航天器供配電分系統電弧短路故障及其防護

馮偉泉 韓國經 劉業楠 王志浩 徐炎林 于丹

（1 北京衛星環境工程研究所，北京 100094）

（2 可靠性與環境工程技術重點實驗室，北京 100094）

（3 北京空間飛行器總體設計部，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呈現電弧短路故障多有發生的趨勢。電弧短路故障的特點是瞬時電流極大，能夠產生大量的熱量，瞬間對航天器供配電分系統造成很大破壞，其中一些故障導致了航天器供配電分系統部分甚至整體功能失效。大功率航天器供配電分系統有三大部件常發生電弧故障導致供電中斷：太陽電池陣［1］、太陽電池陣驅動機構（SADA）和母線。空間相鄰導體間發生電弧的條件有：①相鄰導體間有一定電壓差，如果沒有足夠高電壓差，即便有外在電弧觸發因素，也不會發生電弧，因此降低電壓差是故障電弧防護措施之一；②相鄰導體間存在觸發電弧因素，如靜電放電（ESD）或多余物接觸等，空間帶電環境會引起航天器ESD，因此要設法使航天器在空間不發生或少發生ESD；③必須有外電源提供持續的電弧放電電流。據統計，在1996—2006年的十年間，全世界共有117次衛星太陽電池陣故障［2］。大量災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準。除了太陽電池陣外，航天器SADA 和母線也容易產生電弧故障，由于SADA 和母線承載的電流很大，發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進行研究，及建立相關產品保證規范體系。

2 真空電弧

電弧放電是在外電源能夠提供持續大電流的條件下，放電間隙中形成明亮、高電導、高溫通道的一種強烈自持放電。在軌航天器處在真空環境中，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陰極表面材料，產生金屬等離子體維持電弧［4］。由于放電電弧能產生很高的熱量，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 顯示供配電分系統常用的不同材料的最小弧壓。

真空電弧破壞作用取決持續時間長短，持續時間越長破壞越嚴重，電弧持續時間取決于電弧電流大小，由圖2 可知，電弧電流越大，電弧持續越長，電弧燒毀越嚴重。要形成持續電弧，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 各種材料電弧持續時間與弧流關系Fig．2 Arc duration vs．arc 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境中容易產生ESD，ESD 是觸發電弧的主要因素。ESD 誘發太陽電池陣電弧故障形成機理見圖3。ESD 誘發電弧的機理是ESD 觸發產生一次電弧，一次電弧產生的等離子體，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下，勞拉空間系統公司對GEO 衛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定在80 V 和75V，太陽電池陣模擬器（SAS）提供串電流，其最大設定值為2．25A，模擬軌道關鍵工作條件，地面試驗復現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。經過對大量試驗數據的分析，得出太陽電池陣電流和電壓的安全工作區見圖4［3］。

圖4 中紅色區域為易發生電弧短路故障的區域，為非安全區域，這個區域特點是工作電壓和電流都比較大；藍色區域是比較安全的；淺藍色表示對有些電極材料是安全的區域，其特點都是電流小或者電壓小或者兩者都小；白色區域為過渡區域。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。總之，電弧故障發生條件既要有較高的工作電壓，還要有較大的工作電流，應在電源設計中加以避免。

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 部件也是容易發生電弧放電的部件，因為它有大量間隔很近的裸露導電環，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電弧。最早報道SADA 電弧故障的是美國“海洋衛星”（Seasat）［4］，在軌運行105d后失效，供配電分系統無法輸出功率，經過故障委員會分析驗證，確認其原因是SADA 電弧故障引起的短路。電弧的觸發機理可能是金屬多余物導致SADA 導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通。Seasat衛星的SADA 設計本身也存在缺陷，大多數相鄰滑環電刷極性都是相反的，這樣的配線安排，加上環間隙設計本身過于狹小，使得Seasat衛星滑環電刷組件有較大概率形成短路。

SADA 短路一般分兩種類型［5］：一種是前向環與回流環的短路，見圖5（a）；另一種是前向環與結構地的短路，見圖5（b），紅色表示電弧短路，黃色箭頭表示短路電流構成的回路。從圖5（b）可知，由于母線接地，前向環與SADA 外殼結構（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，絕緣材料發生炭化，最終導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

航天器母線擔負著為負載供電的重要任務，是連接電源系統各部件和負載的“橋梁”。母線的絕緣層如果發生損壞和有缺陷，裸露導線之間或裸露導線與結構地之間在外界觸發因素作用下，也會發生電弧故障。最早報道母線電弧故障的是日本宇宙航空研究開發機構（JAXA）研制的先進地 球 觀 測 衛 星-Ⅱ（ADEOS-Ⅱ）。2003年10月25日，ADEOS-Ⅱ供電功率突然從6kW 降低到1kW，最后導致災難性故障［6］。為了確定該故障的原因，JAXA、九州工業大學和NEC 公司等聯合開展大量研究和驗證工作，最后認定：航天器在軌熱循環環境導致母線絕緣層破裂，在經過地球的南北極區時，包裹輸電電纜的多層隔熱（MLI）薄膜在極區沉降電子作用下發生表面帶電，MLI薄膜接地端與裸露母線導體之間發生了電弧放電，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Fig．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

勞拉空間系統公司對太陽電池陣進行電弧防護設計改進，首先是降低太陽電池陣相鄰的電池串間電壓，原設計達到80V（砷化鎵）和75V（硅），處在電弧故障不安全區域之內。為了確保任何情況下片間都不會產生較高電壓，勞拉空間系統公司研究認為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，不應裸露電極，并且要經受熱循環應力考驗無裂痕、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

較大的串電流是產生電弧的必要條件之一，因此應減小串電流。一般電池陣配置時，多個電池片并聯后再串聯加上隔離二極管，電池片工作電流一般低于0．5A，是電弧故障安全區域，但是多片并聯以后，串電流就增加，有可能進入不安全區域。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 誘發電弧放電，其地面驗證試驗方法的國際標準（ISO11221）已經發布［7］。歐洲航天局發布的航天器帶電標準（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、工藝和間隙設計必須與正樣一致，樣品放入真空容器中經電子輻照或等離子體環境作用，觀察有無電弧放電發生，如果發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監測ESD，CP1～CP3監測太陽電池串回路中的電流情況，以判斷是否出現二次放電。如果電池串間發生電弧放電短路，則CP3顯示的電流會突然下降，詳見標準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準，但法國國家航天研究中心、波音公司［9］、JAXA 和中國空間技術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生。我國針對電弧短路故障的防護技術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取得很大進步，目前主要進行防護新技術及機理的深入研究，確保航天器電弧故障防護的可靠性，現建議如下：

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

（2）建立航天器電弧故障防護設計規范及標準體系，完善相關材料、設計、工藝、操作和試驗等各方面的詳細規范要求，以確保航天器入軌后不發生電弧短路故障。

（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