雙面銀鍍金互連材料原子氧防護性能分析

蘇彬 張偉 吳躍民 吳致丞 郝曉麗 于輝

(1 中國電子科技集團公司第十八研究所，天津 300384)(2 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

近地空間航天器太陽電池陣在軌運行過程中會受到包括粒子輻照、紫外輻照以及原子氧環境等空間環境的影響，對于低地球軌道(LEO)，空間環境主要由N2、O2、Ar、He、H和原子氧(AO)組成[1-3]，其中原子氧的含量最高，大約占80%。盡管原子氧的數密度很低(105～109/cm3)，但當航天器在軌道中以7～8 km/s的速度運行時，原子氧撞擊航天器表面的能量約為5 eV，具有極強的氧化及剝蝕能力[4-5]。

對于設計壽命15年的低軌長壽命航天器，軌道高度約390 km，太陽電池陣工作溫度-100 ℃～+90 ℃，在軌飛行期間的原子氧總累計通量約7.83×1026atoms/m2，對于如此大劑量的原子氧防護措施，國內尚未有飛行經驗可以借鑒。太陽電池陣中通常采用金屬材料的互連片實現單體太陽電池之間的電連接，以滿足母線電壓的需求。對于太陽電池互連片而言，最為常用的銀互連片在原子氧環境中會發生剝蝕現象，使材料厚度變薄。嚴重時，在高低溫交變情況下可能會導致互連片斷裂，進而導致電路開路，影響太陽電池陣工作壽命。

美國NASA為了研究較長時間空間環境對材料的效應，發射了空間長期暴露試驗裝置(LDEF)[6-7]，于1984年4月由發現號航天飛機執行11次任務時(STS 41-C)帶上太空，起始軌道高度約為470 km，與赤道有28.5°的傾角。1990年1月由哥倫比亞號航天飛機的第9次太空飛行任務(STS-32)取回，軌道高度已經衰退到296～361 km。累計在軌時間將近6年，LDEF上搭載了大量航天器材料。根據測試結果，從LDEF裝置獲得的結論可知，為滿足低軌長壽命航天器太陽陣的設計壽命，常用的銀互連片無法滿足低軌長壽命航天器原子氧環境使用需求，為了使低軌道長壽命航天器太陽電池避免原子氧的剝蝕引起互連片故障，本文研制出一種耐15年原子氧剝蝕的互連片，使用Au層保護的方法抑制互連片基體被侵蝕，能夠保證太陽電池陣在軌供配電穩定性。

1 太陽電池陣及互連片結構

太陽電池陣在軌期間直接面對原子氧的侵蝕，其表面結構如圖1所示。最下層為太陽陣基板，基板表面為聚酰亞胺材料。通常，基板表面會涂覆一層耐原子氧侵蝕的涂層，防止基板在軌期間被原子氧侵蝕。基板上通過硅膠與太陽電池片粘在一起，太陽電池片表面封裝抗輻照玻璃蓋片，玻璃蓋片起到抗空間粒子輻照的作用，玻璃的成分為二氧化硅，物理化學性質較穩定，不與原子氧反應，起到了電池屏蔽原子氧侵蝕的作用。

圖1 太陽電池片互連示意圖

兩片電池片之間通過互連片進行連接，為適應空間高低溫循環環境，互連片需要做減應力處理。通常有立體減應力互連片和平面減應力互連片兩種，在空間高低溫極端環境下，兩種類型互連片通過減應力結構的形變釋放應力，從而保護焊點及互連片。

考慮到原子氧對于互連片的剝蝕，對于常用的銀互連片而言，表面蒸鍍一層化學性質穩定、不與原子氧反應的金屬即可實現耐原子氧侵蝕的效果。金化學性質穩定，不與原子氧發生反應。金銀兩種金屬物理特性相對比較接近，具體參數對比見表1。

表1 銀、金材料相關材料參數

對于銀鍍金材料體系，銀和金的電阻率低，導電性能好，熱傳導系數好，這一特性決定了焊接過程產生的熱量不會因為特別集中而產生焊穿。另一方面，金銀晶體結構相近，二者熱膨脹系數相互匹配，在空間高低溫交變環境中不會由于熱膨脹系數的失配而導致過大熱應力產生。因此，銀鍍金互連片是一種防原子氧侵蝕的理想方案。

在軌飛行時，太陽電池陣銀鍍金材料正面處在原子氧迎風面，鍍金層可以有效的起到保護銀基底的效果。傳統的單面銀鍍金太陽電池互連片，已成功應用于一些典型型號，但這些型號設計壽命遠低于15年。因此，需要對互連片進行重新設計，并充分驗證其長壽命運行可行性。

為滿足低軌長壽命航天器對于防原子氧侵蝕的需求，在成熟產品設計狀態及工藝基礎上，將銀互連片表面改為鍍金材料，為了進一步防止原子氧對背面銀鍍金層的侵蝕，設計雙面鍍金互連材料，鍍金層厚度為3～4 μm。如圖2所示，采用磁偏轉式電子束真空鍍膜技術，在高真空環境中將金靶材進行蒸發，使其沉積在25 μm厚銀箔表面，對銀箔表面的正反兩面分別進行蒸鍍。

圖2 銀鍍金材料結構示意圖

互連片成型加工采用的是金屬沖壓的方式，靠壓力機和模具對銀鍍金材料施加外力，使之分離，從而獲得互連片工件。因此，互連片上下表面為鍍金材料，而側面中間層為純銀材料，互連片上下表面以及側面的耐原子氧侵蝕程度均會影響互連片在軌穩定性及使用壽命。

2 評價方法

2.1 理論計算

2.1.1 金銀界面擴散深度計算

金屬原子無時無刻不在做無規則的運動，而且原子與原子之間的空隙非常大，所以互連片金銀分界層兩邊的原子可以相互滲透[8-10]。在空間環境光照情況下，互連片溫度升高，原子運動速率加快，增加擴散速率。為了探究互連片表面是否會有銀原子擴散出來，通過建模計算了銀原子在銀、金界面的擴散距離。

Ag在Au中發生擴散的模型見圖3所示。模型中，以Ag/Au的接觸界面為坐標原點(x=0)。以t作為時間，利用菲克第二擴散定律[11]，按照在軌15年壽命計算，不考慮空間飛行器進入地球背陽面和向陽面的循環，即假設其完全處于110 ℃，通過計算可知，Ag在Au中擴散距離約為x=0.016 62 μm。對于3～4 μm的鍍金層，銀的滲透深度不足鍍層厚度的千分之一，銀滲透至材料表面的影響可忽略不計。

注：C1為界面基體側Ag含量，C2為界面鍍層側Ag含量。

2.1.2 互連片側面原子氧侵蝕量計算

互連片僅上下表面有鍍金層，側面中間無金層防護。當太陽電池陣側面處于原子氧迎風面時，互連片材料側面裸露的銀會在原子氧作用下產生剝蝕現象。考慮極端情況下，即15年壽命期間，太陽翼側面均處于垂直于原子氧迎風面的狀態飛行，互連片側面接受到的原子氧累計通量將達到7.83×1026atoms/m2，根據LDEF的飛行試驗數據，平面金屬銀膜的反應系數(剝蝕量)2.9×10-26cm3/atom，帶立體減應力環的銀材料反應系數(剝蝕量)27.5×10-26cm3/atom。以平面結構減應力互連片為例，銀的剝蝕深度為23 μm，占互連片單條寬度的2%，剝蝕后互連片的載流能力依然有冗余，遠大于單片電池最大額定承載電流，可以滿足壽命末期電連接需求。

2.2 原子氧侵蝕試驗

為充分驗證加厚雙面鍍金互連片防原子氧剝蝕的有效性，開展了15年原子氧環境壽命試驗，以探究雙面銀鍍金互連片的耐原子氧能力。試驗采用的雙面銀鍍金材料鍍金層厚度為2～3 μm(單面鍍金層厚度)，試驗總通量為在軌飛行15年期間的原子氧總累積量7.83×1026atoms/m2，原子氧通量密度為1.50×1020atoms/(m2·s)，試驗分階段進行，在分別達到原子氧累積1年、2年、5年、7年、10年、15年劑量后，取出部分樣品進行分析，其余樣品繼續進行試驗。

互連片材料樣品分兩種狀態，一種鍍金面處于迎風面；一種側面處于迎風面。對于鍍金面處于迎風面樣品，為模擬互連片在溫度交變過程中產生的形變量，以及充分考驗互連片的耐原子氧特性和鍍層的牢固度，在試驗前已將樣品拉伸0.2 mm(根據柔性太陽電池陣仿真分析結果，互連片在軌因溫度交變受到的最大拉伸距離為0.07 mm)。對于側面處于迎風面樣品，為驗證后續加工對銀鍍金材料側面的影響，將6.5 mm×70 mm長條形狀的銀鍍金材料，按長邊方向卷成卷狀后材料側面的一條長邊朝向原子氧迎風面。

3 試驗結果與討論

3.1 互連片正面原子氧侵蝕情況

在每一階段試驗結束后均進行光學顯微鏡觀察，隨著原子氧劑量的增加，設備放電室里的少量元素的氧化物粘在材料上，因其成分比例不同，吸收光波長不同，顯微鏡下互連片的顏色有所差別。

雙面銀鍍金互連片在試驗前以及1年劑量、2年劑量、5年劑量、7年劑量、10年劑量以及15年劑量原子氧侵蝕后，表面形貌變化光學顯微鏡圖像如圖4所示。每次觀察調節光學顯微鏡的白平衡均有略微差別，光線情況有所不同，顏色有所差別。從形貌來判斷，試驗前，互連片表面金層平整致密，具有一定的紋路。隨著原子氧侵蝕劑量的增加，于表面會積存少量飄落在其上的氧化物顆粒，即互連片表面有不同顏色的點狀物，后續通過表面材料分析可驗證。但互連片鍍金層在試驗后表面均未被剝蝕，未有破損點。從光學顯微鏡結果初步判斷，試驗過程中鍍金層表面未發生明顯變化。

圖4 雙面銀鍍金互連片原子氧剝蝕前后表面狀態變化

為進一步驗證原子氧侵蝕試驗后互連片表面的點狀物的成分，對15年劑量侵蝕后后的樣品表面進行了能譜分析，以試驗前的互連片作為參照，樣品表面能譜(EDS)分析如圖5所示。

圖5 15年原子氧劑量剝蝕前后表面能譜分析

雙面銀鍍金互連片鍍金層的能譜分析結果顯示，試驗前表面主要是金元素，占比95.59%，氧元素為4.41%。試驗后鍍金層表面元素及百分比如圖5(b)所示，未檢測到銀元素，首先說明銀基材未擴散到互連片金鍍層表面，此外，金鍍層起到了屏蔽原子氧與銀基材反應的作用。在試驗后其表面出現了部分元素，其中的Fe、Ni、Cr均是原子氧模擬試驗設備里放電室和中性化板的組成元素，由于劑量大，試驗時間長，它們會以微量氧化物的形式覆在材料表面，Si來自于試驗中粘接所使用的鍍鋁膠帶和室溫固化硅橡膠(RTV)，C源自于操作過程中的材料表面污染。鍍層厚度為2～3 μm的銀鍍金互連片表面能夠耐受15年劑量原子氧環境考核。

3.2 側面原子氧侵蝕情況

為模擬銀鍍金互連片側面完全暴露在原子氧迎風面情況下的剝蝕效應(實際在軌不存在該工況)，試驗中將雙面銀鍍金材料如圖6所示卷繞放置，即互連片側面受到原子氧撞擊面或迎風面方向侵蝕。

不同劑量原子氧侵蝕后，樣品側面如圖6所示。可看出邊緣位置有一層黑色絮狀物覆蓋，說明側面有一定厚度的銀發生反應。在距邊緣27.11 μm、148.91 μm處分別進行了斷面分析，如圖7(a)：距邊緣118.6 μm處，表面不再覆蓋氧化銀，且距邊緣148.91 μm處切開的斷面與銀鍍金材料的狀態一致，圖7(b)所示；距邊緣27.11 μm處，銀鍍金材料鍍層結構完整，鍍金層厚度2.77 μm，金層下方的銀基底部分致密未發生氧化反應如圖7(c)所示。由此可以看出，經過低軌15年劑量原子氧侵蝕后，材料邊緣氧化距離小于27.11 μm(受試驗方法限制，可觀察到的最小距離，實際氧化距離應小于27.11 μm)。

圖6 銀鍍金材料側面原子氧侵蝕后圖

注：cs表示在測量厚度時以觀測傾角折算，使厚度測量真實、準確。

為考核在經受15年劑量原子氧環境后側面剝蝕對雙面銀鍍金材料本身材料強度的影響，對試驗前后的雙面銀鍍金材料進行了拉力測試。樣品A1經受15年劑量原子氧侵蝕，A2與A1為同批次材料，未經原子氧侵蝕。拉力數據見表2。

表2 雙面銀鍍金材料原子氧實驗前后抗拉強度測試數據

A1抗拉強度約176 MPa，而相同材質及尺寸的對比樣品A2拉斷強度為173 MPa。說明15年壽命原子氧對材料側面的剝蝕對材料本身抗拉強度無明顯影響，不影響互連片在軌壽命。

3.3 工程應用結果和建議

經理論計算及原子氧剝蝕試驗驗證，雙面銀鍍金互連片可有效提升耐空間原子氧剝蝕能力，對傳統銀互連片耐空間原子氧剝蝕有明顯加固效果，具備在軌15年原子氧侵蝕后的穩定工作能力，可提升太陽翼供配電系統在軌運行的可靠性。為進一步驗證其空間環境適應性，對采用雙面銀鍍金互連片制作的太陽電池組件進行了溫度循環試驗。按照某低軌太陽翼設計壽命15年要求計算，溫度范圍-100 ℃～+100 ℃，高、低溫段分別保溫2 min，總計完成了88 000次溫度循環試驗。試驗后，互連片無扭曲、無形變、無斷裂，互連片與電池之間焊點完好，無脫焊，能夠適應長壽命溫度交變環境。

采用雙面銀鍍金材料研制的互連片成功應用于2021年發射的載人航天器大功率柔性太陽電池陣(見圖8)。

圖8 雙面銀鍍金互連片在柔性太陽電池陣應用

截止目前，某低軌長壽命航天器已在軌穩定運行超一周年，初步驗證了其在空間原子氧及其他多場耦合空間環境下的穩定性。對于其他運行于原子氧劑量較大軌道的衛星和航天器太陽陣，可采用雙面銀鍍金材質互連片以增強耐原子氧剝蝕能力。試驗證實，3 μm厚鍍金層在15年原子氧劑量剝蝕后導電能力仍有較大余量，因此，后續可以根據軌道特點適度改變鍍金層厚度。

4 結束語

本文研究雙面銀鍍金互連片，通過地面模擬原子氧實驗，證明鍍層厚度為2～3 μm的銀鍍金互連片表面能夠耐受15年劑量原子氧環境考核。88 000次溫度循環后互連片無扭曲、變形，焊點無脫開，證明了該互連片的空間熱環境適應性。研究結果表明：雙面銀鍍金材料具有高可靠的耐原子氧剝蝕能力，可保障太陽翼在軌穩定供電，提升航天器供配電性能，并可為后續空間太陽電池陣互連片及其他元器件耐原子氧侵蝕設計及選型提供參考和依據。