在轨热控涂层试验器设计与标定试验研究

杨昌鹏 赵啟伟 赵欣 丁汀

(北京空间飞行器总体设计部，空间热控技术北京市重点实验室，北京 100094)



在轨热控涂层试验器设计与标定试验研究

杨昌鹏 赵啟伟 赵欣 丁汀

(北京空间飞行器总体设计部，空间热控技术北京市重点实验室，北京 100094)

长寿命卫星热控涂层暴露在空间环境中，受到多种空间辐射效应的影响，会产生一定程度的退化。为准确掌握热控涂层在轨退化数据，文章设计了一种涂层试验器，基于能量平衡方程建立了测试热控涂层太阳吸收比的数学模型，并完成了地面标定试验。该装置具有结构简单和测试精度高的优点，为此开展了常用热控涂层空间搭载试验，获取涂层在轨退化数据，为卫星热控设计和热分析提供参考。

热控涂层；退化；涂层试验器；标定试验

1 引言

热控涂层是专门用于调整固体表面热辐射性质，从而达到对物体温度控制的表面材料。航天器在轨飞行所处真空环境，内部产生的热量和吸收的空间外热流主要通过辐射的方式排散出去，因此，航天器表面热控涂层的热辐射特性对航天器在轨温度有重要影响。长寿命卫星热控涂层暴露在空间环境中，受到多种空间辐射效应的影响，会产生一定程度的退化，这些作用的综合结果是涂层太阳吸收比增大，导致卫星热负荷增大，卫星温度不断升高[1]。为了保证星上仪器设备在整个寿命周期中都能维持良好的工作环境，准确掌握热控涂层在轨性能数据的变化情况对热控设计和热分析至关重要。

不同的材料暴露在空间环境中受到的影响是不一样的，如NASA的白漆S13G，主要受紫外辐照和带电粒子(质子和电子)的影响，在几年之内太阳吸收比可从0.2退化到0.7，而聚酰亚胺(Kapton)几年之后几乎变成黑色。石英玻璃表面镜(OSR)基本不受紫外和带电粒子的影响，但表面污染却能导致其太阳吸收比增大。受航天器使用材料等因素的影响，材料放出的气体污染物一旦沉积在热控涂层表面，在紫外线和带电粒子的作用下会变成黑色[2]。为掌握热控涂层在空间环境的性能退化，国外进行了大量的空间飞行试验，美国“长期暴露装置”(LDEF)航天器、俄罗斯和平号空间站以及航天飞机任务中，都进行了热控材料及卫星表面材料在轨长期暴露试验，以测试涂层在轨性能[3-4]。

目前，国内热控涂层退化数据的获取，主要是通过地面模拟空间环境试验或者借鉴国外卫星一些相近涂层的飞行数据[5-7]，但是由于地面模拟试验存在一定的不确定因素，以及国产涂层和国外产品之间的差异性，热设计选用的涂层参数不能准确体现实际在轨的情况，造成卫星在轨仪器温度与分析值存在偏差[8]。为了解决这一问题，为热分析、热设计提供准确的数据支撑，进行热控涂层飞行监测是非常必要的。针对此，本文设计了一种涂层试验器，结合我国实践十七号卫星空间环境，完成了在轨试验设计及地面标定试验，通过在轨热控涂层敏感片的温度遥测，结合地面标定试验数据，计算得到涂层性能退化数据，从而实时掌握热控涂层的退化情况。

2 涂层试验器设计

结合空间环境，本文设计了一种用于在轨获取热控涂层性能退化数据的涂层试验器，其结构如图1所示，主要由杯身、敏感片和电连接器3部分组成。涂层试验器设计的主要思路是减少敏感片和杯身之间的漏热，提高杯身腔体的等温化水平。杯身整体分为4个腔体，每个腔体中央粘贴热敏电阻；杯身的外壁粘贴低吸收/发射比热控薄膜，底面粘贴加热片并包覆多层隔热组件。敏感片的数量共有4个，每个敏感片的背面粘贴模拟热流加热片和热敏电阻，并且敏感片的背面包覆多层隔热组件；敏感片通过4个螺钉与杯身连接，连接面设有隔热垫进行隔热；敏感片面向空间环境的4个面中1个经黑色阳极氧化处理，其余3个粘贴待测热控涂层。杯身与敏感片测控温引线从杯身引出后连至电连接器，电连接器与杯身进行隔热连接。

图1 涂层试验器结构示意图Fig.1 Structure of thermal control coatings monitor

为提高涂层试验器在轨测试精度，采取以下措施：①腔体等温化设计，杯身为铝合金材料，采用一体化扁平式构型，为涂层测试提供相同的腔体温度条件；②内部热设计围绕减小敏感片与杯身腔体漏热展开，敏感片与杯身连接面设有隔热垫进行隔热，同时敏感片背面外侧包覆多层隔热组件，降低敏感片与杯身的辐射耦合，腔体内壁面黑色阳极氧化处理，减小内壁面反射阳光对敏感片产生的附加热流；③杯身外侧壁粘贴低吸收/发射比热控薄膜，底面外侧粘贴加热片和热敏电阻并包覆多层，在轨对杯身进行控温，提供恒温边界条件，阻止外部环境对内部腔体的热扰动；④敏感片采用大尺寸设计，降低了漏热和测量引起的相对误差；⑤选用高稳定度测温热敏电阻和温度采集设备，热敏电阻阻值相对变化率不超过0.1%，在轨温度测量精度优于0.3 ℃。

涂层试验器安装于卫星外表面，为避开星外其他设备对敏感片涂层的遮挡和影响，试验器安装在一倾角为40°的支架上，如图2所示。涂层试验器搭载涂层共4种，涂层类型如下：①铈玻璃镀银二次表面镜1(OSR片1)；②铈玻璃镀银二次表面镜2(OSR片2)；③ACR-1白漆；④黑色阳极氧化涂层(黑片)。其中，①、②为不同厂家产品。

图2 实践十七号卫星涂层试验器产品Fig.2 SJ-17 satellite thermal control coatings monitor

3 涂层在轨试验及标定原理

涂层试验器所搭载的实践十七号卫星位于地球同步轨道，地球红外和反照的能量可忽略不计，由于卫星轨道周期为24 h，最大阴影时间72 min，涂层在轨试验在光照区进行。鉴于涂层敏感片质量较轻，热容量很小，在光照区温度很快趋于平衡，考虑到敏感片和杯身间的换热，在光照区涂层的热平衡方程为

(1)

式中：εh为涂层红外发射率；αs为涂层太阳吸收比；S为太阳辐射强度，在1322W/m2(夏至)和1414W/m2(冬至)之间取值；F为涂层面积；T为涂层温度；σ为斯蒂芬玻尔兹曼常数，一般取5.67×10-8W/(m2·K4)；μ1为涂层接收太阳照射辐射角系数；μS为涂层接收星体红外辐射角系数；Tw为涂层试验器杯身温度；qS为星体红外辐射强度；H(T)|Tw为敏感片与杯身换热量，由导热漏热和辐射漏热组成，在结构固定的情况下，仅与两者温度T、Tw有关。

令Q=αsFSμ1+qSμSεhF，表示涂层样品在轨吸收热流，则式(1)可简化为

(2)

地面标定试验利用敏感片加热片模拟涂层在轨吸收热流，在热真空条件下，测定涂层吸收热流与温度的对应关系。试验时，启动涂层试验器杯身控温加热回路，其目标温度与在轨设定值一致。调整敏感片外热流模拟加热回路电流，当涂层敏感片温度达到热稳定时，涂层样品的热平衡方程为

(3)

式中：I为敏感片外热流模拟回路电流；R为敏感片电加热器阻值；QSink为涂层样品吸收的真空罐附加外热流。

标定试验及在轨试验过程中，由于涂层试验器杯身控制温度相同，在涂层样品温度T相同时可认为H(T)|Tw相同。对于涂层样品的某一稳定温度T，其在轨吸收热流为

(4)

地面标定试验过程中，调整敏感片外热流模拟回路电流得到涂层吸收热流-温度(Q-T) 对应关系，在轨试验时已知涂层遥测温度T即可得出涂层吸收的热流Q。

对于黑片，认为其在空间稳定性好，表面辐射特性αs,B、εh,B不变，黑片吸收的空间外热流为

(5)

同时，认为待测热控涂层A发射率εh,A在轨与地面一致，而且由于安装位置相同，涂层A与黑片接收太阳辐射角系数μ1以及接受星体红外角系数μS相同，涂层A吸收的空间外热流为

(6)

由式(5)、(6)可以得出在轨待测涂层A的太阳吸收比为

(7)

4 地面标定试验及入轨情况

4.1 地面标定试验

涂层试验器地面标定试验在低温真空罐中进行，试验过程中控制杯身温度与在轨温度一致。根据敏感片在轨吸收外热流范围，将敏感片模拟外热流加热回路电流划分为若干台阶，同时对真空罐背景热流进行了测量。试验分别标定了杯身控温40 ℃和60 ℃条件下，涂层敏感片吸收热流与温度关系。试验过程中，杯身腔体1～4实际温度曲线如图3和图4所示，杯身温度稳定控制在(40±1)℃和(60±1)℃范围内，同一时刻，杯身腔体1～4温度均匀性优于0.5 ℃，杯身控温效果良好，为不同涂层标定提供了一致的温度环境，标定试验所获得的试验数据见表1和表2。

对上述标定试验数据利用OriginLab软件进行了4次方拟合，分别获取了杯身控温40 ℃和60 ℃条件下各涂层敏感片吸收热流与温度关系曲线，如图5和图6所示。从图5、图6中可以看出，由于OSR片1和OSR片2辐射参数比较一致，两种涂层Q-T曲线符合性较好。地面标定试验为涂层试验器在轨试验提供了数据基础，涂层试验器在轨试验时，已知涂层遥测温度T利用吸收热流与温度拟合曲线即可得出涂层在轨吸收的热流Q。

图3 目标温度40℃杯身实际温度曲线Fig.3 Target temperature 40℃ cavity actual temperature curve

图4 目标温度60℃杯身实际温度曲线Fig.4 Target temperature 60℃ cavity actual temperature curve

序号ACR-1白漆OSR片2OSR片1黑片温度/K热流/W温度/K热流/W温度/K热流/W温度/K热流/W1263.280.692263.030.391263.380.381267.820.9402275.101.205269.910.661269.970.648284.271.7083285.631.701275.480.895277.010.940297.382.4014289.371.887278.591.027278.761.010305.212.9725294.962.182281.711.164281.891.151311.253.3556298.772.395283.331.242285.221.297317.353.7507304.482.738286.851.401285.471.380323.294.1688308.562.978290.201.655289.071.549329.694.6239312.573.350291.961.655290.891.633333.94.92110316.593.616293.841.841294.61.917340.185.41511320.243.891297.291.933296.211.917341.695.57512329.024.474301.362.243302.142.318352.746.44413335.274.946305.272.460304.062.509369.558.179

表2 涂层敏感片Q-T对应关系表(杯身60℃)

图5 杯身40℃各敏感片Q-T拟合曲线Fig.5 Q-T fitting curve of thermal control coatings sensor(cavity 40℃)

图6 杯身60℃各敏感片Q-T拟合曲线Fig.6 Q-T fitting curve of thermal control coatings sensor(cavity 60℃)

4.2 标定试验误差分析

根据式(4)，涂层试验器标定试验误差主要由以下几部分组成：电功率测量误差(电流测量误差、加热片阻值测量误差)、温度测量误差、背景热流测量误差等。

(1)电功率测量误差：试验使用电源的电流测量精度为(0.15%+3 mA)，测量电阻用的数字万用表测量精度为0.05%，电功率综合测量误差为2.4%。

(2)温度测量误差：杯身和敏感片的温度均是由热敏电阻进行采集，温度的测量精度取决于热敏电阻的标定精度，涂层试验器所用热敏电阻的标定精度均在0.3℃以内。

(3)背景热流测量误差：真空罐背景热流通过热流计进行测量，测量误差在0.03 W以内。

上述各种误差导致的敏感片吸收热流测量误差为0.06 W(含敏感片外热流模拟加热回路电功率测量误差，以及吸收背景热流测量误差)，温度测量误差为0.3℃，敏感片吸收热流测量误差和温度测量误差引起的在轨涂层太阳吸收比测量误差为0.01。

4.3 入轨初期工作情况

涂层试验器搭载实践十七号卫星开展涂层空间试验，卫星于2016年11月3日成功发射。入轨后，涂层试验器各部件热敏遥测温正常，杯身控温回路工作正常，2017年2月14-16日卫星通过遥测下传的涂层试验器各部件连续温度试验数据如图7所示。杯身腔体1～4在轨温度稳定控制在(60±1) ℃范围内，控温效果良好。OSR片1温度在-3.82 ℃～17.63 ℃之间，OSR片2温度在-5.44 ℃～17.49 ℃之间，ACR-1白漆温度在-14.33 ℃～45.09 ℃之间，黑片温度在-15.46 ℃～90.52 ℃之间。

作为整星散热面广泛选用的热控涂层，OSR片具有较低的吸收/发射比，因此光照区OSR片1和OSR片2温度最低，由于两者辐射参数相近，在轨温度表现较为一致。ACR-1白漆广泛应用于星外部件表面，相较于OSR片，ACR-1白漆红外发射率更高，但其吸收/发射比也较OSR片更高，因此，ACR-1白漆在阴影区温度更低，而在光照区温度要更高一些。作为标准试片，黑片具有高吸收、高发射的辐射特性，阴影区温度最低，光照区温度最高，在轨温度波动范围最大。

图7 涂层试验器在轨温度曲线Fig.7 Thermal control coatings monitor on-orbit temperature curve

5 结束语

本文设计了一种可在轨获取热控涂层性能退化数据的涂层试验器，为涂层在轨试验提供了高稳定性的边界条件，具有较高的测试精度，并对涂层试验器在轨试验和地面标定试验原理进行了介绍。在此基础上，完成了涂层试验器地面标定试验，为涂层在轨试验提供了数据分析基础。涂层试验器入轨后各部件工作正常，下一步将开展卫星寿命期内的涂层退化分析研究，实践十七号卫星涂层试验器搭载试验可对涂层退化研究以及中高轨卫星的热控长寿命设计提供数据支撑。

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(编辑：李多)

On-orbit Thermal Control Coatings Monitor Design and Calibrating Experiment

YANG Changpeng ZHAO Qiwei ZHAO Xin DING Ting

(Beijing Key Laboratory of Space Thermal Control Technology，Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China)

The thermal control coatings being exposed to the space environment for long-term satellite，due to the impact of various space radiation effects,will have a certain degree of degradation. To grasp thermal control coatings on-orbit degradation data by rule and line，in this paper a coatings monitor is designed，and a calculation model for testing solar absorptance of the coatings is established according to energy conservation principle，and a ground calibrating experiment is carried out. This device has the advantages of simple structure and high testing precision,and be used to carry out space flight test with thermal control coatings to obtain coatings degradation data on-orbit.These data will provide reference for satellite thermal control design and thermal analysis.

thermal control coatings; degradation; coatings monitor; calibrating experiment

2017-02-27；

2017-03-16

杨昌鹏，男，硕士，工程师，从事航天器热控设计工作。Email：ycpeng1985@163.com。

V416

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.02.019