摘要：文章对国内外航天器热控涂层在轨搭载飞行试验进行了调研，综述了利用和平号空间站、“国际空间站”、美国航天飞机、“长期暴露装置”等航天器进行的相关试验工作及主要的研究成果等。在此基础上提出了我国开展热控涂层搭载飞行试验的建议。
关键词：热控设计；热控涂层；空间环境；飞行试验；退化
１ 引言
航天器在轨运行期间，其表面的热控涂层暴露在空间环境中，空间环境对热控涂层的功能和性能有较大的影响，进而影响到热控分系统的性能。为了获取低地球轨道（ＬＥＯ）环境与航天器相互作用的第一手资料，并为长寿命航天器的热设计提供参考数据，２０世纪８０年代以来，以美国、俄罗斯、欧洲航天局为首的一些组织和研究机构先后利用航天飞机、空间站、卫星等在低地球轨道环境中进行了多次空间飞行试验，用来研究热控涂层在严酷空间环境下的长期暴露效应，并对低地球轨道、地球同步轨道和行星际空间航天器上使用的热控涂层性能进行研究。
本文通过对国内外航天器热控涂层在轨搭载飞行试验的调研，综述了在此方面已进行的相关工作及发展现状。在此基础上提出了我国开展热控涂层搭载飞行试验的建议，认为通过开展航天器热控涂层在轨飞行试验，可获得热控涂层的在轨性能数据，为提高航天器高可靠、长寿命热设计提供依据。
２ 国外搭载飞行试验情况
２０世纪８０年代以来，国外航天国家利用航天飞机、空间站、卫星等持续不断地进行了热控涂层的搭载飞行试验。
２．１ “长期暴露装置”搭载飞行试验［１－４］
美国国家航空航天局（ＮＡＳＡ）的“长期暴露装置”（ＬＤＥＦ）（见图１）在１９８４年４月７日至１９９０年１月１２日进行了迄今为止最长的空间暴露试验。ＬＤＥＦ是一个１２面的圆柱状飞行器，长９．１４ｍ，直径４．２７ ｍ，采用三轴稳定姿态，暴露总面积约为１３０ｍ２。它进行了５７项独立的实验，共１０ ０００多个试样，其中包括涂料型、薄膜型、二次表面镜等多种热控涂层，这些涂层分别在ＬＤＥＦ的４个独立的区域中暴露，第一组暴露于卫星的迎风面（迎风面指航天器的飞行方向），第二组暴露于背风面，第三和第四组在分别与迎风面和背风面法线呈３０°位置上布置。试验目的是确定空间环境对热控涂层及其它功能材料性能的影响。所涉及的环境有紫外辐照、电子辐照、质子辐照、原子氧、热循环、真空、空间碎片和宇宙尘等。
ＬＤＥＦ在轨道上运行了５年零９个月，轨道高度从４８０ｋｍ下降到３４０ｋｍ。飞行后得到了大量的热控涂层和空间环境相互作用的数据，为美国提供了最大和最完整的空间材料数据库。
２．２ 和平号空间站搭载飞行试验［５－６］
法国的材料空间性能试验装置安装在和平号空间站外。试验期间空间站的轨道高度约为３６０～４３０ｋｍ，在轨空间运行３９２ｄ后，于１９９０年２月１９日返回地面。该试验装置由４块试验盘组成，分别暴露于空间站的迎风面和背风面，迎风面有１１３个样品，背风面有３２个样品。试验中发现大部分试样表面都遭受到了严重的污染，特别是硅树脂放气产物与原子氧作用后形成硅氧化物层，使得由样品质量损失计算得到的原子氧通量值可能偏小，给试验结果的分析带来误差。
俄罗斯的可拆卸盒式试验装置自１９９０年１月１１日至１９９１年４月２６日共进行了４７０ｄ的暴露试验，原子氧积分通量估计为５．３６×１０２２ ＡＯ／ｃｍ２。在此期间空间站位于远地点３８０～４３０ｋｍ、近地点３６０～３９０ｋｍ、倾角５１．６°的低地球轨道上。试验结果，证明了由硅酸盐粘接的氧化锌和氧化锌正钛酸盐白色热控涂层具有很好的空间稳定性。
２．３ 航天飞机搭载飞行试验
ＮＡＳＡ的研究人员利用航天飞机的多次飞行任务，进行了热控涂层的搭载飞行试验 （ＳＴＳ）。（１）ＳＴＳ－４飞行试验［７－８］：１９８２年６月２７日发射，飞行高度３０６ｋｍ，主要搭载了一些航天器表面常用的热控涂层，如：聚酰亚胺和聚四氟乙烯等。试验目的在于观察这些热控涂层的表面变化情况，进一步掌握热控涂层与空间环境的相互作用机理。试验结果表明聚酰亚胺薄膜等在原子氧的作用下，剥蚀严重。（２）ＳＴＳ－５飞行试验［９－１０］：１９８２年１１月１１日发射，飞行高度３００ｋｍ，试验暴露时间为４３．５ｈ，原子氧积分通量为１×１０２０ ＡＯ／ｃｍ２。本次飞行执行专门制订的原子氧效应研究计划（ＥＯＩＭ－１），研究了原子氧反应率与温度的关系。试验样品主要有聚酰亚胺薄膜、聚脂薄膜、聚四氟乙烯薄膜等，贴在６个加热板上，温度分别控制在２９７Ｋ，３３８Ｋ，３９４Ｋ。（３）ＳＴＳ－８飞行试验［１１－１３］：１９８３年８月３０日发射，飞行高度２２５ｋｍ，试验时间４１．７５ｈ，原子氧积分通量为３．５×１０２０ ＡＯ／ｃｍ２。对３６０多种样品进行了试验，主要研究了金属表面的剥蚀，以及原子氧在材料表面的散射角分布情况。研究发现，材料质量损失与原子氧积分通量有关，即与原子氧密度、轨道速度、暴露时间成正比。（４）ＳＴＳ－４１Ｇ飞行试验［１４－１５］：１９８４年１０月发射，飞行高度２２５ｋｍ，试验时间３５ｈ，原子氧积分通量为３×１０２０ ＡＯ／ｃｍ２。对１６种耐原子氧涂层进行了空间暴露试验，从质量损失、表面形貌变化等方面，评价了各种涂层的原子氧防护效果。本次试验还研究了Ｃｕ、Ａｇ、Ｎｉ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｐｔ和Ｐｄ等金属的原子氧效应，结果表明，Ａｇ的变化最明显，其它试样的光学性能也有重大变化。
（５）ＳＴＳ－４６飞行试验［１６－１７］：１９９２年７月３１日，试验时间４２ｈ，原子氧积分通量为２．５×１０２０ ＡＯ／ｃｍ２。搭载了原子氧作用效应评价试验装置（ＥＯＩＭ－３）、长期选择暴露试验装置（ＬＤＣＥ）、以及材料工艺研究试验装置（ＣＯＮＣＡＰ）３个载荷。试验研究了紫外辐照与原子氧的协合效应、氟化物的原子氧反应率以及应力对原子氧剥蚀的影响等。试验中发现热控涂层的退化基本上与原子氧通量成正比，可以作为原子氧效应数据库的基准。
２．４ 洛克希德空间搭载飞行试验［１８］
该项飞行试验目的是研究热控涂层在较高原子氧通量环境下的稳定性，经过１００ｄ的原子氧环境作用，原 子 氧 通 量 达 到 了２．０×１０２２ ＡＯ／ｃｍ２。所研究的４种热控涂层包括：０．０５２ｍｍ厚的镀铝聚酰亚胺、覆盖０．００７ ６ｍｍ硅氧烷的镀铝聚酰亚胺、０．０２５ ４ｍｍ厚的镀铝聚四氟乙烯、０．１２７ｍｍ厚碳填充聚四氟乙烯玻璃纤维。飞行结果证实了在低地轨道环境作用中存在两种退化机理：表面快速氧化和氧化区域缓慢的、有限的扩散。实验室和飞行试验，证明了用于原子氧防护的硅氧烷涂层的稳定性。
２．５ “国际空间站”搭载飞行试验
“国际空间站”（ＩＳＳ）上进行了一系列“国际空间站材料试验”（ＭＩＳＳＥ），用来研究材料在严酷空间环境下的长期暴露效应。
（１）ＭＩＳＳＥ－１、ＭＩＳＳＥ－２飞 行 试 验［１９－２０］：２００１年８月１６日，ＭＩＳＳＥ－１和ＭＩＳＳＥ－２由航天飞机带到“国际空间站”，这些试验装置分别固定在ＩＳＳ的高压罐和气闸上（见图２），２００５年７月３０日被宇航员取回。ＭＩＳＳＥ－１搭载４５４种样品，ＭＩＳＳＥ－２搭载４５６种样品，在轨期间进行了原子氧对聚合物的潜蚀、热控涂层的表面污染、原子氧散射腔等试验。
（２）ＭＩＳＳＥ－３、ＭＩＳＳＥ－４飞 行 试 验［２１－２２］：２００６年８月３日，ＭＩＳＳＥ－３、ＭＩＳＳＥ－４由发现号航天飞机带到“国际空间站”。ＭＩＳＳＥ－３安装在一个高压罐上（见图３），ＭＩＳＳＥ－４安装在气闸外面（见图４）。２００７年８月１８日被取回。ＭＩＳＳＥ－３搭载４２５种样品，ＭＩＳＳＥ－４搭载４５０种样品，包括双面溅射氧化硅的聚酰亚胺薄膜、聚合物薄膜等热控涂层。
（３）ＭＩＳＳＥ－５飞行试验［２３－２４］：２００５年７月２６日，ＭＩＳＳＥ－５由 发 现 号 航 天 飞 机 带 到 “国 际 空 间站”，试验时间为１３个月，２００６年９月１５日被取回。在轨期间研究了２００多种材料在空间环境中的退化情况（见图５），包括纳米材料、隔热材料、聚合物薄膜以及３种硅树脂暴露试验。
（４）ＭＩＳＳＥ－６飞行试验［２５－２６］：２００８年３月１１日ＭＩＳＳＥ－６被送到“国际空间站”，２００９年８月被取回。试验装置被安装在哥伦布（Ｃｏｌｕｍｂｕｓ）舱的外表面的迎风面和背风面。
ＭＩＳＳＥ－６进行了聚合物薄膜材料的原子氧反应率与薄膜表面应力和张力之间的关系试验、氧化铟锡涂层退化试验、涂料型热控涂层暴露试验，以及新一代热控涂层的空间环境暴露试验等。
２．６ “斯波特”地球观测卫星搭载飞行试验［２７］
从斯波特－１（ＳＰＯＴ－１）卫星１９８６年２月２２日发射以来，法国和欧洲航天局一直在ＳＰＯＴ系列卫星上进行热控涂层的飞行试验。
ＳＰＯＴ热控涂层试验装置被固定在星外多层隔热组件的外表面，分别被安放在卫星原子氧通量最大的迎风面以及其他几个表面。ＳＰＯＴ卫星的热控涂层试验提供了大量的热控涂层在轨退化数据，通过对这些数据的分析，研究了热控涂层的退化与原子氧的密度、太阳紫外辐照、轨道高度和太阳活动之间的规律。其中，ＳＰＯＴ－１在轨运行了１６年，ＳＰＯＴ－２在轨运行了１２年。为后续的ＳＰＯＴ系列卫星的热控设计提供了非常有益的热控涂层在太阳同步轨道的退化数据。
２．７ 空间技术－５卫星搭载飞行试验［２８－３０］
空间技术－５（ＳＴ－５）卫星外形为八面体，星体外表有体装太阳电池阵，直径５３ｃｍ，高４８ｃｍ，每颗ＳＴ－５卫星仅重２５ｋｇ（含燃料），功率２４ Ｗ。ＳＴ－５卫星空间飞行演示验证时间为９０天。２００６年３月２２日发射成功后第３天开始，到２００６年６月２０日结束，顺利完成全部飞行演示计划。有两种先进的可变发射率热控涂层在ＳＴ－５卫星上搭载试验：一种是微型机械百叶窗可变发射率涂层；另一种是静电型可变发射率涂层。
图６为ＳＴ－５卫星上安装的一种基于微型机械百叶窗的可变发射率装置，该装置１ｃｍ２的辐射表面上可集成４００个小窗片，通过微型电机控制小窗片的位置来改变辐射率，飞行遥测数据显示，可变发射率可以从０．４～０．６调整。
３ 国内热控涂层搭载飞行试验
我国在上世纪８０年代对国内研制的一些热控涂层分别进行了搭载飞行试验，在东方红二号、东方红二号甲卫星共进行了６次飞行试验，东二甲Ａ星、Ｂ星和Ｃ星分别于１９８８年３月，１９８８年１２月和１９９０年２月发射。最长飞行时间为５年６个月。
共搭载了１４种热控涂层，获得常用热控涂层在地球同步轨道上的飞行性能数据，成为地球同步轨道卫星热设计的依据之一。近期，在实践六号Ａ星、科学试验卫星二号、海洋二号以及天宫一号等低轨航天器上也开展了相关的热控涂层搭载飞行试验工作，取得了一些试验数据，为后续工作打下了良好的基础。在空间环境与热控涂层相互作用的机理分析，表面污染对热控涂层性能的影响等方面开展了初步的研究。
４ 启示和建议
综上所述，热控涂层是各类航天器实现温度控制的基本保障措施之一，其在轨性能变化直接影响航天器的温度控制水平。低地球轨道空间环境复杂，热控涂层性能退化严重，地面环境试验数据不能有效反映在轨热控涂层的退化过程。因此，国外航天机构很重视收集热控涂层在空间环境中的性能变化数据，通过多次的搭载飞行试验，较全面地掌握和了解了各种热控涂层在轨试验数据，为航天器的热设计提供了可靠的依据。
针对国外航天器热控涂层在近地轨道空间退化试验数据的研究，可以得出以下启示：（１）在近地空间环境中，热控涂层的性能与轨道高度、原子氧积分通量、暴露的时间以及表面污染等密切相关。（２）无机热控涂层性能较为稳定。在原子氧及其综合环境作用下，其外观、热辐射性能、质量损失、和化学组成上变化不大，无机热控涂层的制备方法及其在空间环境下的稳定性，对于长寿命高可靠性的航天器非常有意义。（３）原子氧及其综合环境作用对阳极氧化型和电镀型热控涂层造成的影响不大，该类涂层的抗原子氧能力强，热辐射性能稳定。（４）原子氧及其综合环境作用对玻璃型二次表面镜热控涂层造成的影响不大，该类涂层抗原子氧能力强，热辐射性能主要受紫外辐射影响。（５）聚酰亚胺薄膜对原子氧侵蚀的很敏感。表面未带防护膜的聚酰亚胺薄膜的原子氧反应率较高，可达３．０×１０－２４～３．５×１０－２４ ｃｍ３／ＡＯ，４５０ｋｍ以下的低地球轨道使用该类材料一年后，材料的厚度损失可能达数十微米，其漫反射明显增加。长时间后，原子氧及其他综合环境可能被破坏，损害二次表面镜背面的镀铝层，造成其穿孔、开裂、甚至部分脱落。（６）聚四氟乙烯薄膜对原子氧侵蚀的敏感度比聚酰亚胺薄膜低。聚四氟乙烯薄膜的原子氧反应率小于１×１０－２５ ｃｍ３／ＡＯ。聚四氟乙烯镀银二次表面镜多层隔热受到原子氧侵蚀后，隔热功能没有变化。
在ＬＤＥＦ上，１２５μｍ镀银聚四氟乙烯多层隔热材料，飞行前太阳吸收比为０．０６～０．１０，寿命末期的太阳吸收比为０．１０。相比飞行前退化了０．０３。国外已经建立了热控涂层飞行试验数据库，但由于国内外热控涂层的差异，使得这些数据对我们只有参考作用，而不能作为设计的依据。借鉴国外热控涂层搭载试验研究方法，结合我国现状，建议如下：
（１）制定系统和长期的近地球轨道热控涂层搭载飞行试验，以我国的空间站、各类低轨卫星等航天器为搭载平台，根据其轨道及寿命，开展热控涂层在轨搭载飞行试验，以获取热控涂层在近地轨道环境中的性能变化数据，建立热控涂层在轨性能参数数据库，评估各种热控涂层在近地轨道上的性能。
（２）结合飞行试验，开展近地轨道空间环境对热控涂层作用的机理研究。空间环境是一个复杂、多因素组合的环境，各种环境因素对热控涂层的作用是相互影响的，只有充分认识了空间环境与热控涂层的作用机理，在热控涂层的筛选与热控涂层的性能评估方面才能更准确、可靠。
（３）深入开展耐原子氧防护技术的研究，为近地轨道航天器长寿命、高可靠的热控设计提供优选的热控涂层。
参考文献略
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