航天材料紫外辐射效应地面模拟试验方法

沈自才，李衍存，丁义刚

（1.北京卫星环境工程研究所，北京 100094；2.北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

0 引言

太阳电磁辐射对航天器的在轨运行具有重要影响，尤其是紫外波段，虽然其能量所占比例较低，但由于单个光子能量较高，可造成航天器外露材料（尤其是有机材料）的性能退化，进而对航天器在轨运行产生严重威胁。

目前，国内外科研人员对航天材料的紫外辐射效应地面模拟试验方法开展了大量研究，航天大国也给出了一定的试验方法和规范。我国关于紫外辐射效应地面模拟试验方法也正在制定行业标准和企业标准，GJB 2502.5—2006[1]对热控涂层的紫外 辐照试验给出了规范。但很多试验方法或规范中对辐照源的选择、总曝辐量的确定、试验温度等关键参数的规定并不明确，可能导致效应评价不准确或试验成本过高等问题。

本文首先对国内外航天材料紫外辐射效应地面模拟试验方法进行对比分析，进而对试验方法中的关键问题进行探讨，并从理论上对模拟方法和关键参数选择进行研究，最后给出开展航天材料紫外辐射效应地面模拟试验的建议。

1 国内外标准与方法分析

航天材料紫外辐射效应地面模拟试验的相关标准/规范/方法的主要制定方有美国材料与试验协会（ASTM）、欧洲空间标准化组织（ECSS）、国际标准化组织（ISO）。同时，我国也已经或正在陆续制定相关的国家军用标准、航天行业标准（QJ）和企业标准等。

目前，关于航天器紫外线辐照的国际标准主要有ASTM E512-94(2010)[2]，ECSS-Q-ST-70-06C[3]、ISO 15856(2010)[4]、 GOST R 25645.338[5]等。常用标准间的比较见表1。

表1 航天材料紫外辐射效应模拟试验常用标准对比Table 1 Comparison between different standards for ultraviolet simulation testing of spacecraft materials

由表1可知，在波长范围、加速倍率、温度控制、测试方法等关键试验参数和试验方法上，不同的标准存在着一定的差异。ISO 15856(2010)对电子、质子和紫外的空间辐照试验进行了规定，关于紫外辐照部分对紫外辐射光源、环境模型、技术要求和程序、加速倍率的选取原则等进行了说明，其特殊之处在于近紫外的波长规定为300～400 nm。ECSS-Q-ST-70-06C 针对空间材料的带电粒子辐射和紫外辐照试验，规定了试验的程序，其中辐照度主要引用ISO 15856，但近紫外波长范围定义为200～400 nm。ASTM E512-94 对热控材料的带电粒子辐射和太阳电磁辐射模拟进行了规定，包括模拟源、样品的制备、性能的测试等，其特别之处在于对原位测试进行了说明。

2 试验方法研究

不同航天材料紫外辐射效应地面模拟试验方法及标准存在一定的差异性。下面将从紫外曝辐量 的确定、紫外线波长的选择、紫外光源的选用、加速倍率和温度的确定等角度对航天材料紫外辐射效应地面模拟试验方法进行研究。

2.1 紫外曝辐量的确定

2.1.1 太阳常数值

国内外关于太阳常数的数值标准主要有QJ 1954—1990《太阳电磁辐射》[6]和美国标准ASTM E490-00a(2014)《太阳常数和空气质量零太阳谱辐射数据表》[7]。

根据ASTM E490-00a(2014)标准[7]，在地球轨道上距离太阳为1 个天文单位处，并垂直于太阳光线的单位面积上，在单位时间内接收到的太阳总电磁辐射能流密度约为1353 W/m2，这一数值又称为太阳常数。其中：可见光、红外辐射波段的能量约占91.3%，为1235 W/m2；近紫外波段的能量约占8.7%，为118 W/m2；远紫外（真空紫外）波段的能量约占0.007%，约为0.1 W/m2。

1976年，美国航空航天局根据高空平台观测结果发布的太阳常数值为(1353±21) W/m2；根据1978—1998年NIMBUS-7、SMM、ERBS、UARS、EURECA、SOHO 等6 颗卫星上的观测平台近20年连续观测的结果，得出的太阳常数平均值为1366.1 W/m2，也揭示了太阳常数存在不同时间尺度的波动。世界气象组织（WMO）1981年公布的太阳常数值是1368 W/m2。多数文献上采用1367 W/m2的太阳常数值。太阳常数也有周期性的变化，变化范围在1%～2%，这可能与太阳黑子的活动周期有关。对于深空轨道，其不同位置的太阳总辐照度与到太阳距离的平方成反比。太阳系内不同星球的太阳总辐照度见表2[8]。

表2 不同星球的太阳总辐照度Table 2 Sun irradiance on different planets

2.1.2 受晒因子

地球轨道航天器，尤其是低地球轨道航天器，其运行轨道一般都会经过地球的阴影区。因此，为确定紫外曝辐量，需要知道航天材料的在轨受晒时间或受晒因子。

以地球静止轨道的星食区为例，地球遮挡太阳形成的阴影如图1所示，阴影的主体是顶端背向太阳的会聚圆锥，圆锥区域内太阳光全部被地球遮挡，为本影区或全影区；本影区周围是一个空心发散圆锥，该区域内部分阳光被遮挡，称为半影区；本影区和半影区总称为地影区，地影区以外的区域为日照区。地影时间主要取决于卫星轨道的倾角、高度及形状等参数。

图1 地球阴影区示意图Fig.1 Shadow area from Earth block

1 个轨道周期内处于日照区的时间（τS）与轨道周期（τ0）之比，称为日照因子或受晒因子。

设M1、M2分别为进出地影时的平近点角，则：当M2＞M1时，

当M2＜M1时，

计算可得，对于太阳同步轨道，交点地方时为12∶00 的轨道受晒因子为65%左右，而交点地方时为6∶00 的晨昏轨道1年中3/4 以上的时间都是全日照轨道。

2.1.3 光照几何因子

太阳光线与航天器外表面垂直时，外表面接受的太阳电磁辐射总量最大；当太阳光线与航天器外表面法线存在夹角时，外表面接受的太阳电磁辐射总量变小。定义光照几何因子为航天器表面单位面积接受的太阳电磁辐射总量与相同位置且与太阳光线方向始终垂直的理想面单位面积接受的太阳电磁辐射总量的比值。

假设太阳光线与航天器外表面法线方向的夹角为θ，随着航天器在轨运行，不同时刻这个夹角大小会发生变化，即θ与时间有关。

航天器外表面的光照几何因子为

式中：ⅠSC为太阳常数；T为θ角变化周期。

对于三轴稳定方式的航天器，其太阳电池阵始终处于与太阳光线方向垂直的面上，因此航天器上最大的光照几何因子为1。对于自旋稳定方式的航天器，其光照几何因子为1/π。

2.2 紫外波长的选择

当紫外光子的能量引起航天器材料尤其是有机材料的价键破坏，如造成分子键的价键断裂，会使材料产生交联或者脆化、固化、断裂等效应。

2.2.1 紫外光子能量

由光子能量计算公式E=hν=hc/λ，可以计算得到紫外辐射10～400 nm 各波段的光子能量，见表3。

表3 紫外光子能量Table 3 Energy of ultraviolet photons

2.2.2 紫外辐照高分子材料的波长选择

依据Grotthus-Draper 光化学反应定律，只有吸收了紫外辐照能量的高分子才会发生化学反应。依据Stark-Einstein 定律，一个分子共价键吸收一个特定紫外辐照量子能量后将发生共价键的断裂。高分子材料常见化学键能见表4。

表4 常见化学键结合能Table 4 Binding energy of different chemical bonds

对比表3和表4可知，对紫外辐照高分子材料试验来说，如果材料中所有化学键的键能均 ＜6.2 eV，则可只选择200～400 nm 的近紫外谱段；如果材料中所有化学键的键能均＜10.8 eV，则应选择115～400 nm 的紫外谱段；若材料的分子化学键存在＞10.8 eV 的情况，则需要选择10～400 nm 的全紫外谱段。

由表4可知，对绝大多数高分子材料来说，其分子价键能一般＜9.24 eV，因此，选用115～400 nm的紫外谱段可以满足紫外辐照试验的要求。

2.2.3 紫外辐照无机材料的波长选择

对无机材料来说，紫外光子可以造成材料结构中的电子吸收能量发生跃迁或离化，产生电子-空穴对，形成色心，影响材料的光学性能；或者产生空穴、电子等载流子，从而影响材料的光学性能或者电学性能。常见半导体材料电子跃迁需要的能量见表5。

表5 常见半导体材料光学带宽一览表Table 5 Band width of common semiconductor materials

由表5分析可知，200～400 nm 的近紫外波段光子可以实现半导体材料的电子跃迁，影响材料的光学性能和电学性能。

2.3 紫外光源选择

2.3.1 近紫外光源

常用的近紫外源有汞灯、汞氙灯、氙灯和碳电弧灯等，均要求加入滤波片过滤可见光和红外光。但不同的辐照源具有不同的特点：汞灯紫外辐射能量主要集中在几条谱线上，连续性较差，但容易达到更高的辐照度。汞氙灯产生的紫外辐射主要是汞蒸气产生的谱线，有少量氙蒸气产生的谱线，其紫外光谱的连续性优于汞灯。氙灯的发射光谱稳定，且光谱分布与自然光较为接近，波长范围为300～1100 nm，但在紫外光区的发射强度较低。

综上所述，汞灯光谱连续性差但光照强度大；氙灯光谱连续性好但光照强度较低，较难满足试验中加速倍率的要求；汞氙灯连续性和光照强度介于汞灯和汞氙灯之间，因此建议优先选择汞氙灯模拟太阳近紫外辐射。

2.3.2 远紫外光源

结合国内外的现状和实际使用情况，氘灯是目前较为成熟的产品。虽然射流式气体喷射源的覆盖范围较宽，但由于其技术成熟度和设备稳定性有待提高，且加速倍率较低（＜10），必然导致试验周期过长，不具备试验的经济性。因此，建议远紫外波段模拟光源优先选用氘灯。

2.4 加速因子的确定

一般定义紫外加速因子（加速倍率）为地面模拟单位面积接收的紫外辐射能量与在轨单位面积紫外辐射能量的比值。

采取提高辐射源强度的方法来实现加速试验将会带来额外热效应，尤其是近紫外辐射加速试验具有明显的热效应。不同温度变化一方面会对辐射缺陷的电荷状态产生影响，导致辐射缺陷的类型有所变化；另一方面可导致聚合物材料分解或聚合，是其他许多化学反应的重要催化条件。

一般规定，近紫外辐射地面模拟试验加速因子≤5，辐照度为118～590 W/m2；远紫外辐射加速因子≤100，辐照度为0.1～10 W/m2。

从经济角度考虑，在不改变材料物理化学性能变化机理的前提下，近紫外和远紫外辐照加速试验应尽可能采用较大的加速因子。

2.5 温度的确定

规定试验温度主要是为了防止温度升高对材料带来的其他效应或者引起紫外与温度对材料的协合效应。航天器在轨运行过程中，向阳面的航天器材料将面临最严酷的温度环境。因此，航天器紫外辐射效应评价过程中，应该选择航天材料在轨实际应用温度或者航天器向阳面的温度作为试验温度。

2.6 总曝辐量的确定

近紫外辐射地面模拟试验不能采用较大的加速因子，而全寿命周期的地面模拟试验周期较长、费用较高，同时材料存在紫外退化饱和的特点，因此试验模拟旨在使材料达到饱和效应即可。地面模拟试验过程中，对试验周期较短的，可采用全寿命周期试验；对需要试验周期较长的，可在材料的性能变化趋于稳定时停止试验，之后采用外推的方法对材料的后期性能进行预示[9]。

如果试验周期较长，而以前又没有可参考的相关数据，可基于实践经验，先选用5000 ESH 的总曝辐量进行试验。如果在试验后期，材料性能变化趋于稳定，则可停止试验；否则应适当延长试验时间。在试验过程中，选取3 个以上的测试点进行性能测试，以对其性能变化趋势和规律进行研究。

3 小结

虽然航天材料紫外辐照试验评价已经开展了大量工作，取得了大量成果，并在型号上得到了大量应用，但仍存在一些问题有待进一步研究：

1）紫外辐照效应加速因子选取方法

在合理的范围内，尽可能选择较大的加速因子，提高试验效率和经济效益。但对不同材料，如何确定加速因子的数值，需要进一步开展研究。

2）温度与紫外的协合效应

航天器在轨运行期间，尤其是在靠近太阳的轨道，航天器可能面临较高的温度。因此，需要加强温度与紫外的协合效应研究。

3）不同辐射模拟源的等效性

由于不同紫外辐射模拟源的光谱存在较大差异，对不同的材料是否会产生不同程度的效应，有必要开展相关试验研究和理论研究。

4）紫外辐射效应性能退化预示技术

如何通过某一周期的性能退化试验来实现全寿命周期的性能退化预示，需进一步加强方法和理论研究。

4 结论及建议

由前述分析可知，虽然航天材料紫外辐照试验方法有待进一步研究和完善，但在目前的研究基础上，其试验参数的选择可参照以下原则：

1）航天材料在其不同轨道位置所接受的太阳总辐照度与距太阳距离的平方成反比。在距离太阳为1 个天文单位处，并垂直于太阳光线的单位面积上，在单位时间内接受的太阳总电磁辐射能量可采用1367 W/m2，近紫外能量采用118 W/m2，远紫外（真空紫外）波段能量采用0.1 W/m2。

2）对于太阳同步轨道，交点地方时为12∶00的轨道受晒因子可采用65%，而交点地方时为6∶00的晨昏轨道1年中3/4 以上的时间都是全日照轨道。三轴稳定式航天器上最大的光照几何因子为1，自旋稳定式航天器的光照几何因子为1/π。

3）对绝大多数高分子材料而言，115～400 nm的紫外谱段可以满足紫外辐照试验的要求；对半导体材料来说，可选用200～400 nm 的近紫外光来研究紫外对其光学性能和电学性能的影响。

4）从经济性和实用性考虑，建议优先选择汞氙灯模拟太阳近紫外辐射，优先选用氘灯作为远紫外波段模拟光源。

5）一般规定，近紫外辐射地面模拟试验加速因子≤5，远紫外辐射加速因子≤100；但在不改变材料物理化学性能变化机理的前提下，近紫外和远紫外辐照应尽可能采用较大的加速因子。

6）建议选用航天材料实际在轨的最劣温度（例如航天器向阳面的温度）作为试验温度。

7）对试验周期较长的紫外辐照试验，建议采用饱和试验的方法，即在紫外辐照达到一定曝辐量、材料的性能变化趋于稳定的情况下，即可停止试验，采用外推的方法对材料的后期性能进行预示。

（References）

[1]GJB 2502.5—2006 航天器热控涂层试验方法 第5 部分∶真空-紫外辐照试验[S]

[2]ASTM E512-94 Standard practice for combined, simulated space environment testing of thermal control materials with electromagnetic and particulate radiation[S].Revised edition, 2010

[3]ECSS-Q-ST-70-06C Space product assurance∶particle and UV radiation testing for space materials[S], 2008-07

[4]ISO 15856 Space systems∶space environment∶simulation guidelines for radiation exposure of non-metallic materials[S], 2010-08

[5]GOST R 25645.338 Polymeric materials for space technique∶requirements for ultraviolet radiation stability tests[S], 1996

[6]航空航天工业部五〇一部.QJ 1954—1990 太阳电磁辐射[S], 1990-02-13

[7]ASTM E 490-00a Solar constant and zero air mass solar spectral irradiance tables[S].Revised edition, 2010

[8]NASA.Solar electromagnetic radiation, NASA/SP- 8005[R], 1971

[9]刘宇明, 冯伟泉, 丁义刚, 等.辐照环境中ZnO 类热控涂层性能退化预示模型研究[J].航天器环境工程, 2008, 25(1)∶15-17 Liu Yuming, Feng Weiquan, Ding Yigang, et al.The forecasting models for the solar absorptance of ZnO-type thermal control coatings in the space combined radiation environment[J].Spacecraft Environment Engineering, 2008, 25(1)∶15-17