LEO大面積柔性HVSA一次放電研究

張巖松，歐 偉，于 輝，程保義

(中國電子科技集團公司第十八研究所，天津300384)

LEO大面積柔性HVSA一次放電研究

張巖松，歐 偉，于 輝，程保義

(中國電子科技集團公司第十八研究所，天津300384)

在低地球軌道(LEO)中充滿著高度稠密的電離層等離子體，在此環境中，高壓太陽電池陣(HVSA)更容易發生靜電放電，引起太陽電池和電路的性能衰降。在闡述一次放電機理的基礎上，介紹了對采用防護措施的實驗件進行一次放電損傷實驗的情況。實驗結果表明，在LEO上15年壽命中發生的一次放電不會對HVSA造成損傷。

柔性高壓太陽電池陣；低地球軌道；一次放電

隨著人類空間活動的日益頻繁，對空間飛行器太陽電池陣輸出功率的需求也越來越大。太陽電池陣功率輸出的能力已從最初的幾十瓦增加到現今的幾十千瓦乃至幾百千瓦。對于高功率大面積太陽電池陣來說，為了減輕結構質量、減少傳輸線路的歐姆損耗、限制供電電流與地磁場相互作用的影響以及滿足太陽翼的發射包絡要求，必須使用柔性高壓太陽電池陣技術。工作在100 V以上的太陽電池陣稱為高壓太陽電池陣(High Voltage Solar Array)[1]，比如ISS太陽電池陣(美國電源系統)，其輸出電壓超過160 V，母線電壓為120 V[2]。

高壓太陽電池陣在LEO等離子體環境中工作時會發生靜電放電，靜電放電又分為一次放電(Primary Discharge)和二次電弧(Secondary Arc)[3]。一般情況下，一次放電能量較低，不會對太陽電池陣產生嚴重危害，但對于HVSA來說，由于面積足夠大，參與一次放電的能量足夠高，一次放電會對太陽電池產生累積效應，在電池邊緣發生的一定次數的一次放電會毀壞P-N結，造成電池短路，從而降低太陽電池的效率，嚴重時會影響整個一次電源系統的功率輸出。為此，研究LEO大面積柔性HVSA一次放電效應，對提高LEO軌道高功率、長壽命航天器的可靠性、安全性設計具有非常重要的意義。

1 LEO等離子體環境

當空間飛行器工作在300～500 km高度的低地球軌道上，該高度區空間等離子體主要是電離層等離子體。電離層是地球大氣的一個重要的層區，是低軌道空間環境的一個重要組成部分。它是由太陽光能電磁輻射，宇宙線和沉降粒子作用于高層大氣，使之電離而成的自由電子、離子和中性粒子構成的能量很低的準中性等離子體區域。在200～400 km軌道高度之間電子和離子密度有一個峰值。低地球軌道的等離子環境其帶電粒子密度要比地球靜止軌道高4～6個數量級，通常稱該電離層為稠密的等離子體(圖1)。

圖1 空間等離子體分布特性[3]

2 一次放電機理

自上世紀80年代中后期開始，美、日、法等國先后開展了LEO中HVSA靜電放電的理論研究。目前在國際上得到廣泛認可的理論是1991年趙孟佑和Hastings聯合提出的，其通過實驗研究了太陽電池在反向電位梯度(IPG)下三結合處(即空間等離子體、玻璃蓋片和互連片)的充電情況，并推導出電弧放電的過程如下[4](圖2)：

(1)在太陽電池陣表面相對于周圍等離子體電位為負的區域將受到LEO軌道高密度等離子體環境中正離子的撞擊并在蓋片表面沉積，積累的正電荷形成由蓋片指向金屬互連片的表層電場(圖中的箭頭方向)，形成IPG。此電場被認為是LEO軌道太陽電池表面產生放電的觸發因素。

圖2 三結合處在反向電位梯度情況下發生一次放電的示意

(2)由于表層電場的存在，互連片表面的電子會被激發出來。由于三結合處的電勢結構，這些場發射電子在玻璃蓋片側面被吸引到電場表面，從而引起玻璃蓋片側面絕緣表面的二次電子發射，在電場的作用下，二次電子發射系數大于1，玻璃蓋片側面帶正電，使得表層電場被增強。增強的電場由會促進導體表面的電子發射，從而形成正反饋的機制。

(3)隨著電場放電電流的聚增，在玻璃蓋片側面轟擊電子的數量也增加。由于電子的撞擊作用，絕緣表面吸附著的中性氣體會發生解吸形成一層很薄的中性氣體層。氣體層電離放電，使得互連片附近的放電電流的電子與玻璃蓋片周圍沉積的正離子發生中和，靜電放電發生。

(4)隨著空間飛行器積累的電子通過靜電放電與玻璃蓋片周圍沉積的正離子中和，在飛行器表面和空間環境之間存儲的電荷會被迅速釋放掉，航天器表面的電勢會快速增長到接近0。

(5)通過表面閃弧(Flashover)的擴散，靜電放電會持續直到表面閃弧停止時終止。

(6)空間飛行器表面由于周圍等離子體的充電電流而重新恢復負電勢，整個靜電放電過程循環進行。

通過上述一次放電產生及發展的過程可以認識到，在太陽電池陣表面出現的一次放電通常是一種脈沖電流的形式，這種脈沖電流包含兩部分：在放電期間導體表面向空間發射的負電荷形成的電流(Blow-off Current)以及太陽電池蓋片周邊吸附的正離子參與放電而產生的表面閃弧電流(Flashover Current)。在反向電勢梯度下它的能量來源于儲存于絕緣體表面和空間飛行器結構體之間電容中的靜電能，其大小與絕緣體表面電特性及面積有關[3]。

3 實驗

3.1 一次放電閾值電壓

實驗時，偏置電壓從-50 V開始，以-5 V為步長進行增加，每次偏置電壓調節后等待90 min，當檢測到峰值不低于0.5 A、持續時間不少于5 μs的電流脈沖時，認為發生一次放電。經實驗，確認實驗件的一次放電閾值電壓1th=-110 V。

3.2 一次放電能量

一次放電實驗中需要對脈沖產生回路進行模擬，以在地面實驗設備中模擬在軌可能產生的靜電放電能量[5]。此最大電流脈沖的確認基于以下3個基本假設。

(2)等離子體擴散所致的玻璃蓋片均對初始放電點放電；

(3)太陽電池陣表面有效面積內特性參數均按玻璃蓋片估算，其典型的面電容率為28.6 pF/cm2。

根據模型可以估計出放電等離子體傳播產生的能量。此能量與太陽電池陣尺寸、表面材料特性及一次放電閾值電壓有關。為保證后續一次放電實驗中能夠產生太陽電池陣在軌時可能出現的最大電流脈沖，根據實際設計情況對放電能量及補償電路參數進行確認。

等離子體的擴散具有耗散性，對于HVSA，其尺寸較大，因此放電脈沖擴散時間一般情況下在一定距離會衰減耗散，并不能完全擴展至整個太陽電池陣，在這里取2 m作為放電傳播擴散的最大半徑。放電脈沖峰值釋放能量應包含以2 m為半徑的圓面內的靜電能，放電脈沖持續時間應按在擴散至2 m時耗散。根據以上結果，可以計算獲得放電能量補償電路參數。

3.3 一次放電次數

實驗需要對等離子體環境下HVSA在一定時間內發生的一次放電的總次數進行估計。對此采用200 V以上偏壓，獲得各組偏壓對應的放電頻率后，根據實驗數據擬合獲得2 m半徑范圍內放電次數的計算公式。根據公式在低壓范圍估計的情況要比實際情況加嚴，因此可以采用上述放電頻率來進行初步加嚴估算。

對于母線電壓100 V的HVSA，根據等離子體環境下電子和離子收集的規律，可知其航天器結構懸浮電位不會超過-100 V，根據仿真的結果，最惡劣情況按-90 V計算。對于LEO上的飛行器，典型受照時間約為實際在軌時間的60%，通過計算可知，HVSA在半徑2 m的圓形區域內，每年放電次數約為1 100次，15年放電次數約為16 500次。

在實際供電情況下，LEO上HVSA中相對等離子體偏負的一部分太陽電池片會發生ESD，按航天器-90 V結構電位來估計，單串電池電路中具有發生ESD風險的電池數量最多占20%(約10片)。在一次放電損傷實驗中將條件加嚴，認為ESD僅發生在單串電池電路負極的一片電池上。由于LEO上HVSA在半徑2 m的圓形區域內，每年放電次數約為1 100次，根據目前大面積柔性陣的典型布片設計，在半徑2 m的圓形區域內，最少可布置96串電池電路，故在實驗時，認為在每個實驗件的9片電池上進行1 100÷96×9≈104次ESD能夠充分代表一年壽命期間在LEO的HVSA上發生的ESD次數。如果要滿足15年的在軌使用壽命，在實驗件上至少需發生約1 550次ESD來進行考核。

3.4 一次放電損傷實驗

實驗采用微波電子回旋共振(ECR)型等離子體源。

實驗中采用負偏壓＋等離子體環境的方法模擬IPG，采用補償電路模擬放電能量，每隔50次的一次放電對試樣的暗特性進行原位測量，通過暗特性曲線的變化來判斷實驗件是否出現損傷。圖3為一次放電損傷實驗原理圖。

圖3 一次放電損傷實驗原理圖

實驗采用的實驗件具備真實柔性太陽電池陣的典型特征結構，照片如圖4。

圖4 實驗件照片

3.5 實驗結果與分析

參與實驗的實驗件狀態、實驗條件與實驗結果如表1所示。

表1 實驗統計表

在對A#實驗件進行2 000次ESD后，實驗件的暗特性沒有發生明顯變化(圖5)。從實驗設備取出后進行I-V測試及外觀檢查，其電性能沒有發生明顯變化(圖6)，外觀也未見明顯損傷。

圖5 A#第一串電池實驗前后暗特性對比

圖6 A#第一串電池實驗前后I-V測試圖

通過對A#實驗件2 000次ESD位置進行統計，可知放電位置主要集中在兩側匯流條上，其余均勻分布于電池片串間以及外側邊沿，發生在匯流條處的ESD次數與發生在電池片周邊的ESD次數之比約為3∶1(圖7)。

圖7 2 000次放電位置示意圖

考慮到匯流條位置放電不會引起太陽電池損傷，不能充分反應電池受到一次放電引發的損傷情況，因此又利用B#實驗件將匯流條位置用絕緣膠帶覆蓋后，重新進行實驗，放電位置記錄見圖8。在進行900次ESD后，實驗件的暗特性沒有發生明顯變化，在進行950次ESD后，B#實驗件第二串電池的暗特性有明顯變化。取出后進行I-V測試可知，第二串中第一片電池完全損壞(I-V測試已無曲線)，其余電池性能正常，第二串電池實驗前后的I-V測試圖見圖9。對損壞電池進行QE測試可知，其頂電池、中間電池和底電池均發生明顯損傷(圖10)。

圖8 放電位置記錄(50次、100次、500次、950次)

圖9 B#第二串電池實驗前后I-V測試圖

按照發生在匯流條處的ESD次數與發生在電池片周邊的ESD次數之比約為3∶1計算，B#實驗件發生900次ESD對電池造成的損傷相當于匯流條處不貼絕緣膠帶的情況下實驗件發生3 600次的ESD對電池造成的損傷，故可認為實驗件在匯流條處不貼絕緣膠帶時，發生3 600次ESD后性能無明顯變化，發生3 800次ESD后有一片電池損壞。

為了進一步研究在15年壽命中一次放電對LEO上HVSA產生的影響，對C#實驗件進行了3 100次(15年壽命期間預計發生不超過1 550次，選取1倍余量)一次放電實驗。每50次一次放電之后進行一次暗特性測試，3 100次一次放電后C#實驗件暗特性沒有明顯變化。取出后進行I-V測試及外觀檢查，其電性能沒有發生明顯變化，外觀也未見明顯損傷。

圖10 正常電池的QE與損壞電池的QE

4 結論

本文簡述了LEO大面積柔性HVSA一次放電的地面實驗研究情況。通過上述實驗情況介紹可以得到以下結論：(1)對于LEO大面積柔性HVSA，靜電放電發生位置主要集中在兩側匯流條上，其余零星分布于電池片串間以及外側邊沿；(2)一定次數的一次放電會產生累積效應，使電池損壞失效；(3)在LEO上15年壽命中發生的一次放電不會對HVSA造成損傷。

[1]劉業楠，賈瑞金，童靖宇.LEO等離子體環境中HVSA的電弧放電研究[J].航天器環境工程，2006,23(6):347-350.

[2]穆肯德.R.帕特爾.航天器電源系統[M].韓波，陳琦，譯.北京：中國宇航出版社，2010:81-82.

[3]LEACH R D,ALEXANDER M B.Failures and Anomalies Attributed to Spacecraft Charging[R].Alabama:NASA Marshall Space Flight Center,1995:3-4.

[4]HASTINGS D E,CHO M,KUNINAKA H.The arcing rate for a high voltage solar array:Theory,experiment and predictions[J]. Spacecr Rockets,1992,29(4):538-554.

[5]IEC.ISO/CD 11221.Space Systems-Space Solar Panels-Spacecraft Charging Induced Electrostatic Discharge Test Methods[S].USA: IEC，2011:12.

Research on primary discharge of large area flexible HVSA used on LEO

LEO was full of highly dense ionosphere plasma in which ESD will happened on HVSA and induce the degradation of solar cell and circuit. On the basis of introduction of primary discharge mechanism, the primary discharge damage test happened on samples which had been protected was presented.The result of the test prove that the primary discharge which appear in 15 years lifetime on LEO will not damage the HVSA.

flexible HVSA;LEO;primary discharge

TM 914

A

1002-087 X(2015)10-2169-04

2015-08-17

張巖松(1980—)，男，河北省人，工程師，學士，主要研究方向為太陽電池陣設計。