原子氧防護涂層技術研究

趙 琳，李中華，鄭闊海

(蘭州空間技術物理研究所，空間環境材料行為與評價技術重點實驗室，甘肅蘭州730000)

1 引言

原子氧是距地球200～700 km低地球軌道(LEO)最主要的殘余氣體粒子，其化學性質非?；顫?，氧化性遠遠大于分子氧，是極強的氧化劑。LEO軌道最危險的環境因素就是原子氧，如在300 km軌道高度，原子氧的年積分通量達到1022atoms/cm2。航天器在軌以大約8 km/s的速度繞地飛行，使得原子氧對航天器的撞擊能量約為5 eV，原子氧對長期暴露于艙外的空間材料有嚴重的剝蝕損傷作用。原子氧對空間材料的危害比其他空間環境因素(紫外輻照、冷熱交變、微流星和空間碎片等)要大得多，而這些空間環境因素又會在空間材料的表面形成微缺陷和裂紋，為原子氧進入材料內部形成通道，加重原子氧對空間材料的氧化、剝蝕損壞，形成原子氧的“潛蝕(undercutting)”效應，加重原子氧對材料的破壞作用。因此有必要對低地球軌道航天器艙外的空間材料采取防護措施。

盡管原子氧的氧化能力很強，但還是有許多材料在原子氧作用下是穩定或相對穩定的，比如:大多數金屬、幾乎所有的金屬氧化物、大多數有機硅化合物以及少數有機化合物(如Teflon)等。原子氧防護技術研究的目的是尋找反應系數低的材料做防護層，保護對原子氧敏感的基底材料不被剝蝕。

目前常用的原子氧防護方法主要有3種:

(1)包覆法

雖然原子氧的剝蝕能力很強，但穿透力卻很弱，只能在表面與材料發生作用。采用包覆層可以有效地保護空間材料不受原子氧的剝蝕，這些包覆層材料包括原子氧防護布和金屬箔等。

(2)耐原子氧剝蝕的新材料

已經研發的含無機物原子的聚合材料替代品有硅樹脂共聚物、polysilsesquioxane、POSS、聚硅氧烷－聚酰亞胺［1］、AOR Kapton［2，3］、含金屬原子的籠狀配位化合物以及含磷聚合物。這些材料在原子氧作用下生成SiO2、SiOx(1.9＜x＜2.0)或金屬氧化物保護層，因而能阻止下面的材料繼續氧化。這些材料必須在防原子氧的同時能夠耐受其他空間環境因素(UV輻照、高低溫交變和粒子輻照等)的作用。

聚合物材料里面添加少量有機金屬能提高材料的原子氧防護性能，這在實驗室和俄羅斯的MIR(和平號)空間站的OPM(Optical Properties Monitor，OPM)實驗中都得到了驗證。在MISSE(Materials on International Space Station Experiment)實驗中，純聚合物材料被完全剝蝕掉的時候，添加有機金屬的涂層材料依然保持完整。

(3)原子氧防護涂層及改性層

基于原子氧剝蝕能力強，穿透力弱的特點，采用表面防護涂層可以有效地阻止或減少到達基底材料的原子氧數目，并且可以將到達基材的原子氧速度降到熱運動速度，因而可以有效地保護基材不受原子氧的剝蝕。耐原子氧剝蝕的防護涂層需要具有優異的防原子氧性能，同時要保持基底材料的原有性能不發生改變。目前常見的防護涂層有:硅有機樹脂、SiO2、SiOx、Al2O3等。

以上3種原子氧防護方法各有優缺點。(1)包覆法會改變基底材料的原有性能，因此應用的范圍有限。(2)耐原子氧剝蝕的新材料開發難度大，周期長，難以滿足航天器表面材料的性能要求。(3)第三種方法適用于多種表面，制造工藝簡單，防護層既能保護基材不受原子氧剝蝕，又能保持基底材料原有的性能，應用較廣泛。

2 原子氧防護涂層

2.1 原子氧防護涂層的性能特點

空間材料的原子氧防護多采用防護涂層，研制性能優異的原子氧防護涂層是當今原子氧防護技術發展的重要方向。在航天器表面材料上制作原子氧防護涂層便捷有效，但空間環境特點對防原子氧涂層的性能要求較高。一般來說，防原子氧涂層的性能應滿足以下幾點要求:

(1)有良好的防原子氧剝蝕性能，并有一定的抗UV輻射和高低溫交變的性能，且不明顯改變基底材料的原有特性。

(2)與基底材料結合牢固，裂紋、針孔、氣孔等缺陷較少，不會造成原子氧的“潛蝕”效應。

(3)有一定的機械性能，較好的柔韌性，使用時的卷曲等不會出現微裂紋。

2.2 原子氧防護涂層分類及特點

原子氧防護涂層分為有機涂層和無機涂層兩大類。有機防護涂層主要有聚硅氧烷、聚硅氮烷［4］、聚硅氧烷－聚酰亞胺共聚物、氟化聚合物Teflon、聚氟膦嗪聚合物等。無機防護涂層主要有SiO2、SiOx，SiOx/含氟聚合物、Al2O3、MgF2、Si3N4、ITO、TO、Ge、TiO2、ITO/MgF2、Al和 Au 等［5～9］。有機防護涂層有較好的柔韌性，不易出現裂紋，與航天器表面的有機基底材料結合牢固。但是真空出氣現象較嚴重，在空間環境因素作用下容易出現老化、裂紋等現象。無機涂層原子氧防護性能良好，制作工藝簡單，成本較低，但是柔韌性較差，在加工、處理、應用過程中由于彎曲會產生裂紋，為原子氧提供“潛蝕”通道，因此在彎曲表面不適合使用Al2O3、SiO2等無機防護涂層。

2.3 有機防護涂層

有機硅和原子氧反應會在表面生成SiO2，有效保護基底材料［5］。有機硅涂層防原子氧性能較好，真空出氣率較低，耐高低溫交變和真空紫外輻照。在各類有機涂層中，有機硅漆受原子氧影響最小，抗原子氧剝蝕性能較好，是航天器表面材料比較理想的防護涂層材料［6］。

蘭州空間技術物理研究所在Kapton、聚酯薄膜材料、碳纖維環氧樹脂復合材料以及金屬銀等多種基材上用等離子體聚合方法制備了聚硅氧烷防原子氧涂層。研究證明，它具有優異的防原子氧性能。美國長期暴露實驗裝置的結果也表明，在5.8年的空間暴露后，加有機硅氧烷的熱控材料是耐原子氧作用的。

對于裸露的鍍鋁Kapton，在積分通量為3×1020atoms/cm2的原子氧作用后，質量損失約為1.4 mg/cm2，表面由光亮變為漫反射表面，鏡面反射幾乎完全消失，太陽光反射率由作用前的0.693變為0.610。鍍鋁Kapton上沉積硅氧烷聚合膜后，太陽光反射率為0.687，在相同積分通量的原子氧作用下，質量損失則僅為0.03 mg/cm2，外觀無可觀測變化，太陽反射率變為0.680。鍍鋁Kapton在原子氧作用后，總反射率變化不大，而漫反射率增加較大，特別是較短波長部分，漫反射曲線幾乎與總反射曲線重合，說明較短波長的鏡面反射幾乎完全消失。

國內有研究者在聚酰亞胺基底上成功制備了聚硅氮烷(polysilazane)涂層，證明能保護基底材料免受原子氧和真空紫外輻照的損壞。涂層在原子氧中的剝蝕率比聚酰亞胺的剝蝕率低2個數量級［4］。

2.4 無機防護涂層

由于原子氧氧化能力很強，而穿透能力相對很弱，濺射方法或蒸鍍方法沉積制備的這類無機防護涂層厚度一般從幾十到100 nm左右，涂層太厚就很容易出現微裂紋或剝落現象，這是由于材料的內在應力或涂層與基底材料的彎曲/膨脹應力不一致所致。無機防護涂層化學性質穩定，而且元素的擴散系數低，能起到很好的阻擋層作用。

蘭州空間技術物理研究所對幾種涂層的原子氧防護性能進行了比較，結果如圖1所示。

圖1 幾種原子氧防護涂層原子氧作用后質量損失對比

由圖1可見，4種防原子氧涂層中SiOx的質損率最小，耐原子氧剝蝕性能最好，而且作為太陽能電池陣墊材料的SiOx/Kapton經原子氧作用后的太陽吸收系數最穩定［5］。Ge涂層耐原子氧性能較好，而ITO和SiO2涂層可能由于脆性，涂層會出現微裂紋，導致涂層的防護性能相對變差。

2.4.1 氧化硅原子氧防護涂層

研究表明，硅氧化物涂層具有良好的原子氧防護性能。氧化硅涂層是目前空間站上使用最多、技術最為成熟的原子氧防護涂層，也是柔性太陽電池陣墊原子氧防護的基本涂層［10，11］。在實驗室用離子束濺射法沉積的65～130 nm的SiO2就能夠提供適當的原子氧屏蔽，并且保持足夠的柔性提供原子氧防護。例如，國際空間站太陽電池陣墊材料聚酰亞胺Kapton H就是由濺射方法制備的130 nm厚的SiO2來進行原子氧防護［2］。對空間站動力系統中聚能器鏡面的原子氧防護，NASA Lewis研究中心采用在石墨環氧樹脂和熔融石英上均勻濺射一層200 nm厚的銀作反射層，銀層上鍍約700 nm厚的氧化鋁(Al2O3)，A12O3層上再鍍約220 nm厚的SiO2，即用Al2O3和SiO2作為鏡面的保護層。

SiOx涂層具有良好的防原子氧性能，也是目前采用的主要原子氧防護涂層之一。SiOx涂層不僅有較好的防原子氧性能，對UV輻射、高低溫交變以及微流星和碎片碰撞也有一定的防護能力［12］。俄羅斯MIR(和平號)空間站及其他低軌道衛星上都使用了SiOx涂層，證實其具有良好的原子氧防護性能。

蘭州空間技術物理研究所在Kapton和Kapton/Al基底上用磁控濺射法成功制備了SiOx涂層，涂層的原子氧防護效果較為理想，且真空出氣率符合空間使用的要求。Kapton/Al試樣和SiOx/Kapton/Al試樣在原子氧地面模擬試驗設備中進行了防原子氧性能評價，試樣質量隨原子氧通量的變化關系如圖2所示。從圖2可以看出，Kapton/Al試樣質量下降迅速，并且隨著原子氧通量幾乎是線性變化的，這與LDEF及航天飛機的各次飛行實測相一致。試驗結束時，Kapton/Al試樣質量不足起始質量的1/2;而SiOx/Kapton/Al試樣質量減少只有0.7 mg;根據測試，尺寸約45 mm×45 mm的Kapton試樣，真空質損約0.4 mg，則SiOx/Kapton/Al試樣的實際質損在0.3 mg左右，單位面積的質損不超過0.01 mg/cm2，真空出氣約0.7%。

圖2 2種Kapton/Al試樣質量與原子氧通量的關系

2.4.2 ITO、TO 原子氧防護涂層

蘭州空間技術物理研究所采用磁控濺射法在Kapton和Kapton/Al基底上制備了高透明的半導體金屬氧化涂層ITO和TO(其面電阻值小于106Ω/□)，在蘭州空間技術物理研究所自研的同軸源原子氧地面模擬試驗設備中進行了防原子氧性能評價，發現涂層對基材都具有一定的防護作用，經過1×1020atoms/cm2通量的原子氧作用，質損率都小于2%;原子氧作用對涂層的太陽吸收率影響較小，不影響其作為熱控涂層的性能。其中鍍TO膜的Kapton/Al試樣在原子氧作用后不僅質量變化很小，而且在原子氧作用12 h后繼續作用，試樣質量無可測量的變化，太陽吸收率的變化也都明顯小于未保護的Kapton/Al，表面電阻比原子氧作用前明顯減小。說明TO膜具有較好的防原子氧性能［13］。

2.4.3 碳化硼原子氧防護涂層

發射于1990年的ROSAT天文衛星，軌道高度為580 km，它攜帶的ROSAT廣角相機采用了大面積的薄膜濾光片，其中一種濾光片是由聚碳酸酯塑料Lexan組成(含有碳成分)，因此易于受到ROSAT運行軌道580 km高度的原子氧的剝蝕。研究表明，未加保護的lexan濾光器壽命在23 min～173 d之間，壽命的長短依賴于原子氧方向上切線入射鏡的反射率。該濾光片采用電子束蒸發沉積技術制備的碳化硼涂層來進行原子氧防護。碳化硼涂層不僅能有效進行原子氧防護，而且對EUV的通過幾乎沒有影響，同時還能減小脆性的塑料薄膜的熱負擔，防止老化［14］。

2.4.4 金屬及其他原子氧防護涂層

金屬和金屬氧化物廣泛應用于表面保護方面。制備金屬涂層也是常用的原子氧效應防護技術之一，大約5 nm厚的金屬涂層就可以很好地防護光滑的表面。銀是經原子氧作用后變化最快的金屬材料，銀樣件表面在原子氧氧化作用下變成灰/黑/棕色，在空間高低溫交變的作用下會使表面氧化銀膜剝落或減薄，內層的新鮮銀被進一步氧化?？臻g飛行實測結果得到銀的原子氧剝蝕率約為1×10－23cm3/atom。銀是航天器上太陽能電池互聯片最常用的材料，由于銀的高原子氧剝蝕率，通常需要在表面覆蓋保護涂層，目前空間飛行器上最常用的方法是在銀互聯片表面鍍上一層和原子氧幾乎不反應的金來進行原子氧防護。

Ge膜具有較好的熱控性能和很好的防原子氧性能，在Kapton表面沉積Ge膜制成的Ge/Kapton膜同時具有良好的透微波性能和防靜電性能，因此被美國作為天線防靜電、防原子氧的首選材料。蘭州空間技術物理研究所在黑色Kapton膜表面用磁控濺射法制備了Ge/Kapton涂層，并進行了空間環境性能評價，發現Ge/Kapton涂層的防原子氧剝蝕性能較好，質損小于TO/Kapton材料［13］。

原子氧防護/減緩方法還包括通過對聚合材料表面進行金屬原子注入或采用化學表面改性使聚合材料表面附近區域融入Si原子等方法。2種表面處理方法獲得的材料的耐原子氧性能的優劣，取決于植入聚合材料表面的金屬原子/Si原子的面密度。此外采用金屬氧化物或填充金屬氧化物的氟化聚合材料防護涂層也是常用方法［14］。

2.5 復合防護涂層

2.5.1 SiOx－PTFE 復合原子氧防護涂層

防原子氧常用的SiOx涂層脆性較大，易碎且存在內應力，涂層厚度超過100 nm時就很容易出現微裂紋或剝落現象，在柔性基底材料上使用時更容易產生微裂紋，這是由于材料的內應力或涂層與基底材料的彎曲/膨脹應力不一致所導致的。為了提高防護涂層的柔韌性和防護能力，國外研究機構研制了在類二氧化硅(SiOx)涂層中摻入適當的聚四氟乙烯制成SiOx－含氟聚合物復合涂層。摻入氟元素，一方面提高了涂層的應力失效因子，使涂層柔韌性大大改善，同時兼具有機涂層和無機涂層的優點;另一方面氟化物自身也具有良好的原子氧防護性能?？臻g飛行實驗也證明，摻氟的SiOx比純SiOx涂層更能經受碎片的轟擊［15］。

這種SiOx－含氟聚合物復合涂層可以通過金屬氧化物和聚四氟乙烯Teflon 共濺射得到［15～18］。NASA Lewis研究中心將聚四氟乙烯(PTFE)與SiOx共濺射，在Kapton表面形成柔軟的透明涂層，該涂層保留了Kapton的光學性能。經反復試驗，發現該涂層的最佳厚度為100 nm，其中PTFE的含量為8%。Banks等用離子束濺射法在Kapton表面沉積了SiO2－含氟聚合物復合涂層，涂層在地面模擬試驗和STS－8航天飛機飛行實驗中都取得了成功，Kapton/SiO2－PTFE(SiO2≥96%，PTFE≤4%)涂層樣品的透射、吸收和全反射等光學性能以及厚度都沒有發生變化，證實是性能較理想的大面積原子氧防護涂層［15，16］。

發射于1992年的EURECA航天器在LEO軌道運行了11個月，經受的原子氧總通量大約為2.3x1020atoms/cm2。其上采用了2個薄的丙烯酸光學回射器來進行激光范圍的觀察。原子氧會降低回射器的鏡面反射系數，因此為了防止回射器表面受到原子氧剝蝕，在回射器表面濺射沉積了一層約100 nm厚的92%SiOx－8%vol含氟聚合物。對在LEO中暴露后取回的回射器進行了檢測和光學性能測試，結果表明，92%SiOx－8%vol含氟聚合物能給激光回射器材料提供有效的原子氧防護。ISS國際空間站上的回射器也是采用SiO2－8%vol含氟聚合物涂層來進行原子氧防護，和EURECA上的涂層采用相同的設備和相同的沉積工藝過程，濺射沉積涂層的厚度也是約100 nm。但是由于ISS回射器表面粗糙，涂層有較多缺陷，其防護效果比EURECA上涂層的防護效果要差［2］。

2.5.2 ITO－MgF2復合原子氧防護涂層［19～22］

由于航天器運行在空間等離子體環境中，其表面的電荷積累會導致航天器表面處于很高的電位，并且不同區域電位不同，從而引發放電現象發生。尤其是運行在地球同步軌道的航天器，由于太陽能電池板發生充放電會導致功率損耗。低地球軌道中的航天器也會發生此類現象，例如，上層大氣科學衛星(the Upper Atmospheric Research Satellite，UARS)由于太陽能電池板發生充電現象導致數據傳輸系統失效。另外，航天器表面靜電累積會吸引污染物粒子在航天器表面沉積，從而影響熱控涂層的工作性能。

在低地球軌道環境中，為了保證航天器等電位，同時不受原子氧的影響，需要研制有一定導電能力的原子氧防護涂層。有研究表明，表面電阻率不超過108～109Ω/m2的半導體涂層能有效防止航天器表面發生放電現象。ITO因具有良好的導電性能和一定的耐原子氧性能，常被選作防靜電涂層。但是由于ITO是無機氧化物涂層，存在較大的脆性，容易形成微裂紋，為原子氧“潛蝕”基底有機材料提供了通道。少量MgF2的加入，可以極大地提高ITO的耐原子氧性能。除此之外，MgF2還具有增透作用，如果用在太陽能電池表面能提高太陽能電池的效率。

國外有數家單位進行了這方面的研究。NASA的路易斯研究中心采用離子束濺射共沉積法在熔融的石英基底上沉積了ITO－MgF2復合膜，工作氣體為氬氣，本底真空度約6.67×10－3Pa，工作真空度約4×10－2Pa。研究發現，MgF2質量分數為8.4%時沉積，制備的ITO－MgF2涂層透射率較高，為0.925，表面電阻率約為107Ω/m2。對沉積的涂層進行真空熱處理，會使表面電阻率降低4～5個數量級，涂層性能更加穩定。地面原子氧模擬試驗表明，原子氧通量為8×1020atoms/cm2，ITO－MgF2復合膜(其中MgF2質量分數為8.4%)的原子氧防護性能優于純ITO膜。3倍加速下，將試樣在真空紫外中輻照250個等效太陽小時，涂層的透射率基本上沒有發生變化，暴露前后的透射率分別為0.925和0.921。

格林研究中心分別在Mylar、Tefzel和Upilex等空間常用聚合物材料上用離子束共沉積的方法制備了厚度約50 nm的ITO－MgF2涂層，其中MgF2體積分數約18%，表面電阻率為106Ω/□。涂層和基底結合牢固，且柔韌性很好。經過5 000次－128～100℃的高低溫交變試驗，涂層的微觀形貌沒有發生變化。經過通量為1.66×1021atoms/cm2的原子氧作用，樣品保持完好。

美國克利夫蘭州立大學也進行了相關的研究工作，研制的約50 nm厚的ITO－MgF2涂層(其中MgF2體積分數為18%)防原子氧性能和防靜電性能都比較理想。

3 結束語

國內外在原子氧防護技術方面的研究取得了較大的進展，但仍有一些問題需要深入研究和探討。基于目前航天器高可靠、長壽命的應用需求，未來原子氧防護技術的研究應集中于以下幾個方面:

(1)深入研究原子氧剝蝕材料的機理，積極開發原子氧防護的新方法、新材料。

(2)由于涂層的表面缺陷會發生原子氧“潛蝕”現象，涂層的防原子氧性能很大程度上取決于涂層的針孔數目和尺寸、微裂紋以及刮擦缺陷等，因此沉積防護涂層前要經過適當的前處理工藝或者預先沉積一層過渡層，以減少缺陷的數量和大小，加強防護涂層的防原子氧性能。

(3)重視AO、UV、高低溫交變、空間碎片等對防護涂層的共同作用，開發耐空間綜合輻照環境的防護涂層。

［1］EIJI MIYAZAKI，MASAHITO TAGAWA，KUMIKO YOKOTA，et al.Investigation into tolerance of polysiloxane－block－polyimide film against atomic oxygen［J］.Acta Astronautica，2010，66:922 ～928.

［2］BRUCE A.BANKS，RIKAKO DEMKO.Atomic oxygen protection of materials in low earth orbit［R］.NASA/TM_2002－211360，2002:1～18.

［3］VANCE D A，MCCARGO M，HASTERT R.Atomic－oxygen－resistant polymer for use in the low earth orbit［J］.IEEE，1989:2651～2655.

［4］LONGFEI HU，MEISHUAN LI，CAIHONG XU，et al.A polysilazane coating protecting polyimide from atomic oxygen and vacuum ultraviolet radiation erosion［J］.Surface ＆ Coatings Technology，2009，203:3338 ～3343.

［5］JOYCE A DEVER，ERIC J BRUCKNER，ELVIN RODRIGUEZ.Synergistic effects of ultraviolet radiation，thermal cycling and atomic oxygen on altered and coated Kapton surfaces［R］.AIAA－92－0794，1992:1 ～9.

［6］張蕾.LEO環境原子氧對空間材料的侵蝕與防護研究［D］.沈陽:遼寧大學，2003.

［7］RUSSELL COOPER，HARI P UPADHYAYA，TIMOTHY K MINTON，et al.Protection of polymer from atomic－oxygen erosion using Al2O3atomic layer deposition coatings［J］.Thin Solid Films，2008，516:4036 ～4039.

［8］BRUCE A BANKS，SHARON K RUTLEDGE，LINDA GEBAUER，et al.SiOxcoatings for atomic oxygen protection of polyimide kapton in low earth orbit［R］.AIAA－92－2151－CP，1992:1 ～10.

［9］AARON SNYDER，KIM K.DE GROH.The dependence of atomic oxygen undercutting of protected polyimide kapton h upon defect size［R］.NASA/TM－2001－210596，2001:1 ～9.

［10］KEVIN M BILGER，HELEN B GJERDE，BEMARD L SATER.Photovoltaic array environmental protection program［J］.IEEE，1989:361～369.

［11］SHARON K RUTLEDGE，RAYMOND M OLLE，JILL M COOPER.Atomic oxygen effects on SiOxcoated Kapton for photovoltaic arrays in low earth orbit［J］.IEEE，1991:1544 ～1547.

［12］BRUCE A BANKS，SHARON K RUTLEDGE，KIM K DE GROH，et al.LDEF spacecraft ground laboratory and computational modeling implications on space station freedom＇s solar array materials and surfaces durability［J］.IEEE，1991:1434 ～1439.

［13］王志民，盧榆孫，馮煜東，等.空間輻射與原子氧環境對導電型熱控薄膜性能影響［J］.真空與低溫，2004，10(3):152～158.

［14］KENT B J，SWINYARD B M，MALER H J，et al.Boron Carbide as atomic oxygen protection for the lexan－carbon filter on the ROSAT Wide Field Camera［J］.Multilayer and Grazing Incidence X－Ray/EUV Optics，1991，1546:312 ～321.

［15］BRUCE A BANKS，SHARON K RUTLEDGE，MICHAEL CALES.Performance characterizations of eureca retroreflectors with fluoropolymer－filled SiOxprotective coatings［R］.N95－23802，1993:51 ～63.

［16］BRUCE A BANKS，MICHAEL J MIRTICH，SHARON K RUTLEDGE，et al.Ion beam sputter－deposited thin film coatings for protection of spacecraft polymers in low earth orbit［R］.AIAA TI－85－0420，1985:1 ～8.

［17］CHOUKOUROV A，PIHOSH Y，STELMASHUK V，et al.Rf sputtering of composite SiOx/plasma polymer films and their basic properties［J］.Surface and Coatings Technology，2002，151 ～152:214 ～217.

［18］PIHOSH Y，BIEDERMAN H，SLAVINSKA D，et al.Composite SiOx/fluorocarbon plasma polymer films prepared by r.f.magnetron sputtering of SiO2and PTFE［J］.Vacuum，2006，81:38 ～44.

［19］JOYCE A DEVER，SHARON K RUTLEDGE，PAUL D HAMBOURGER，et al.Indium tin oxide－magnesium fluoride co－deposited films for spacecraft applications［R］.NASA/TM－1998－208499，1998:1 ～14.

［20］BORIS VAYNER，DALE FERGUSON，JOEL GALOFARO.Quartz－indium tin oxide－magnesium flouride sandwich in a low density plasma［J］.IEEE，2006:1830 ～1833.

［21］THOMAS W KERSLAKE，DEBORAH L WATERS，DAVID A SCHIEMAN，et al.Durability of ITO－MgF2Films for space－inflatable polymer structures［R］.NASA/TM－2003－212512，2003:1 ～8.

［22］PAUL D HAMBOURGER，THOMAS W KERSLAKE，DEBORAH L WATERS.ITO－MgF2film development for powersphere polymer surface protection［R］.AIAA 2004－5639，2004:1 ～12.