在軌熱控涂層試驗器設(shè)計與標(biāo)定試驗研究

楊昌鵬 趙啟偉 趙欣 丁汀

(北京空間飛行器總體設(shè)計部，空間熱控技術(shù)北京市重點實驗室，北京 100094)

?

在軌熱控涂層試驗器設(shè)計與標(biāo)定試驗研究

楊昌鵬 趙啟偉 趙欣 丁汀

(北京空間飛行器總體設(shè)計部，空間熱控技術(shù)北京市重點實驗室，北京 100094)

長壽命衛(wèi)星熱控涂層暴露在空間環(huán)境中，受到多種空間輻射效應(yīng)的影響，會產(chǎn)生一定程度的退化。為準(zhǔn)確掌握熱控涂層在軌退化數(shù)據(jù)，文章設(shè)計了一種涂層試驗器，基于能量平衡方程建立了測試熱控涂層太陽吸收比的數(shù)學(xué)模型，并完成了地面標(biāo)定試驗。該裝置具有結(jié)構(gòu)簡單和測試精度高的優(yōu)點，為此開展了常用熱控涂層空間搭載試驗，獲取涂層在軌退化數(shù)據(jù)，為衛(wèi)星熱控設(shè)計和熱分析提供參考。

熱控涂層；退化；涂層試驗器；標(biāo)定試驗

1 引言

熱控涂層是專門用于調(diào)整固體表面熱輻射性質(zhì)，從而達(dá)到對物體溫度控制的表面材料。航天器在軌飛行所處真空環(huán)境，內(nèi)部產(chǎn)生的熱量和吸收的空間外熱流主要通過輻射的方式排散出去，因此，航天器表面熱控涂層的熱輻射特性對航天器在軌溫度有重要影響。長壽命衛(wèi)星熱控涂層暴露在空間環(huán)境中，受到多種空間輻射效應(yīng)的影響，會產(chǎn)生一定程度的退化，這些作用的綜合結(jié)果是涂層太陽吸收比增大，導(dǎo)致衛(wèi)星熱負(fù)荷增大，衛(wèi)星溫度不斷升高[1]。為了保證星上儀器設(shè)備在整個壽命周期中都能維持良好的工作環(huán)境，準(zhǔn)確掌握熱控涂層在軌性能數(shù)據(jù)的變化情況對熱控設(shè)計和熱分析至關(guān)重要。

不同的材料暴露在空間環(huán)境中受到的影響是不一樣的，如NASA的白漆S13G，主要受紫外輻照和帶電粒子(質(zhì)子和電子)的影響，在幾年之內(nèi)太陽吸收比可從0.2退化到0.7，而聚酰亞胺(Kapton)幾年之后幾乎變成黑色。石英玻璃表面鏡(OSR)基本不受紫外和帶電粒子的影響，但表面污染卻能導(dǎo)致其太陽吸收比增大。受航天器使用材料等因素的影響，材料放出的氣體污染物一旦沉積在熱控涂層表面，在紫外線和帶電粒子的作用下會變成黑色[2]。為掌握熱控涂層在空間環(huán)境的性能退化，國外進(jìn)行了大量的空間飛行試驗，美國“長期暴露裝置”(LDEF)航天器、俄羅斯和平號空間站以及航天飛機任務(wù)中，都進(jìn)行了熱控材料及衛(wèi)星表面材料在軌長期暴露試驗，以測試涂層在軌性能[3-4]。

目前，國內(nèi)熱控涂層退化數(shù)據(jù)的獲取，主要是通過地面模擬空間環(huán)境試驗或者借鑒國外衛(wèi)星一些相近涂層的飛行數(shù)據(jù)[5-7]，但是由于地面模擬試驗存在一定的不確定因素，以及國產(chǎn)涂層和國外產(chǎn)品之間的差異性，熱設(shè)計選用的涂層參數(shù)不能準(zhǔn)確體現(xiàn)實際在軌的情況，造成衛(wèi)星在軌儀器溫度與分析值存在偏差[8]。為了解決這一問題，為熱分析、熱設(shè)計提供準(zhǔn)確的數(shù)據(jù)支撐，進(jìn)行熱控涂層飛行監(jiān)測是非常必要的。針對此，本文設(shè)計了一種涂層試驗器，結(jié)合我國實踐十七號衛(wèi)星空間環(huán)境，完成了在軌試驗設(shè)計及地面標(biāo)定試驗，通過在軌熱控涂層敏感片的溫度遙測，結(jié)合地面標(biāo)定試驗數(shù)據(jù)，計算得到涂層性能退化數(shù)據(jù)，從而實時掌握熱控涂層的退化情況。

2 涂層試驗器設(shè)計

結(jié)合空間環(huán)境，本文設(shè)計了一種用于在軌獲取熱控涂層性能退化數(shù)據(jù)的涂層試驗器，其結(jié)構(gòu)如圖1所示，主要由杯身、敏感片和電連接器3部分組成。涂層試驗器設(shè)計的主要思路是減少敏感片和杯身之間的漏熱，提高杯身腔體的等溫化水平。杯身整體分為4個腔體，每個腔體中央粘貼熱敏電阻；杯身的外壁粘貼低吸收/發(fā)射比熱控薄膜，底面粘貼加熱片并包覆多層隔熱組件。敏感片的數(shù)量共有4個，每個敏感片的背面粘貼模擬熱流加熱片和熱敏電阻，并且敏感片的背面包覆多層隔熱組件；敏感片通過4個螺釘與杯身連接，連接面設(shè)有隔熱墊進(jìn)行隔熱；敏感片面向空間環(huán)境的4個面中1個經(jīng)黑色陽極氧化處理，其余3個粘貼待測熱控涂層。杯身與敏感片測控溫引線從杯身引出后連至電連接器，電連接器與杯身進(jìn)行隔熱連接。

圖1 涂層試驗器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure of thermal control coatings monitor

為提高涂層試驗器在軌測試精度，采取以下措施：①腔體等溫化設(shè)計，杯身為鋁合金材料，采用一體化扁平式構(gòu)型，為涂層測試提供相同的腔體溫度條件；②內(nèi)部熱設(shè)計圍繞減小敏感片與杯身腔體漏熱展開，敏感片與杯身連接面設(shè)有隔熱墊進(jìn)行隔熱，同時敏感片背面外側(cè)包覆多層隔熱組件，降低敏感片與杯身的輻射耦合，腔體內(nèi)壁面黑色陽極氧化處理，減小內(nèi)壁面反射陽光對敏感片產(chǎn)生的附加熱流；③杯身外側(cè)壁粘貼低吸收/發(fā)射比熱控薄膜，底面外側(cè)粘貼加熱片和熱敏電阻并包覆多層，在軌對杯身進(jìn)行控溫，提供恒溫邊界條件，阻止外部環(huán)境對內(nèi)部腔體的熱擾動；④敏感片采用大尺寸設(shè)計，降低了漏熱和測量引起的相對誤差；⑤選用高穩(wěn)定度測溫?zé)崦綦娮韬蜏囟炔杉O(shè)備，熱敏電阻阻值相對變化率不超過0.1%，在軌溫度測量精度優(yōu)于0.3 ℃。

涂層試驗器安裝于衛(wèi)星外表面，為避開星外其他設(shè)備對敏感片涂層的遮擋和影響，試驗器安裝在一傾角為40°的支架上，如圖2所示。涂層試驗器搭載涂層共4種，涂層類型如下：①鈰玻璃鍍銀二次表面鏡1(OSR片1)；②鈰玻璃鍍銀二次表面鏡2(OSR片2)；③ACR-1白漆；④黑色陽極氧化涂層(黑片)。其中，①、②為不同廠家產(chǎn)品。

圖2 實踐十七號衛(wèi)星涂層試驗器產(chǎn)品Fig.2 SJ-17 satellite thermal control coatings monitor

3 涂層在軌試驗及標(biāo)定原理

涂層試驗器所搭載的實踐十七號衛(wèi)星位于地球同步軌道，地球紅外和反照的能量可忽略不計，由于衛(wèi)星軌道周期為24 h，最大陰影時間72 min，涂層在軌試驗在光照區(qū)進(jìn)行。鑒于涂層敏感片質(zhì)量較輕，熱容量很小，在光照區(qū)溫度很快趨于平衡，考慮到敏感片和杯身間的換熱，在光照區(qū)涂層的熱平衡方程為

(1)

式中：εh為涂層紅外發(fā)射率；αs為涂層太陽吸收比；S為太陽輻射強度，在1322W/m2(夏至)和1414W/m2(冬至)之間取值；F為涂層面積；T為涂層溫度；σ為斯蒂芬玻爾茲曼常數(shù)，一般取5.67×10-8W/(m2·K4)；μ1為涂層接收太陽照射輻射角系數(shù)；μS為涂層接收星體紅外輻射角系數(shù)；Tw為涂層試驗器杯身溫度；qS為星體紅外輻射強度；H(T)|Tw為敏感片與杯身換熱量，由導(dǎo)熱漏熱和輻射漏熱組成，在結(jié)構(gòu)固定的情況下，僅與兩者溫度T、Tw有關(guān)。

令Q=αsFSμ1+qSμSεhF，表示涂層樣品在軌吸收熱流，則式(1)可簡化為

(2)

地面標(biāo)定試驗利用敏感片加熱片模擬涂層在軌吸收熱流，在熱真空條件下，測定涂層吸收熱流與溫度的對應(yīng)關(guān)系。試驗時，啟動涂層試驗器杯身控溫加熱回路，其目標(biāo)溫度與在軌設(shè)定值一致。調(diào)整敏感片外熱流模擬加熱回路電流，當(dāng)涂層敏感片溫度達(dá)到熱穩(wěn)定時，涂層樣品的熱平衡方程為

(3)

式中：I為敏感片外熱流模擬回路電流；R為敏感片電加熱器阻值；QSink為涂層樣品吸收的真空罐附加外熱流。

標(biāo)定試驗及在軌試驗過程中，由于涂層試驗器杯身控制溫度相同，在涂層樣品溫度T相同時可認(rèn)為H(T)|Tw相同。對于涂層樣品的某一穩(wěn)定溫度T，其在軌吸收熱流為

(4)

地面標(biāo)定試驗過程中，調(diào)整敏感片外熱流模擬回路電流得到涂層吸收熱流-溫度(Q-T) 對應(yīng)關(guān)系，在軌試驗時已知涂層遙測溫度T即可得出涂層吸收的熱流Q。

對于黑片，認(rèn)為其在空間穩(wěn)定性好，表面輻射特性αs,B、εh,B不變，黑片吸收的空間外熱流為

(5)

同時，認(rèn)為待測熱控涂層A發(fā)射率εh,A在軌與地面一致，而且由于安裝位置相同，涂層A與黑片接收太陽輻射角系數(shù)μ1以及接受星體紅外角系數(shù)μS相同，涂層A吸收的空間外熱流為

(6)

由式(5)、(6)可以得出在軌待測涂層A的太陽吸收比為

(7)

4 地面標(biāo)定試驗及入軌情況

4.1 地面標(biāo)定試驗

涂層試驗器地面標(biāo)定試驗在低溫真空罐中進(jìn)行，試驗過程中控制杯身溫度與在軌溫度一致。根據(jù)敏感片在軌吸收外熱流范圍，將敏感片模擬外熱流加熱回路電流劃分為若干臺階，同時對真空罐背景熱流進(jìn)行了測量。試驗分別標(biāo)定了杯身控溫40 ℃和60 ℃條件下，涂層敏感片吸收熱流與溫度關(guān)系。試驗過程中，杯身腔體1～4實際溫度曲線如圖3和圖4所示，杯身溫度穩(wěn)定控制在(40±1)℃和(60±1)℃范圍內(nèi)，同一時刻，杯身腔體1～4溫度均勻性優(yōu)于0.5 ℃，杯身控溫效果良好，為不同涂層標(biāo)定提供了一致的溫度環(huán)境，標(biāo)定試驗所獲得的試驗數(shù)據(jù)見表1和表2。

對上述標(biāo)定試驗數(shù)據(jù)利用OriginLab軟件進(jìn)行了4次方擬合，分別獲取了杯身控溫40 ℃和60 ℃條件下各涂層敏感片吸收熱流與溫度關(guān)系曲線，如圖5和圖6所示。從圖5、圖6中可以看出，由于OSR片1和OSR片2輻射參數(shù)比較一致，兩種涂層Q-T曲線符合性較好。地面標(biāo)定試驗為涂層試驗器在軌試驗提供了數(shù)據(jù)基礎(chǔ)，涂層試驗器在軌試驗時，已知涂層遙測溫度T利用吸收熱流與溫度擬合曲線即可得出涂層在軌吸收的熱流Q。

圖3 目標(biāo)溫度40℃杯身實際溫度曲線Fig.3 Target temperature 40℃ cavity actual temperature curve

圖4 目標(biāo)溫度60℃杯身實際溫度曲線Fig.4 Target temperature 60℃ cavity actual temperature curve

序號ACR-1白漆OSR片2OSR片1黑片溫度/K熱流/W溫度/K熱流/W溫度/K熱流/W溫度/K熱流/W1263.280.692263.030.391263.380.381267.820.9402275.101.205269.910.661269.970.648284.271.7083285.631.701275.480.895277.010.940297.382.4014289.371.887278.591.027278.761.010305.212.9725294.962.182281.711.164281.891.151311.253.3556298.772.395283.331.242285.221.297317.353.7507304.482.738286.851.401285.471.380323.294.1688308.562.978290.201.655289.071.549329.694.6239312.573.350291.961.655290.891.633333.94.92110316.593.616293.841.841294.61.917340.185.41511320.243.891297.291.933296.211.917341.695.57512329.024.474301.362.243302.142.318352.746.44413335.274.946305.272.460304.062.509369.558.179

表2 涂層敏感片Q-T對應(yīng)關(guān)系表(杯身60℃)

圖5 杯身40℃各敏感片Q-T擬合曲線Fig.5 Q-T fitting curve of thermal control coatings sensor(cavity 40℃)

圖6 杯身60℃各敏感片Q-T擬合曲線Fig.6 Q-T fitting curve of thermal control coatings sensor(cavity 60℃)

4.2 標(biāo)定試驗誤差分析

根據(jù)式(4)，涂層試驗器標(biāo)定試驗誤差主要由以下幾部分組成：電功率測量誤差(電流測量誤差、加熱片阻值測量誤差)、溫度測量誤差、背景熱流測量誤差等。

(1)電功率測量誤差：試驗使用電源的電流測量精度為(0.15%+3 mA)，測量電阻用的數(shù)字萬用表測量精度為0.05%，電功率綜合測量誤差為2.4%。

(2)溫度測量誤差：杯身和敏感片的溫度均是由熱敏電阻進(jìn)行采集，溫度的測量精度取決于熱敏電阻的標(biāo)定精度，涂層試驗器所用熱敏電阻的標(biāo)定精度均在0.3℃以內(nèi)。

(3)背景熱流測量誤差：真空罐背景熱流通過熱流計進(jìn)行測量，測量誤差在0.03 W以內(nèi)。

上述各種誤差導(dǎo)致的敏感片吸收熱流測量誤差為0.06 W(含敏感片外熱流模擬加熱回路電功率測量誤差，以及吸收背景熱流測量誤差)，溫度測量誤差為0.3℃，敏感片吸收熱流測量誤差和溫度測量誤差引起的在軌涂層太陽吸收比測量誤差為0.01。

4.3 入軌初期工作情況

涂層試驗器搭載實踐十七號衛(wèi)星開展涂層空間試驗，衛(wèi)星于2016年11月3日成功發(fā)射。入軌后，涂層試驗器各部件熱敏遙測溫正常，杯身控溫回路工作正常，2017年2月14-16日衛(wèi)星通過遙測下傳的涂層試驗器各部件連續(xù)溫度試驗數(shù)據(jù)如圖7所示。杯身腔體1～4在軌溫度穩(wěn)定控制在(60±1) ℃范圍內(nèi)，控溫效果良好。OSR片1溫度在-3.82 ℃～17.63 ℃之間，OSR片2溫度在-5.44 ℃～17.49 ℃之間，ACR-1白漆溫度在-14.33 ℃～45.09 ℃之間，黑片溫度在-15.46 ℃～90.52 ℃之間。

作為整星散熱面廣泛選用的熱控涂層，OSR片具有較低的吸收/發(fā)射比，因此光照區(qū)OSR片1和OSR片2溫度最低，由于兩者輻射參數(shù)相近，在軌溫度表現(xiàn)較為一致。ACR-1白漆廣泛應(yīng)用于星外部件表面，相較于OSR片，ACR-1白漆紅外發(fā)射率更高，但其吸收/發(fā)射比也較OSR片更高，因此，ACR-1白漆在陰影區(qū)溫度更低，而在光照區(qū)溫度要更高一些。作為標(biāo)準(zhǔn)試片，黑片具有高吸收、高發(fā)射的輻射特性，陰影區(qū)溫度最低，光照區(qū)溫度最高，在軌溫度波動范圍最大。

圖7 涂層試驗器在軌溫度曲線Fig.7 Thermal control coatings monitor on-orbit temperature curve

5 結(jié)束語

本文設(shè)計了一種可在軌獲取熱控涂層性能退化數(shù)據(jù)的涂層試驗器，為涂層在軌試驗提供了高穩(wěn)定性的邊界條件，具有較高的測試精度，并對涂層試驗器在軌試驗和地面標(biāo)定試驗原理進(jìn)行了介紹。在此基礎(chǔ)上，完成了涂層試驗器地面標(biāo)定試驗，為涂層在軌試驗提供了數(shù)據(jù)分析基礎(chǔ)。涂層試驗器入軌后各部件工作正常，下一步將開展衛(wèi)星壽命期內(nèi)的涂層退化分析研究，實踐十七號衛(wèi)星涂層試驗器搭載試驗可對涂層退化研究以及中高軌衛(wèi)星的熱控長壽命設(shè)計提供數(shù)據(jù)支撐。

References)

[1] 侯增祺，胡金剛．航天器熱控制技術(shù)[M]．北京：中國科學(xué)技術(shù)出版社，2007

Hou Zengqi，Hu Jingang. Spacecraft thermal control technology [M]. Beijing: China Science and Technology Press，2007 (in Chinese)

[2]Gilmore D G. Spacecraft thermal control handbook[M]. California: The Aerospace Press,2002

[3]Ortner H M，Stadermann F J．Degradation of space exposed surfaces by hypervelocity dust bombardment and refractory materials for space[J]．Int． Journal of Refractory Metals and Hard Materials，2009，27(6)：949-956

[4]王磊，滿廣龍．熱控涂層搭載飛行試驗進(jìn)展綜述[J]．航天器工程，2012，21(2)：108-110

Wang Lei，Man Guanglong. Review of thermal control coatings flight test[J]. Spacecraft Engineering,2012,21(2):108-110 (in Chinese)

[5]馮偉泉，丁義剛，閆德葵，等．空間電子、質(zhì)子和紫外綜合輻照模擬試驗研究[J]．航天器環(huán)境工程，2005，22(2)：69-72

Feng Weiquan,Ding Yigang Yan Dekui，et al.Study on space electron,proton and ultraviolet combined irradiation simulation test[J].Spacecraft Environment Engineering,2005,22(2):69-72 (in Chinese)

[6]馮偉泉，丁義剛，閆德葵，等．地球同步軌道長壽命衛(wèi)星熱控涂層太陽吸收率性能退化研究[J]．中國空間科學(xué)技術(shù)，2005(2)：34-40

Feng Weiquan,Ding Yigang,Yan Dekui,et al.Study on long-term degradation of solar absorptance properties of geostationary satellite thermal control coatings[J].Chinese Space Science and Technology,2005(2):34-40 (in Chinese)

[7]Marco J，Remaury S．Evaluation of thermal control coatings degradation in simulated GEO-space environment [J]．High-Performance Polymers，2004，16(2)：177-196

[8]范慶梅，麻慧濤，鐘奇. 基于在軌模型修正的涂層初期性質(zhì)探索[C]//第十屆空間熱物理會議.北京：中國宇航學(xué)會，2011：318-323

Fan Qingmei，Ma Huitao，Zhong Qi. The initial coating characteristic study based on thermal analysis model modifiability on-orbit[C]//The 10th Space Thermalphysics Conference.Beijing:China Aerospace Academy，2011: 318-323 (in Chinese)

(編輯：李多)

On-orbit Thermal Control Coatings Monitor Design and Calibrating Experiment

YANG Changpeng ZHAO Qiwei ZHAO Xin DING Ting

(Beijing Key Laboratory of Space Thermal Control Technology，Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China)

The thermal control coatings being exposed to the space environment for long-term satellite，due to the impact of various space radiation effects,will have a certain degree of degradation. To grasp thermal control coatings on-orbit degradation data by rule and line，in this paper a coatings monitor is designed，and a calculation model for testing solar absorptance of the coatings is established according to energy conservation principle，and a ground calibrating experiment is carried out. This device has the advantages of simple structure and high testing precision,and be used to carry out space flight test with thermal control coatings to obtain coatings degradation data on-orbit.These data will provide reference for satellite thermal control design and thermal analysis.

thermal control coatings; degradation; coatings monitor; calibrating experiment

2017-02-27；

2017-03-16

楊昌鵬，男，碩士，工程師，從事航天器熱控設(shè)計工作。Email：ycpeng1985@163.com。

V416

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.02.019