李 濤，姜利祥，郭 亮，劉向鵬，馮偉泉，翟睿瓊

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京100094）

0 引言

距地球表面200～700 km的低地球軌道（LEO）空間環(huán)境惡劣，航天器在此軌道將受到高真空、太陽(yáng)電磁輻射、空間碎片撞擊、原子氧轟擊與氧化等空間環(huán)境作用的影響，其中空間原子氧是危害LEO航天器在軌性能的最主要空間環(huán)境因素之一[1-2]。

航天器用材料種類(lèi)眾多，如結(jié)構(gòu)材料、粘結(jié)材料、導(dǎo)電材料等，LEO空間使用時(shí)若直接暴露于外環(huán)境中，都會(huì)受到不同程度原子氧侵蝕作用的影響，出現(xiàn)質(zhì)量及厚度的損失、功能退化等現(xiàn)象。材料的損傷進(jìn)而會(huì)影響到其所屬組件的功能，最終威脅到航天器在軌運(yùn)行的可靠性。

太陽(yáng)電池陣作為大多數(shù)航天器電源系統(tǒng)的主體，其空間環(huán)境適應(yīng)性對(duì)于航天器的在軌可靠性而言意義重大。由于功能需要，LEO航天器太陽(yáng)電池陣上所使用的大多數(shù)材料都可能直接暴露，從而遭受原子氧的侵蝕，最終導(dǎo)致太陽(yáng)電池組件電性能退化。

本文從在軌工作環(huán)境、原子氧對(duì)材料的侵蝕效應(yīng)、組件電性能的退化等3個(gè)方面，對(duì)空間太陽(yáng)電池陣的原子氧效應(yīng)及其危害進(jìn)行分析研究。

1 在軌原子氧環(huán)境分析

作特性決定了航天器圍地球繞行一周的過(guò)程中，太陽(yáng)電池陣的正、反面各有半個(gè)周期的時(shí)間處于迎風(fēng)狀態(tài)，如圖1所示。

圖1 對(duì)日定向太陽(yáng)電池板空間飛行狀態(tài)示意圖Fig.1 Flight states of solar-oriented solar array in space

某載人航天器以近圓軌道繞地球飛行，其軌道高度為400 km，傾角為43°。以此條件為輸入，利用MISSE90模型進(jìn)行計(jì)算分析，中性大氣中原子氧的數(shù)密度計(jì)算結(jié)果為 3×107～4×108atom/cm3。太陽(yáng)活動(dòng)高年與低年時(shí)，大氣密度值會(huì)相差數(shù)倍。

若按照太陽(yáng)高年計(jì)算該航天器運(yùn)行10年外表面原子氧積分通量，最大值為7.33×1022atom/cm2，其中太陽(yáng)電池板上的積分通量在 0.4×1022～2.3×1022atom/cm2之間，約為航天器表面原子氧積分通量最大值的1/3，如圖2所示。太陽(yáng)電池陣正、反面原子氧積分通量稍有差異，反面稍大，這主要是由于大氣密度隨當(dāng)?shù)貢r(shí)間變化引起的。

多數(shù)太陽(yáng)電池陣具有對(duì)日定向的特征，這種工

圖2 某LEO航天器表面原子氧積分通量分析結(jié)果Fig.2 Results of AO environment analysis on spacecraft surface

2 原子氧對(duì)太陽(yáng)電池陣用材料的影響分析

為了滿(mǎn)足不同航天器的需要，目前的太陽(yáng)電池陣結(jié)構(gòu)主要有剛性、半剛性及柔性3種，它們之間的區(qū)別主要在于基板的形式不同。

2.1 剛性太陽(yáng)電池陣

圖3為常見(jiàn)剛性太陽(yáng)電池陣的構(gòu)成示意圖。下面按太陽(yáng)電池陣的構(gòu)成，從基板、電池單元及電線電纜 3個(gè)部分分析太陽(yáng)電池陣用材料的原子氧效應(yīng)及其危害。

圖3 剛性太陽(yáng)電池陣示意圖Fig.3 Cross section of rigid solar array

2.1.1 基板

剛性太陽(yáng)電池目前多采用蜂窩夾層板結(jié)構(gòu)。夾層板的面板材料通常為鋁合金、碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料、凱芙拉/環(huán)氧復(fù)合材料、玻璃/環(huán)氧復(fù)合材料。原子氧會(huì)侵蝕復(fù)合材料中的有機(jī)粘結(jié)劑，導(dǎo)致其機(jī)械性能降低（強(qiáng)度、模量值下降可達(dá)30%以上[3]），從而引起電池陣基板結(jié)構(gòu)可靠性的下降。目前常見(jiàn)的碳纖維復(fù)合材料的原子氧反應(yīng)率為 0.8×10-24～3.0×10-24cm3/atom，在400 km軌道運(yùn)行10年，厚度損失可達(dá)上百μm。

膠粘劑按照使用位置不同可以分為以下幾種：結(jié)構(gòu)膠用于面板與芯子之間的膠接，目前一般有國(guó)產(chǎn)的J47B底膠、J47C膠膜等；泡沫膠用于芯子與芯子之間的拼接、芯子與預(yù)埋件之間的膠接、芯子與框等構(gòu)件的膠接以及對(duì)芯子局部的填充等，主要有國(guó)產(chǎn)J47D、J78D泡沫膠等；灌注膠主要用于蜂窩夾層板成形后鑲嵌的后埋件，也可以用于復(fù)合材料的修補(bǔ)，主要有國(guó)產(chǎn)的J153等。這些粘結(jié)劑都會(huì)受到原子氧不同程度的侵蝕作用，嚴(yán)重時(shí)可能導(dǎo)致膠粘失效，進(jìn)而引起夾層板強(qiáng)度可靠性的下降。目視檢查外觀變化可以作為判定膠粘劑在原子氧作用后損傷程度的主要依據(jù)[4]。

2.1.2 電池單元

太陽(yáng)電池組件是組成太陽(yáng)電池陣的基本單元，主要有單體太陽(yáng)電池、抗輻射玻璃蓋片、互連片、匯流條、玻璃蓋片粘結(jié)劑等部分組成，根據(jù)設(shè)計(jì)需求還可以組裝上旁路二極管。太陽(yáng)電池組件中單體太陽(yáng)電池通常使用互連片連接起來(lái)。圖4為電池單元的常見(jiàn)結(jié)構(gòu)[5]。

圖4 疊層太陽(yáng)電池結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Structure of solar cell

玻璃蓋片的主要作用是降低空間輻射環(huán)境對(duì)太陽(yáng)電池的影響，一般使用石英玻璃，它對(duì)原子氧不敏感。但為最大限度地減少玻璃蓋片正面的反射損失，目前的蓋片表面通常蒸鍍一層 MgF2作為增透膜。MgF2的原子氧反應(yīng)率較低，約為0.01×10-24～0.1×10-24cm3/atom，但即便較小的厚度損失也會(huì)對(duì)膜層的減反射能力造成影響。國(guó)外飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，1021atom/cm2量級(jí)的原子氧作用，MgF2/石英蓋片的紫外波段透射率下降可達(dá)20%左右[6]。

蓋片膠一般選用硅粘結(jié)劑，原子氧反應(yīng)率較低，約為 0.01×10-24～0.1×10-24cm3/atom，但其反應(yīng)后生成物具有較大脆性。航天器機(jī)動(dòng)時(shí)，這些生成物有可能脫離并沉積在蓋片表面，影響電池單元的電性能。

互連片的功能是在太陽(yáng)電池陣的規(guī)定運(yùn)行壽命內(nèi)把各個(gè)電池產(chǎn)生的電能傳導(dǎo)到太陽(yáng)電池陣的輸出電纜上，目前常用的互連片材料包括退火的無(wú)氧銅、退火的純銀箔、退火的鍍銀可伐合金、退火的無(wú)鍍銀或鍍銀純鋁、退火的鍍銀鉬帶、退火的鍍銀或焊錫的銅鈹合金。其中銀的抗原子氧能力最差，反應(yīng)率可達(dá) 9×10-24cm3/atom，長(zhǎng)期作用會(huì)使電池單元串間連接失效。其他金屬的抗原子氧能力均較為良好，其中鉬可認(rèn)為與原子氧不反應(yīng)。

2.1.3 電線電纜

電纜線是太陽(yáng)電池陣中不可缺少的組成部分，電纜線的線芯無(wú)例外都選用銅導(dǎo)線，護(hù)套都選用絕緣材料，目前常用的絕緣材料有聚乙烯、聚酰亞胺、聚四氟乙烯、聚四氟乙丙稀等。這些有機(jī)材料都會(huì)遭受原子氧的侵蝕作用，如聚乙烯反應(yīng)率可達(dá)4×10-24cm3/atom，在空間站軌道使用10年厚度損失可達(dá)數(shù)百μm。

表 1為剛性太陽(yáng)電池陣常用材料的原子氧效應(yīng)及其可能造成的危害情況匯總。

表1 原子氧對(duì)剛性太陽(yáng)電池陣常用材料的影響及危害Table 1 The effect of atomic oxygen on the materials of rigid solar array

對(duì)原子氧效應(yīng)而言，剛性、半剛性及柔性太陽(yáng)電池陣的主要區(qū)別在于基板材料及構(gòu)成的不同，因此下文將只對(duì)柔性、半剛性太陽(yáng)電池陣基板材料的原子氧效應(yīng)及危害進(jìn)行分析。

2.2 柔性太陽(yáng)電池陣

圖5為ISS用柔性太陽(yáng)電池陣結(jié)構(gòu)[6]。柔性太陽(yáng)電池陣的太陽(yáng)電池基板襯底一般為柔性薄膜材料，因此稱(chēng)之為“柔性”。根據(jù)展開(kāi)方式的不同又可以分為折疊式太陽(yáng)電池陣和卷式太陽(yáng)電池陣。

此種太陽(yáng)電池陣結(jié)構(gòu)中，太陽(yáng)能電池片粘貼在張緊的柔性Kapton薄膜基板上，Kapton薄膜的厚度一般為25 μm；ISS太陽(yáng)電池陣結(jié)構(gòu)中還使用玻璃纖維/聚酯復(fù)合，使得柔性襯底的總厚度可達(dá)近70 μm[5]。原子氧對(duì)幾乎所有的有機(jī)類(lèi)材料都具有侵蝕效應(yīng)，上述材料中 Kapton材料反應(yīng)率為3.0×10-24cm3/atom，聚酯材料反應(yīng)率為2.0×10-24～4.0×10-24cm3/atom。SiOx材料可在一定程度上防護(hù)原子氧的侵蝕，但類(lèi)似空間站這種長(zhǎng)期任務(wù)使用時(shí)，SiOx可能會(huì)發(fā)生嚴(yán)重的玻璃化，原子氧可以通過(guò)裂縫掏蝕基底材料，從而導(dǎo)致基底材料強(qiáng)度下降。表2為原子氧對(duì)柔性太陽(yáng)電池陣特有材料（與剛性太陽(yáng)電池陣類(lèi)似的材料除外）的影響分析。

圖5 ISS柔性太陽(yáng)電池陣結(jié)構(gòu)Fig.5 Structure of ISS flexible solar array

表2 原子氧對(duì)柔性太陽(yáng)電池陣特有材料的影響及危害Table 2 The effects of AO on the flexible solar array materials

2.3 半剛性太陽(yáng)電池陣

圖6為常見(jiàn)的半剛性太陽(yáng)電池結(jié)構(gòu)[5]。半剛性太陽(yáng)電池陣是介于剛性太陽(yáng)電池陣和柔性太陽(yáng)電池陣之間的一種太陽(yáng)電池陣構(gòu)型，其主要特點(diǎn)是太陽(yáng)電池片粘結(jié)的襯底采用半剛性結(jié)構(gòu)，由網(wǎng)絡(luò)狀的玻璃纖維材料和蠟?zāi)な讲ＡЮw維增強(qiáng)的聚酰亞胺薄膜兩種形式，太陽(yáng)電池板的框架材料還是采用輕質(zhì)的碳纖維材料。

圖6 半剛性太陽(yáng)電池陣的常見(jiàn)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 Structure of semi-rigid solar array

目前我國(guó)研制的半剛性太陽(yáng)電池陣基板使用碳纖維強(qiáng)化鋁基復(fù)合材料做剛性框架，涂膠的玻璃纖維線做面板，面板與框架間預(yù)緊而成。玻璃纖維線及粘結(jié)劑對(duì)原子氧環(huán)境較為敏感，這兩種材料反應(yīng)率并不高，一般都小于0.1×10-24cm3/atom；但它們的氧化產(chǎn)物具有很大的脆性，可能會(huì)導(dǎo)致基底強(qiáng)度降低以及電池片粘接失效。表3為原子氧對(duì)半剛性太陽(yáng)電池陣特有材料（與剛性太陽(yáng)電池陣類(lèi)似的材料除外）的影響分析。

表3 原子氧對(duì)半剛性太陽(yáng)電池陣特有材料的影響及危害Table 3 Effects of atomic oxygen on the semi-rigid solar array materials

2.4 太陽(yáng)電池陣常用材料原子氧效應(yīng)及其危害

初步劃分原子氧反應(yīng)率大于1.0×10-24cm3/atom為A級(jí)，處于0.01×10-24～1.0×10-24cm3/atom之間為B級(jí)，小于0.01×10-24cm3/atom為C級(jí)。通?？梢哉J(rèn)為，A級(jí)材料在原子氧環(huán)境下使用風(fēng)險(xiǎn)相對(duì)較高，應(yīng)謹(jǐn)慎使用；B級(jí)材料具有一定抗原子氧能力，但原子氧對(duì)其造成的氧化侵蝕可能會(huì)引起一定的次生危害，應(yīng)甄別使用；C級(jí)材料對(duì)原子氧不敏感，可安全使用。

按照使用位置不同，對(duì)常用電池陣用材料的原子氧危害及使用風(fēng)險(xiǎn)匯總?cè)绫?[7]。

表4 太陽(yáng)電池陣常用材料原子氧效應(yīng)危害及使用風(fēng)險(xiǎn)Table 4 Effects of atomic oxygen on solar array materials and the related application risk

3 原子氧對(duì)太陽(yáng)電池陣組件電性能的影響

太陽(yáng)電池陣空間應(yīng)用時(shí)，其材料的形狀、結(jié)構(gòu)及使用位置不盡相同，因此其實(shí)際遭受的原子氧效應(yīng)的影響與實(shí)驗(yàn)室中材料級(jí)試驗(yàn)的情況具有較大的差異。

組件級(jí)試驗(yàn)?zāi)軌蚋诱鎸?shí)地模擬電池陣的空間使用狀態(tài)，同時(shí)能夠?qū)υ友踉斐傻碾娦阅芡嘶M(jìn)行驗(yàn)證分析，具有材料級(jí)試驗(yàn)無(wú)法替代的優(yōu)勢(shì)。本文結(jié)合 NASA開(kāi)展的兩次組件級(jí)試驗(yàn)，對(duì)原子氧效應(yīng)引起的太陽(yáng)電池陣電性能退化進(jìn)行了初步分析。

3.1 LDEF飛行試驗(yàn)

LDEF在低地球軌道運(yùn)行5.8年，試驗(yàn)后結(jié)果分析表明，原子氧對(duì)其攜帶的電池陣樣品進(jìn)行了嚴(yán)重的侵蝕，基體材料出現(xiàn)了明顯的穿孔/開(kāi)裂，電池陣內(nèi)阻增加明顯。電性能測(cè)試表明，單塊太陽(yáng)電池最大功率點(diǎn)衰退可達(dá)4.6%～80%，如圖7所示[8]。需要指出的是，該飛行試驗(yàn)樣品所經(jīng)受的環(huán)境為原子氧、熱循環(huán)、帶電粒子及太陽(yáng)輻照的綜合環(huán)境。

圖7 LDEF太陽(yáng)電池陣試驗(yàn)件電性能退化Fig.7 Electronic property degradation of the LDEF solar array test samples

3.2 ISS鑒定件試驗(yàn)

ISS太陽(yáng)電池陣采用柔性結(jié)構(gòu)，進(jìn)行了嚴(yán)格的抗原子氧設(shè)計(jì)。為了驗(yàn)證15年服役期內(nèi)國(guó)際空間站太陽(yáng)電池陣設(shè)計(jì)的空間環(huán)境適應(yīng)性，NASA格林研究中心對(duì) ISS太陽(yáng)電池陣鑒定件進(jìn)行了原子氧試驗(yàn)，試驗(yàn)件及試驗(yàn)設(shè)備見(jiàn)圖8[6]。

試驗(yàn)由格林中心、洛克希德·馬丁公司等機(jī)構(gòu)合作完成，試驗(yàn)件由洛克希德·馬丁公司提供。太陽(yáng)電池陣背陽(yáng)面與向陽(yáng)面的原子氧注量分別為5.2×1022atom/cm2和 4.4×1022atom/cm2。

圖8 ISS太陽(yáng)電池陣鑒定件原子氧試驗(yàn)Fig.8 Atomic oxygen test of the ISS solar array qualification sample

試驗(yàn)時(shí)電池陣加載，加載力按照實(shí)際工況最大可達(dá)近400 N。試驗(yàn)后電池在3.845 V工作電壓下的功率輸出約下降2%左右[8]。

4 結(jié)論與建議

經(jīng)分析研究，本文可得到以下初步結(jié)論：

1）LEO空間應(yīng)用時(shí)，目前常用的對(duì)日定向太陽(yáng)電池陣所遭受的原子氧積分通量約為其所屬航天器外表面最?lèi)毫又档?/3左右；

2）原子氧環(huán)境可對(duì)太陽(yáng)電池用材料造成不同程度的影響，進(jìn)而引起基板強(qiáng)度降低、電連接可靠性下降及電纜線護(hù)套失效等風(fēng)險(xiǎn)；

3）原子氧環(huán)境效應(yīng)能夠引起太陽(yáng)電池組件電性能的下降。

根據(jù)上述分析研究，有以下幾點(diǎn)建議：

1）在制定太陽(yáng)電池陣工作環(huán)境條件時(shí)，應(yīng)對(duì)原子氧環(huán)境進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計(jì)，避免環(huán)境條件過(guò)于苛刻，以期縮短研制周期、降低研制成本；

2）在太陽(yáng)電池陣設(shè)計(jì)的環(huán)境適應(yīng)性驗(yàn)證方面，開(kāi)展組件級(jí)原子氧試驗(yàn)，分析驗(yàn)證電池陣功率退化是否滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求。

（References）

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