航天器供配電分系統(tǒng)電弧短路故障及其防護

馮偉泉 韓國經(jīng) 劉業(yè)楠 王志浩 徐炎林 于丹

（1 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

（2 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室，北京 100094）

（3 北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

1 引言

隨著航天器有效載荷功率的增加，航天器供配電分系統(tǒng)提供的工作電壓和工作電流不斷加大，大功率航天器供配電分系統(tǒng)呈現(xiàn)電弧短路故障多有發(fā)生的趨勢。電弧短路故障的特點是瞬時電流極大，能夠產(chǎn)生大量的熱量，瞬間對航天器供配電分系統(tǒng)造成很大破壞，其中一些故障導(dǎo)致了航天器供配電分系統(tǒng)部分甚至整體功能失效。大功率航天器供配電分系統(tǒng)有三大部件常發(fā)生電弧故障導(dǎo)致供電中斷：太陽電池陣［1］、太陽電池陣驅(qū)動機構(gòu)（SADA）和母線?？臻g相鄰導(dǎo)體間發(fā)生電弧的條件有：①相鄰導(dǎo)體間有一定電壓差，如果沒有足夠高電壓差，即便有外在電弧觸發(fā)因素，也不會發(fā)生電弧，因此降低電壓差是故障電弧防護措施之一；②相鄰導(dǎo)體間存在觸發(fā)電弧因素，如靜電放電（ESD）或多余物接觸等，空間帶電環(huán)境會引起航天器ESD，因此要設(shè)法使航天器在空間不發(fā)生或少發(fā)生ESD；③必須有外電源提供持續(xù)的電弧放電電流。據(jù)統(tǒng)計，在1996—2006年的十年間，全世界共有117次衛(wèi)星太陽電池陣故障［2］。大量災(zāi)難性故障屬于電弧引起的短路故障，主要誘因是空間帶電環(huán)境引起的航天器ESD。歐洲、美國和日本等國家對這一故障模式進行了廣泛研究，并建立專門的國際標(biāo)準(zhǔn)。除了太陽電池陣外，航天器SADA 和母線也容易產(chǎn)生電弧故障，由于SADA 和母線承載的電流很大，發(fā)生電弧故障的破壞性更大。

本文敘述了航天器電弧故障機理及其三大類電弧故障模式，介紹了航天器供配電分系統(tǒng)電弧故障的防護和試驗方法，并建議對故障機理和防護新技術(shù)進行研究，及建立相關(guān)產(chǎn)品保證規(guī)范體系。

2 真空電弧

電弧放電是在外電源能夠提供持續(xù)大電流的條件下，放電間隙中形成明亮、高電導(dǎo)、高溫通道的一種強烈自持放電。在軌航天器處在真空環(huán)境中，因此電弧放電屬于真空電弧［3］。真空電弧放電是在電極蒸發(fā)出來的金屬蒸汽中形成的，因此稱為金屬蒸汽真空電弧，電弧電流載體是來自電極蒸發(fā)的金屬中的電子和離子。電弧電流集中在電極上很多陰極斑點，每個斑點直徑很小，約為幾微米，因此電流密度很高，約為105～106A／cm2，如此高電流密度會迅速蒸發(fā)陰極表面材料，產(chǎn)生金屬等離子體維持電?。?］。由于放電電弧能產(chǎn)生很高的熱量，可燒毀電極和周圍部件，瞬時（毫秒級）造成航天器短路故障。真空電弧的伏安特性表明其有非常低的阻抗，如圖1 所示。最小電壓／電流值取決于所用金屬類型，常用的金屬材料銀和銅最小電壓分別為15V 和17V，遠低于絕大部分航天器供配電工作電壓。圖1 顯示供配電分系統(tǒng)常用的不同材料的最小弧壓。

真空電弧破壞作用取決持續(xù)時間長短，持續(xù)時間越長破壞越嚴(yán)重，電弧持續(xù)時間取決于電弧電流大小，由圖2 可知，電弧電流越大，電弧持續(xù)越長，電弧燒毀越嚴(yán)重。要形成持續(xù)電弧，電源最小工作電壓一般高于15V（對銀電極）和17V（對銅電極）。目前，太陽電池陣金屬材料工作電壓基本上大于這些電壓值，而且電源可以為電弧提供幾安培電流，因此目前大功率航天器電弧短路風(fēng)險普遍存在。

圖1 各種材料真空電弧伏安特性Fig．1 Arc volt-ampere character for electrode materials

圖2 各種材料電弧持續(xù)時間與弧流關(guān)系Fig．2 Arc duration vs．a(chǎn)rc current

3 常見電弧故障

3．1 太陽電池陣電弧故障

隨著航天器功率加大，一般太陽電池陣設(shè)計需要增大串間電位差和串電流。眾所周知，太陽翼在空間帶電環(huán)境中容易產(chǎn)生ESD，ESD 是觸發(fā)電弧的主要因素。ESD 誘發(fā)太陽電池陣電弧故障形成機理見圖3。ESD 誘發(fā)電弧的機理是ESD 觸發(fā)產(chǎn)生一次電弧，一次電弧產(chǎn)生的等離子體，濃度及面積達到一定程度時，會引起串間電弧放電，稱為二次電弧。太陽電池陣自身為電弧提供電流，在電弧電池片間隙產(chǎn)生巨大熱量，造成電池片和電極熔化燒斷、聚酰亞胺薄膜等絕緣材料碳化短路，形成太陽電池陣局部電池失效，無法輸出電流。1998年，勞拉空間系統(tǒng)公司最早報道了太陽電池陣電弧故障，其母線電壓為100V 的太陽電池陣［1］，電池片串間電位差達到80V 左右，故障造成兩串電池片永久短路，輸出功率下降1／3～1／2，嚴(yán)重影響航天器正常工作。

圖3 太陽電池陣電弧故障形成機理Fig．3 Arc failure mechanism of solar array

在NASA 格林研究中心的指導(dǎo)下，勞拉空間系統(tǒng)公司對GEO 衛(wèi)星太陽電池陣進行了大量地面模擬試驗，采用電子束輻照大面積太陽電池陣樣品，太陽電池電路串間電壓設(shè)定在80 V 和75V，太陽電池陣模擬器（SAS）提供串電流，其最大設(shè)定值為2．25A，模擬軌道關(guān)鍵工作條件，地面試驗復(fù)現(xiàn)了真空電弧短路故障。隨后，他們進行間隙注室溫硫化硅橡膠（RTV）樣品加固，注膠樣品電弧閾值能夠達到200V／3A，盡管注膠基本沒有改變電流閾值，但提高了電壓閾值。勞拉空間系統(tǒng)公司最后采用注膠工藝，并且為每串電池安裝隔離二極管以減少串電流。經(jīng)過對大量試驗數(shù)據(jù)的分析，得出太陽電池陣電流和電壓的安全工作區(qū)見圖4［3］。

圖4 中紅色區(qū)域為易發(fā)生電弧短路故障的區(qū)域，為非安全區(qū)域，這個區(qū)域特點是工作電壓和電流都比較大；藍色區(qū)域是比較安全的；淺藍色表示對有些電極材料是安全的區(qū)域，其特點都是電流小或者電壓小或者兩者都??；白色區(qū)域為過渡區(qū)域。圖中可見，如果電池片間電位差在10V 以下，對7A 以下所有串電流都是安全的，因為該電壓低于一般太陽電池陣材料最低電弧電壓；如果串電流小于1A，對200V 以下的所有片間電位差都是安全的，因為小于1A 的弧電流無法持續(xù)?？傊?，電弧故障發(fā)生條件既要有較高的工作電壓，還要有較大的工作電流，應(yīng)在電源設(shè)計中加以避免。

圖4 太陽電池陣電弧故障安全與不安全工作區(qū)Fig．4 Safe zone of solar array operating current and voltage

3．2 SADA電弧故障

SADA 部件也是容易發(fā)生電弧放電的部件，因為它有大量間隔很近的裸露導(dǎo)電環(huán)，而且電流集中匯集，在SADA 工作中容易形成磨損碎屑等多余物觸發(fā)電弧。最早報道SADA 電弧故障的是美國“海洋衛(wèi)星”（Seasat）［4］，在軌運行105d后失效，供配電分系統(tǒng)無法輸出功率，經(jīng)過故障委員會分析驗證，確認(rèn)其原因是SADA 電弧故障引起的短路。電弧的觸發(fā)機理可能是金屬多余物導(dǎo)致SADA 導(dǎo)線與電刷或電刷與電刷的瞬間接觸，也可能是多余物橫跨在相反電極絕緣件上引起瞬間導(dǎo)通。Seasat衛(wèi)星的SADA 設(shè)計本身也存在缺陷，大多數(shù)相鄰滑環(huán)電刷極性都是相反的，這樣的配線安排，加上環(huán)間隙設(shè)計本身過于狹小，使得Seasat衛(wèi)星滑環(huán)電刷組件有較大概率形成短路。

SADA 短路一般分兩種類型［5］：一種是前向環(huán)與回流環(huán)的短路，見圖5（a）；另一種是前向環(huán)與結(jié)構(gòu)地的短路，見圖5（b），紅色表示電弧短路，黃色箭頭表示短路電流構(gòu)成的回路。從圖5（b）可知，由于母線接地，前向環(huán)與SADA 外殼結(jié)構(gòu)（如果接地）之間也可能有電弧放電。

電弧形成以后，它的等離子體以104m／s的速度向附近區(qū)域快速傳播，造成電弧面積迅速擴大，在電弧快速加熱作用下，電極材料熔化，絕緣材料發(fā)生炭化，最終導(dǎo)致太陽翼局部快速燒毀。

圖5 SADA 電弧短路故障示意圖Fig．5 Arc short circuit failure of SADA

3．3 母線電弧故障

航天器母線擔(dān)負(fù)著為負(fù)載供電的重要任務(wù)，是連接電源系統(tǒng)各部件和負(fù)載的“橋梁”。母線的絕緣層如果發(fā)生損壞和有缺陷，裸露導(dǎo)線之間或裸露導(dǎo)線與結(jié)構(gòu)地之間在外界觸發(fā)因素作用下，也會發(fā)生電弧故障。最早報道母線電弧故障的是日本宇宙航空研究開發(fā)機構(gòu)（JAXA）研制的先進地 球 觀 測 衛(wèi) 星-Ⅱ（ADEOS-Ⅱ）。2003年10月25日，ADEOS-Ⅱ供電功率突然從6kW 降低到1kW，最后導(dǎo)致災(zāi)難性故障［6］。為了確定該故障的原因，JAXA、九州工業(yè)大學(xué)和NEC 公司等聯(lián)合開展大量研究和驗證工作，最后認(rèn)定：航天器在軌熱循環(huán)環(huán)境導(dǎo)致母線絕緣層破裂，在經(jīng)過地球的南北極區(qū)時，包裹輸電電纜的多層隔熱（MLI）薄膜在極區(qū)沉降電子作用下發(fā)生表面帶電，MLI薄膜接地端與裸露母線導(dǎo)體之間發(fā)生了電弧放電，燒毀電纜絕緣層，繼而造成母線和母線之間發(fā)生電弧燒毀短路故障。圖6為有缺陷電纜在電弧驗證試驗前后的樣品照片。

圖6 電弧驗證試驗前后母線電纜的照片F(xiàn)ig．6 Photos of electrical bus before and after test

4 一般防護措施

SADA 和母線電弧防護可以通過改進設(shè)計和工藝、防止多余物和試驗驗證等方法解決，下面主要介紹太陽電池陣電弧防護方法。

4．1 降低相鄰電池片間電壓

勞拉空間系統(tǒng)公司對太陽電池陣進行電弧防護設(shè)計改進，首先是降低太陽電池陣相鄰的電池串間電壓，原設(shè)計達到80V（砷化鎵）和75V（硅），處在電弧故障不安全區(qū)域之內(nèi)。為了確保任何情況下片間都不會產(chǎn)生較高電壓，勞拉空間系統(tǒng)公司研究認(rèn)為50V 是最大容許電壓，見圖7。［1］

圖7 太陽電池片間最大電位差小于50VFig．7 Voltage difference among solar array cells less than 50V

4．2 電池片間隙注膠

RTV 膠嵌入不同電壓差的電池片間隙中，見圖8。樣品試驗顯示，發(fā)生電弧的電壓閾值提高到220V。注膠工藝要確保注膠充分，沒有氣泡，不應(yīng)裸露電極，并且要經(jīng)受熱循環(huán)應(yīng)力考驗無裂痕、無電極牽拉損壞，污染也要小等，由此引起的不利因素不能影響太陽電池陣其它性能要求。［1］

圖8 太陽電池陣電池片間隙填RTV 膠Fig．8 RTV glue between solar cells

4．3 減小電池串電流

較大的串電流是產(chǎn)生電弧的必要條件之一，因此應(yīng)減小串電流。一般電池陣配置時，多個電池片并聯(lián)后再串聯(lián)加上隔離二極管，電池片工作電流一般低于0．5A，是電弧故障安全區(qū)域，但是多片并聯(lián)以后，串電流就增加，有可能進入不安全區(qū)域。勞拉公司采用每串安裝隔離二極管，見圖9，確保串電流不大于1．1 A。這樣即使太陽電池陣效率有些損失，但可以顯著提高可靠性。［1］

圖9 每串設(shè)置二極管隔離Fig．9 Isolation diode for strings of solar array

4．4 地面驗證試驗方法

電弧故障的防護措施必須在地面得到試驗驗證，試驗主要是研制試驗和鑒定試驗。目前，對太陽電池陣ESD 誘發(fā)電弧放電，其地面驗證試驗方法的國際標(biāo)準(zhǔn)（ISO11221）已經(jīng)發(fā)布［7］。歐洲航天局發(fā)布的航天器帶電標(biāo)準(zhǔn)（ECSS-E-ST-20-06C）［8］也有太陽電池陣電弧故障的試驗方法，兩者基本相同。ISO11221的試驗方法見圖10。

圖10 太陽電池陣電弧故障鑒定試驗示意圖Fig．10 Solar array arc failure qualification test

樣品為兩串電池組成，材料、工藝和間隙設(shè)計必須與正樣一致，樣品放入真空容器中經(jīng)電子輻照或等離子體環(huán)境作用，觀察有無電弧放電發(fā)生，如果發(fā)生電弧放電則為鑒定不通過。圖10中，電源Vb模擬航天器帶電，Rb為Vb的限流電阻，起保護作用。Cext、Rext和Lext作用是模擬ESD 波形，C1、C2、C3分別為太陽電池陣的補償電容，D1和D2為二極管防止反向電流。RL為可變負(fù)載模擬串間電壓，V為電壓表測量帶電電壓和串間電壓。Ⅰsc為電流源，模擬串電流。CP1～CP4為電流探頭，CP4監(jiān)測ESD，CP1～CP3監(jiān)測太陽電池串回路中的電流情況，以判斷是否出現(xiàn)二次放電。如果電池串間發(fā)生電弧放電短路，則CP3顯示的電流會突然下降，詳見標(biāo)準(zhǔn)ISO11221-2011。［7］

目前，對于SADA 部件和母線的電弧驗證試驗方法還沒有形成國際標(biāo)準(zhǔn)，但法國國家航天研究中心、波音公司［9］、JAXA 和中國空間技術(shù)研究院等正在進行大量試驗研究工作。

5 建議

鑒于電弧故障的破壞性大、傳播性強，而且在瞬間發(fā)生，實施搶救十分困難，因此各國對此問題非常重視，力爭杜絕電弧故障發(fā)生。我國針對電弧短路故障的防護技術(shù)也已開展了大量研究和驗證工作，在電弧故障防護方面已經(jīng)取得很大進步，目前主要進行防護新技術(shù)及機理的深入研究，確保航天器電弧故障防護的可靠性，現(xiàn)建議如下：

（1）進一步開展航天器電弧故障機理、防護和驗證的新技術(shù)研究，如太陽電池陣表面導(dǎo)電處理防護技術(shù)研究、空間碎片超高速撞擊電弧誘發(fā)模擬技術(shù)研究、空間激光電弧誘發(fā)模擬技術(shù)研究、電弧故障防護電路設(shè)計方法研究等，為電弧短路故障防護的可靠性設(shè)計和驗證提供堅實技術(shù)基礎(chǔ)。

（2）建立航天器電弧故障防護設(shè)計規(guī)范及標(biāo)準(zhǔn)體系，完善相關(guān)材料、設(shè)計、工藝、操作和試驗等各方面的詳細(xì)規(guī)范要求，以確保航天器入軌后不發(fā)生電弧短路故障。

（References）

［1］Hoeber．Solar array augmented electrostatic discharge in GEO，AIAA 98-1401［R］．Washington D．C．：AIAA，1998

［2］Brandhorst H W，Rodiek J A．Space solar array reliability：A study and recommendations［J］．Acta Astronautica，2008，63：1233-1238

［3］Michael Bodeau．Current and voltage thresholds to prevent sustained arcing in power systems［C］／／Proceed-ing of the 11th Spacecraft Charging Technology Conference．Washington D．C．：NASA，2010：2041-2049

［4］NASA Investigation Board．Report of the Seasat failure review board，N93-24693 ［R］．Washington：NASA，1993

［5］CatanI J-P．Flight failures by arcing on power lines［C］／／Proceeding of the 10th Spacecraft Charging Technology Conference．Paris：ESA，2007：1201-1208

［6］Kawakita S．Investigation of an operational anomaly of the ADEOS-II satellite ［C］／／Proceeding of the 9th Spacecraft Charging Technology Conference．Washington D．C．：NASA，2003：810-818

［7］ISO．ISO11221-2011Space systems-space solar panelsspacecraft charging induced ESD test methods［S］．Genevese：ISO，2011

［8］ESA-ESTEC．ECSS-E-ST-20-06C Space engineering／spacecraft charging［S］．Noordwijk，The Netherlands：ESA-ESTEC，2006

［9］Leung P，Scott J，Seki S，et al．Arcing on space solar arrays［C］／／Proceeding of the 10th Spacecraft Charging Technology Conference．Paris：ESA，2007：1642-1648