空间碎片超高速撞击下太阳电池阵伏安特性*

郑建东 周江 皮晓丽 邹晨 李一帆 徐坤博 龚自正 胡帼杰

1)(中国空间技术研究院,通信与导航卫星总体部,北京 100094)

2)(北京卫星环境工程研究所,可靠性与环境工程技术国防科技重点试验室,北京 100094)

太阳电池阵是航天器的电力来源,时常受到微流星体和空间碎片撞击而损伤,导致太阳电池阵输出功率下降.采用二级轻气炮对航天器太阳电池阵开展了空间碎片超高速撞击地面模拟试验,研究了不同撞击速度、弹丸直径、撞击点位置工况下太阳电池阵伏安特性的衰减规律.共进行了12 次试验,其中5 次因弹托撞击试件而无效,7 次试验数据有效.试验结果显示,弹丸的直径和撞击速度、撞击位置三者均对伏安特性影响较大,地面模拟试验与在轨飞行试验产生的损伤形貌符合良好.通过数据分析了电池阵失效面积与剥落区面积、穿孔面积、弹丸动能、撞击位置四者之间的关系.研究发现,电池阵失效面积与剥落区面积两者之比介于7—37,电池阵失效面积与穿孔面积两者之比介于50—150.撞击在电池片中心区域,失效面积明显高于撞击在电池片边缘或者连接处.电池阵失效面积 Δ SSA 与动能E(E =πρd3v2/12)的立方根比较吻合.为了建立功率损失面积与弹丸直径和撞击速度的准确方程,首先假设三者存在幂指数关系,再通过数据拟合方法求解待定系数,最终建立了适用于国内太阳电池阵的功率损失 Δ Pmax 方程和 Δ SSA 方程.当撞击在电池片中心区域ΔP max=0.047dv2/3 时,Δ SSA=260dv2/3.当撞击在电池片边缘或者连接处ΔP max=0.033dv2/3 时,Δ SSA=180dv2/3 .方程预测偏差在±13.3%以内,平均偏差为7.6%.该方程可用于描述在0°撞击角条件下电池阵功率损失或失效面积两者与弹丸的直径、撞击速度、撞击位置的函数关系.本文的研究方法对我国航天器太阳帆板超高速撞击环境下性能退化评估有借鉴意义,所建立的功率损失方程和失效面积方程,能够预测空间碎片造成的太阳电池阵的功率下降规律和失效面积规律,对我国航天工程实践具有重要的工程应用价值.

1 引 言

太阳电池阵是航天器的电力来源,时常受到微流星体和空间碎片撞击而损伤.美国哈勃望远镜太阳电池阵在轨飞行试验统计结果显示在8 年内空间碎片穿孔次数多达174 次[1-3].这种撞击导致太阳电池阵性能退化,输出功率下降.

国外开展了大量微流星体和空间碎片超高速撞击太阳电池阵的损伤特性研究[4-8].美国马歇尔空间飞行中心二级轻气炮超高速撞击试验显示,1.7%损伤面积造成了35%的输出功率损失[9].NASA的Burt 和Christiansen[10,11]使用直径0.4至0.8 mm 铝弹丸对哈勃望远镜太阳电池单元组件开展了5 次超高速撞击试验,研究结果显示穿孔直径与弹丸动能立方根呈线性关系.英国Herbert[12]采用二级轻气炮研究了太阳电池阵穿孔和剥落直径等损伤特性.德国Stadermnn 等[13]研究了太阳电池阵超高速损伤特性.日本学者使用二级轻气炮研究了空间碎片超高速撞击太阳电池阵产生的等离子体现象[14,15].

中国科学院空间中心韩建伟团队[16,17]利用等离子体驱动装置研究了空间碎片超高速撞击太阳能电池阵产生等离子体的放电特性.沈阳理工大学唐恩凌团队[18,19]利用二级轻气炮研究了空间碎片超高速撞击太阳能电池阵产生等离子体放电特性.中国空间技术研究院姜东升等[20]、张书锋等[21]开展了太阳电池阵超高速撞击放电效应.

目前,我国在太阳电池阵空间碎片超高速撞击研究方面比较薄弱,尤其是尚未掌握太阳电池阵在超高速撞击环境下的伏安特性和输出功率损失,尚未开发出适用于国内太阳电池阵的功率损失方程和失效面积方程,这严重制约了我国航天器在微流星体和空间碎片撞击下的性能退化评估及寿命预示.本文采用二级轻气炮进行试验,开展超高速撞击环境下太阳电池阵伏安特性进行研究,在国内首次开发了太阳电池阵的功率损失方程、失效面积方程,为我国航天器开展空间碎片环境造成的太阳电池阵性能退化评估奠定了基础.

2 试验设计

2.1 试验设备及能力

采用二级轻气炮开展试验,弹丸形状为球形,直径为3—5 mm,速度范围为3—7 km/s.

2.2 试件制作

航天器太阳电池阵组件试件主要由碳纤维铝蜂窝基板、太阳电池片、玻璃盖片等组成,本文试件制作中,所使用的所有材料、电池片之间的电路连接形式、工艺与流程,均与航天器正样产品完全一致[6,19].参考航天器工程实际情况,将6 块太阳电池片组合为一个太阳电池片单元,电池片间距均为1 mm,碳纤维蜂窝板厚度25 mm.其中试件1—10 太阳电池片尺寸均为30.5 mm × 54.0mm,试件11和12太阳电池片尺寸为35.0mm×54.0 mm.太阳电池阵组件试件如图1 所示,太阳电池片尺寸均为30.5 mm × 54.0 mm.

图1 太阳电池阵组件试件Fig.1.Experimental speicmen:Solar array cells and carbon fiber honeycomb plate.

2.3 试验参数

试验均采用球形铝弹丸(2A12,g/cm3),弹丸直径d选取(3.03±0.01) mm、(4.03±0.01) mm和5.0 mm 三种规格,撞击速度v在3—7 km/s,撞击角度均为0°(正撞击).撞击点位置选取分为单片电池片中心、单片电池片角落和两片连接处三种,分别记为类型A、类型B 和类型C.撞击点位置选取、弹丸速度与直径的试验参数如图2.

图2 试验参数Fig.2.Test parameters.

3 试验结果

3.1 试验数据

试验共进行了12 次,其中有效试验7 次;因包裹弹丸的弹托撞击试件导致无效试验5 次.弹丸直径范围为3—5 mm.撞击角度均为0°(正撞击).撞击速度范围为3—7 km/s,7 次有效试验中撞击点A,B,C 三种位置各占4,1,2 次,试验结果如表1 所示.

试验结果如表1所列.其中,d为弹丸直径(mm),v为弹丸速度(km/s),Sh为穿孔面积,Sc为剥落区面积试验前后最大输出功率分别为,试验前后最大输出功率之差,为功率损失 ΔPmax(W).由于电池阵 ΔPmax与失效面积 ΔSSA(mm2)呈正比,利用功率损失,可以得出 ΔSSA(mm2).

表1 试验结果Table 1. Test result.

根据伏安特性测量数据,太阳电池片尺寸为30.5 mm × 54.0 mm 构成的试件1—10 太阳电池阵试验前最大输出功率介于1.79—1.82 W,由太阳电池片尺寸为35.0 mm × 54.0 mm 构成的试件11 和12 试验前最大输出功率分别为2.12 W 和2.10 W.太阳电池片为加工精度较高的标准化产品,因此试验前各试件伏安特性差别较小.试件No.1 和No.12 试验前伏安特性曲线,如图3所示,限于篇幅,未给出其他试件试验前伏安特性.

图3 试件(a) No.1 和(b) No.12 试验前的伏安特性曲线Fig.3.Volt-ampere characteristic curve of(a) No.1 and(b) No.12 solar arrays before test.

铝弹丸超高速撞击太阳电池阵,太阳电池片的损伤可大致分为3 个区域:中心穿孔区、玻璃盖片贝壳状剥落区、玻璃盖片裂纹扩展区,如图4—10所示,给出了试验后损伤形貌、伏安特性曲线.利用显微镜放大20 倍测量试件中心穿孔区域面积.剥落区的面积通过人工划定区域测量得到,某些剥落区边界比较模糊,无法准确界定,只能人为界定,如图11 所示.

图4 试件No.1 试验后的(a)损伤形貌和(b)伏安特性曲线Fig.4.(a) Damage morphology and(b) volt-ampere characteristic curve of No.1 solar arrays.

图11 (a)穿孔区域与(b)剥落区域边界(No.1)Fig.11.Measured parameters of(a) perforation hole area and(b) conchoidal area(No.1).

3.2 损伤形貌及伏安特性

图12 为2002 年回收的哈勃望远镜太阳电池阵空间碎片撞击后形成的损伤形貌[1,6],撞击点位置在两片电池片连接处,类似撞击位置损伤形貌见图9(No.11)和图10(No.12),可以看出,地面模拟试验能够较好地反映太阳电池阵在轨遭受空间碎片撞击时形成的损伤形貌.

图5 试件No.5 试验后的(a)损伤形貌和(b)伏安特性曲线Fig.5.(a) Damage morphology and(b) volt-ampere characteristic curve of No.5 solar arrays.

图6 试件No.6 试验后的(a)损伤形貌和(b)伏安特性曲线Fig.6.(a) Damage morphology and(b) volt-ampere characteristic curve of No.6 solar arrays.

图7 试件No.7 试验后的(a)损伤形貌和(b)伏安特性曲线Fig.7.(a) Damage morphology and(b) volt-ampere characteristic curve of No.7 solar arrays.

图8 试件No.8 试验后的(a)损伤形貌和(b)伏安特性曲线(因红色圆圈内受到弹托撞击较大,损失一定功率,去除弹托影响,最大输出功率由1.37 W,修正为1.39 W)Fig.8.(a) Damage morphology and(b) volt-ampere characteristic curve of No.8 solar arrays(The maximum output power is revised from 1.37 W to 1.39 W to reduce the effect from sabot impact,since the power in the red cycle has lost caused by sabot impact).

图9 试件No.11 试验后的(a)损伤形貌和(b)伏安特性曲线Fig.9.(a) Damage morphology and(b) volt-ampere characteristic curve of No.11 solar arrays.

图10 试件No.12 试验后的(a)损伤形貌和(b)伏安特性曲线Fig.10.(a) Damage morphology and(b) volt-ampere characteristic curve of No.12 solar arrays.

图12 哈勃望远镜太阳电池阵电池面超高速撞击穿孔形貌[1,6]Fig.12.A front-back perforation of the solar arrays exposed on the Hubble space telescope caused by orbital debris impact[1,6].

4 电池阵失效面积与剥落面积、穿孔面积、弹丸动能三者的关系

太阳电池阵的功率损失 ΔPmax与弹丸直径d、弹丸撞击速度v、撞击点位置三者均有关.由于试件及试验费用昂贵,试验次数有限,无法单独分析三者与功率损失的关系.

电池阵功率损失ΔPmax与失效面积ΔSSA(mm2)呈正比,利用功率损失,可以得出每个太阳电池阵的失效面积 ΔSSA(mm2).功率损失来自于两部分,一部分是功能完全丧失的穿孔区域的功率损失,利用显微镜可以准确测量;另一部分是性能下降但未完全消失的剥落区及裂纹区域的功率损失,这两个区域的性能退化无法单独测量.

下面,分析电池阵失效面积与剥落区面积、穿孔面积、弹丸动能的关系.

4.1 电池阵失效面积与剥落区面积的关系

电池阵失效面积ΔSSA与剥落区面积Sc的关系,如图13所示,红色圆形数据点代表撞击点位置在单片电池片中心,倾斜的蓝色正方形代表撞击点位置在单片电池片角落,平放的蓝色正方形代表撞击点位置在两片连接处.可以看出:

图13 电池阵失效面积ΔSSA与剥落区面积Sc的关系Fig.13.Relationship between failure area of solar array ΔSSA and conchoidal area Sc .

1)电池阵失效面积与剥落面积关系不大,两者非常分散.电池阵失效面积 ΔSSA下限为ΔSSA=7Sc,上限为 ΔSSA=37Sc,即两者之比介于7—37之间.

2)撞击点位置对电池阵失效面积影响非常大.总体上看,撞击在电池片中心区域,失效面积高于撞击在电池片边缘或者连接处.No.1,No.5,No.6,No.7 斜率,整体高于No.8,No.11,No.12的斜率.

3)撞击点位置在两片连接处,失效面积与剥落面积之比差别较大,如No.11 与No.12 两者剥落面积分别为261.87 mm2和129.28 mm2,两者之比为2.03,但是失效面积分别为1872 mm2和1998 mm2,可以看出No.11 剥落面积比No.12高一倍多,但是前者失效面积却略低于后者.

4.2 电池阵失效面积与穿孔面积的关系

根据文献[22]研究结果,穿孔直径Dh与弹丸直径d和撞击速度v的关系:Dh=1.78d4/3v1/3.下面分析电池阵失效面积 ΔSSA与穿孔面积Sh的关系,如图14 所示,可以看出:

图14 电池阵失效面积ΔSSA与穿孔面积Sh的关系Fig.14.Relationship between failure area of solar array ΔSSA and hole area Sh .

1)电池阵失效面积与穿孔面积存在一定关系,但是两者仍比较分散.

2)撞击点位置对电池阵失效面积影响较大.总体上看,撞击在电池片中心区域,失效面积高于撞击在电池片边缘或者连接处.当撞击在电池片中心区域,电池阵失效面积ΔSSA下限为ΔSSA=105Sh,上限为ΔSSA=150Sh.当撞击在电池片边缘或者连接处,电池阵失效面积ΔSSA下限为ΔSSA=50Sh,上限为 ΔSSA=80Sh.

3)撞击点位置在两片连接处,失效面积与穿孔面积之比差别较大,如No.11 与No.12 两者穿孔面积分别为24.49 mm2和37.35 mm2,但是失效面积分别为1872 mm2和1998 mm2,可以看出No.11穿孔面积比No.12 少50%,但是两者失效面积基本相等.

根据上述电池阵失效面积与剥落区面积、穿孔面积的分析,可以看出,撞击点位置对电池阵失效面积 ΔSSA影响较大.将试验数据划分为两类,一类是撞击在电池片中心区域,另外一类是撞击在电池片边缘或者连接处.

4.3 电池阵失效面积与弹丸动能的关系

下面分析电池阵失效面积 ΔSSA与动能E=πρd3v2/12的关系,如图15 所示,可以看出,电池阵失效面积 ΔSSA与动能E(E=πρd3v2/12)的立方根比较吻合,即 ΔSSA∝E1/3,亦即 ΔSSA∝dv2/3,其中:

图15 电池阵失效面积ΔSSA 与弹 丸动能E的关系Fig.15.Relationship between failure area of solar array ΔSSA and kinetic energy of projectile E.

当撞击在电池片中心区域,电池阵失效面积与弹丸动能的关系式为

当撞击在电池片边缘或者连接处,电池阵失效面积与弹丸动能的关系式为

5 功率损失方程、失效面积方程

5.1 功率损失方程

5.1.1 方程形式

太阳电池片功率损失面积 ΔPmax与失效面积ΔSSA呈正比,两者主要与撞击弹丸直径和速度有关,同时也与弹丸密度和形状、太阳电池片结构和材料特性、蜂窝板结构和材料、太阳电池片与蜂窝板粘贴工艺等众多因素相关.在本文试验中固定了弹丸材料、形状和电池片类型,相应的参数作为常数处理.结合前人研究成果、本文试验结果和分析,建立如下幂指数形式的关系式,用于描述功率损失方程:

其中,K为待定系数;d为弹丸直径(mm);v为弹丸速度(km/s);x,y为弹丸参数的待定因子.

5.1.2 方程待定系数求解

通过数据拟合,求得x=1,y=2/3,当撞击在电池片中心区域时K=0.047,当撞击在电池片边缘或者连接处时K=0.033.即电池阵功率损失方程 ΔPmax如下:

当撞击在电池片中心区域,电池阵功率损失方程为

当撞击在电池片边缘或者连接处,电池阵功率损失方程为

该方程适用于铝弹丸(型号2A12,密度ρ=2.78g/cm3),撞击角度为0°(正撞击),根据功率损失方程绘制的曲线与试验数据的关系见图16.在4.3 节中已得到电池阵失效面积 ΔSSA∝E1/3,即 ΔSSA∝dv2/3.由本节数据拟合发现,功率损失面积与弹丸直径呈线性关系,与撞击速度的2/3 次方呈线性关系,即 ΔPmax∝dv2/3.由于试验数据有限,为了提高方程精度以及电池阵性能退化评估的精度,仍有待于进一步研究.

图16 电池阵功率损失面积与试验数据的关系Fig.16.Relationship between power loss area of solar array and test data.

5.1.3 方程精度

本文建立的功率损失方程的精度,如表2 所列.从表2 可以看出,最大误差范围介于—13.2%—+13.3%,预测偏差在±13.3%以内,平均偏差为7.6%,具有较高的预测精度.

表2 功率损失方程的精度Table 2. Accuracy of power loss equation.

5.2 失效面积方程

太阳电池片失效面积与功率损失面积呈正比,根据5.1 节功率损失方程可以求得电池阵失效方程.

当撞击在电池片中心区域,电池阵失效面积方程为

当撞击在电池片边缘或者连接处,电池阵失效面积方程为

该方程适用于铝弹丸(型号2A12,密度ρ=2.78g/cm3),撞击角度为0°(正撞击),根据失效面积方程绘制的曲线与试验数据的关系如图17 所示,该方程精度与功率损失方程相同.

图17 电池阵失效面积 Δ SSA 与试验数据的关系Fig.17.Relationship between failure area of solar array ΔSSA and test data.

6 结 论

空间碎片对在轨航天器的威胁是国际空间安全关注的重点之一.太阳电池阵是航天器的电力来源,由于面积巨大受到微流星体和空间碎片撞击难以避免.本文采用二级轻气炮进行试验,对太阳电池阵组件在超高速撞击环境下的伏安特性进行研究,研究了不同撞击速度、弹丸直径、撞击点位置工况下太阳电池阵伏安特性的衰减规律.通过数据分析了电池阵失效面积与剥落区面积、穿孔面积、弹丸动能、撞击位置四者之间的关系.在借鉴前人研究成果的基础上,建立了撞击速度在3—7 km/s正撞击条件下球形铝弹丸撞击太阳电池阵时描述太阳电池阵功率损失的方程,该方程能够用于描述我国用于航天器的太阳电池阵的超高速撞击损伤特征.由于试件及试验费用昂贵,试验次数有限(弹丸直径介于3.0—5.0 mm),方程精度仍有待于进一步提高.此外,本文尚未开展小尺寸弹丸、不同密度弹丸和撞击倾角的空间碎片超高速撞击试验研究.

在国内首次开发了适用于国内太阳电池阵的失效面积方程、功率损失方程,用于描述电池阵功率损失与弹丸的直径、撞击速度、撞击位置的函数关系,本文研究能够预测空间碎片造成太阳电池阵功率下降的规律,为我国航天领域开展空间碎片环境造成的太阳电池阵性能退化评估奠定了基础,对我国航天工程实践具有重要的工程应用价值.