超低轨道卫星热控分系统原子氧防护设计

任红艳 杨昌鹏 赵欣 许峰 李挺豪

(北京空间飞行器总体设计部 航天器热控全国重点实验室,北京 100094)

超低轨道是位于临近空间以上,但又比传统卫星轨道高度低的外层空间轨道,通常将超低轨道的高度定义为150～300km[1-2]。超低轨卫星与地球表面距离短,相对于其他传统的航天器,具有发射成本低、反应块、重访轨道周期短、观察效果好以及小型化、模块化的特点,可以提升载荷工作效能,降低卫星研制和发射成本,在通信、导航、测绘、空天目标监测等领域均有广泛的应用[3]。

超低轨道空间环境区别于传统轨道的特点是原子氧浓度高,原子氧(AO)是低地球轨道残余大气的主要成分,原子氧浓度随着轨道高度的升高而降低,200km高度原子氧年平均积分通量是400km高度的约30倍。当卫星运行在超低轨道时,卫星以7～8km/s的速度在近地轨道运行时,高浓度原子氧撞击卫星热控材料表面,高能量、强氧化性的原子氧与热控材料表面作用时,将对卫星表面材料产生严重的氧化剥蚀作用,是卫星表面材料退化的主要因素之一。由于超低轨道空间环境的特殊性,卫星在轨运行期间,舱外材料或者器件将经受较大浓度原子氧的氧化剥蚀作用,导致材料或者器件性能下降或者失效,研究发现,高通量的原子氧是导致早期超低轨卫星寿命短暂的主要原因[4-6]。

原子氧对材料的剥蚀是渐进累积的过程,需要航天器长期在超低轨道运行,才能对舱外材料或器件性能产生明显的改变。目前国内没有在超低轨道长期(5年以上)运行的卫星,相应也未出现过因为原子氧的侵蚀导致卫星在轨性能下降或失效的事件[7]。

日本于2017年12月23日发射的超低轨道技术试验卫星(SLATS),工作于180～268km,已经接近于轨道高度的极限[8]。本文参考SLATS卫星在轨空间环境的特点,对国内外常用热控材料的原子氧效应影响进行了调研,给出了位于超低轨道空间环境下,不同在轨运行时长下超低轨卫星的热控分系统原子氧防护设计方法。

1 原子氧对有关材料的影响分析

对原子氧的侵蚀的定量表征是采用侵蚀速率(或称反应系数),具体定义为:Re=材料损失体积/总入射原子数目(cm3/atom),Re可用以下公式计算

(1)

式中:Δm为质量损失(g);ρ为材料密度(g/cm3);Φ为入射原子氧通量(atomcm-2s-1),A为暴露的表面面积(cm2),T为暴露的时间(s)。

通过调研,本文对国内外航天器上常用热控材料的原子氧影响研究结果进行了总结,表1中列出了航天器常用材料的原子氧侵蚀速率[4,9-17],表2为航天器常用粘结剂的原子氧侵蚀率[18]。

表1 航天器常用材料原子氧侵蚀速率Table 1 Atomic oxygen erosion rate of common materials for spcacecraft

通过对国内外航天器常用材料原子氧侵蚀的研究,可得出以下结论。

(1)金属材料的原子氧反应率大多数都比较低,且只会对表层部分产生影响[19-20],长期暴露装置(LDEF)试验结果表明,铝、铜、镍等金属在遭受原子氧作用后表面会出现致密的氧化层;原子氧的反应一般不会影响到金属的强度(银等反应率高的金属除外)[21],金属箔就成为航天器外表面原子氧防护的一种较好的选择,例如:铝箔,不锈钢箔等,但金属箔包覆防护会改变基底材料的功能,特别是对于有热控功能材料的散热面,是不能采取金属箔包覆的,对于多层隔热材料,可考虑采用金属箔作为外表面面膜来实现原子氧防护。

表2 航天器常用粘结剂子氧侵蚀率Table 2 Types of commonly used adhesives for spcacecraft and their atomic oxygen erosion rate

(2)对于无机材料,均具有较低的原子氧反应率[9],例如我国长寿命载人航天器上使用的KS-Z白漆为无机漆,主要成分为氧化锌和硅酸钾,在文献[10]中进行了原子氧通量为3.9×1022atoms/cm2的辐照试验,发现原子氧对KS-Z白漆的太阳吸收率和半球发射率基本无影响,KS-Z白漆的原子氧反应率仅有0.018×10-24cm3/atom。

(3)国内航天器热控系统铈玻璃镀银二次表面镜(OSR)片大量被作为卫星的散热面涂层使用,根据文献[11],石英玻璃镀银OSR片在原子氧作用下性能非常稳定。目前国内普遍使用的OSR为防静电铈玻璃镀银二次表面镜。由于铈玻璃和石英玻璃同属无机非金属氧化物玻璃,原子氧对铈玻璃也不会产生剥蚀,因此,防静电铈玻璃镀银二次表面镜在原子氧作用下性能也不会受到影响;但需要注意的是,OSR片表面无导电层时基本无影响,表面有导电层时原子氧会使导电性能退化,长时间在轨使用期间,OSR片外表面的导电层会可能失去导电性能。

(4)对于复合材料,原子氧会导致表层树脂被侵蚀,将石墨纤维、碳纤维、玻璃纤维等裸露在表面;大剂量的原子氧腐蚀可使得复合材料外侧的基体与纤维脱开,导致纤维断裂,降低力学性能。特别是当材料表面的保护涂层有小孔缺陷时,下面的有机材料将会受到原子氧的“挖空”作用,剥蚀出面积远大于小孔的深洞[13]。图1所示为三种复合材料:特氟龙(Teflon)、玻璃纤维/环氧、贝塔布(β布)试样的体积损失随着原子氧累积通量增大的变化曲线[14],随着累积通量的增大,Teflon的体积损失基本上是线性增大的,而玻璃纤维/环氧和β布这两种复合材料,体积损失越来越慢,特别是β布,最后几乎趋于水平。文献[12-13]都对试验结果进行分析,在辐照前,玻璃纤维/环氧及β布为大量纤维一束束编织在一起,纤维束之间存在孔隙,在孔隙及玻璃纤维之间浸透充满树脂或Telfon;在原子氧辐照后,外层玻璃纤维之间的环氧树脂或者Teflon被原子氧剥蚀后,由于玻璃纤维不与原子氧反应,暴露的玻璃纤维对内部底层的树脂起到了一定的保护作用,导致原子氧剥蚀速度减缓,所以,原子氧辐照试验初期,玻璃纤维/环氧及β布有较大的剥蚀率原因在于表层树脂或者Teflon被剥蚀的结果,随着原子氧辐照通量的增大,原子氧剥蚀速度明显减缓。

图1 Teflon、玻璃纤维/环氧、β布的原子氧试验体积损失曲线Fig 1 Atomic oxygen test volume loss curves of Teflon,fiberglass/epoxy and β-colth

(5)神舟飞船及空间站的外表面多层面膜为防原子氧复合膜。防原子氧外用阻燃布的基材为玻璃纤维,涂覆加入纳米二氧化硅后的四氟乳液以提高抗原子氧能力。国内使用的防原子氧复合膜基本组成与“国际空间站”使用的β布相同,主要成分为玻璃纤维。“国际空间站”在轨运行将近25年,使用的β布经受的原子氧通量大约为2.3×1023atoms/cm2,也间接说明了贝塔布的抗原子氧性能优越。根据文献[12],防原子氧复合膜在原子氧通量1.85×1022atoms/cm2辐照后,防原子氧复合膜的太阳吸收率变大;有一定的剥蚀而导致质量损失,分析主要原因是复合膜中浸的胶被原子氧剥蚀引起,对复合膜的性能影响不大。文献[14]中提出,对于长寿命低轨航天器,由于其表面材料经受的原子氧通量大,极大地增加了地面模拟试验的时间和成本;因此,对于大通量的原子氧试验,可采用外推的方法来预估材料的性能变化。如对于防原子氧复合膜,在经受原子氧通量1.85×1022atoms/cm2辐照期间,当原子氧通量仅仅到4×1020atoms/cm2时,其质量损失就不再增加[10],说明后期原子氧辐照就对防原子氧复合膜的影响不大。对于我国空间站,15年寿命末期迎风面的原子氧通量大约为1.4×1023atoms/cm2,可通过外推法,推算防原子氧复合膜可承受该原子氧通量。

(6)在航天器上广泛应用的有机材料(环氧树脂、聚氨酯、聚酰亚胺等)均易受到原子氧腐蚀,显微分析发现,材料表面由于出现沟、槽、斑点等缺陷使得材料变得疏松,加速原子氧穿过的速度,使表面被逐渐剥蚀;有机材料在低轨长期使用时,原子氧会造成一定程度的厚度减小,可能会加剧材料机械强度的衰减;长寿命航天器使用时,因原子氧剥蚀而产生的颗粒物会对附近其他系统或者敏感表面造成污染[13];原子氧的防护的基本原则是防护材料或者防护涂层既要提高基地材料的耐原子氧性,又不能改变基地材料的功能。目前,国内研究较多的为聚酰亚胺膜,有机硅涂层是各类有机涂层中受原子侵蚀影响最小的材料[22],在聚酰亚胺膜上沉积一层硅氧烷涂层,可有效提高聚酰亚胺膜的防原子氧性能[23]。

2 国内低轨航天器外表面热控防原子氧设计

目前,国内还没有长期运行在超低轨道的卫星,大部分低轨卫星均长期运行在轨道高度在500km以上。天宫一号是国内第一个低轨道、长寿命的大型载人航天器,在轨正常工作4年半,天宫一号在轨长期工作在轨道高度370km的近圆轨道上,天宫一号迎风面的原子氧通量大约为3.9×1022atoms/cm2。

我国空间站于2022年11月份完成在轨基本构型,设计寿命为10年以上,轨道高度400km;寿命末期,空间站迎风面的原子氧通量大约为7.8× 1022atoms/cm2。

天宫一号及空间站的主散热面涂层为KS-Z白漆或者KS-ZA白漆(KS-Z白漆的改进),多层隔热材料的面膜均为防原子氧复合膜。

3 超低轨道卫星热控分系统原子氧防护设计

3.1 国内常用热控材料在超低轨道上的原子氧侵蚀分析

高度大于100km以上的原子氧是氧分子受太阳紫外辐射电离而成的,原子氧是低地球轨道中残余大气的重要成分。原子氧对于卫星表面材料的剥蚀作用由以下几个因素决定:轨道高度、卫星姿态、卫星轨道倾角、在轨运行时间(寿命)、太阳活动性等,本文中,暂未考虑多种因素对原子氧通量的影响,以平均值来进行研究。

对于在轨道高度268km运行的超低轨卫星,迎风面(即卫星飞行方向)平均每月的原子氧通量为2.8×1021atoms/cm2[6,19],而卫星的侧风面平均每月的原子氧通量会比迎风面减少一个数量级,约2.8×1020atoms/cm2。

图2所示为随超低轨卫星在轨寿命时间的延长,我国航天器外表面常用热控材料在卫星迎风面上原子氧作用下的剥蚀厚度;对于卫星的侧风面,热控材料的原子氧剥蚀厚度大约为图2结果的十分之一量级。

图2 航天器外表面常用热控材料在轨道高度为268km期间的原子氧剥蚀厚度变化曲线Fig 2 Atomic oxygen erosion thickness variation curve of commonly used thermal control materials on outer surface of spacecraft during orbital altitude 268km

图2中未考虑β布或防原子氧复合膜,是因为β布或防原子氧复合膜在原子氧辐照初期,由于浸胶被剥蚀而出现质量损失,而随着原子氧辐照时间的延长及辐照通量的增大,质量损失几乎不再增加,说明后期原子氧辐照就对防原子氧复合膜的影响不大,所以β布或防原子氧复合膜不适用此种考量。

由图2可以看出:

(1)对于超低轨卫星,其迎风面原子氧通量较大。迎风面是不能使用有机白漆作为散热面涂层的,无机白漆以及OSR片均可以作为迎风面的散热面涂层;且对于长寿命超低轨卫星,散热面涂层也可以选用无机白漆或者OSR片。

(2)对于超低轨卫星,若卫星在轨运行时间较短,小于1年的话,迎风面的多层隔热组件面膜可以选用硅氧烷聚酰亚胺膜(25%硅氧烷)、防原子氧复合膜;但若在轨寿命为1-2年,不建议多层面膜选用硅氧烷聚酰亚胺膜,可选用防原子氧复合膜;对于长寿命超低轨卫星,鉴于现阶段,国内常用多层面膜材料均无地面试验或在轨飞行数据能够证明其能够耐受原子氧通量高达2.7×1023atoms/cm2辐照;迎风面由于原子氧通量过大,建议长寿命卫星迎风面选取金属箔作为多层外表面的原子氧防护层。

(3)对于超低轨卫星的侧风面,散热面可以选取无机白漆或者OSR片;若卫星在轨时间为1年左右,多层面膜可选的种类较多,从可靠性及卫星质量等角度考虑,多层面膜建议选择带ITO的单面镀铝聚酰亚胺膜或者硅氧烷聚酰亚胺膜;对于寿命长达8年的长寿命超低轨卫星,考虑到多层有厚度会导致多层厚度方向位于迎风面,这样就会带来原子氧防护问题,多层面膜建议选择防原子氧复合膜。

3.2 超低轨卫星热控防原子氧设计

由图2分析可知,对于在超低轨道上运行不同时长下,超低轨卫星热控分系统的防原子氧设计不同,由此得出如下建议。

(1)对于在轨寿命1年的超低轨航天器,迎风面散热面建议选择OSR片、无机白漆(KS-Z白漆、KS-ZA白漆等),多层面膜选择硅氧烷聚酰亚胺(25%硅氧烷)、防原子氧复合膜;非迎风面(侧风面)散热面建议选择OSR片、无机白漆,多层面膜选择聚酰亚胺膜(带ITO)、硅氧烷聚酰亚胺(25%硅氧烷)、硅氧烷聚酰亚胺(7%硅氧烷)、防原子氧复合膜、黑膜。

(2)对于在轨寿命2年的超低轨航天器,迎风面散热面建议选择OSR片、无机白漆,多层面膜选择防原子氧复合膜;非迎风面散热面建议选择OSR片、无机白漆,多层面膜选择聚酰亚胺膜(带ITO)、硅氧烷聚酰亚胺(25%硅氧烷)、硅氧烷聚酰亚胺(7%硅氧烷)、防原子氧复合膜。

(3)对于在轨寿命3～5年的超低轨航天器,迎风面散热面建议选择OSR片、无机白漆,多层面膜选择金属箔(如不锈钢箔);非迎风面散热面建议选择OSR片、无机白漆,多层面膜选择硅氧烷聚酰亚胺(25%硅氧烷)、硅氧烷聚酰亚胺(7%硅氧烷)、防原子氧复合膜。

(4)对于在轨寿命高于5年的长寿命超低轨航天器,迎风面散热面建议选择OSR片、无机白漆,多层面膜选择金属箔;非迎风面散热面建议选择OSR片、无机白漆,多层面膜选择硅氧烷聚酰亚胺(25%硅氧烷)、防原子氧复合膜。

4 结束语

超低轨卫星因其轨道高度低,轨道周期短、观测效果好等优点,在高分辨率成像和科学领域应用前景广阔。但超低轨道原子氧浓度大,而原子氧具有极强的化学活性,会对超低轨道的航天器表面材料或者器件产生严重的氧化剥蚀效应,导致材料的性能下降或失效。本文对国内外航天器上常用热控材料的原子氧影响研究结果进行了总结归纳,提出轨道高度为300km以下的超低轨长寿命(8年)卫星热控分系统防原子氧设计方案(原子氧通量为2.7×1023atoms/cm2),迎风面散热面选用OSR片或无机白漆,迎风面多层面膜选用金属箔防护;其他侧风面散热面选择OSR片或无机白漆,多层面膜选择防原子氧复合膜。本文可以为国内超低轨长寿命卫星热控分系统防原子氧设计提供参考。