多層隔熱材料飛行試驗(yàn)研究綜述

石進(jìn)峰，吳清文 ，陳立恒，楊獻(xiàn)偉

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

1 引言

各國的航天器技術(shù)已經(jīng)解決了站得高、看得遠(yuǎn)的問題，長壽命飛行器目前已經(jīng)成為科技工作者的努力方向，它不僅可以進(jìn)一步提高航天器的研制水平，同時(shí)可以更大限度地提高一次投入研制經(jīng)費(fèi)的效力。然而，為了保證長壽命飛行器的可靠度，須對(duì)材料、器件、設(shè)計(jì)冗余度等方面進(jìn)行優(yōu)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(guān)注的對(duì)象。

航天器熱控材料最受關(guān)注的是熱光學(xué)特性和抗空間環(huán)境的耐久性［1］。對(duì)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(huán)(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(bào)告中給出了空間環(huán)境因素對(duì)飛行任務(wù)的影響程度，其中對(duì)LEO環(huán)境影響最大的是原子氧［2］。包覆航天器外表面大部分區(qū)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(huán)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(huì)引起聚合物的氧化和粘結(jié)破壞［3-4］。保護(hù)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(dǎo)電膜或防原子氧β布。

針對(duì)不同的飛行任務(wù)尋找合適的熱控材料，需進(jìn)行大量的試驗(yàn)研究，而飛行試驗(yàn)是檢驗(yàn)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(jìn)行的國際空間站材料實(shí)驗(yàn)(Material International Space Station Experiment，MISSE)系列試驗(yàn)、哈勃望遠(yuǎn)鏡(Hubble Space Telescope，HST)的幾次維修任務(wù)、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(jìn)行的試驗(yàn)研究［5］都獲取了大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)并積累了經(jīng)驗(yàn)，極大地提高了其對(duì)熱控材料在空間環(huán)境中的應(yīng)用能力。特別是LDEF和HST的維修任務(wù)，提供了長期觀察空間環(huán)境對(duì)多層材料性能影響的機(jī)會(huì)，并且從HST的維修任務(wù)中獲取的數(shù)據(jù)補(bǔ)充和豐富了由LDEF試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立的數(shù)據(jù)庫，對(duì)比試驗(yàn)數(shù)據(jù)，可以對(duì)地面加速模擬試驗(yàn)進(jìn)行更準(zhǔn)確的修正;而二者的軌道參數(shù)不同，對(duì)比獲取的數(shù)據(jù)可以更直觀地觀察AO與其他環(huán)境因素的協(xié)同作用對(duì)熱控材料的影響［6］。我國雖然也開始研究空間環(huán)境對(duì)熱控材料的影響，但只局限在理論和地面模擬試驗(yàn)，缺少實(shí)測飛行數(shù)據(jù)［7-8］，特別是長壽命航天器的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)。NASA的研究表明:地面加速模擬試驗(yàn)不能準(zhǔn)確模擬在軌綜合環(huán)境效應(yīng)，例如地面試驗(yàn)就不能還原哈勃望遠(yuǎn)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(duì)LDEF、ISS以及HST相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了整理分析，重點(diǎn)介紹了HST的各次維修任務(wù)所帶回的多層面膜的試驗(yàn)研究，通過對(duì)相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析，總結(jié)其性能的破壞機(jī)理和影響其性能的主要因素，為長壽命航天器的熱設(shè)計(jì)提供參考數(shù)據(jù)。

2 空間環(huán)境對(duì)熱控材料的破壞試驗(yàn)

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

文獻(xiàn)［1］，［9］介紹了考察空間環(huán)境因素對(duì)常用熱控材料影響程度的地面模擬試驗(yàn)。試驗(yàn)對(duì)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(yàn)對(duì)象熱光學(xué)特性的改變情況。其中EB、H+、Fe5+的積分通量均為模擬對(duì)地靜止軌道(Geostationary Orbit，GEO)環(huán)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(huán)境1年的通量，為2.5×1020Fluence/cm2。各試驗(yàn)樣本的熱光學(xué)特性測試結(jié)果如表1所示。

表1 熱光學(xué)特性測定結(jié)果Tab.1 Evaluated thermo-optical properties

分析表1的數(shù)據(jù)可以得到以下熱光學(xué)特性:對(duì)白漆影響最大的為EB→UV、EB→AO、AO;對(duì)黑漆影響最大的為EB→AO;對(duì)Al-Kapton影響最大的為AO;對(duì)Ag-FEP影響最大的為AO。綜合其試驗(yàn)結(jié)果，在LEO環(huán)境，對(duì)熱控材料熱物理性能影響最大的是AO，這與前文的結(jié)論相吻合。

3 多層隔熱材料的破壞研究試驗(yàn)

HST于1990年4月24日發(fā)射，軌道高度為580～614 km，軌道傾角為28.5°，其各次維修任務(wù)及對(duì)應(yīng)的與熱控材料相關(guān)的操作如表2［10］。HST采用壓紋結(jié)構(gòu)多層隔熱材料，各層聚酯膜間無滌綸網(wǎng)等間隔物，其結(jié)構(gòu)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］，F(xiàn)EP 厚度有 127和51 μm兩種。

表2 哈勃望遠(yuǎn)鏡的維修任務(wù)Tab.2 Servicing mission of HST

在LEO環(huán)境，航天器熱控材料的選擇考慮原子氧效應(yīng)時(shí)，是以迎風(fēng)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(yīng)的減?。?2］。定義原子氧的腐蝕當(dāng)量為1 cm3的材料在一個(gè)原子氧的攻擊中損失的體積量。文獻(xiàn)［3］和［13］數(shù)據(jù)顯示，F(xiàn)EP比Kapton能更好地抵抗原子氧腐蝕，其中FEP的原子氧腐蝕當(dāng)量約為 2.0×10－25～3.4×10－25cm3/個(gè)，Kapton的原子氧腐蝕當(dāng)量約為2.0×10－24～3.0×10－24cm3/個(gè)。用腐蝕當(dāng)量計(jì)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(jìn)行的MISSE系列試驗(yàn)，對(duì)比聚酰亞胺膜的飛行試驗(yàn)和地面試驗(yàn)，測量其腐蝕當(dāng)量得到:在同劑量的AO腐蝕作用下，地面試驗(yàn)的結(jié)果須乘以一個(gè)系數(shù)才能得到與飛行試驗(yàn)相同的結(jié)果，而這個(gè)系數(shù)高達(dá)(18 ±2)［13］。

3.1 哈勃望遠(yuǎn)鏡SM1與SM2樣本試驗(yàn)

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(biāo)記的地方，研究表明:其破壞的原因是MLI面膜與標(biāo)記處材料的熱膨脹系數(shù)不匹配［15-16］。但在SM2時(shí)發(fā)現(xiàn)陽照面和陰影面均出現(xiàn)了大量的裂紋，主要出現(xiàn)在有應(yīng)力集中的地方，如拐角、縫合以及折疊處［11］，且在某些區(qū)域較長的裂紋使多層隔熱組件的外層出現(xiàn)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(shí)哈勃望遠(yuǎn)鏡LS(Light Shield)陽照面多層隔熱組件的變化，說明裂紋是緩慢發(fā)展的，且無法提前預(yù)測裂紋出現(xiàn)的位置。

圖2 哈勃望遠(yuǎn)鏡SM1與SM2時(shí)多層破壞情況對(duì)比Fig.2 Difference of MLI surface from HST between SM1and SM2

對(duì)帶回地面的樣本研究發(fā)現(xiàn)，多層隔熱組件只有最外層的VDA-FEP面膜被破壞［17］。地面試驗(yàn)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(xué)特性測試結(jié)果如表4所示。

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

由表4可得，經(jīng)歷3.6年后，VDA-FEP的太陽吸收率變化為33% ～65%，發(fā)射率變化為2%;VDS-FEP的太陽吸收率變化約為25%，發(fā)射率變化為1%;兩種面膜的發(fā)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(xué)特性變化對(duì)多層面膜的熱光學(xué)性能變化的貢獻(xiàn)，試驗(yàn)結(jié)果如表5所示，分析表5的數(shù)據(jù)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(xiàn)裂縫，從而使黏結(jié)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(rèn)為陽光直射對(duì)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(duì)SM1和SM2帶回的樣本進(jìn)行彎曲試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)SM2帶回的樣本更脆、且在彎曲試驗(yàn)中出現(xiàn)沿彎曲軸全長的裂紋;沿不同方向的彎曲試驗(yàn)證明，太空曝露面比背面更脆［18］。力學(xué)性能測試試驗(yàn)樣品為“狗骨頭”形狀，測試結(jié)果如表6所示［19］。分析表6可得，太陽直射對(duì)多層面膜的力學(xué)性能影響較大，隨太陽直射、太空曝露時(shí)間的增加，樣本的力學(xué)性能變得越來越差。

表6 力學(xué)性能測試結(jié)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(yán)重?；诖耍ㄟ^單獨(dú)和組合的地面試驗(yàn)來考察究竟太空中的那個(gè)因素是造成熱控材料破壞的元兇。一系列的試驗(yàn)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(yán)重的破壞;用高能X射線照射樣本，即使輻射劑量達(dá)到SM2甚至更高，也不能產(chǎn)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?。?0］。進(jìn)一步的試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，粒子輻射+熱循環(huán)可產(chǎn)生與SM2樣本相近的破壞程度。對(duì)此，考核熱循環(huán)對(duì)多層面膜力學(xué)性能的影響，試驗(yàn)結(jié)果如表7［21-22］。

表7 熱循環(huán)后樣本力學(xué)性能Tab.7 Tensile properties of pristine and environmentally-exposed FEP after thermal cycling

由表7可得，單獨(dú)的加熱或熱循環(huán)對(duì)FEP和多層面膜的力學(xué)性能影響并不大;而受太空環(huán)境輻射后的多層面膜力學(xué)性能有很大的退化;其結(jié)果表明:粒子輻射+熱循環(huán)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(yàn)

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(xiàn)褪色，且有穿透的裂紋，陰影面(－V3)也已出現(xiàn)模糊的裂紋［10］。SA1與 SA2的太空經(jīng)歷時(shí)間分別為3.6年和8.25年，LDEF在軌時(shí)間為69個(gè)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(yàn)樣本尺寸為3 mm×20 mm，拉伸速率為10 mm/min，試驗(yàn)測試結(jié)果如表 8 ～9［23-24］，其中E10為迎風(fēng)面，A04為背風(fēng)面。

圖4 哈勃望遠(yuǎn)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(xué)性能試驗(yàn)結(jié)果Tab.8 Tensile test results from HST/SA2 MLI samples

表9 HST和LDEF樣本光學(xué)特性對(duì)比Tab.9 Comparison of optical properties of samples from HST and LDEF

由表8的數(shù)據(jù)可知:從陰影面樣本依次到陽照面樣本，其伸長率、抗拉強(qiáng)度和屈服強(qiáng)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(jié)論。

表9的對(duì)比結(jié)果表明:直接對(duì)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(xiàn)出不同的規(guī)律;該對(duì)比試驗(yàn)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(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)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(yàn)

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(duì)比。試驗(yàn)樣本選取近似為太陽直射面、陰影面和直掠面3個(gè)部位的多層材料，如圖7所示;對(duì)照組為原始面膜和已做完發(fā)射前環(huán)境耐久實(shí)驗(yàn)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(yuǎn)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(duì)照?qǐng)DFig.6 Comparison of MLI of Bi-stem between preflight and after flight

圖7 拉伸試驗(yàn)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(xiàn)大量裂紋，甚至有貫穿的裂紋，最嚴(yán)重的直接出現(xiàn)薄膜翹曲、因破損出現(xiàn)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(shí)檢測試驗(yàn)顯示3個(gè)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(fā)生了嚴(yán)重的變化，這表明陽照面薄膜的退化具有延續(xù)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(xiàn)而發(fā)生了嚴(yán)重的褪色［26］。Bi-stem樣本的性能測試結(jié)果如表10所示。

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

試驗(yàn)結(jié)果表明:太陽直射面的多層性能退化最嚴(yán)重，其主要原因是太陽照射以及高溫?zé)嵫h(huán)，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(yuǎn)鏡SM3樣品試驗(yàn)

哈勃望遠(yuǎn)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(qū)域是SM2時(shí)在原多層隔熱組件外面直接粘貼的面膜“補(bǔ)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(shí)間為9.7年;補(bǔ)丁面膜為51 μm FEP/VDA，太空曝露時(shí)間為2.8年。圖示面的法向?yàn)椋璙2方向。地面觀察發(fā)現(xiàn)，SM2帶回的樣本(6.8年)比SM3A帶回的樣本(9.7年)脆化更嚴(yán)重。分析認(rèn)為，SM2帶回的樣本卷曲，使鍍鋁面朝向太空，其經(jīng)歷的溫度循環(huán)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(yàn)測試結(jié)果如表11所示，文獻(xiàn)［29］，［30］的驗(yàn)證試驗(yàn)也證明了上述觀點(diǎn)。

圖8 哈勃望遠(yuǎn)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(yuǎn)鏡FEP力學(xué)性能測試結(jié)果Tab.11 Tensile properties of as-retrieved and heated 127 μm HST FEP

由表11得:對(duì)照組樣本(Pristine for SM3A)的力學(xué)性能在加熱前后并沒有明顯變化;SM 1和SM 2樣本的力學(xué)性能均出現(xiàn)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(qiáng)度沒有變化，但極限拉伸率則變?yōu)榧訜崆暗?0%左右。

SM2樣本經(jīng)受的熱循環(huán)溫度更高，SM3樣本則經(jīng)受了更多次數(shù)的熱循環(huán)。R2區(qū)域在SM2時(shí)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(xù)經(jīng)受熱循環(huán)以及可能的帶電粒子影響，R2區(qū)域在接下來的2.8年內(nèi)受到較少的太陽照射，但其破壞程度卻和經(jīng)歷了9.7年的 R1基本相同［27-28］，如圖9所示。以上結(jié)論進(jìn)一步證明:熱循環(huán)是造成多層材料性能退化的主要因素之一。

圖9 加熱200℃對(duì)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(shí)發(fā)現(xiàn)多層面膜開始退化，在1997年SM2時(shí)發(fā)現(xiàn)陽照面和陰影面多層組件均出現(xiàn)了大量的裂紋，SM2帶回樣本的地面試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)裂紋是逐漸形成的，且是在小應(yīng)力、具備破壞因素的太空環(huán)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(xiàn)裂紋［17］。NASA開始尋找多層面膜的替代產(chǎn)品并在1999年SM3A時(shí)更換，替代產(chǎn)品須服役到HST壽命終結(jié)(計(jì)劃為2010年)，且面膜須易安裝、有在軌飛行先例和數(shù)據(jù)、在軌期間要保持結(jié)構(gòu)完整性、在 LEO 環(huán)境 αs/ε ＜0.28［22］。

因沒有地面設(shè)備可以同時(shí)模擬LEO的各種空間環(huán)境因素，所以依次進(jìn)行各種地面模擬試驗(yàn)，其原則是對(duì)試驗(yàn)件的破壞程度最大。在地面試驗(yàn)后依次評(píng)估替代品的裂紋發(fā)展情況、裂紋的形態(tài)結(jié)構(gòu)和熱光學(xué)性能。

(1)根據(jù)穿透深度，認(rèn)為質(zhì)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(yàn)的第一步;

(2)基于衰減長度(到表面的輻射強(qiáng)度變?yōu)樵瓉淼?/e或0.368時(shí)所造成的材料表面的深度)，認(rèn)為太陽耀斑產(chǎn)生的X射線也能對(duì)材料的厚度造成破壞，故X射線輻射為試驗(yàn)的第二步;

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

(4)熱循環(huán)被認(rèn)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(yàn)是熱循環(huán);

(5)紫外線輻射可以穿透聚酯薄膜，主要影響?zhàn)そY(jié)劑的性能，所以是最后一步。

因裂紋是緩慢發(fā)展的，所以試驗(yàn)過程中必須提供環(huán)境因子和小應(yīng)力。而在軌期間，應(yīng)力與熱循環(huán)有關(guān)，但前3步的試驗(yàn)均不能進(jìn)行熱循環(huán)，所以設(shè)計(jì)了一種如圖10所示的試件固定方式來保證試件有一個(gè)常量的應(yīng)力作用。候選試驗(yàn)樣本如

圖10 小應(yīng)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(yuǎn)鏡當(dāng)前所用多層組件面膜，試驗(yàn)時(shí)原子氧通量為 LEO 6.8年(與SM2帶回樣本太空曝露時(shí)間相同)，作為對(duì)照組來驗(yàn)證試驗(yàn)的正確性;其余樣本試驗(yàn)原子氧通量為LEO 10年;熱循環(huán)溫度為－100～+50℃，循環(huán)次數(shù)分兩組:3 200次與20 000次。因NASA主要考核的環(huán)境因子是AO與熱循環(huán)，故部分試驗(yàn)并未進(jìn)行，且因篇幅所限，表13為樣本尺寸為127 mm×12.7 mm、熱循環(huán)次數(shù)為20 000的部分試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

表12 試驗(yàn)樣本Tab.12 Samples of environmental exposures

表13 環(huán)境曝露試驗(yàn)后太陽吸收率的變化Tab.13 Change in solar absorptance following environmental exposures

試驗(yàn)表明:經(jīng)質(zhì)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(jīng)過10年當(dāng)量的原子氧輻射，樣本表面因原子氧對(duì)材料的分解變得不光滑;X射線輻射對(duì)樣本沒有造成明顯的變化;大多數(shù)的變化都產(chǎn)生在熱循環(huán)之后。

對(duì)各試驗(yàn)結(jié)果分析，最終選擇為:(1)盡管沒有測量樣本10的熱光學(xué)特性，但其因粒子污染和紫外照射變黑，可認(rèn)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(xù)試驗(yàn)更驗(yàn)證了該結(jié)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(shù)據(jù)驗(yàn)證，但從經(jīng)濟(jì)性、可操作性等方面考慮而被放棄;(4)因樣本9的優(yōu)良性能表現(xiàn)，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(yè)性上更容易實(shí)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(jié)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(huán)境復(fù)雜，熱控材料性能退化嚴(yán)重，地面加速試驗(yàn)不能準(zhǔn)確模擬在軌環(huán)境，對(duì)此，國外進(jìn)行了大量的飛行試驗(yàn)，在軌試驗(yàn)數(shù)據(jù)可對(duì)研究熱控材料的性能退化、進(jìn)行長壽命航天器熱設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

綜合HST、LDEF和ISS所帶回樣本的研究數(shù)據(jù)，可以得出:

(1)在LEO環(huán)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(huán)的協(xié)同作用;

(2)FEP比Kapton有更好的抗原子氧性能;HST的維修任務(wù)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(yàn)對(duì)熱控材料的破壞程度須乘以一個(gè)系數(shù)才能達(dá)到與空間環(huán)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(yù)測其準(zhǔn)確位置，但應(yīng)力集中的地方較早被破壞的可能性大，須加強(qiáng)防護(hù);

(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(yuǎn)鏡SM4(2009年)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，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(yàn)數(shù)據(jù)，可對(duì)長壽命航天器多層隔熱材料的設(shè)計(jì)和應(yīng)用提供參考依據(jù)。

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