Verification Method for Shrinkage of Asteroid Probe Cable Insulation Under Alternating High and Low Temperatures

Abstract

Aiming at the requirements for reliability and safety of the cables of asteroid probe, which will operate in orbit for 10 years and must withstand alternating extreme temperatures many times during long-term in-orbit flight, the insulation layer at the terminal of the wires inside the electrical connector shrinks after thermal cycling, exposing the wire core and creating a risk of electrical short circuit. A verification method was proposed based on the allometric growth model for the shrinkage of the insulation layer at the wire end after thermal cycling. Based on ground test data, a fitted curve of the insulation layer shrinkage along the wire axis was constructed to predict the shrinkage at the wire end after multiple extreme thermal cycles and to evaluate the effectiveness of the insulation protection at the wire terminal at both ends of the cable. The test results indicate that the proposed method can accurately predict the shrinkage of the insulation layer at wire terminals under alternating high and low temperatures, thereby confirming its effectiveness and practical feasibility in engineering applications. This verification method provides a reference for the reliability and safety design of cables under extreme temperature environments in deep space exploration.

Graphical abstract

引　言

小行星探测任务关系到探索小行星形成和演化、太阳系起源和演化、地球生命起源等重大基础前沿科学问题，目前已成为国际深空探测领域的热点领域^[1-^2]。“隼鸟”（Hayabusa）、“黎明”（Dawn）、“隼鸟-2”（Hayabusa-2）以及“欧西里斯”（Origins Spectral Interpretation Resource Identification Security Regolith Explorer，OSIRIS-Rex）已成功实现小行星探测和采样返回，均为小行星探测领域的标志性任务^[3-^4]，小行星探测任务依然是未来深空探测领域的重点工程项目^[5-^6]。中国也已开展了“天问二号”小行星探测任务。

与月球探测和火星探测任务相比，小行星探测器长期在轨飞行阶段需经历多次极端温度交变。探测器电缆作为整器电气传输链路的关键产品，经受在轨10年飞行阶段的极端温度交变后是否仍可保证其可靠性、安全性，这将直接影响探测器成功再入返回以及后续主带彗星探测任务。目前，国内外已对电缆绝缘材料在极端环境条件下发生性能退化的机理进行了研究，主要包括绝缘材料热老化模型，即在热应力下的热裂解或热氧解研究^[7-^9]；热老化对绝缘材料力学性能、寿命模型、电导特性及机理分析的影响^[10-^11]，绝缘材料在热−力联合老化前后的力学性能、电气性能和微观结构改变^[12]；高温度梯度对电缆绝缘材料电树枝引发特性的影响规律及机理分析^[13]，高压电缆绝缘材料在不同温度、厚度的电气击穿特性和电荷分布^[14]，10 kV及以上高压电缆绝缘材料的电热老化分析与寿命预测模型^[15]，船舶电缆绝缘材料的热老化和油、雾老化寿命快速检测方法及断裂伸长率等参数随老化时间的变化规律^[16]，但缺少高低温交变对电缆绝缘材料收缩的影响分析和验证方法研究。

小行星探测器的器外电缆存在贴着舱板和悬空于舱板两种敷设状态，悬空于舱板的器外电缆需经受极端温度环境–170～120 ℃，并在探测器 10 年的在轨工作期间经历数百次高低温交变。针对小行星探测器电缆可靠性、安全性需求，开展的–196～135 ℃耐温试验结果表明试验后电连接器内部导线根部绝缘层回缩导致线芯裸露，存在电气短路风险。因此，本文提出了基于异速生长模型的电缆绝缘层在高低温交变下沿导线长度方向（轴向）收缩的验证方法，通过地面试验数据构造拟合曲线，对绕包式导线绝缘层经历多次极端温度交变后沿导线长度方向（轴向）的收缩量进行预测，评估电缆两端导线根部的绝缘保护有效性。

电缆绝缘层高低温交变收缩验证方法

小行星探测器在轨飞行阶段，器外电缆需经受极端温度环境–170～120 ℃，器内电缆需经受的温度环境–50～120 ℃。电缆导线绝缘层会随着环境温度交变而沿导线长度方向（轴向）收缩，收缩量过大可能造成电缆两端电连接器内部与接触件连接的导线根部形成裸露导体，裸露导体相互短接会导致探测器电气短路。

由于小行星探测器的重量资源约束，其电缆选用了新型轻量化低频导线，绝缘层采用PTFE薄膜和FEP/PI/FEP复合薄膜绕包而成。PTFE薄膜在导线长度方向（轴向）收缩明显，而FEP/PI/FEP复合薄膜在导线长度方向（轴向）未有明显变化，两种绝缘层材料的收缩特性存在差异，在温度交变工况下相互作用、制约，绝缘层材料的实际收缩行为对导线端部绝缘覆盖性的影响规律尚不够明确。为此，本文提出了电缆绝缘层收缩试验方法及电缆绝缘层收缩量拟合曲线构造方法，以验证电连接器内部导线根部绝缘套管是否能覆盖全任务周期内探测器电缆的导线绝缘层收缩量，避免导体裸露，保证探测器电缆的电气安全性。

电缆绝缘层高低温交变收缩方法设计

小行星探测器电缆为绝缘层绕包式，绝缘层材料具有热形变和热收缩特性^[17-^21]。绝缘层绕包过程中施加的张力，可保证绝缘层与导体紧贴、无缝隙、不起皱。经受温度交变时，绝缘层在热收缩特性和绕包张力的综合影响下会出现收缩现象，温度交变条件越严苛，绝缘层因形变导致的收缩量越大^[17-^19]。

为充分验证在轨温度环境对探测器电缆导线绝缘层收缩的影响，选取两组试验件分别按照器外、器内在轨温度进行收缩试验，需对探测器电缆导线进行低温和高温贮存，按照试验项目表1和试验剖面图1进行绝缘层收缩试验。

在表1中，n为温度交变次数，数值设置需保证电缆端头导线根部绝缘层的收缩量变化趋势平稳，可拟合电缆绝缘层收缩变化的曲线，用于量化导线根部绝缘防护工艺。试验过程中，对电缆进行绝缘和耐压测量，监测绝缘和耐压电阻值的变化。在图1中，T₁为在轨低温加外扩为–196 ℃和–65 ℃；T₂为在轨高温加外扩为135 ℃；高、低温贮存时间应不短于试验件热透或冷透所需的时间，即试验件达到环境温度且不再升温或降温。

在循环的每个高、低温恢复至室温阶段进行导线端头绝缘层收缩量测量，多次采集绝缘层收缩量数据，消除测量误差的影响。其中，导线的试验前初始状态为端头绝缘层与内部导体齐平，试验过程中每次恢复至室温时使用精密数显投影仪（精度0.001 mm），仪器如图2所示对导线的导体端头位置和绝缘层端头位置进行标记，测量得到的两位置之间距离即为绝缘层材料沿导线长度方向（轴向）的收缩量。同时，在每个高温、低温保持阶段进行导线绝缘和耐压测量，确认导线在高、低温的健康状态。

电缆绝缘层高低温交变收缩拟合曲线

小行星探测器10年在轨任务期间需要经历多个飞行阶段，探测器飞行姿态调整复杂且多变，探测器电缆分布于整器各舱段及整器内外部，导致探测器电缆随姿态调整经历多次在轨空间温度交变。随着温度交变次数的增加，应力逐渐消除，每次温度交变下绝缘层收缩量逐渐减小。考虑试验周期和成本，在积累一定的导线绝缘层收缩量地面试验数据后，根据试验数据变化趋势按照最小二乘法进行导线绝缘层收缩量曲线拟合。通过拟合曲线估算不同温度交变次数下导线绝缘层收缩量，评价电连接器内部导线根部绝缘保护的有效性，起到加速验证全任务周期内电缆绝缘层收缩量的作用。电缆绝缘层收缩拟合曲线公式选用异速生长模型为

(1){\mathit{y}\mathit{=}\mathit{a}\mathit{x}}^{\mathit{b}}

其中：x为不同温度的交变次数；y为不同温度交变次数的导线绝缘层收缩量；系数a为标准化常数；系数b为异速生长指数，系数a和b通过试验实测数据拟合获得，与绝缘材料固有物理属性及绕包方式有关，不同规格导线的绝缘层收缩量试验数据均不相同，导致系数a和b值也存在差异。

电缆绝缘层高低温交变收缩验证与评价

电缆绝缘层高低温交变收缩验证

电缆绝缘层收缩试验的导线样本规格覆盖20#、22#、24#、26#、28#，样本数量各3根，模拟小行星探测器器外、器内电缆在轨温度交变，在–196～135 ℃温度范围内，进行200次循环交变试验，样本绝缘层收缩量均值结果如图3所示；在–65～135 ℃温度范围内，200次循环交变试验，样本绝缘层收缩量的均值结果如图4所示。随着温度交变次数增加，导线绝缘层的收缩量也在逐渐减小。试验后的导线绝缘层收缩的实物状态如图5所示，电连接器内部导线根部绝缘层回缩导致的线芯裸露如图6所示。

绕包式导线绝缘层收缩的主要影响因素为温度交变差值、温度交变次数、导线规格等，与导线长度无关。同一温度交变条件下不同长度同种规格的导线样品的绝缘层收缩量差异小，在–196～135 ℃温度范围内200次循环交变试验中，26#规格导线样品的绝缘层收缩量最大差值0.091 mm，不同长度下导线的收缩量统计数据如图7所示，结果对比如表2所示。

试验结果表明不同规格导线的绝缘层收缩量存在差异，AWG22规格导线的绝缘层收缩量大于其它规格。不同规格导线的直径不同，绝缘层材料在绕包过程中形成的绕包角度、残余应力等均不同。导线绝缘层材料绕包示意如图8所示，绝缘层材料轴向（图8方向1）与导线法向（图8方向3）之间的角度为绕包角α。绝缘层绕包过程中产生残余应力（图8方向1），在高低温交变作用下，绝缘层材料在残余应力作用下收缩，残余应力也逐渐释放，收缩量趋于稳定。

残余应力沿着导线轴向的分量 （图8中方向2） 引起绝缘层收缩形变，沿着导线法向的分量（图8中方向3）决定附着力大小。相同残余应力条件下，绝缘层材料绕包角α增大，则绝缘层沿着导线轴向的应力越大，而绝缘层附着力越小，绝缘层在经受高低温冲击时更易收缩。在生产过程中，结合导线规格和生产工艺水平控制绕包角α尽量小，但无法实现绕包角为0°。因此导线在高低温交变环境下使用时，存在不同程度的绝缘层收缩。探测器电缆的各规格导线的绝缘层材料绕包夹角见表3，AWG22规格导线的绕包夹角最大，为57.86°。

电缆绝缘层高低温交变收缩拟合曲线

根据试验实测数据采用最小二乘法对式（1）的系数a和b进行拟合。不同试验温度条件和不同导线规格下试验数据所得的系数a和b拟合结果见表4，拟合结果覆盖探测器常用的单芯、双绞、屏蔽导线，均随温度交变次数的增加收缩量趋于平稳。以单芯导线为例，在–196～135 ℃温度交变下，单芯导线绝缘层收缩拟合曲线如图9所示，在–65～135 ℃温度交变下,单芯导线绝缘层收缩拟合曲线如图10所示。

随着温度交变次数的增加，绝缘层收缩过程中应力逐渐释放，再加上绝缘层与导体之间的附着力束缚，导致温度交变末期绝缘层收缩率逐渐减缓。在–196～135 ℃温度交变下单芯导线绝缘层收缩变化率曲线如图11所示，在–65～135 ℃温度交变下，单芯导线绝缘层收缩变化率曲线如图12所示。

根据拟合得到的曲线，模拟小行星探测器在轨飞行阶段经历500次温度交变，可得到探测器用不同规格导线的绝缘层收缩量，估算数值如表5所示，均不超过电连接器内部热缩套管包覆导线的长度6 mm，证明了探测器电缆可满足在轨可靠、安全工作的要求。电连接器内部导线根部增加热缩套管后绝缘处理的实物状态如图13所示。

电缆绝缘层高低温交变收缩验证方法评价

探测器电缆导线的绝缘层材料和成型工艺不同，绝缘层收缩情况不同，采用本文提出的验证方法可进行电缆绝缘层收缩量预测。先进行地面温度交变试验以获取足够的探测器电缆绝缘层收缩量数据；再进行绝缘层收缩量拟合曲线并预测探测器在轨飞行阶段温度交变次数下的导线绝缘层收缩量；最后，考虑探测器电缆中电连接器装联过程中允许的最小导线应力释放弯，对焊接型、压接型电连接器内部的导线根部均设置了不同长度的热缩套管或者不同高度的灌封胶进行绝缘保护，通过探测器电缆中全部规格的电连接器内部热缩套管长度相对导线绝缘层收缩量的覆盖情况，评价探测器电缆全任务周期内可靠安全工作的寿命。目前，已通过小行星探测器电缆地面高低温试验验证，试验件在经历200次高低温交变试验过程中高温、低温以及常温下绝缘和耐压电性能测试结果正常，详见表6，使用80倍放大镜对电缆绝缘层进行外观检查，绝缘层无微裂纹、脱粘。经历200次高低温交变后，试验件无电气短路，绝缘和耐压测试数据满足标准规定。上述验证方法可有效验证电缆电气安全性，该成果可以推广到其它航天器型号中。

结　论

本文针对小行星探测器电缆长期在轨飞行阶段经历多次极端温度交变影响，提出了一种电缆绝缘层高低温交变下沿导线长度方向（轴向）收缩的验证方法。通过地面试验数据构造导线绝缘层沿导线长度方向（轴向）的收缩量拟合曲线，对绕包式导线绝缘层经历多次极端温度交变后的收缩量进行了预测。在不同规格电连接器内部设置相应二次绝缘处置措施，确保在探测器全任务周期内电缆两端电连接器内部导线根部无裸露导体短接风险，目前在轨飞行状态正常，可有效确保探测器采样返回以及主带彗星探测任务的顺利执行。本文为后续深空探测领域极端温度交变环境下的电缆可靠性与安全性设计提供了技术支撑。

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