衛星多層隔熱組件表面等電位控制工藝

左穎萍，周傳君，朱興鴻，范慶梅

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衛星多層隔熱組件表面等電位控制工藝

左穎萍，周傳君，朱興鴻，范慶梅

（航天東方紅衛星有限公司，北京 100094）

文章基于電磁監測衛星的空間等離子體表面帶電環境和等電位要求，對衛星多層隔熱組件表面等電位的控制方法進行分析和優化，給出多層隔熱組件制作、安裝、接地、檢測和保護工藝方法，從而滿足整星表面的電位差在±2V以內的控制要求。

電磁監測衛星；多層隔熱組件；空間等離子體環境；表面帶電；等電位控制；接地

0 引言

運行于低地球軌道的航天器與周圍等離子體和太陽輻射等環境因素相互作用，其表面產生不等量帶電。某電磁監測衛星軌道高度為500km，主要用于獲取全球電磁場、等離子體和高能粒子的觀測數據，來識別地震前相關的電磁、電離層和高能粒子異常信息。500km軌道高度的等離子體為冷稠等離子體，電子和離子的能量約0～1eV，根據電磁監測衛星的等離子體分析儀和相關載荷的探測需求，在通常等離子體條件下，需要將星體表面電位差控制在±2V之內。

該電磁監測衛星體外布有太陽電池陣，外表面主要覆有多層隔熱組件和OSR片，其中多層隔熱組件占據整星表面的50%以上。因多層表面電阻、光照條件、電搭接方式等不同，表面之間會產生電位差，對整星探測影響較大。因此，必須對多層隔熱組件表面進行等電位控制。

本文主要分析計算該電磁監測衛星的電位情況，對衛星多層隔熱組件表面等電位的控制方法進行設計和優化，以確保多層隔熱組件表面等電位控制的有效性和可行性。

1 衛星電位控制

衛星絕對電位指衛星的結構“地”相對周圍空間等離子體環境的電位。理想情況下，衛星的表面各部位導電性能良好時，其電位接近衛星結構地電位并處于一個較小的負值；但由于周圍等離子體環境、光照條件、衛星表面材料、表面接地導體面積（導電層電阻）和接地點數量等多種因素決定衛星表面存在一定電位差。一般當衛星處于向陽面時，由于有光電效應，衛星一般帶正電荷；而當衛星運行到背陽面時，衛星一般帶負電荷，處于負電位[1-2]。

根據電磁監測衛星等電位控制要求，通常等離子體條件下，衛星表面各部分的電位差要在±2V以內。多層隔熱組件占據整星表面絕大部分面積，故本文重點研究控制多層隔熱組件表面相對空間等離子體的電位在要求范圍內。

2 多層的星表接地設計

為了減小衛星表面靜電積累，星表多層隔熱組件一般通過表面導電處理并導電層接衛星“地”控制電位。多個單元的多層通過風琴葉片接地，將鋁箔裁剪為寬20mm的長條狀，折疊成風琴式，風琴層數與多層隔熱組件單元層數一致，折成后的風琴片為邊長20mm的正方形。將風琴片的每一層鑲嵌在每層雙面鍍鋁聚酯膜之間，用接地鉚釘焊片與風琴片鉚接成一體。根據熱控需求，多層隔熱組件的面膜主要為表面鍍ITO膜和具有良好導電性的黑色滲碳膜，黑膜的實測方塊電阻0在10～100kΩ。按照工藝要求，星表每隔500mm設置一個接地樁，星表多層均勻布置風琴葉片接地，參見圖1。從圖中可以看出，只要控制每個風琴葉片單元的面積，即可控制整個熱控多層的接地特性。

圖1 星表熱控多層接地示意

假設風琴葉片接地孔的半徑為0，相鄰2個接地點的距離為，薄膜方塊電阻為0，圖2為單個風琴葉片接地示意圖。

圖2 單個風琴葉片接地示意

距離風琴葉片接地孔中心處的圓環到結構地的電阻為

接地電阻最大值按方塊的外接圓來計算：

風琴葉片中間的鉚接接地通孔半徑為2mm，即0=0.002m。0=100kΩ，=0.5m，經計算max=82.4kΩ，即對于阻值為100kΩ的多層面膜，通過面積為0.25m2的接地單元接地的電阻應不大于82.4kΩ。

3 衛星電位控制計算

3.1 初步計算

等離子體在衛星周圍產生的鞘層厚度一般為數個德拜半徑[3-4]。在低地球軌道高度，德拜半徑為數mm。因此，鞘層厚度遠小于衛星的尺度，故采用無限大平板模型計算衛星對電子與離子電流的吸收。電子和離子密度分別為

式中：eo、io分別為電子和離子飽和電流，eo=1/4e·eo，io=1/4iio，e、i分別為電子和離子的平均熱運動速度；eo、io分別為電子和離子密度；e、i分別為電子和離子溫度。

根據電流平衡關系有：

式中：ir為離子撞擊電流密度；n為接地單元的面積；n為單元表面電阻，V為衛星各單元表面相對等離子體的電位，0為衛星結構的絕對電位。在已經針對衛星表面進行了接地等多方面電位控制考慮的基礎上，如果衛星處于強等離子體環境下，其各表面相對結構地的電位計算結果如表1所示。可以看出，計算結果無法完全滿足相對結構地的電位在±2V以內的指標要求[5]，需要進一步優化衛星的表面接地。

表1 強等離子體環境中衛星表面電位計算結果

3.2 電位控制優化設計

分析表1數據發現，衛星部分表面電位過大的主要原因是多層接地電阻過大，阻礙等離子體撞擊電流，從而影響其平衡電位。在進行多層表面優化時，首先考慮增加表面的接地點數量，其次考慮熱控多層的面膜阻值的控制。

黑色滲碳膜的方塊電阻指標為10～100kΩ，表1是按100kΩ進行計算的。為優化整星的導電性能，須減小方塊電阻，故選擇方塊阻值10kΩ左右的黑膜，并將原來每0.25m2的面積內設一個接地點更改為每0.05m2的面積內設置一個接地點。優化設計后的計算結果見表2，衛星表面各部位相對結構地的電位滿足要求。

表2 強等離子體環境中增加接地點數量后計算結果

4 熱控多層的星表接地實施

4.1 控制要求

多層隔熱組件的接地形式和接地數量對其整體電位控制有較大影響，所以需要對多層隔熱組件進行必要的接地處理。根據衛星的表面電位差優于±2V的要求，計算出多層隔熱組件面膜選擇阻值小于10kΩ的帶ITO鍍膜（氧化銦錫透明導電膜）的單面鍍鋁黑色聚酰亞胺薄膜，每0.05m2的方塊，即=0.22m的正方形多層方塊內設置一個接地點，實測接地阻值不大于7kΩ。

4.2 黑膜的特性及工藝性

帶ITO鍍膜的單面鍍鋁黑色聚酰亞胺薄膜材料是在黑色聚酰亞胺滲碳膜為基膜的基礎上，外表面以成熟工藝鍍ITO層、內表面鍍鋁，在不影響基膜熱光學性質的基礎上，大大降低了材料表面任意兩點之間的電阻。從其結構和性能可以看到，該材料滿足基膜（黑色聚酰亞胺滲碳膜）導電的基本要求；表面ITO鍍層具有抗原子氧的表面特性；同時還具有比原選材料更低的接地電阻。

從其制備工藝可行性上看：1）基膜為目錄內材料，已經通過熱循環（熱沖擊）、空間輻照（質子和電子）、紫外輻照等各項環境適應性試驗驗證，并在軌應用多年；2）外表面鍍ITO層為成熟工藝，利用該工藝已生產制備的目錄內材料（導電型F46鍍銀二次表面鏡和ITO型單面鍍鋁聚酰亞胺膜等）廣泛應用于各個型號；3）內表面鍍鋁也是成熟工藝，已經廣泛應用于生產ITO型單面鍍鋁聚酰亞胺膜。

綜上，帶ITO鍍膜的單面鍍鋁黑色聚酰亞胺薄膜滿足電磁監測衛星電位控制和溫度控制需求，并具有防原子氧、電性能優異、電導率高等特點，其成型工藝良好，工程可實現。

4.3 制作與接地安裝

多層隔熱組件的每一層反射屏與多層面膜需鉚接成一體并與星體接地樁連接，接地樁布置方格尺寸為不大于220mm×220mm，方塊面積為0.05m2，即邊緣每隔約220mm設置一個接地點。

1）將鋁箔裁剪為寬20mm的長條狀，折疊成風琴式，風琴層數與多層隔熱組件單元層數一致，折成后的風琴片為邊長20mm的正方形。

2）將接地處的每層間的滌綸網剪除，將風琴片的每一層鑲嵌在每層雙面鍍鋁聚酯膜之間。

3）用4mm的開孔器在風琴片上打孔，貫穿風琴片的每一層，多層隔熱組件用4mm接地鉚釘將接地導線的雙向焊片與風琴片鉚接成一體。

4）多層接地樁的連接方式采用雙向焊片、且并串聯后連接至整星接地點，如圖3所示。

圖3 多層接地樁連接方式

4.4 控制與檢測措施

多層隔熱組件制作完成后，對其進行阻值檢驗，主要流程和要求包括：

1）檢測中使用的與多層接觸的探頭使用直徑為1cm的圓盤形，并在檢測中采用面接觸的方式進行測試，將萬用表量程調至kΩ檔；

2）制作多層前測量面膜表面電阻率，實測值應小于10kΩ/□；

3）多層接地制作完成后，使用萬用表在面膜表面縱、橫2個方向上按照=0.22m的步長進行電阻測量，如圖4所示，風琴葉片接地點到結構參考點的連接阻值不大于100mΩ，測試點到結構接地點的連接阻值不大于7kΩ。

圖4 熱控多層隔熱組件表面接地電阻測試點

電磁監測衛星經過熱控星和正樣星熱試驗前后的多次驗證，選取方塊阻值小于10kΩ的黑色滲碳膜，測試點到結構接地點的連接阻值均小于7kΩ。

4.5 多層隔熱組件的保護

1）對多層隔熱組件進行真空除污染。將多層隔熱組件放置在真空容器內，抽真空至容器內真空度優于1.0×10-3Pa，多層擺放不折疊并進行烘烤，烘烤溫度60℃，且在此溫度下保持24h。

2）由于制作多層的黑膜較軟，而膜表面的ITO鍍層質地較硬，因此在衛星表面鋪設多層隔熱組件時，嚴禁對膜進行折疊和按壓，以防ITO層斷裂而影響表面導電特性。

3）將經過除氣處理的多層隔熱組件放在有干燥劑、防氧化劑的密封塑料袋內，在塑料袋表面標識出多層隔熱組件的名稱、代號、數量，并將包裝袋放入專用包裝箱。

4）在對星表鋪設多層隔熱組件時，如果遇到不規則的、不易處理的區域，不允許對多層隔熱組件進行隨意的彎折，要求在盡可能保持多層平整的前提下，使用導電的銅基膠帶進行剩余區域的處理。

5 結束語

本文基于低軌空間等離子體環境對電磁監測衛星的影響分析，對衛星多層隔熱組件表面等電位的控制方法進行設計，優化衛星多層隔熱組件材料的選擇、制作、接地處理、保護存儲等工藝，將整星表面電位差控制在±2 V以內，從而有效減少衛星在軌運行時對周圍等離子體中低能粒子的干擾，滿足了電磁監測衛星科學探測任務的需求。

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（編輯：馮露漪、閆德葵）

Process for surface equipotential control of satellite multilayer insulation

ZUO Yingping, ZHOU Chuanjun, ZHU Xinghong, FAN Qingmei

(DFH Satellite Co., Ltd, Beijing 100094, China)

This paper analyzes and optimizes the method of equipotential control on the surface of the multilayer heat insulation of an electromagnetic monitoring satellite in the space plasma charging environment of the satellite and with consideration of its surface equipotential requirements. The desirable working processes for the multilayer components are proposed, including the fabrication, the installation, the grounding, the detection, and the protection, to meet the requirement of controlling the surface potential difference of the whole satellite within ±2V.

electro-magnetic monitoring satellite;multilayer insulation; space plasma environment; surface charging; equipotential control; grounding

V444.3

B

1673-1379(2018)02-0195-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2018.02.016

左穎萍（1985—），女，碩士學位，從事小衛星總裝工藝技術研究。E-mail: psyche0220@163.com。

2017-09-13；

2018-04-20