卫星热控涂层地面模拟试验与在轨验证比对分析

2017-06-27 08:15王惠芬
宇航材料工艺 2017年3期
关键词:涂层太阳卫星

刘 刚 王 简 王惠芬

(1 上海卫星装备研究所,上海空间环境模拟与验证工程技术研究中心,上海 200240)(2 华北电力大学,北京 102206)

·测试分析·

卫星热控涂层地面模拟试验与在轨验证比对分析

刘 刚1王 简2王惠芬1

(1 上海卫星装备研究所,上海空间环境模拟与验证工程技术研究中心,上海 200240)(2 华北电力大学,北京 102206)

文 摘 卫星在轨运行期间,热控涂层要经受空间复杂环境效应的影响,其光学和热控性能逐渐下降,影响卫星可靠性和寿命。本文利用卫星搭载技术,完成热控涂层5年的在轨试验,验证空间多因素环境对热控涂层的影响。同时,利用地面模拟试验装置,模拟空间质子、电子、紫外等5年的辐照剂量对热控涂层的作用。对在轨试验结果进行解读和分析,并与地面模拟试验结果进行比对。结果显示,在搭载试验和地面试验前,热控涂层太阳吸收比(αs)为0.12,经5年在轨搭载试验后,αs退化为0.23。经地面模拟试验后,αs退化为0.22。搭载试验和地面试验的热控涂层性能均呈现线性退化规律,表明在确定的轨道环境和固定的剂量率条件下,热控涂层的退化与环境作用时间正相关,同时验证了地面试验的有效性。

热控涂层,空间环境,搭载验证,性能演化规律

0 引言

作为卫星热控系统的重要组成部分,热控涂层在空间复杂环境条件下的稳定性是卫星在轨运行安全的保证。随着卫星寿命的延长对热控涂层性能的要求也越来越高,所以准确判定空间环境对热控涂层的影响,对卫星设计具有重要意义[1-3]。目前,针对热控涂层的研究主要集中在空间环境效应地面模拟试验方面[4-10],世界各国在热控涂层空间环境效应模拟与评价、热控涂层材料可靠性分析等方面进行了大量的工作。但针对热控涂层开展空间环境搭载验证,并与地面模拟试验进行比对分析的研究还很少[11-13],美国和俄罗斯已经将空间环境损伤效应方面所取得的多项成果应用于解决卫星型号设计、选材等方面。

本文针对未来航天器长寿命设计的需求,根据已完成的热控涂层在轨搭载试验,通过在轨搭载试验结果的分析和解读,并与地面模拟试验结果比对分析,获取影响热控涂层性能的敏感因子,确定热控涂层敏感因子的演化规律,给出热控涂层在轨性能退化结果。研究结果可为今后长寿命卫星热控涂层设计、寿命预测和新涂层研制提供技术支撑。

1 试验

1.1 试样制备

选择F46/Ag热控涂层为研究对象,其基体为美国杜邦公司四氟乙烯-六氟丙烯共聚物(Teflon FEP)薄膜,厚度为50 μm。采用磁控溅射方法在正反表面分别镀制了ITO导电膜(200 nm)、金属银膜(500 nm)、合金防护膜(450 nm)。试验前测得涂层的太阳吸收比(αs)为0.12 ,其结构组成如图1所示。

图1 F46/Ag热控涂层组成结构图

1.2 试验方法

空间搭载试验在XX卫星上进行。根据搭载任务设计了专用搭载试验装置(图2)。

图2 搭载试验装置示意图

F46/Ag热控涂层蒙覆在装置表面,测试面朝向太空,背面安装温度传感器进行实时监测,利用计算机数传系统进行结果的采集。搭载装置在卫星上的安装位置如图3所示,在多层包覆II面的位置,位于卫星运行方向的前端。

图3 F46/Ag热控涂层卫星搭载位置

地面模拟试验采用КИФК型空间综合环境模拟设备进行,该设备可模拟空间真空、热沉、质子、电子、紫外辐射等环境。利用该设备进行等效于卫星在轨5年的辐照剂量模拟。F46/Ag光谱吸收比通过美国PE公司生产的Lambda 950分光光度计进行测量计算获得。

2 结果与讨论

2.1 热控涂层在轨搭载验证试验结果

通过近5年的地面遥测,测得F46/Ag热控涂层温度变化(图4)。随着在轨时间的延长,涂层温度逐渐升高,5年后从最初的240 K升至300 K,增幅达60 K,这可能是因为空间环境造成热控涂层光学性能退化所致[4,6]。另外,温度在升高的过程中呈周期性波动变化趋势,可能是由于卫星运行过程中太阳光照角的变化所致[8],因为两者的变化周期几乎一致。

图4 F46/Ag热控涂层在轨运行期间温度与太阳光照角变化

2.2 在轨搭载试验数据

针对F46/Ag热控涂层的热学环境,建立它的热平衡方程式:

αS×Φ1×S+αS×Φ2×Er0+εh×Φ3×Ei0=

εh×σ×T4

(1)

式中,S为太阳常数,取S=1 353 W/m2;αS为F46/Ag的太阳吸收比;Φ1为太阳辐射对F46/Ag的角系数;Er0为地球表面太阳反射强度,Er0=α×S,地球平均反射率α=0.35;Φ2为地球反射对F46/Ag的角系数,取0.2;Ei0为地球表面平均红外辐射强度,根据经验,Ei0=(1-0.35)×0.25×S,可取Ei0=220 W/m2;Φ3为地球红外辐射对F46/Ag的角系数;εh为F46/Ag的半球向红外辐射率,取εh=0.68;σ为斯-玻常数,σ=5.67×10-8W/(m2·K4);T为F46/Ag的温度。其中,αS为待求解值;S、Er0、Ei0、εh、σ为常数;T为在轨实测值(图5);Φ1、Φ3可根据轨道参数进行计算获得。

通过计算得F46/Ag热控涂层的吸收比随时间变化的曲线,如图5所示。由图可见,经5年的空间运行,F46/Ag热控涂层的太阳吸收比as由0.12增加到0.23,增加约0.11,增幅达92%,是热控涂层在空间环境下的性能敏感因子。

图5 F46/Ag热控涂层在轨运行5年的太阳吸收比变化

2.3 地面模拟试验比对

采用空间辐照剂量等效模拟试验方法,利用质子、电子、紫外3种空间环境模拟设备,进行空间综合环境模拟试验,辐照总剂量为XX卫星在轨5年的总和。地面模拟试验主要考核涂层在空间综合环境下的变化规律,所以太阳吸收比测试是以固定光照角进行。测得的太阳吸收比变化如图6所示,F46/Ag热控涂层的太阳吸收比αS由0.12增加到0.22,增加约0.10,变化趋势与前人研究结果一致[14]。从比对结果可见,地面试验与在轨试验变化趋势相同,5年总剂量作用后,涂层性能退化结果相近,验证了地面试验的有效性。但在卫星入轨初期,地面模拟试验结果会存在突变性退化,在后续地面模拟试验中应予以关注。

图6 F46/Ag热控涂层地面模拟试验与在轨试验结果比对

3 结论

根据在轨搭载试验数据分析显示,随着在轨时间的延长,F46/Ag热控涂层太阳吸收比逐渐增大,F46/Ag热控涂层温度逐渐升高,并且两者在变化过程中呈现出一定的波动性。波动主要与太阳光照角有关:光照角增大时,F46/Ag热控涂层的温度降低,太阳吸收比减小;反之,F46/Ag热控涂层温度升高,太阳吸收比增大。地面模拟试验比对结果显示,5年总剂量作用后,涂层性能退化结果与在轨趋势相同数据相近。但在卫星入轨初期,地面模拟试验结果会存在突变性退化,在后续地面模拟试验中应予以关注。F46/Ag性能演化成线性规律,后续航天器型号在研制中可借鉴此规律进行设计。

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Comparative Analysis of Ground Simulation Test Results and In-Orbit Test Results of Satellite Thermal Control Coating Under Space Environment

LIU Gang1WANG Jian2WANG Huifen1

(1 Shanghai Institute of Satellite Equipment,Shanghai Engineering Research Center of Space Environment Simulation and Verification, Shanghai 200240)(2 North China Electric Power University,Beijing 102206)

During in-orbit operation, the optical and thermal control performances of satellite thermal control coating will degrade due to integrated space environment effects and hence has a great impact on reliability and lifetime of satellites.In this paper, an in-orbit experiment of thermal control coatings is carried out for 5 years to investigate the influence of multi-factors environment. And the sensitive factor of coating performance is achieved and then the in-orbit property evolution law and life prediction model are built.Meanwhile, a ground simulation experiment with proton, electron and ultraviolet irradiation factors is carried out to study the influence of those factors on thermal control coatings.The results demonstrate that the absorptance of thermal coatings increase from 0.12 to 0.23 after 5-years’ in-orbit operation while this value increases to 0.22 after the ground simulation test with the equivalent radiation dose.The thermal control performance degradation and test time or irradiation dose are linear related and positive correlated both in orbit and on ground, which has also verified the effectiveness of ground test.

Thermal control coatings,Space environment,In-orbit experiment,Performance evolution law

2016-10-27;

2017-04-06

刘刚,1978年出生,博士研究生,主要从事航天器材料的空间环境效应研究。E-mail:elest@126.com

TQ63

10.12044/j.issn.1007-2330.2017.03.015

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