空間原子氧環境對太陽電池陣的影響分析

李 濤，姜利祥，郭 亮，劉向鵬，馮偉泉，翟睿瓊

（北京衛星環境工程研究所，北京100094）

0 引言

距地球表面200～700 km的低地球軌道（LEO）空間環境惡劣，航天器在此軌道將受到高真空、太陽電磁輻射、空間碎片撞擊、原子氧轟擊與氧化等空間環境作用的影響，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境因素之一[1-2]。

航天器用材料種類眾多，如結構材料、粘結材料、導電材料等，LEO空間使用時若直接暴露于外環境中，都會受到不同程度原子氧侵蝕作用的影響，出現質量及厚度的損失、功能退化等現象。材料的損傷進而會影響到其所屬組件的功能，最終威脅到航天器在軌運行的可靠性。

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

本文從在軌工作環境、原子氧對材料的侵蝕效應、組件電性能的退化等3個方面，對空間太陽電池陣的原子氧效應及其危害進行分析研究。

1 在軌原子氧環境分析

作特性決定了航天器圍地球繞行一周的過程中，太陽電池陣的正、反面各有半個周期的時間處于迎風狀態，如圖1所示。

圖1 對日定向太陽電池板空間飛行狀態示意圖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模型進行計算分析，中性大氣中原子氧的數密度計算結果為 3×107～4×108atom/cm3。太陽活動高年與低年時，大氣密度值會相差數倍。

若按照太陽高年計算該航天器運行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地時間變化引起的。

多數太陽電池陣具有對日定向的特征，這種工

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

2 原子氧對太陽電池陣用材料的影響分析

為了滿足不同航天器的需要，目前的太陽電池陣結構主要有剛性、半剛性及柔性3種，它們之間的區別主要在于基板的形式不同。

2.1 剛性太陽電池陣

圖3為常見剛性太陽電池陣的構成示意圖。下面按太陽電池陣的構成，從基板、電池單元及電線電纜 3個部分分析太陽電池陣用材料的原子氧效應及其危害。

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

2.1.1 基板

剛性太陽電池目前多采用蜂窩夾層板結構。夾層板的面板材料通常為鋁合金、碳纖維/環氧復合材料、凱芙拉/環氧復合材料、玻璃/環氧復合材料。原子氧會侵蝕復合材料中的有機粘結劑，導致其機械性能降低（強度、模量值下降可達30%以上[3]），從而引起電池陣基板結構可靠性的下降。目前常見的碳纖維復合材料的原子氧反應率為 0.8×10-24～3.0×10-24cm3/atom，在400 km軌道運行10年，厚度損失可達上百μm。

膠粘劑按照使用位置不同可以分為以下幾種：結構膠用于面板與芯子之間的膠接，目前一般有國產的J47B底膠、J47C膠膜等；泡沫膠用于芯子與芯子之間的拼接、芯子與預埋件之間的膠接、芯子與框等構件的膠接以及對芯子局部的填充等，主要有國產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，也可以用于復合材料的修補，主要有國產的J153等。這些粘結劑都會受到原子氧不同程度的侵蝕作用，嚴重時可能導致膠粘失效，進而引起夾層板強度可靠性的下降。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[4]。

2.1.2 電池單元

太陽電池組件是組成太陽電池陣的基本單元，主要有單體太陽電池、抗輻射玻璃蓋片、互連片、匯流條、玻璃蓋片粘結劑等部分組成，根據設計需求還可以組裝上旁路二極管。太陽電池組件中單體太陽電池通常使用互連片連接起來。圖4為電池單元的常見結構[5]。

圖4 疊層太陽電池結構示意圖Fig.4 Structure of solar cell

玻璃蓋片的主要作用是降低空間輻射環境對太陽電池的影響，一般使用石英玻璃，它對原子氧不敏感。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對膜層的減反射能力造成影響。國外飛行試驗結果表明，1021atom/cm2量級的原子氧作用，MgF2/石英蓋片的紫外波段透射率下降可達20%左右[6]。

蓋片膠一般選用硅粘結劑，原子氧反應率較低，約為 0.01×10-24～0.1×10-24cm3/atom，但其反應后生成物具有較大脆性。航天器機動時，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電池陣的規定運行壽命內把各個電池產生的電能傳導到太陽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氧銅、退火的純銀箔、退火的鍍銀可伐合金、退火的無鍍銀或鍍銀純鋁、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，反應率可達 9×10-24cm3/atom，長期作用會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，其中鉬可認為與原子氧不反應。

2.1.3 電線電纜

電纜線是太陽電池陣中不可缺少的組成部分，電纜線的線芯無例外都選用銅導線，護套都選用絕緣材料，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。這些有機材料都會遭受原子氧的侵蝕作用，如聚乙烯反應率可達4×10-24cm3/atom，在空間站軌道使用10年厚度損失可達數百μm。

表 1為剛性太陽電池陣常用材料的原子氧效應及其可能造成的危害情況匯總。

表1 原子氧對剛性太陽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

對原子氧效應而言，剛性、半剛性及柔性太陽電池陣的主要區別在于基板材料及構成的不同，因此下文將只對柔性、半剛性太陽電池陣基板材料的原子氧效應及危害進行分析。

2.2 柔性太陽電池陣

圖5為ISS用柔性太陽電池陣結構[6]。柔性太陽電池陣的太陽電池基板襯底一般為柔性薄膜材料，因此稱之為“柔性”。根據展開方式的不同又可以分為折疊式太陽電池陣和卷式太陽電池陣。

此種太陽電池陣結構中，太陽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太陽電池陣結構中還使用玻璃纖維/聚酯復合，使得柔性襯底的總厚度可達近70 μm[5]。原子氧對幾乎所有的有機類材料都具有侵蝕效應，上述材料中 Kapton材料反應率為3.0×10-24cm3/atom，聚酯材料反應率為2.0×10-24～4.0×10-24cm3/atom。SiOx材料可在一定程度上防護原子氧的侵蝕，但類似空間站這種長期任務使用時，SiOx可能會發生嚴重的玻璃化，原子氧可以通過裂縫掏蝕基底材料，從而導致基底材料強度下降。表2為原子氧對柔性太陽電池陣特有材料（與剛性太陽電池陣類似的材料除外）的影響分析。

圖5 ISS柔性太陽電池陣結構Fig.5 Structure of ISS flexible solar array

表2 原子氧對柔性太陽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 半剛性太陽電池陣

圖6為常見的半剛性太陽電池結構[5]。半剛性太陽電池陣是介于剛性太陽電池陣和柔性太陽電池陣之間的一種太陽電池陣構型，其主要特點是太陽電池片粘結的襯底采用半剛性結構，由網絡狀的玻璃纖維材料和蠟膜式玻璃纖維增強的聚酰亞胺薄膜兩種形式，太陽電池板的框架材料還是采用輕質的碳纖維材料。

圖6 半剛性太陽電池陣的常見結構示意圖Fig.6 Structure of semi-rigid solar array

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

表3 原子氧對半剛性太陽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 太陽電池陣常用材料原子氧效應及其危害

初步劃分原子氧反應率大于1.0×10-24cm3/atom為A級，處于0.01×10-24～1.0×10-24cm3/atom之間為B級，小于0.01×10-24cm3/atom為C級。通常可以認為，A級材料在原子氧環境下使用風險相對較高，應謹慎使用；B級材料具有一定抗原子氧能力，但原子氧對其造成的氧化侵蝕可能會引起一定的次生危害，應甄別使用；C級材料對原子氧不敏感，可安全使用。

按照使用位置不同，對常用電池陣用材料的原子氧危害及使用風險匯總如表4[7]。

表4 太陽電池陣常用材料原子氧效應危害及使用風險Table 4 Effects of atomic oxygen on solar array materials and the related application risk

3 原子氧對太陽電池陣組件電性能的影響

太陽電池陣空間應用時，其材料的形狀、結構及使用位置不盡相同，因此其實際遭受的原子氧效應的影響與實驗室中材料級試驗的情況具有較大的差異。

組件級試驗能夠更加真實地模擬電池陣的空間使用狀態，同時能夠對原子氧造成的電性能退化進行驗證分析，具有材料級試驗無法替代的優勢。本文結合 NASA開展的兩次組件級試驗，對原子氧效應引起的太陽電池陣電性能退化進行了初步分析。

3.1 LDEF飛行試驗

LDEF在低地球軌道運行5.8年，試驗后結果分析表明，原子氧對其攜帶的電池陣樣品進行了嚴重的侵蝕，基體材料出現了明顯的穿孔/開裂，電池陣內阻增加明顯。電性能測試表明，單塊太陽電池最大功率點衰退可達4.6%～80%，如圖7所示[8]。需要指出的是，該飛行試驗樣品所經受的環境為原子氧、熱循環、帶電粒子及太陽輻照的綜合環境。

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

3.2 ISS鑒定件試驗

ISS太陽電池陣采用柔性結構，進行了嚴格的抗原子氧設計。為了驗證15年服役期內國際空間站太陽電池陣設計的空間環境適應性，NASA格林研究中心對 ISS太陽電池陣鑒定件進行了原子氧試驗，試驗件及試驗設備見圖8[6]。

試驗由格林中心、洛克希德·馬丁公司等機構合作完成，試驗件由洛克希德·馬丁公司提供。太陽電池陣背陽面與向陽面的原子氧注量分別為5.2×1022atom/cm2和 4.4×1022atom/cm2。

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

試驗時電池陣加載，加載力按照實際工況最大可達近400 N。試驗后電池在3.845 V工作電壓下的功率輸出約下降2%左右[8]。

4 結論與建議

經分析研究，本文可得到以下初步結論：

1）LEO空間應用時，目前常用的對日定向太陽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惡劣值的1/3左右；

2）原子氧環境可對太陽電池用材料造成不同程度的影響，進而引起基板強度降低、電連接可靠性下降及電纜線護套失效等風險；

3）原子氧環境效應能夠引起太陽電池組件電性能的下降。

根據上述分析研究，有以下幾點建議：

1）在制定太陽電池陣工作環境條件時，應對原子氧環境進行詳細設計，避免環境條件過于苛刻，以期縮短研制周期、降低研制成本；

2）在太陽電池陣設計的環境適應性驗證方面，開展組件級原子氧試驗，分析驗證電池陣功率退化是否滿足設計要求。

（References）

[1]李濤.近地空間原子氧對有保護層Kapton材料侵蝕效應數值模擬研究[D].哈爾濱工業大學碩士學位論文,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]袁家軍.衛星結構設計與分析（下）[M].北京： 中國宇航出版社, 2004： 33-45

[5]李國欣.航天器電源系統技術概論[M].北京： 中國宇航出版社, 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]