空间原子氧环境对太阳电池阵的影响分析

李 涛，姜利祥，郭 亮，刘向鹏，冯伟泉，翟睿琼

（北京卫星环境工程研究所，北京100094）

0 引言

距地球表面200～700 km的低地球轨道（LEO）空间环境恶劣，航天器在此轨道将受到高真空、太阳电磁辐射、空间碎片撞击、原子氧轰击与氧化等空间环境作用的影响，其中空间原子氧是危害LEO航天器在轨性能的最主要空间环境因素之一[1-2]。

航天器用材料种类众多，如结构材料、粘结材料、导电材料等，LEO空间使用时若直接暴露于外环境中，都会受到不同程度原子氧侵蚀作用的影响，出现质量及厚度的损失、功能退化等现象。材料的损伤进而会影响到其所属组件的功能，最终威胁到航天器在轨运行的可靠性。

太阳电池阵作为大多数航天器电源系统的主体，其空间环境适应性对于航天器的在轨可靠性而言意义重大。由于功能需要，LEO航天器太阳电池阵上所使用的大多数材料都可能直接暴露，从而遭受原子氧的侵蚀，最终导致太阳电池组件电性能退化。

本文从在轨工作环境、原子氧对材料的侵蚀效应、组件电性能的退化等3个方面，对空间太阳电池阵的原子氧效应及其危害进行分析研究。

1 在轨原子氧环境分析

作特性决定了航天器围地球绕行一周的过程中，太阳电池阵的正、反面各有半个周期的时间处于迎风状态，如图1所示。

图1 对日定向太阳电池板空间飞行状态示意图Fig.1 Flight states of solar-oriented solar array in space

某载人航天器以近圆轨道绕地球飞行，其轨道高度为400 km，倾角为43°。以此条件为输入，利用MISSE90模型进行计算分析，中性大气中原子氧的数密度计算结果为 3×107～4×108atom/cm3。太阳活动高年与低年时，大气密度值会相差数倍。

若按照太阳高年计算该航天器运行10年外表面原子氧积分通量，最大值为7.33×1022atom/cm2，其中太阳电池板上的积分通量在 0.4×1022～2.3×1022atom/cm2之间，约为航天器表面原子氧积分通量最大值的1/3，如图2所示。太阳电池阵正、反面原子氧积分通量稍有差异，反面稍大，这主要是由于大气密度随当地时间变化引起的。

多数太阳电池阵具有对日定向的特征，这种工

图2 某LEO航天器表面原子氧积分通量分析结果Fig.2 Results of AO environment analysis on spacecraft surface

2 原子氧对太阳电池阵用材料的影响分析

为了满足不同航天器的需要，目前的太阳电池阵结构主要有刚性、半刚性及柔性3种，它们之间的区别主要在于基板的形式不同。

2.1 刚性太阳电池阵

图3为常见刚性太阳电池阵的构成示意图。下面按太阳电池阵的构成，从基板、电池单元及电线电缆 3个部分分析太阳电池阵用材料的原子氧效应及其危害。

图3 刚性太阳电池阵示意图Fig.3 Cross section of rigid solar array

2.1.1 基板

刚性太阳电池目前多采用蜂窝夹层板结构。夹层板的面板材料通常为铝合金、碳纤维/环氧复合材料、凯芙拉/环氧复合材料、玻璃/环氧复合材料。原子氧会侵蚀复合材料中的有机粘结剂，导致其机械性能降低（强度、模量值下降可达30%以上[3]），从而引起电池阵基板结构可靠性的下降。目前常见的碳纤维复合材料的原子氧反应率为 0.8×10-24～3.0×10-24cm3/atom，在400 km轨道运行10年，厚度损失可达上百μm。

胶粘剂按照使用位置不同可以分为以下几种：结构胶用于面板与芯子之间的胶接，目前一般有国产的J47B底胶、J47C胶膜等；泡沫胶用于芯子与芯子之间的拼接、芯子与预埋件之间的胶接、芯子与框等构件的胶接以及对芯子局部的填充等，主要有国产J47D、J78D泡沫胶等；灌注胶主要用于蜂窝夹层板成形后镶嵌的后埋件，也可以用于复合材料的修补，主要有国产的J153等。这些粘结剂都会受到原子氧不同程度的侵蚀作用，严重时可能导致胶粘失效，进而引起夹层板强度可靠性的下降。目视检查外观变化可以作为判定胶粘剂在原子氧作用后损伤程度的主要依据[4]。

2.1.2 电池单元

太阳电池组件是组成太阳电池阵的基本单元，主要有单体太阳电池、抗辐射玻璃盖片、互连片、汇流条、玻璃盖片粘结剂等部分组成，根据设计需求还可以组装上旁路二极管。太阳电池组件中单体太阳电池通常使用互连片连接起来。图4为电池单元的常见结构[5]。

图4 叠层太阳电池结构示意图Fig.4 Structure of solar cell

玻璃盖片的主要作用是降低空间辐射环境对太阳电池的影响，一般使用石英玻璃，它对原子氧不敏感。但为最大限度地减少玻璃盖片正面的反射损失，目前的盖片表面通常蒸镀一层 MgF2作为增透膜。MgF2的原子氧反应率较低，约为0.01×10-24～0.1×10-24cm3/atom，但即便较小的厚度损失也会对膜层的减反射能力造成影响。国外飞行试验结果表明，1021atom/cm2量级的原子氧作用，MgF2/石英盖片的紫外波段透射率下降可达20%左右[6]。

盖片胶一般选用硅粘结剂，原子氧反应率较低，约为 0.01×10-24～0.1×10-24cm3/atom，但其反应后生成物具有较大脆性。航天器机动时，这些生成物有可能脱离并沉积在盖片表面，影响电池单元的电性能。

互连片的功能是在太阳电池阵的规定运行寿命内把各个电池产生的电能传导到太阳电池阵的输出电缆上，目前常用的互连片材料包括退火的无氧铜、退火的纯银箔、退火的镀银可伐合金、退火的无镀银或镀银纯铝、退火的镀银钼带、退火的镀银或焊锡的铜铍合金。其中银的抗原子氧能力最差，反应率可达 9×10-24cm3/atom，长期作用会使电池单元串间连接失效。其他金属的抗原子氧能力均较为良好，其中钼可认为与原子氧不反应。

2.1.3 电线电缆

电缆线是太阳电池阵中不可缺少的组成部分，电缆线的线芯无例外都选用铜导线，护套都选用绝缘材料，目前常用的绝缘材料有聚乙烯、聚酰亚胺、聚四氟乙烯、聚四氟乙丙稀等。这些有机材料都会遭受原子氧的侵蚀作用，如聚乙烯反应率可达4×10-24cm3/atom，在空间站轨道使用10年厚度损失可达数百μm。

表 1为刚性太阳电池阵常用材料的原子氧效应及其可能造成的危害情况汇总。

表1 原子氧对刚性太阳电池阵常用材料的影响及危害Table 1 The effect of atomic oxygen on the materials of rigid solar array

对原子氧效应而言，刚性、半刚性及柔性太阳电池阵的主要区别在于基板材料及构成的不同，因此下文将只对柔性、半刚性太阳电池阵基板材料的原子氧效应及危害进行分析。

2.2 柔性太阳电池阵

图5为ISS用柔性太阳电池阵结构[6]。柔性太阳电池阵的太阳电池基板衬底一般为柔性薄膜材料，因此称之为“柔性”。根据展开方式的不同又可以分为折叠式太阳电池阵和卷式太阳电池阵。

此种太阳电池阵结构中，太阳能电池片粘贴在张紧的柔性Kapton薄膜基板上，Kapton薄膜的厚度一般为25 μm；ISS太阳电池阵结构中还使用玻璃纤维/聚酯复合，使得柔性衬底的总厚度可达近70 μm[5]。原子氧对几乎所有的有机类材料都具有侵蚀效应，上述材料中 Kapton材料反应率为3.0×10-24cm3/atom，聚酯材料反应率为2.0×10-24～4.0×10-24cm3/atom。SiOx材料可在一定程度上防护原子氧的侵蚀，但类似空间站这种长期任务使用时，SiOx可能会发生严重的玻璃化，原子氧可以通过裂缝掏蚀基底材料，从而导致基底材料强度下降。表2为原子氧对柔性太阳电池阵特有材料（与刚性太阳电池阵类似的材料除外）的影响分析。

图5 ISS柔性太阳电池阵结构Fig.5 Structure of ISS flexible solar array

表2 原子氧对柔性太阳电池阵特有材料的影响及危害Table 2 The effects of AO on the flexible solar array materials

2.3 半刚性太阳电池阵

图6为常见的半刚性太阳电池结构[5]。半刚性太阳电池阵是介于刚性太阳电池阵和柔性太阳电池阵之间的一种太阳电池阵构型，其主要特点是太阳电池片粘结的衬底采用半刚性结构，由网络状的玻璃纤维材料和蜡膜式玻璃纤维增强的聚酰亚胺薄膜两种形式，太阳电池板的框架材料还是采用轻质的碳纤维材料。

图6 半刚性太阳电池阵的常见结构示意图Fig.6 Structure of semi-rigid solar array

目前我国研制的半刚性太阳电池阵基板使用碳纤维强化铝基复合材料做刚性框架，涂胶的玻璃纤维线做面板，面板与框架间预紧而成。玻璃纤维线及粘结剂对原子氧环境较为敏感，这两种材料反应率并不高，一般都小于0.1×10-24cm3/atom；但它们的氧化产物具有很大的脆性，可能会导致基底强度降低以及电池片粘接失效。表3为原子氧对半刚性太阳电池阵特有材料（与刚性太阳电池阵类似的材料除外）的影响分析。

表3 原子氧对半刚性太阳电池阵特有材料的影响及危害Table 3 Effects of atomic oxygen on the semi-rigid solar array materials

2.4 太阳电池阵常用材料原子氧效应及其危害

初步划分原子氧反应率大于1.0×10-24cm3/atom为A级，处于0.01×10-24～1.0×10-24cm3/atom之间为B级，小于0.01×10-24cm3/atom为C级。通常可以认为，A级材料在原子氧环境下使用风险相对较高，应谨慎使用；B级材料具有一定抗原子氧能力，但原子氧对其造成的氧化侵蚀可能会引起一定的次生危害，应甄别使用；C级材料对原子氧不敏感，可安全使用。

按照使用位置不同，对常用电池阵用材料的原子氧危害及使用风险汇总如表4[7]。

表4 太阳电池阵常用材料原子氧效应危害及使用风险Table 4 Effects of atomic oxygen on solar array materials and the related application risk

3 原子氧对太阳电池阵组件电性能的影响

太阳电池阵空间应用时，其材料的形状、结构及使用位置不尽相同，因此其实际遭受的原子氧效应的影响与实验室中材料级试验的情况具有较大的差异。

组件级试验能够更加真实地模拟电池阵的空间使用状态，同时能够对原子氧造成的电性能退化进行验证分析，具有材料级试验无法替代的优势。本文结合 NASA开展的两次组件级试验，对原子氧效应引起的太阳电池阵电性能退化进行了初步分析。

3.1 LDEF飞行试验

LDEF在低地球轨道运行5.8年，试验后结果分析表明，原子氧对其携带的电池阵样品进行了严重的侵蚀，基体材料出现了明显的穿孔/开裂，电池阵内阻增加明显。电性能测试表明，单块太阳电池最大功率点衰退可达4.6%～80%，如图7所示[8]。需要指出的是，该飞行试验样品所经受的环境为原子氧、热循环、带电粒子及太阳辐照的综合环境。

图7 LDEF太阳电池阵试验件电性能退化Fig.7 Electronic property degradation of the LDEF solar array test samples

3.2 ISS鉴定件试验

ISS太阳电池阵采用柔性结构，进行了严格的抗原子氧设计。为了验证15年服役期内国际空间站太阳电池阵设计的空间环境适应性，NASA格林研究中心对 ISS太阳电池阵鉴定件进行了原子氧试验，试验件及试验设备见图8[6]。

试验由格林中心、洛克希德·马丁公司等机构合作完成，试验件由洛克希德·马丁公司提供。太阳电池阵背阳面与向阳面的原子氧注量分别为5.2×1022atom/cm2和 4.4×1022atom/cm2。

图8 ISS太阳电池阵鉴定件原子氧试验Fig.8 Atomic oxygen test of the ISS solar array qualification sample

试验时电池阵加载，加载力按照实际工况最大可达近400 N。试验后电池在3.845 V工作电压下的功率输出约下降2%左右[8]。

4 结论与建议

经分析研究，本文可得到以下初步结论：

1）LEO空间应用时，目前常用的对日定向太阳电池阵所遭受的原子氧积分通量约为其所属航天器外表面最恶劣值的1/3左右；

2）原子氧环境可对太阳电池用材料造成不同程度的影响，进而引起基板强度降低、电连接可靠性下降及电缆线护套失效等风险；

3）原子氧环境效应能够引起太阳电池组件电性能的下降。

根据上述分析研究，有以下几点建议：

1）在制定太阳电池阵工作环境条件时，应对原子氧环境进行详细设计，避免环境条件过于苛刻，以期缩短研制周期、降低研制成本；

2）在太阳电池阵设计的环境适应性验证方面，开展组件级原子氧试验，分析验证电池阵功率退化是否满足设计要求。

（References）

[1]李涛.近地空间原子氧对有保护层Kapton材料侵蚀效应数值模拟研究[D].哈尔滨工业大学硕士学位论文,2005： 19-40

[2]Banks B A, Miller S K, Kim K, et al.Atomic oxygen effects on spacecraft materials, NASA/TM-2003- 212484[R]

[3]George P E, Hill S G.Results from analysis of Boeing composite specimens flown on LDEF experiment M0003-8, NASA/CP-1991-3134[R]

[4]袁家军.卫星结构设计与分析（下）[M].北京： 中国宇航出版社, 2004： 33-45

[5]李国欣.航天器电源系统技术概论[M].北京： 中国宇航出版社, 2008： 702-746

[6]Gary P, Miria F.Measurements of optically transparent and mirrored specimens from the POSA, LDEF A0034,and EOIM-III space flight experiments.SPIE International Symposium on Optical Science and Technology.Seattle,WA, 2002-07

[7]Edward M S.Space environmental effects on spacecraft,LEO materials selection guide.NASA/CR-1995- 4661[R]

[8]Mark J.F, Curtis R S, Banks B A, et al.Atomic oxygen durability testing of an International Space Station solar array validation coupon, NASA/TM-1996-107212[R]