离子推力器羽流钼原子沉积对卫星OER片热控性能影响的仿真分析

林骁雄　温　正　陶家生（中国空间技术研究院通信卫星事业部，北京 100094）

离子推力器羽流钼原子沉积对卫星OER片热控性能影响的仿真分析

林骁雄温正陶家生
（中国空间技术研究院通信卫星事业部，北京 100094）

离子推力器栅极组件中溅射出的钼原子随束流飞出，部分沉积在卫星光学太阳反射镜（OSR）表面，会对其热控性能产生影响。文章结合推力器与OSR片的相对位置，得到钼原子在OSR表面的分布；根据沉积厚度得到钼膜及复合膜的发射率和吸收比分布；根据OSR表面的热平衡方程，得到其温度分布，从而获得了钼原子沉积对OSR片热控性能的影响。结果表明：钼原子沉积引起OSR片的吸收比增加，OSR片温度升高最大为几十摄氏度，对温度变化较为敏感的设备应避免安装在推力器周围。

离子推力器；光学太阳反射镜；钼原子沉积；沉积厚度；热控性能

1　引言

热控涂层是卫星热控系统的重要组成部分，其作用是通过调节卫星表面的太阳吸收比和红外发射率来控制卫星表面的热平衡［1］，以有效地控制卫星的温度，使内部仪器、设备的温度在允许范围之内，保证卫星的正常工作。光学太阳反射镜（Optical Solar Reflector，OSR）是目前广泛应用的热控涂层，具有较低的吸收-辐射比。OSR片如果被污染，会导致热辐射性质发生变化，引起卫星温度的改变。在应用离子推力器的卫星中，钼原子沉积是对OSR片热控性能非常重要的影响因素。从目前对离子推力器羽流的初步分析可知，离子推力器羽流钼原子的沉积量是几纳米到几百纳米厚，这个量值和光学膜系厚度相当，可能会改变OSR片的性质［2］，从而导致其热控性能的改变，影响卫星的温度水平。因此，深入研究OSR片热控性能在离子推力器羽流钼原子沉积影响下的退化规律，具有重要意义。

文献［3］中通过数值模拟得到了钼原子的空间分布，但是没有进一步分析对卫星OSR片热控性能的影响。文献［4］中研究了均匀厚度钼膜的光学特性，但没有针对特定空间分布的沉积钼膜进行分析。本文首先结合离子推力器与OSR片的相对位置，得到钼原子在OSR表面的分布；然后根据沉积厚度得到OSR表面钼膜及复合膜的发射率和吸收比；最后根据OSR表面热平衡方程得到OSR表面温度分布，评估出钼原子沉积对OSR片热控性能的影响情况。此结果可为推力器的布局分析和卫星的热控分析提供参考。比冲为3250s；电子温度为5eV。建立离子推力器的羽流模型［7］，并在此基础上添加钼原子的碰撞和运动模块，得到钼原子在卫星南北板OSR表面的沉积情况，如图3所示。根据图3中显示的钼原子沉积率（每秒沉积的钼膜厚度）分布，可推算出钼原子的沉积质量分布，也可进一步推算出钼膜的厚度。将图3用明显的等值线表示，见图4。从图4可以看出:在卫星南北板的2m×2m范围内，沉积率的分布相差了2个数量级，即从1×10—7Å/s到1×10—9Å/s。将沉积率分布乘以离子推力器工作时间（10000h），转化成钼膜厚度的等值线分布，见图5。从图5中可直观地看出钼原子的沉积厚度，范围是0.7900～0.0079nm。

图1　离子推力器在卫星上的布局Fig.1　Location of ion thruster on satellite

2　钼原子沉积分析

2.1钼膜的形成

离子推力器栅极组件通常采用金属钼片作材料，若光学系统引出的束流离子不能完全聚焦，就会产生栅极腐蚀，从而溅射出钼粒子。钼原子的电离能（7.1eV）高于其功函数（4.6eV），碰撞过程不易发生电离，因此出射形式仍为钼原子［5］。钼原子随束流飞出，部分沉积在卫星及太阳翼表面，经过吸附、凝结、表面扩散迁移、碰撞结合形成稳定晶核，再通过吸附使晶核长大成小岛，岛长大后互相联结聚结，最后形成结构上连续的薄膜［6］，成为钼原子沉积污染的主要因素。

2.2钼原子沉积分布

图1示出了一类高轨卫星上的离子推力器布局，推力器轴线指向卫星质心，由于卫星体积有限，推力器与OSR片的相对位置较近（见图2），也导致钼原子容易污染卫星表面。为了分析钼原子沉积分布情况，设置推力器的工作参数如下:功率为3.05kW；束电流为2.3A；束电压为1091V；束流速度为40010m/s；效率为0.82；流量为3.83mg/s；

图2　离子推力器与OSR片的位置关系Fig.2　Positions of ion thruster and OSR

图3　OSR表面钼原子沉积率分布示意Fig.3　Distribution of deposition rates of molybdenum atoms on OSR surface

图4　OSR表面钼原子沉积率等值线分布Fig.4　Distribution of deposition rates of molybdenum atoms on OSR surface（contour plot）

图5　OSR表面钼原子沉积厚度等值线分布Fig.5　Distribution of thickness of molybdenum atoms on OSR surface（contour plot）

2.3钼原子沉积分析结果与已发表结果的比较

为了验证本文分析结果的合理性，与文献［3］中（离子推力器工作参数与本文的一致）获得的分析结果进行比较。文献［3］中钼原子沉积分布的仿真结果如图6所示。可以看出，在OSR片位置（图6中红色虚线位置）的钼原子沉积密度下降到推力器出口处的0.0008～0.0040。对应于本文图5的仿真结果，对于距推力器出口1m左右的OSR片位置，这里10000h内的钼层厚度应该在0.0280nm，此区域应是0.079 0～0.0250nm为主的曲线区域，为推力器出口处的0.001～0.020，两者范围相当，这在一定程度上说明了本文分析结果的正确性。

图6　文献［3］中的钼原子沉积分布Fig.6　Distribution of deposition of molybdenum atoms in literature［3］

3　OSR片热控性能的改变

OSR片由石英玻璃基片和铝膜（银膜）组成。石英玻璃透光性极好，而背面的铝膜（银膜）对可见光的反射性很强，整体认为透射率为零。OSR片在空间环境下的性能衰变主要表现在其吸收特性，尤其是对太阳光短波吸收比的退化，太阳吸收比的退化一般表现为吸收比增大，而OSR片自身热红外发射率的退化相对缓慢［1］。

文献［4］在波长为310～1250 nm范围内测量了离子束溅射沉积不同厚度纳米钼膜的反射比和透射率。由于厚度小于几十埃的数据不能从文献［4］中查到，参阅文献［8］补全数据，见表1。

表1　钼膜的光学性质Table1　Optical properties of molybdenum film

结合上述分析，得到了玻璃基片和钼膜的光学性质，复合膜的光学性质为每层膜光学性质的组合。结合典型的OSR片参数（吸收比为0.12，发射率为0.78）计算复合膜的特性［9］。复合膜特性应按照复合膜系［10］计算其反射比、透过率、吸收比，但由于钼膜各处的厚度是不同的，OSR有自带模系的，也有简单涂层或裸表面的，情况较为复杂，这里采用钼膜影响的反射比、透过率、吸收比和OSR的原吸收比（0.12）和原发射率（0.78）的线性叠加得到，见表2。线性插值拟合，得到OSR片复合膜吸收比分布如图7所示。可以看到，OSR片上绝大部分区域的吸收比均有所上升，在推力器附近升高最为明显，这将引起卫星南北板平衡温度的上升。

表2　复合膜特性Table2　Properties of composite film

图7　复合膜吸收比Fig.7　Absorptance of composite film

4　OSR片热平衡分析

本节结合已经得到的复合膜特性分析OSR片的热平衡。OSR表面接收到的外热流有太阳辐射、地球红外辐射、地球反射辐射以及舱体辐射等。对于高轨卫星，忽略地球红外辐射、地球反射辐射以及舱体辐射，认为OSR表面接收到的外热流只有太阳辐射，内部设备产生的热流通过OSR表面向外辐射。根据能量守恒定律，可得

Q1+Q2=Q3（1）

式中:太阳直射时传入的外热流Q1=αS，α为OSR片的吸收比，太阳常数S为1353 W/m2；内热源Q2= q，q为卫星南北板的散热能力；向深冷空间辐射散热量Q3=εσT4，ε为OSR片的发射率，玻尔兹曼常数σ为5.67×10—8W/（m2·K4），T为OSR片的平衡温度。

将各热量的计算式代入式（1），整理后可得南北板温度的计算公式为

αS+q=εσT4（2）

假定卫星南北板所需的散热能力q=300 W/m2，以ε=0.78，α=0.12为例，则计算得到OSR片的平衡温度为320 K。

图8为钼原子沉积之后的OSR片温度变化情况，其最高温度变化包络可达20℃。由于一般仪器设备的热不确定余量为±11℃［11］，这将对卫星寿命末期的整星热控设计产生不利影响。因此，对温度变化较为敏感的设备应避免安装在推力器周围，卫星内相关热控措施也要作进一步分析。

以上是高轨卫星温度变化的最大包络，卫星不同，太阳光照射南北板的角度不同，温度变化情况也会不同。以一般的通信卫星为例，黄赤交角为23.5º，则舱板的平衡温度为301.35℃，由于钼原子沉积导致的温度变化为13.8℃。

图8　OSR片温度变化分布Fig.8　Distribution of OSR temperature variation

5　结束语

离子推力器栅极溅射钼原子在卫星OSR片上沉积后，会对OSR片的热控特性产生影响。本文对其进行分析，获得以下结果。

（1）钼原子沉积会对OSR片的热平衡温度产生影响，影响大小与钼膜厚度有关。由于推力器两侧与推力器出口轴线的夹角相对较小，在推力器两侧会有较大量的沉积，此区域的热平衡温度升高较大；而在推力器安装位置的背面会有较少的沉积，此区域的热平衡温度也会升高，但相对较小。

（2）钼原子沉积导致OSR片温度升高最大可达几十摄氏度，一些对温度变化较为敏感的设备应避免安装在推力器周围，这一结果可为采用离子推力器的卫星热控设计提供参考。

（3）从分析结果来看，在离子推力器工作10000h（约1.1年）的情况下，钼原子的沉积厚度仅为0.7900nm，因此，钼原子沉积对卫星热性能的影响是一个长期的积累过程，会发生在卫星寿命末期。

工程的实际情况往往是非常复杂的，分析中须要给出许多近似和假设，如离子推力器的出口粒子分布假设，这会在某种程度上影响到计算结果，因此，本文所得的结果是钼原子沉积对卫星OSR片热控性能影响的趋势和定量参考，后续还要结合真实工况进一步探讨和完善。

（References）

［1］马伟，宣益民，韩玉阁，等.长寿命卫星热控涂层性能退化及其对卫星热特征的影响［J］.宇航学报，2010，31（2）: 568-572 Ma Wei，Xuan Yimin，Han Yuge，et al.Degradation performance of long-life satellite thermal coating and its influence on thermal character［J］.Journal of Astronautics，2010，31（2）:568-572（in Chinese）

［2］Mark W Crofton.Evaluation of the United Kingdom ion thruster［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，1996，33（5）:739-747

［3］Roy R I S.Numerical study of spacecraft contamination and interactions by ion-thruster effluents［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，1996，33（4）:535-542

［4］范平，邵建达，易葵，等.纳米Mo膜的光学特性及最小连续膜厚研究［J］.中国激光，2005，32（7）:977-981 Fan Ping，Shao Jianda，Yi Kui，et al.Optical properties and the minimal continuous thickness of molybdenum nano-films［J］.Chinese Journal of Lasers，2005，32（7）: 977-981（in Chinese）

［5］Roy R I S，Hastings D E，Gastonis N A.Ion-thruster plume modeling for backflow contamination［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，1996，33（4）:525-534

［6］朱继国，柴卫平，王华林，等.薄膜厚度对直流脉冲磁控溅射 Mo薄膜光电性能的影响［J］.光学仪器，2008，30（3）:55-59 Zhu Jiguo，Chai Weiping，Wang Hualin，et al.Effects of thickness on optical and electrical properties of Mo films prepared by DC-PMS［J］.Optical Instruments，2008，30 （3）:55-59（in Chinese）

［7］Wang J Brinza，D Young M.Three-dimensional particle simulation modeling of ion propulsion plasma environment for Deep Space One［C］//Proceedings of the 31st AIAA Plasmadynamics and Lasers Conference.Washington D.C.:AIAA，2000:1-18

［8］Kemp R F，Luedke E E，Hall D F，et al.Effects of electrostatic rocket material deposited on solar cells ［C］//Proceedings of the 9th NASA Electric Propulsion Conference.Washington D.C.:NASA，1972:1-10

［9］王庆学，魏彦锋，杨建荣，等.液相外延 HgCdTe薄膜组分均匀性对红外透射光谱的影响［J］.半导体学报，2005，26（5）:904-909 Wang Qingxue，Wei Yanfeng，Yang Jianrong，et al. Effect of LPE-HgCd Te composition ununiformity on infrared transmission spectra［J］.Chinese Journal of Semiconductors，2005，26（5）:904-909（in Chinese）

［10］Faruk Farsakoglu.Analysis of characteristic parameters of a plasma ion source and of ion-assisted deposited optical thin films［J］.Optical Engineering，2005，44（10）:1-10

［11］侯增祺，胡金刚.航天器热控制技术:原理及其应用［M］.北京:中国科学技术出版社，2007:368-370 Hou Zengqi，Hu Jingang.Spacecraft thermal control technology:principle and application［M］.Beijing: China Science and Technology Press，2007:368-370（in Chinese）

（编辑：夏光）

Simulation Analysis of Deposition Effect of Molybdenum Atoms From Ion Thruster Plume on Satellite OSR Thermal Properties

LIN Xiaoxiong WEN Zheng TAO Jiasheng
（Institute of Telecommunication Satellite，China Academy of Space Technology，Beijing 100094，China）

An analysis is presented of degeneration of the thermal properties of OSR（Optical Solar Reflector）resulting from thin deposits of molybdenum sputtered from ion thruster grid.Based on the relative position of ion thruster and OSR，a deposition distribution of molybdenum atoms on OSR surface is computed，then the absorptance and emittance of composite film are gotten based on the deposition thickness，and finally elevated temperature is analyzed based on the heat balance equation.It is shown that a few monolayers of molybdenum deposition on the OSR surface will seriously degrade its performance with an increase of temperature up to tens of degrees centigrade around the thruster，which means that temperature-sensitive instruments should not be mounted near the ion thruster.

ion thruster；OSR（optical solar reflector）；molybdenum deposition；deposition thickness；thermal property

V439.2

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.03.008

2015-11-23；

2016-04-18

林骁雄，男，硕士研究生，研究方向为卫星电推进系统总体设计。Email：linxiaoxiong_1990@163.com。