CN102249009A - 用于航天器的热致变色可变发射率热控器件 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于航天器的热致变色可变发射率热控器件，在热致变色材料基片上设有光学薄膜，该光学薄膜在250-2500纳米的光谱范围反射太阳辐射，在2.5-30微米的波长范围内发射红外辐射。本发明当热控器件粘贴到航天器表面时，该热致变色材料基片的发射率随温度的变化自主调整，起到控制温度的作用；热控器件具有耗能小，重量轻，无运动部件的优点，不仅更好地实现温度控制，而且太阳吸收率低，可广泛用于各类航天器热控制。

Description

用于航天器的热致变色可变发射率热控器件

技术领域

本发明属于航天器用热控器件，特别是一种用于航天器的热致变色可变发射率热控器件。

背景技术

航天器在飞行期间，其负载设备、电子元器件都会产生大量的热，如果不及时采取冷却散热措施，这些常期处于高温环境下的元器件将会无法正常工作，甚至损坏。另外受到来自太阳辐射热、地球反照等恶劣环境的影响，使得航天器的散热更加困难。传统的解决方法是采用热控百叶窗，当航天器表面温度过高时，可通过调节百叶窗的开度，把废热散到太空中去，当航天器表面温度过低时，通过关闭热控百叶窗，以减小热量损失。随着航天器微型化和紧凑化的发展，热控百叶窗因其质量、体积、功耗的劣势难以满足微小型航天器的热控要求。

因此，具有响应快、耗能小、质量轻的热致变色可变发射率热控器件应运而生，文献1(High Temperatures-High Pressures，2001，volume 33，pages 525-531)揭示了基于金属-绝缘相变原理的热致变色材料钙钛矿锰氧化物La_1-xSr_xMnO₃(x＝0，0.175，0.3)，其发射率随外界环境温度的变化可自动调整。文献2(Mater.Lett.，2008，62：2914-2916)也报道了La_1-xA_xMnO₃(A＝Ca，Ba)的发射率随温度变化的热致变色特性。假若将这种具有热致变色特性的材料贴覆于航天器表面，那么温度过高时，可以通过其高发射率特性将过多的热量排散出去，温度过低时，其低发射率特性可以抑制热量的损失，从而达到了自主控温的目的。然而，前述文献都没有考虑热致变色材料的高太阳吸收率问题。这种材料的太阳吸收率高达0.78，倘若不采取相应的措施，贴覆有热致变色材料的航天器表面就会因吸收更多的太阳辐射致使其散热能力下降，甚至使热致变色材料的应用适得其返。

发明内容

本发明的目的在于提供一种解决目前航天器用热致变色材料太阳吸收率过高的缺陷，提供一种低太阳吸收率的热致变色可变发射率热控器件。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种用于航天器的热致变色可变发射率热控器件，在热致变色材料基片上设有光学薄膜，该光学薄膜在250-2500纳米的光谱范围反射太阳辐射，在2.5-30微米的波长范围内发射红外辐射。

本发明与现有技术相比，其显著优点：(1)当热控器件粘贴到航天器表面时，该热致变色材料基片的发射率随温度的变化自主调整，起到控制温度的作用，而在热致变色材料基片上设置的多层光学薄膜，在250-2500纳米波长范围内的低吸收特性可有效地反射太阳辐射，同时在2.5-30微米波长范围内发射红外辐射。单独的多层光学薄膜只能以反射太阳辐射为主，起不到调节温度的作用，单独的热致变色材料基片只能靠发射率变化来调节温度，无法克服太阳吸收率过高的问题。(2)热致变色可变发射率热控器件不仅能更好的实现温度控制，而且其太阳吸收率也很低，有效地克服了现有热致变色材料的前述缺点。热致变色材料基片的厚度越小，一方面热控器件的重量就越轻，另一方面也便于采用涂覆技术或相似的方式将其粘贴到航天器表面。(3)热致变色材料基片的表面均方根粗糙度越小，其发射率在低温区就越低，并且也容易与沉积到其上面的多层光学薄膜结合。(4)多层光学薄膜通过真空蒸发法或溅射法沉积到热致变色材料基片上，以增强所述薄膜对基片的附着力。多层光学薄膜只含半导体材料，所以航天器表面不易受到侵蚀或电磁干扰。(5)热控器件具有耗能小，重量轻，无运动部件的优点，不仅更好地实现温度控制，而且太阳吸收率低，可广泛用于各类航天器热控制。

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

附图说明

图1是热致变色可变发射率热控器件的结构示意图。

图2是热致变色材料基片的发射率随温度的变化关系。

图3是热致变色材料基片La_0.7Ca_0.2Sr_0.1MnO₃的原子力显微镜三维视图。

图4是热致变色材料基片La_0.7Ca_0.2Sr_0.1MnO₃及其热致变色可变发射率热控器件光谱反射率。

具体实施方式

结合图1，本发明用于航天器的热致变色可变发射率热控器件由热致变色材料基片2和多层光学薄膜3组成，将热控器件粘贴到航天器表面1上，便可实现对航天器表面1的温度控制。

当太阳辐射4入射到多层光学薄膜3的表面时，将被薄膜3反射到太空(如图1的反射光线5所示)中，从而消除热致变色材料基片2对太阳辐射4的吸收。同时来自于航天器表面1的红外辐射6能够经过薄膜3发射到太空中，起到了调节航天器表面温度的作用。

多层光学薄膜的优化设计涉及发生在各膜层界面的多重反射和干涉、基片材料的属性、各膜层数及其厚度、入射波长以及入射角等的复杂计算。虽然其设计非常复杂，但还是可以通过数值优化方法调整各膜层的厚度和材料，使得热控器件的光谱反射率与期望的目标光谱反射率的偏差极小化，从而获得满足目标光谱特性的最佳膜层厚度和膜层材料。根据设计所得的膜层厚度和膜层材料，用真空蒸发法或溅射法把薄膜沉积到热致变色材料基片上，便得到本发明所述的热致变色可变发射率热控器件。一个性能全优的热致变色可变发射率热控器件必需从太阳吸收率、膜层数，膜厚以及发射率方面进行综合评价。

基于上述思路，在热致变色材料基片2上设有的光学薄膜3在250-2500纳米的光谱范围反射太阳辐射，在2.5-30微米的波长范围内发射红外辐射。热致变色材料基片2是钙钛矿锰氧化物，该钙钛矿锰氧化物的分子式为La_1-xA_xMnO₃，其中0.175≤x≤0.3，A是二价碱土金属离子Ca和/或Sr中的一种。热致变色材料基片2的厚度不超过500微米，其表面均方根粗糙度不大于10纳米。光学薄膜3是以真空蒸发法或溅射法逐层沉积于热致变色材料基片2上。光学薄膜3的材料为半导体物质，该半导体物质含有Si、MgF₂或Ge。光学薄膜3层数为1-20层，每层材料可以是上述半导体物质中的一种，也可以是上述几种的组合。

本发明所述的热控器件(结构如图1所示)的光谱反射率R(λ)，可根据本领域普通技术人员熟知的麦克斯韦方程、适当的边界条件以及反射和折射定律推导出来。

即

$R\left(\mathrm{\λ}\right)={\left|\frac{{\mathrm{\η}}_{0}B-C}{{\mathrm{\η}}_{0}B+C}\right|}^2---\left(1\right)$

方程式(1)中B，C可由特征矩阵求得，结构如图1所示的特征矩阵可表示为

$\left[\begin{array}{c}B\\ C\end{array}\right]=\left\{\underset{j=1}{\overset{N}{\mathrm{\Π}}}\left[\begin{array}{cc}{\cos \mathrm{\δ}}_j& \frac{i}{{\mathrm{\η}}_j}{\sin \mathrm{\δ}}_j\\ {\mathrm{i\η}}_j{\sin \mathrm{\δ}}_j& {\cos \mathrm{\δ}}_j\end{array}\right]\right\}\left[\begin{array}{c}1\\ {\mathrm{\η}}_{N+1}\end{array}\right]---\left(2\right)$

方程式(2)中的η_N+1是与基片材料的复折射率有关的参数，d_j和

分别是第j层的膜层几何厚度和材料的复折射率。因此热控器件的光谱反射率可以通过调整

(j＝1，2，…，N)来达到期望的目标值。

热控器件的太阳吸收率α_s可通过对其光谱反射率R(λ)积分求得，即

${\mathrm{\α}}_s\frac{{\∫}_{0.25}^{2.5}[1-R\left(\mathrm{\λ}\right)]I_s\left(\mathrm{\λ}\right)\mathrm{d\λ}}{{\∫}_{0.25}^{2.5}{I}_s\left(\mathrm{\λ}\right)\mathrm{d\λ}}---\left(3\right)$

方程式(3)中，I_s为太阳辐射强度。

鉴于前述的设计，建立膜层材料库M，本领域的普通技术人员容易理解，航天器表面采用半导体材料可以抗侵蚀或电磁干扰。因此，膜层材料库M含有半导体材料ZnS、ZnSe、MgF₂、SiO₂、Si和Ge。

考虑到热控器件的体积、重量以及经济性原因，膜的层数或厚度为能达到所需光谱特性的最小层数或厚度。光学薄膜3最优层数为7-12层。膜层的厚度范围设置为20-400纳米。

实施例1

以La_0.75Ca_0.25MnO₃作为热致变色材料基片。实验测量了基片的太阳吸收率为0.78，厚度400微米，表面均方根粗糙度8纳米。实验测量了La_0.75Ca_0.25MnO₃基片的发射率随温度的变化关系如图2中的曲线a所示。其发射率随温度的升高而增大。在温度为243K时，其发射率值为0.62，而在温度343K其射率值为0.7。

由前述的光学薄膜优化设计得到满足目标光谱反射率的各膜层的几何厚度和相应的各膜层材料。其各膜层的材料和几何厚度的优化计算结果为M_jd_j＝[ZnSe 400nm，MgF₂310nm，ZnS 100nm，ZnSe 140nm，MgF₂40nm，Ge 350nm，MgF₂400nm，Ge 220nm，MgF₂310nm]，其中膜层MgF₂310nm紧贴着热致变色材料基片。总的膜层为9层，总的膜厚为2.37微米。

根据前述的膜层材料和相应的厚度，采用溅射法，把多层光学薄膜沉积到热致变色材料基片上，便得到本发明所述的热致变色可变发射率热控器件。

实验测量了本实施例的热致变色可变发射率热控器件的太阳吸收率，其值为0.46，与改进前的太阳吸收率相比，总体降低了0.32。在2.5-30微米的红外辐射波长范围内，其光谱反射率的平均值为0.23，低于热致变色材料基片的光谱反射率的平均值0.34。相比之下，其太阳吸收率比改进前的低。

实施例2

以La_0.825Sr_0.175MnO₃作为热致变色材料基片。实验测量了基片的太阳吸收率为0.77，在2.5-30微米的红外波长范围内，其光谱反射率的平均值为0.32，厚度500微米，表面均方根粗糙度8纳米。图2中曲线b是本实施例的热致变色材料基片的发射率随温度的变化关系。从图中可以看出，La_0.825Sr_0.175MnO₃的发射率随温度的升高而增大。当温度为243K时，其发射率为0.55，温度为343K时，发射率为0.66。在243343K的温度范围内，发射率变化0.11。其发射率的变化可以起到调节温度的作用。

利用前述的光学薄膜优化设计方法，计算得到满足目标光谱反射率的各膜层的几何厚度和相应的各膜层材料。其各膜层的材料和几何厚度的优化计算结果为M_jd_j＝[Ge 220nm，SiO₂40nm，ZnS 40nm，MgF₂110nm，Ge 180nm，MgF₂390nm，Ge 150nm]，其中膜层Ge 150nm紧贴着热致变色材料基片。总共有7层膜，总的膜厚为1.13微米。

根据前述计算的膜层材料和相应的厚度，采用真空蒸发法，把多层光学薄膜沉积到热致变色材料基片上，便得到本实施例的热致变色可变发射率热控器件。

实验测量了本实施例的热致变色可变发射率热控器件的太阳吸收率，其值为0.52，与改进前的太阳吸收率相比，总体降低了0.25。在2.5-30微米的红外辐射波长范围内，其光谱反射率的平均值为0.2，低于热致变色材料基片的光谱反射率的平均值0.32。相比之下，改进后的热控器件的性能得到了较明显的改善。

实施例3

以La_0.7Sr_0..3MnO₃作为热致变色材料基片。实验测量了基片的太阳吸收率为0.77，厚度500微米，表面均方根粗糙度10纳米。发射率在243-343K的温度范围内变化值为0.12。相比实施例1或2，其变化值较高。

利用前述的光学薄膜优化设计方法，计算得到满足目标光谱反射率的各膜层的几何厚度和相应的各膜层材料。优化设计结果为M_jd_j＝[Si 132nm，MgF₂296nm，Ge 236nm，MgF₂361nm，Ge 79nm，MgF₂194nm，Ge 356nm，MgF₂82nm，ZnS 306nm，MgF₂272nm，ZnS96nm，Ge 146nm]，其中膜层Ge 146nm紧贴着热致变色材料基片。总共有12层膜，膜的总厚度为2.56微米。

根据前述计算的膜层材料和相应的厚度，采用真空蒸发法，把多层光学薄膜沉积到热致变色材料基片上，便得到本实施例的热致变色可变发射率热控器件。

实验测量了本实施例的热致变色可变发射率热控器件的太阳吸收率，其值为0.34，与改进前的太阳吸收率相比，总体降低了0.43。在2.5-30微米的红外辐射波长范围内，其光谱反射率的平均值为0.18，低于热致变色材料基片的光谱反射率的平均值0.3。与实施例1或2相比，其吸收率得到较好的控制，其值低至0.34，并且在2.5-30微米的波长范围能较好的发射红外辐射。

实施例4

以La_0.7Ca_0.2Sr_0.1MnO₃作为热致变色材料基片。实验测量了基片的太阳吸收率为0.78，厚度300微米，图2中曲线c是本实施例的热致变色材料基片的发射率随温度的变化关系。其发射率随温度的升高而增大。当温度为243K时，La_0.7Ca_0.2Sr_0.1MnO₃基片的发射率低至0.39，温度为343K时，其发射率高达0.63。在243-343K温度范围内，其发射率的变化值为0.24。基片发射率随温度大幅度的变化对其在航天器热控方面有很大的优势。图3显示了基片的表面均方根粗糙度为6纳米。

由前述的光学薄膜优化设计得到满足目标光谱反射率的各膜层的几何厚度和相应的各膜层材料。其优化设计结果为M_jd_j＝[Si 124nm，MgF₂125nm，Si36nm，MgF₂160nm，Si 37nm，MgF₂163nm，Ge 96nm，MgF₂172nm，Ge 125nm]，其中膜层Ge 125nm紧贴着热致变色材料基片。总共9层膜，膜的总厚度为932纳米。

根据前述的膜层材料和相应的厚度，采用真空蒸发法或溅射法，把多层光学薄膜沉积到热致变色材料基片上，便得到本实施例中所述的热致变色可变发射率热控器件。

实验测量了本实施例中所述的热控器件及热致变色材料基片的光谱反射率曲线，如图4所示。其中曲线a是热致变色材料基片的反射光谱，曲线b是热控器件的反射光谱。在250-2500纳米的太阳辐射波长范围内，曲线b的光谱反射率远远高于曲线a的，根据式(3)，较高的反射率意味着其太阳吸收率较低。本实施例中，改进的热控器件的太阳吸收率低至0.28。与改进前的热致变色材料相比，其吸收率降低了0.5，即意味着同等条件下，改进后的热控器件的散热能力提高了50％。这对应用于航天器上的热致变色可变发射率材料而言，是一个重大的突破。此外，在2.5-30微米的红外辐射波长范围内，曲线b的光谱反射率低于曲线a的，说明改进后的热控器件更能很好的发射红外辐射。

上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施例，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以对其做出种种变化，例如，在上述实施例中，如果把热致变色材料基片换成La_1-xA_xMnO₃(0.175≤x≤0.3，A至少是二价碱土金属离子Ca或Sr中的一种)中的任何一种，或者优化计算得到的膜层材料属于所述半导体膜层材料库里的材料，显然，上述实施方案同样适用。

Claims (9)

1.一种用于航天器的热致变色可变发射率热控器件，其特征在于在热致变色材料基片[2]上设有光学薄膜[3]，该光学薄膜[3]在250-2500纳米的光谱范围反射太阳辐射，在2.5-30微米的波长范围内发射红外辐射。

2.根据权利要求1所述的用于航天器的热致变色可变发射率热控器件，其特征在于所述的热致变色材料基片[2]是钙钛矿锰氧化物，该钙钛矿锰氧化物的分子式为La_1-xA_xMnO₃，其中0.175≤x≤0.3，A是二价碱土金属离子Ca和/或Sr中的一种。

3.根据权利要求1所述的用于航天器的热致变色可变发射率热控器件，其特征在于所述热致变色材料基片[2]的厚度不超过500微米，其表面均方根粗糙度不大于10纳米。

4.根据权利要求1所述的用于航天器的热致变色可变发射率热控器件，其特征在于光学薄膜[3]层数为1-20层。

5.根据权利要求4所述的用于航天器的热致变色可变发射率热控器件，其特征在于光学薄膜[3]的最优层数为7-12层。

6.根据权利要求1所述的用于航天器的热致变色可变发射率热控器件，其特征在于所述光学薄膜[3]是以真空蒸发法或溅射法逐层沉积于热致变色材料基片[2]上。

7.根据权利要求1所述的用于航天器的热致变色可变发射率热控器件，其特征在于所述光学薄膜[3]的材料为半导体物质。

8.根据权利要求7所述的用于航天器的热致变色可变发射率热控器件，其特征在于所述半导体物质含有Si、MgF₂或Ge。

9.根据权利要求1或4所述的用于航天器的热致变色可变发射率热控器件，其特征在于所述光学薄膜[3]的每层膜厚在20-400纳米范围内。

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