航天材料紫外輻射效應地面模擬試驗方法

沈自才，李衍存，丁義剛

（1.北京衛星環境工程研究所，北京 100094；2.北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

0 引言

太陽電磁輻射對航天器的在軌運行具有重要影響，尤其是紫外波段，雖然其能量所占比例較低，但由于單個光子能量較高，可造成航天器外露材料（尤其是有機材料）的性能退化，進而對航天器在軌運行產生嚴重威脅。

目前，國內外科研人員對航天材料的紫外輻射效應地面模擬試驗方法開展了大量研究，航天大國也給出了一定的試驗方法和規范。我國關于紫外輻射效應地面模擬試驗方法也正在制定行業標準和企業標準，GJB 2502.5—2006[1]對熱控涂層的紫外 輻照試驗給出了規范。但很多試驗方法或規范中對輻照源的選擇、總曝輻量的確定、試驗溫度等關鍵參數的規定并不明確，可能導致效應評價不準確或試驗成本過高等問題。

本文首先對國內外航天材料紫外輻射效應地面模擬試驗方法進行對比分析，進而對試驗方法中的關鍵問題進行探討，并從理論上對模擬方法和關鍵參數選擇進行研究，最后給出開展航天材料紫外輻射效應地面模擬試驗的建議。

1 國內外標準與方法分析

航天材料紫外輻射效應地面模擬試驗的相關標準/規范/方法的主要制定方有美國材料與試驗協會（ASTM）、歐洲空間標準化組織（ECSS）、國際標準化組織（ISO）。同時，我國也已經或正在陸續制定相關的國家軍用標準、航天行業標準（QJ）和企業標準等。

目前，關于航天器紫外線輻照的國際標準主要有ASTM E512-94(2010)[2]，ECSS-Q-ST-70-06C[3]、ISO 15856(2010)[4]、 GOST R 25645.338[5]等。常用標準間的比較見表1。

表1 航天材料紫外輻射效應模擬試驗常用標準對比Table 1 Comparison between different standards for ultraviolet simulation testing of spacecraft materials

由表1可知，在波長范圍、加速倍率、溫度控制、測試方法等關鍵試驗參數和試驗方法上，不同的標準存在著一定的差異。ISO 15856(2010)對電子、質子和紫外的空間輻照試驗進行了規定，關于紫外輻照部分對紫外輻射光源、環境模型、技術要求和程序、加速倍率的選取原則等進行了說明，其特殊之處在于近紫外的波長規定為300～400 nm。ECSS-Q-ST-70-06C 針對空間材料的帶電粒子輻射和紫外輻照試驗，規定了試驗的程序，其中輻照度主要引用ISO 15856，但近紫外波長范圍定義為200～400 nm。ASTM E512-94 對熱控材料的帶電粒子輻射和太陽電磁輻射模擬進行了規定，包括模擬源、樣品的制備、性能的測試等，其特別之處在于對原位測試進行了說明。

2 試驗方法研究

不同航天材料紫外輻射效應地面模擬試驗方法及標準存在一定的差異性。下面將從紫外曝輻量 的確定、紫外線波長的選擇、紫外光源的選用、加速倍率和溫度的確定等角度對航天材料紫外輻射效應地面模擬試驗方法進行研究。

2.1 紫外曝輻量的確定

2.1.1 太陽常數值

國內外關于太陽常數的數值標準主要有QJ 1954—1990《太陽電磁輻射》[6]和美國標準ASTM E490-00a(2014)《太陽常數和空氣質量零太陽譜輻射數據表》[7]。

根據ASTM E490-00a(2014)標準[7]，在地球軌道上距離太陽為1 個天文單位處，并垂直于太陽光線的單位面積上，在單位時間內接收到的太陽總電磁輻射能流密度約為1353 W/m2，這一數值又稱為太陽常數。其中：可見光、紅外輻射波段的能量約占91.3%，為1235 W/m2；近紫外波段的能量約占8.7%，為118 W/m2；遠紫外（真空紫外）波段的能量約占0.007%，約為0.1 W/m2。

1976年，美國航空航天局根據高空平臺觀測結果發布的太陽常數值為(1353±21) W/m2；根據1978—1998年NIMBUS-7、SMM、ERBS、UARS、EURECA、SOHO 等6 顆衛星上的觀測平臺近20年連續觀測的結果，得出的太陽常數平均值為1366.1 W/m2，也揭示了太陽常數存在不同時間尺度的波動。世界氣象組織（WMO）1981年公布的太陽常數值是1368 W/m2。多數文獻上采用1367 W/m2的太陽常數值。太陽常數也有周期性的變化，變化范圍在1%～2%，這可能與太陽黑子的活動周期有關。對于深空軌道，其不同位置的太陽總輻照度與到太陽距離的平方成反比。太陽系內不同星球的太陽總輻照度見表2[8]。

表2 不同星球的太陽總輻照度Table 2 Sun irradiance on different planets

2.1.2 受曬因子

地球軌道航天器，尤其是低地球軌道航天器，其運行軌道一般都會經過地球的陰影區。因此，為確定紫外曝輻量，需要知道航天材料的在軌受曬時間或受曬因子。

以地球靜止軌道的星食區為例，地球遮擋太陽形成的陰影如圖1所示，陰影的主體是頂端背向太陽的會聚圓錐，圓錐區域內太陽光全部被地球遮擋，為本影區或全影區；本影區周圍是一個空心發散圓錐，該區域內部分陽光被遮擋，稱為半影區；本影區和半影區總稱為地影區，地影區以外的區域為日照區。地影時間主要取決于衛星軌道的傾角、高度及形狀等參數。

圖1 地球陰影區示意圖Fig.1 Shadow area from Earth block

1 個軌道周期內處于日照區的時間（τS）與軌道周期（τ0）之比，稱為日照因子或受曬因子。

設M1、M2分別為進出地影時的平近點角，則：當M2＞M1時，

當M2＜M1時，

計算可得，對于太陽同步軌道，交點地方時為12∶00 的軌道受曬因子為65%左右，而交點地方時為6∶00 的晨昏軌道1年中3/4 以上的時間都是全日照軌道。

2.1.3 光照幾何因子

太陽光線與航天器外表面垂直時，外表面接受的太陽電磁輻射總量最大；當太陽光線與航天器外表面法線存在夾角時，外表面接受的太陽電磁輻射總量變小。定義光照幾何因子為航天器表面單位面積接受的太陽電磁輻射總量與相同位置且與太陽光線方向始終垂直的理想面單位面積接受的太陽電磁輻射總量的比值。

假設太陽光線與航天器外表面法線方向的夾角為θ，隨著航天器在軌運行，不同時刻這個夾角大小會發生變化，即θ與時間有關。

航天器外表面的光照幾何因子為

式中：ⅠSC為太陽常數；T為θ角變化周期。

對于三軸穩定方式的航天器，其太陽電池陣始終處于與太陽光線方向垂直的面上，因此航天器上最大的光照幾何因子為1。對于自旋穩定方式的航天器，其光照幾何因子為1/π。

2.2 紫外波長的選擇

當紫外光子的能量引起航天器材料尤其是有機材料的價鍵破壞，如造成分子鍵的價鍵斷裂，會使材料產生交聯或者脆化、固化、斷裂等效應。

2.2.1 紫外光子能量

由光子能量計算公式E=hν=hc/λ，可以計算得到紫外輻射10～400 nm 各波段的光子能量，見表3。

表3 紫外光子能量Table 3 Energy of ultraviolet photons

2.2.2 紫外輻照高分子材料的波長選擇

依據Grotthus-Draper 光化學反應定律，只有吸收了紫外輻照能量的高分子才會發生化學反應。依據Stark-Einstein 定律，一個分子共價鍵吸收一個特定紫外輻照量子能量后將發生共價鍵的斷裂。高分子材料常見化學鍵能見表4。

表4 常見化學鍵結合能Table 4 Binding energy of different chemical bonds

對比表3和表4可知，對紫外輻照高分子材料試驗來說，如果材料中所有化學鍵的鍵能均 ＜6.2 eV，則可只選擇200～400 nm 的近紫外譜段；如果材料中所有化學鍵的鍵能均＜10.8 eV，則應選擇115～400 nm 的紫外譜段；若材料的分子化學鍵存在＞10.8 eV 的情況，則需要選擇10～400 nm 的全紫外譜段。

由表4可知，對絕大多數高分子材料來說，其分子價鍵能一般＜9.24 eV，因此，選用115～400 nm的紫外譜段可以滿足紫外輻照試驗的要求。

2.2.3 紫外輻照無機材料的波長選擇

對無機材料來說，紫外光子可以造成材料結構中的電子吸收能量發生躍遷或離化，產生電子-空穴對，形成色心，影響材料的光學性能；或者產生空穴、電子等載流子，從而影響材料的光學性能或者電學性能。常見半導體材料電子躍遷需要的能量見表5。

表5 常見半導體材料光學帶寬一覽表Table 5 Band width of common semiconductor materials

由表5分析可知，200～400 nm 的近紫外波段光子可以實現半導體材料的電子躍遷，影響材料的光學性能和電學性能。

2.3 紫外光源選擇

2.3.1 近紫外光源

常用的近紫外源有汞燈、汞氙燈、氙燈和碳電弧燈等，均要求加入濾波片過濾可見光和紅外光。但不同的輻照源具有不同的特點：汞燈紫外輻射能量主要集中在幾條譜線上，連續性較差，但容易達到更高的輻照度。汞氙燈產生的紫外輻射主要是汞蒸氣產生的譜線，有少量氙蒸氣產生的譜線，其紫外光譜的連續性優于汞燈。氙燈的發射光譜穩定，且光譜分布與自然光較為接近，波長范圍為300～1100 nm，但在紫外光區的發射強度較低。

綜上所述，汞燈光譜連續性差但光照強度大；氙燈光譜連續性好但光照強度較低，較難滿足試驗中加速倍率的要求；汞氙燈連續性和光照強度介于汞燈和汞氙燈之間，因此建議優先選擇汞氙燈模擬太陽近紫外輻射。

2.3.2 遠紫外光源

結合國內外的現狀和實際使用情況，氘燈是目前較為成熟的產品。雖然射流式氣體噴射源的覆蓋范圍較寬，但由于其技術成熟度和設備穩定性有待提高，且加速倍率較低（＜10），必然導致試驗周期過長，不具備試驗的經濟性。因此，建議遠紫外波段模擬光源優先選用氘燈。

2.4 加速因子的確定

一般定義紫外加速因子（加速倍率）為地面模擬單位面積接收的紫外輻射能量與在軌單位面積紫外輻射能量的比值。

采取提高輻射源強度的方法來實現加速試驗將會帶來額外熱效應，尤其是近紫外輻射加速試驗具有明顯的熱效應。不同溫度變化一方面會對輻射缺陷的電荷狀態產生影響，導致輻射缺陷的類型有所變化；另一方面可導致聚合物材料分解或聚合，是其他許多化學反應的重要催化條件。

一般規定，近紫外輻射地面模擬試驗加速因子≤5，輻照度為118～590 W/m2；遠紫外輻射加速因子≤100，輻照度為0.1～10 W/m2。

從經濟角度考慮，在不改變材料物理化學性能變化機理的前提下，近紫外和遠紫外輻照加速試驗應盡可能采用較大的加速因子。

2.5 溫度的確定

規定試驗溫度主要是為了防止溫度升高對材料帶來的其他效應或者引起紫外與溫度對材料的協合效應。航天器在軌運行過程中，向陽面的航天器材料將面臨最嚴酷的溫度環境。因此，航天器紫外輻射效應評價過程中，應該選擇航天材料在軌實際應用溫度或者航天器向陽面的溫度作為試驗溫度。

2.6 總曝輻量的確定

近紫外輻射地面模擬試驗不能采用較大的加速因子，而全壽命周期的地面模擬試驗周期較長、費用較高，同時材料存在紫外退化飽和的特點，因此試驗模擬旨在使材料達到飽和效應即可。地面模擬試驗過程中，對試驗周期較短的，可采用全壽命周期試驗；對需要試驗周期較長的，可在材料的性能變化趨于穩定時停止試驗，之后采用外推的方法對材料的后期性能進行預示[9]。

如果試驗周期較長，而以前又沒有可參考的相關數據，可基于實踐經驗，先選用5000 ESH 的總曝輻量進行試驗。如果在試驗后期，材料性能變化趨于穩定，則可停止試驗；否則應適當延長試驗時間。在試驗過程中，選取3 個以上的測試點進行性能測試，以對其性能變化趨勢和規律進行研究。

3 小結

雖然航天材料紫外輻照試驗評價已經開展了大量工作，取得了大量成果，并在型號上得到了大量應用，但仍存在一些問題有待進一步研究：

1）紫外輻照效應加速因子選取方法

在合理的范圍內，盡可能選擇較大的加速因子，提高試驗效率和經濟效益。但對不同材料，如何確定加速因子的數值，需要進一步開展研究。

2）溫度與紫外的協合效應

航天器在軌運行期間，尤其是在靠近太陽的軌道，航天器可能面臨較高的溫度。因此，需要加強溫度與紫外的協合效應研究。

3）不同輻射模擬源的等效性

由于不同紫外輻射模擬源的光譜存在較大差異，對不同的材料是否會產生不同程度的效應，有必要開展相關試驗研究和理論研究。

4）紫外輻射效應性能退化預示技術

如何通過某一周期的性能退化試驗來實現全壽命周期的性能退化預示，需進一步加強方法和理論研究。

4 結論及建議

由前述分析可知，雖然航天材料紫外輻照試驗方法有待進一步研究和完善，但在目前的研究基礎上，其試驗參數的選擇可參照以下原則：

1）航天材料在其不同軌道位置所接受的太陽總輻照度與距太陽距離的平方成反比。在距離太陽為1 個天文單位處，并垂直于太陽光線的單位面積上，在單位時間內接受的太陽總電磁輻射能量可采用1367 W/m2，近紫外能量采用118 W/m2，遠紫外（真空紫外）波段能量采用0.1 W/m2。

2）對于太陽同步軌道，交點地方時為12∶00的軌道受曬因子可采用65%，而交點地方時為6∶00的晨昏軌道1年中3/4 以上的時間都是全日照軌道。三軸穩定式航天器上最大的光照幾何因子為1，自旋穩定式航天器的光照幾何因子為1/π。

3）對絕大多數高分子材料而言，115～400 nm的紫外譜段可以滿足紫外輻照試驗的要求；對半導體材料來說，可選用200～400 nm 的近紫外光來研究紫外對其光學性能和電學性能的影響。

4）從經濟性和實用性考慮，建議優先選擇汞氙燈模擬太陽近紫外輻射，優先選用氘燈作為遠紫外波段模擬光源。

5）一般規定，近紫外輻射地面模擬試驗加速因子≤5，遠紫外輻射加速因子≤100；但在不改變材料物理化學性能變化機理的前提下，近紫外和遠紫外輻照應盡可能采用較大的加速因子。

6）建議選用航天材料實際在軌的最劣溫度（例如航天器向陽面的溫度）作為試驗溫度。

7）對試驗周期較長的紫外輻照試驗，建議采用飽和試驗的方法，即在紫外輻照達到一定曝輻量、材料的性能變化趨于穩定的情況下，即可停止試驗，采用外推的方法對材料的后期性能進行預示。

（References）

[1]GJB 2502.5—2006 航天器熱控涂層試驗方法 第5 部分∶真空-紫外輻照試驗[S]

[2]ASTM E512-94 Standard practice for combined, simulated space environment testing of thermal control materials with electromagnetic and particulate radiation[S].Revised edition, 2010

[3]ECSS-Q-ST-70-06C Space product assurance∶particle and UV radiation testing for space materials[S], 2008-07

[4]ISO 15856 Space systems∶space environment∶simulation guidelines for radiation exposure of non-metallic materials[S], 2010-08

[5]GOST R 25645.338 Polymeric materials for space technique∶requirements for ultraviolet radiation stability tests[S], 1996

[6]航空航天工業部五〇一部.QJ 1954—1990 太陽電磁輻射[S], 1990-02-13

[7]ASTM E 490-00a Solar constant and zero air mass solar spectral irradiance tables[S].Revised edition, 2010

[8]NASA.Solar electromagnetic radiation, NASA/SP- 8005[R], 1971

[9]劉宇明, 馮偉泉, 丁義剛, 等.輻照環境中ZnO 類熱控涂層性能退化預示模型研究[J].航天器環境工程, 2008, 25(1)∶15-17 Liu Yuming, Feng Weiquan, Ding Yigang, et al.The forecasting models for the solar absorptance of ZnO-type thermal control coatings in the space combined radiation environment[J].Spacecraft Environment Engineering, 2008, 25(1)∶15-17