多層隔熱材料飛行試驗研究綜述

石進峰，吳清文 ，陳立恒，楊獻偉

(1.中國科學院 長春光學精密機械與物理研究所，吉林 長春130033;2.中國科學院大學，北京100049)

1 引言

各國的航天器技術已經解決了站得高、看得遠的問題，長壽命飛行器目前已經成為科技工作者的努力方向，它不僅可以進一步提高航天器的研制水平，同時可以更大限度地提高一次投入研制經費的效力。然而，為了保證長壽命飛行器的可靠度，須對材料、器件、設計冗余度等方面進行優化，從而保證其在不維修或少維修條件下長期服役。作為航天器“外衣”的熱控材料，特別是多層隔熱組件，是科技工作者首先關注的對象。

航天器熱控材料最受關注的是熱光學特性和抗空間環境的耐久性［1］。對于飛行在低地球軌道(Low Earth Orbit，LEO)上的航天器，影響其熱控材料屬性的主要因素有原子氧(Atomic Oxygen，AO)、光子輻射(Photon Radiation)、帶電粒子輻射(Charged Particle Radiation)、熱循環(Thermal Cycling)、太空垃圾和污染等。1995年，Silverman在美國國家航天局(NASA)提交的研究報告中給出了空間環境因素對飛行任務的影響程度，其中對LEO環境影響最大的是原子氧［2］。包覆航天器外表面大部分區域的多層隔熱組件，其面膜多是有金屬涂層的聚合物薄膜。在LEO環境，雖然原子氧的密度并不高，但撞擊到高速飛行的航天器表面的原子氧的能量約為4.5 eV，這會引起聚合物的氧化和粘結破壞［3-4］。保護熱控材料免受原子氧侵蝕的方法一般是在其外表面包覆SiOx薄膜、氧化銦錫(Indium Tin Oxides，ITO)透明導電膜或防原子氧β布。

針對不同的飛行任務尋找合適的熱控材料，需進行大量的試驗研究，而飛行試驗是檢驗熱控材料性能的最好方法。NASA的長期暴露裝置(Long Duration Exposure Facility，LDEF)、國際空間站(International Space Station，ISS)上進行的國際空間站材料實驗(Material International Space Station Experiment，MISSE)系列試驗、哈勃望遠鏡(Hubble Space Telescope，HST)的幾次維修任務、日本的EFFU(Exposed Facility Flyer Unit)和ESEM(Evaluation of Space Environment and Effects on Materials)，以及歐空局和俄羅斯在ISS上進行的試驗研究［5］都獲取了大量試驗數據并積累了經驗，極大地提高了其對熱控材料在空間環境中的應用能力。特別是LDEF和HST的維修任務，提供了長期觀察空間環境對多層材料性能影響的機會，并且從HST的維修任務中獲取的數據補充和豐富了由LDEF試驗數據建立的數據庫，對比試驗數據，可以對地面加速模擬試驗進行更準確的修正;而二者的軌道參數不同，對比獲取的數據可以更直觀地觀察AO與其他環境因素的協同作用對熱控材料的影響［6］。我國雖然也開始研究空間環境對熱控材料的影響，但只局限在理論和地面模擬試驗，缺少實測飛行數據［7-8］，特別是長壽命航天器的飛行試驗數據。NASA的研究表明:地面加速模擬試驗不能準確模擬在軌綜合環境效應，例如地面試驗就不能還原哈勃望遠鏡上Al-FEP(Fluorinated Ethylene Propylene)在太空中的脆化程度和范圍［3］。

盡管各國的航天熱控材料組成不盡相同，但多層隔熱組件面膜一般均為有金屬涂層的聚酰亞胺(Kapton)或氟化乙丙烯(FEP)薄膜。本文對LDEF、ISS以及HST相關試驗數據進行了整理分析，重點介紹了HST的各次維修任務所帶回的多層面膜的試驗研究，通過對相關試驗數據的分析，總結其性能的破壞機理和影響其性能的主要因素，為長壽命航天器的熱設計提供參考數據。

2 空間環境對熱控材料的破壞試驗

圖1 試驗樣本剖視圖Fig.1 Schematic cross-sectional views of samples

文獻［1］，［9］介紹了考察空間環境因素對常用熱控材料影響程度的地面模擬試驗。試驗對象為如圖1所示的4種常用熱控材料，主要考核AO、H+、Fe5+、紫外(UV)、電子束(EB)以及相互作用引起4種試驗對象熱光學特性的改變情況。其中EB、H+、Fe5+的積分通量均為模擬對地靜止軌道(Geostationary Orbit，GEO)環境 10年的通量;UV輻射為模擬空間300天的劑量;AO為模擬LEO環境1年的通量，為2.5×1020Fluence/cm2。各試驗樣本的熱光學特性測試結果如表1所示。

表1 熱光學特性測定結果Tab.1 Evaluated thermo-optical properties

分析表1的數據可以得到以下熱光學特性:對白漆影響最大的為EB→UV、EB→AO、AO;對黑漆影響最大的為EB→AO;對Al-Kapton影響最大的為AO;對Ag-FEP影響最大的為AO。綜合其試驗結果，在LEO環境，對熱控材料熱物理性能影響最大的是AO，這與前文的結論相吻合。

3 多層隔熱材料的破壞研究試驗

HST于1990年4月24日發射，軌道高度為580～614 km，軌道傾角為28.5°，其各次維修任務及對應的與熱控材料相關的操作如表2［10］。HST采用壓紋結構多層隔熱材料，各層聚酯膜間無滌綸網等間隔物，其結構為:25 μm單面鍍鋁聚酰亞胺+15層8 μm厚雙面鍍鋁聚酰亞胺+外層面膜;外層面膜為VDA-FEP、VDS-FEP;其中真空沉降鋁(Vapour Deposited Aluminum，VDA)涂層厚度為0.1 μm;真空沉降銀(Vapour Deposited Silver，VDS)涂 層 厚 度 為 0.1 μm，涂 層 外 有0.06 μm厚的鎳鉻合金涂層［11］，FEP 厚度有 127和51 μm兩種。

表2 哈勃望遠鏡的維修任務Tab.2 Servicing mission of HST

在LEO環境，航天器熱控材料的選擇考慮原子氧效應時，是以迎風面(Ram-facing surface，即攻角為零的表面 )為參考，其它表面受到的原子氧通量和能量均相應的減小［12］。定義原子氧的腐蝕當量為1 cm3的材料在一個原子氧的攻擊中損失的體積量。文獻［3］和［13］數據顯示，FEP比Kapton能更好地抵抗原子氧腐蝕，其中FEP的原子氧腐蝕當量約為 2.0×10－25～3.4×10－25cm3/個，Kapton的原子氧腐蝕當量約為2.0×10－24～3.0×10－24cm3/個。用腐蝕當量計算 MISSE2與LDEF等飛行器的AO通量如表3所示。

表3 原子氧通量Tab.3 Fluences of atomic oxygen

在ISS上進行的MISSE系列試驗，對比聚酰亞胺膜的飛行試驗和地面試驗，測量其腐蝕當量得到:在同劑量的AO腐蝕作用下，地面試驗的結果須乘以一個系數才能得到與飛行試驗相同的結果，而這個系數高達(18 ±2)［13］。

3.1 哈勃望遠鏡SM1與SM2樣本試驗

SM1的照片顯示大部分的MLI外表面是完整的，唯一有破損的地方是陰影面有NASA標記的地方，研究表明:其破壞的原因是MLI面膜與標記處材料的熱膨脹系數不匹配［15-16］。但在SM2時發現陽照面和陰影面均出現了大量的裂紋，主要出現在有應力集中的地方，如拐角、縫合以及折疊處［11］，且在某些區域較長的裂紋使多層隔熱組件的外層出現卷曲，即金屬涂層開始曝露在太空。如圖2，箭頭兩端所示分別為SM1和SM2時哈勃望遠鏡LS(Light Shield)陽照面多層隔熱組件的變化，說明裂紋是緩慢發展的，且無法提前預測裂紋出現的位置。

圖2 哈勃望遠鏡SM1與SM2時多層破壞情況對比Fig.2 Difference of MLI surface from HST between SM1and SM2

對帶回地面的樣本研究發現，多層隔熱組件只有最外層的VDA-FEP面膜被破壞［17］。地面試驗研究HST帶回樣本的性能變化、樣本位置及方向定義如圖3所示，SM1樣本熱光學特性測試結果如表4所示。

圖3 哈勃望遠鏡樣本位置示意圖Fig.3 Position schematic diagram of retrieved sample from HST

由表4可得，經歷3.6年后，VDA-FEP的太陽吸收率變化為33% ～65%，發射率變化為2%;VDS-FEP的太陽吸收率變化約為25%，發射率變化為1%;兩種面膜的發射率基本沒有變化，太陽吸收率均有較大的變化。

考核金屬涂層和聚酯膜的熱光學特性變化對多層面膜的熱光學性能變化的貢獻，試驗結果如表5所示，分析表5的數據可以得出:SM1樣本吸收率的增大主要是由金屬涂層的開裂造成［16］;CVC樣本為VDS-FEP，用丙烯酸膠粘貼在CVC表面，粘貼過程使面膜上的銀涂層出現裂縫，從而使黏結劑受陽光照射，其太陽吸收率增大的原因是丙烯酸膠由于UV照射變黑;LS樣本吸收率的增大主要是由于FEP吸收率的增大，因LS樣本受太陽直射，故認為陽光直射對聚酯膜的吸收率變化有很大的影響。

表5 回收樣本的太陽吸收率Tab.5 Solar absorptance of retrieved specimens

對SM1和SM2帶回的樣本進行彎曲試驗，發現SM2帶回的樣本更脆、且在彎曲試驗中出現沿彎曲軸全長的裂紋;沿不同方向的彎曲試驗證明，太空曝露面比背面更脆［18］。力學性能測試試驗樣品為“狗骨頭”形狀，測試結果如表6所示［19］。分析表6可得，太陽直射對多層面膜的力學性能影響較大，隨太陽直射、太空曝露時間的增加，樣本的力學性能變得越來越差。

表6 力學性能測試結果Tab.6 Strength test results

HST的陰影面只受到地球反照影響，其ESH約為太陽直射面ESH的10%，即SM2陰影面的ESH還不到SM1直射面的20%，但多層組件破壞卻更嚴重。基于此，通過單獨和組合的地面試驗來考察究竟太空中的那個因素是造成熱控材料破壞的元兇。一系列的試驗表明:真空紫外輻射和軟X射線都不能造成如SM2樣本那么嚴重的破壞;用高能X射線照射樣本，即使輻射劑量達到SM2甚至更高，也不能產生同SM2樣本一樣的破壞程度［16］;紫外輻射并沒有腐蝕FEP，也不能引起FEP的脆化，僅能使 FEP稀釋或變薄［20］。進一步的試驗發現，粒子輻射+熱循環可產生與SM2樣本相近的破壞程度。對此，考核熱循環對多層面膜力學性能的影響，試驗結果如表7［21-22］。

表7 熱循環后樣本力學性能Tab.7 Tensile properties of pristine and environmentally-exposed FEP after thermal cycling

由表7可得，單獨的加熱或熱循環對FEP和多層面膜的力學性能影響并不大;而受太空環境輻射后的多層面膜力學性能有很大的退化;其結果表明:粒子輻射+熱循環是造成多層隔熱材料破壞的元兇。

3.2 HST-SA樣本與LDEF樣本試驗

取自HST(Solar Array Drive Arm，SADA)部位的多層面膜樣本如圖4所示，由圖4左邊部分可以看出，陽照面(+V3)VDS-FEP面膜出現褪色，且有穿透的裂紋，陰影面(－V3)也已出現模糊的裂紋［10］。SA1與 SA2的太空經歷時間分別為3.6年和8.25年，LDEF在軌時間為69個月(5.75年)，SADA位置的面膜為 VDS-FEP(0.15 μm厚 Ag+0.027 5 μm 厚 Inconel/127 μm厚FEP)，試驗樣本尺寸為3 mm×20 mm，拉伸速率為10 mm/min，試驗測試結果如表 8 ～9［23-24］，其中E10為迎風面，A04為背風面。

圖4 哈勃望遠鏡SADA多層樣本位置圖Fig.4 Position of MLI on SADA from HST

表8 HST/SA2樣本力學性能試驗結果Tab.8 Tensile test results from HST/SA2 MLI samples

表9 HST和LDEF樣本光學特性對比Tab.9 Comparison of optical properties of samples from HST and LDEF

由表8的數據可知:從陰影面樣本依次到陽照面樣本，其伸長率、抗拉強度和屈服強度都隨之減小，樣本的彈性模量從陰影面樣本到陽照面樣本依次增大，間接地證明了表7所得的結論。

表9的對比結果表明:直接對比處在不同軌道航天器上的熱控材料性能退化是很困難的，因取自不同地方的樣本呈現出不同的規律;該對比試驗研究表明:原子氧作用能減小材料表面的脆化，用原子氧通量/ESH作為參量進行對比，發現Teflon的表面脆化隨原子氧通量/ESH比值的減小而增大［13］。

3.3 HST-SA2 Bi-stem樣本試驗

HST Bi-stem的位置及多層包覆方式如圖5所示，其多層面膜為 Al-FEP(100 nm/51 μm)。圖6為飛行前后該部位多層隔熱組件的對比。試驗樣本選取近似為太陽直射面、陰影面和直掠面3個部位的多層材料，如圖7所示;對照組為原始面膜和已做完發射前環境耐久實驗的多層材料，樣本尺寸為63.4 mm×9.52 mm，拉伸速率為1.27 cm/min。

圖5 哈勃望遠鏡Bi-stem位置圖Fig.5 Bi-stem position of HST

圖6 Bi-stem多層隔熱組件飛行前后對照圖Fig.6 Comparison of MLI of Bi-stem between preflight and after flight

圖7 拉伸試驗樣本Fig.7 Location and size of tensile sample relative to Bi-stem

直觀觀察顯示:直射面的薄膜變得很脆，失去了彈性和延展性，出現大量裂紋，甚至有貫穿的裂紋，最嚴重的直接出現薄膜翹曲、因破損出現漏洞;陰影面和直掠面面膜沒有明顯的裂紋，且保持其原有的延展性能;同時檢測試驗顯示3個位置樣本的密度在飛行前后均沒有明顯的變化，而將帶回地面的陽照面的薄膜加熱到200℃，其密度發生了嚴重的變化，這表明陽照面薄膜的退化具有延續性［25］;取自Bi-stem的Al-FEP薄膜的顏色并沒有明顯的變化，太陽直射面只有少許變灰白;而來自SA2 SADA的Ag-FEP薄膜，其陽照面因裂紋的出現而發生了嚴重的褪色［26］。Bi-stem樣本的性能測試結果如表10所示。

表10 HST-SA2 Bi-stem樣本性能測試結果Tab.10 Test results of samples from HST-SA2 Bi-stem

試驗結果表明:太陽直射面的多層性能退化最嚴重，其主要原因是太陽照射以及高溫熱循環，原子氧和電子束沖擊也是造成鍍鋁薄膜性能變化的主要原因。

3.4 哈勃望遠鏡SM3樣品試驗

哈勃望遠鏡SM3A帶回的Bay10上的多層隔熱組件如圖8所示，其中TP和BP區域是SM2時在原多層隔熱組件外面直接粘貼的面膜“補丁”，最右邊為尼龍搭扣縫合處的剖視圖。原多層面膜為127 μm FEP/VDA，太空曝露時間為9.7年;補丁面膜為51 μm FEP/VDA，太空曝露時間為2.8年。圖示面的法向為－V2方向。地面觀察發現，SM2帶回的樣本(6.8年)比SM3A帶回的樣本(9.7年)脆化更嚴重。分析認為，SM2帶回的樣本卷曲，使鍍鋁面朝向太空，其經歷的溫度循環為－100～200℃，而SM3A樣本為－100～50℃，這是造成二者破損程度差異的主要原因［27-28］。試驗測試結果如表11所示，文獻［29］，［30］的驗證試驗也證明了上述觀點。

圖8 哈勃望遠鏡SM3A帶回多層隔熱材料Fig.8 Bay 10 MLI and patches during SM3A removal from HST

表11 哈勃望遠鏡FEP力學性能測試結果Tab.11 Tensile properties of as-retrieved and heated 127 μm HST FEP

由表11得:對照組樣本(Pristine for SM3A)的力學性能在加熱前后并沒有明顯變化;SM 1和SM 2樣本的力學性能均出現了明顯的下降，SM2樣本則基本完全失去延展性;SM3樣本在加熱后抗拉強度沒有變化，但極限拉伸率則變為加熱前的10%左右。

SM2樣本經受的熱循環溫度更高，SM3樣本則經受了更多次數的熱循環。R2區域在SM2時被覆蓋了51 μm的VDA-FEP，其原來的VDA-FEP不再受AO和UV輻射，但繼續經受熱循環以及可能的帶電粒子影響，R2區域在接下來的2.8年內受到較少的太陽照射，但其破壞程度卻和經歷了9.7年的 R1基本相同［27-28］，如圖9所示。以上結論進一步證明:熱循環是造成多層材料性能退化的主要因素之一。

圖9 加熱200℃對SM3A樣本極限拉伸率的影響Fig.9 Effect of 200 ℃ heating on the elongation of FEP retrieved during SM3A

4 HST維修用多層材料的選取

在1993年SM1時發現多層面膜開始退化，在1997年SM2時發現陽照面和陰影面多層組件均出現了大量的裂紋，SM2帶回樣本的地面試驗發現裂紋是逐漸形成的，且是在小應力、具備破壞因素的太空環境下［31］，多層面膜的太陽吸收率增大是由于FEP的體積變化及其金屬涂層出現裂紋［17］。NASA開始尋找多層面膜的替代產品并在1999年SM3A時更換，替代產品須服役到HST壽命終結(計劃為2010年)，且面膜須易安裝、有在軌飛行先例和數據、在軌期間要保持結構完整性、在 LEO 環境 αs/ε ＜0.28［22］。

因沒有地面設備可以同時模擬LEO的各種空間環境因素，所以依次進行各種地面模擬試驗，其原則是對試驗件的破壞程度最大。在地面試驗后依次評估替代品的裂紋發展情況、裂紋的形態結構和熱光學性能。

(1)根據穿透深度，認為質子和電子輻射主要造成試件的厚度損壞。所以粒子輻射為地面試驗的第一步;

(2)基于衰減長度(到表面的輻射強度變為原來的1/e或0.368時所造成的材料表面的深度)，認為太陽耀斑產生的X射線也能對材料的厚度造成破壞，故X射線輻射為試驗的第二步;

(3)認為AO只破壞材料的表面，但這種破壞是裂紋產生的源頭，故AO轟擊是第三步試驗;

(4)熱循環被認為是造成材料脆化和金屬涂層破碎的主要原因，所以接下來的試驗是熱循環;

(5)紫外線輻射可以穿透聚酯薄膜，主要影響黏結劑的性能，所以是最后一步。

因裂紋是緩慢發展的，所以試驗過程中必須提供環境因子和小應力。而在軌期間，應力與熱循環有關，但前3步的試驗均不能進行熱循環，所以設計了一種如圖10所示的試件固定方式來保證試件有一個常量的應力作用。候選試驗樣本如

圖10 小應力模擬裝置Fig.10 Simulation facility of small stress

表12所示，其中樣本8是哈勃望遠鏡當前所用多層組件面膜，試驗時原子氧通量為 LEO 6.8年(與SM2帶回樣本太空曝露時間相同)，作為對照組來驗證試驗的正確性;其余樣本試驗原子氧通量為LEO 10年;熱循環溫度為－100～+50℃，循環次數分兩組:3 200次與20 000次。因NASA主要考核的環境因子是AO與熱循環，故部分試驗并未進行，且因篇幅所限，表13為樣本尺寸為127 mm×12.7 mm、熱循環次數為20 000的部分試驗數據。

表12 試驗樣本Tab.12 Samples of environmental exposures

表13 環境曝露試驗后太陽吸收率的變化Tab.13 Change in solar absorptance following environmental exposures

試驗表明:經質子和電子輻射后，樣品沒有明顯變化，盡管吸收率有輕微的增加;經過10年當量的原子氧輻射，樣本表面因原子氧對材料的分解變得不光滑;X射線輻射對樣本沒有造成明顯的變化;大多數的變化都產生在熱循環之后。

對各試驗結果分析，最終選擇為:(1)盡管沒有測量樣本10的熱光學特性，但其因粒子污染和紫外照射變黑，可認為其太陽吸收率增大，所以被放棄;(2)樣本6盡管是較好選擇，但其太陽吸收率隨UV輻射有較大的增加，后續試驗更驗證了該結論，所以被放棄;(3)樣本9是非常理想的選擇，且有25年的成功飛行數據驗證，但從經濟性、可操作性等方面考慮而被放棄;(4)因樣本9的優良性能表現，NASA新增 SiO2/Al2O3/Ag/Al2O3/Kapton作為第一選擇，10 mil Teflon FEP/VDA是第二選擇，但后者更便宜，從商業性上更容易實施，并且10 mil比5 mil的樣本更具抗開裂性［21-22］，所以最終用于HST的多層面膜替代品為10 mil Teflon FEP/VDA。

5 結束語

熱控材料的在軌性能變化影響航天器的溫度水平，從而影響其壽命。LEO環境復雜，熱控材料性能退化嚴重，地面加速試驗不能準確模擬在軌環境，對此，國外進行了大量的飛行試驗，在軌試驗數據可對研究熱控材料的性能退化、進行長壽命航天器熱設計提供依據。

綜合HST、LDEF和ISS所帶回樣本的研究數據，可以得出:

(1)在LEO環境，AO是造成熱控材料性能退化的主要因素，其中造成MLI性能退化的首要因素是AO和熱循環的協同作用;

(2)FEP比Kapton有更好的抗原子氧性能;HST的維修任務證明，增加多層隔熱組件面膜FEP的厚度可使其用于長壽命的航天器表面;

(3)地面加速試驗對熱控材料的破壞程度須乘以一個系數才能達到與空間環境相同的破壞;

(4)多層面膜的開裂具有不確定性，雖然無法提前預測其準確位置，但應力集中的地方較早被破壞的可能性大，須加強防護;

(5)丙烯酸膠受紫外輻照變黑、FEP的體積損失、金屬涂層的開裂是多層面膜太陽吸收率增大的主要原因。

由于目前缺少哈勃望遠鏡SM4(2009年)的試驗數據，故其替代面膜的性能變化還不清楚，但本文前述的其3.6年、6.8年、8.25年和9.7年的試驗數據，可對長壽命航天器多層隔熱材料的設計和應用提供參考依據。

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