CN109870863B - 一种可通过电压调节等效发射率的热控皮肤及其在航天器中的应用 - Google Patents

一种可通过电压调节等效发射率的热控皮肤及其在航天器中的应用 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种可通过电压调节等效发射率的热控皮肤及其在航天器中的应用。所述热控皮肤从下至上包括基底、内层、外层和保护层，并且内层和外层之间具有间隔物，所述间隔物使内层和外层之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙；所述内层和/或所述外层中包含金属‑绝缘体‑半导体结构，且在结构中的半导体和金属之间加载直流可调电压；所述保护层具有高红外发射率或同时具有高红外发射率和低太阳光谱吸收率。这一热控皮肤一方面具有良好的空间环境适应性，解决了电致变色材料因直接暴露于太空环境而产生的性能退化问题，另一方面能提供较大的发射率调节范围，可以应用在航天器中。

Description

一种可通过电压调节等效发射率的热控皮肤及其在航天器中 的应用
技术领域
本发明涉及热控器件技术领域，尤其涉及一种可通过电压调节等效发射率的热控皮肤及其在航天器中的应用。
背景技术
航天器热控制技术是利用各种表面材料和控温器件使航天器及内部组件处于所期望的温度环境，这对于保证航天器内部组件的正常运行具有重要意义。在电致变色、热致相变、MEMS百叶窗等诸多热控技术中，电致变色热控利用电致变色的原理，通过外加电压改变材料的光、热特性，从而调节热控器件的反射率或发射率，具有可实时主动调节、发射率调节范围大、能耗低等优点。
电致变色热控虽然发射率调节范围大，但必须采用电致变色材料，材料的可选择范围小。而且很多电致变色材料的化学稳定性差，无法承受高真空、紫外辐照、原子氧等带来的侵蚀，热控器件的空间稳定性得不到保障。
鉴于上述情况，特提出本发明。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：提供一种具有良好的空间环境适应性的发射率可通过电压调节的热控皮肤，另一方面提供一种不仅限于电致变色材料且发射率调节范围广的热控皮肤。
为了解决上述技术问题，本发明提供了如下技术方案：
一种可通过电压调节等效发射率的热控皮肤，从下至上包括基底、内层、外层和保护层，并且内层和外层之间具有间隔物，所述间隔物使内层和外层之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙；和
所述内层和/或所述外层中包含金属-绝缘体-半导体结构，且在结构中的半导体和金属之间加载直流可调电压；
所述保护层具有高红外发射率或同时具有高红外发射率和低太阳光谱吸收率。
优选地，所述间隔物使内层和外层之间形成有间距不超过10μm的真空间隙。
优选地，所述金属-绝缘体-半导体结构中的半导体层与真空间隙相邻。
优选地，所述金属-绝缘体-半导体结构中的金属层为Ag膜，所述绝缘体层为SiC膜，所述半导体层为ITO膜。
优选地，所述保护层为光学太阳反射镜。
优选地，太阳光谱吸收率和所述红外发射率的比值不超过0.12。
可选地，所述内层通过磁控溅射、真空蒸发、溶胶-凝胶或脉冲激光沉积镀于基底的上表面；和/或
所述外层通过磁控溅射、真空蒸发、溶胶-凝胶或脉冲激光沉积镀于保护层的下表面。
可选地，所述内层包含至少一层膜层；和/或
所述外层包含至少一层膜层。
可选地，所述间隔物为通过刻蚀方法制得的阵列结构；可选地，所述间隔物为刻蚀制得的二氧化硅圆柱阵列。
本发明提供的这一热控皮肤可以应用于航天器。
有益效果
本发明的上述技术方案具有如下优点：
本发明不再直接利用材料的发射率随外加电压变化的特性，而是引入近场热辐射，通过调节外加电压，改变热控皮肤的近场换热特性，以达到调控等效发射率的目的，从而使本发明可选用的材料不再局限于电致变色材料，只要载流子浓度可随外加电压变化的半导体材料都可以选用，空间稳定更高。
本发明提供的这一热控皮肤的等效发射率可通过调节电压主动、连续调节，并且利用近场辐射，放大辐射换热热流，提高发射率的调节范围。
本发明技术方案中的最外层材料选择的自由度大，有利于保证热控皮肤的空间稳定性。
附图说明
图1是本发明提供的所述热控皮肤的结构图；
图2是N＝1017cm-3(Vg＝2.23V)，ITO介电函数实部和虚部；
图3是N＝1020cm-3(Vg＝70.53V)，ITO介电函数实部和虚部。
图中：1：基底；2：内层；3：外层；4：保护层；5：间隔物；6：真空间隙。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明提供了一种可通过电压调节等效发射率的热控皮肤。参考图1，本发明提供的这一热控皮肤从下至上(相对于图1而言)包括基底1、内层2、外层3和保护层4，并且内层2和外层3之间具有间隔物5，所述间隔物5使内层2和外层3之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙6；所述内层2和/或所述外层3中包含金属-绝缘体-半导体结构，且在结构中的半导体和金属之间加载直流可调电压；所述保护层4 具有高红外发射率或同时具有高红外发射率和低太阳光谱吸收率。
本发明不直接利用材料的发射率随外加电压变化的特性，而是引入近场热辐射，通过调节外加电压，改变热控皮肤的近场换热特性，以达到调控等效发射率的目的，从而使本发明可选用的材料不再局限于电致变色材料，只要载流子浓度可随外加电压变化的半导体材料都可以选用，空间稳定更高。本发明提供的这一热控皮肤的发射率可通过调节电压主动、连续调节，并且利用近场辐射，放大辐射换热热流，提高发射率的调节范围。
由于内层2与外层3之间用间隔物5隔开，形成真空间隙6，并且使二者间距在微纳米量级，从而可以实现真空间隙6上下(相对于图1 而言)两部分通过近场辐射进行换热。需要说明的是，本发明在描述技术方案时提到的“间距”指的是真空间隙6上下两部分之间的垂直距离。如图1所示，在设计时，基底1、内层2、外层3和保护层4之间的理想状态是相互平行的。“微纳米量级”是一个概括性的表述，其含义为：小于热辐射特征波长，该特征波长300K时为9.7μm。发明人在研究过程中发现，真空间隙6的间距大小影响工作时内外两部分(基底1和内层2可以看作是内，外层3和保护层4可以看作是外)之间的换热热流。当间距较大时，换热效率降低，从而使复合结构的发射率调节范围变小，当间距过大时，则无法实现近场辐射换热。基于上述发现，本发明技术方案中真空间隙6的间距不超过10μm，例如可以为50nm～10μm，更优选为50nm～1μm，例如，可以为50nm、60nm、 70nm、80nm、90nm、100nm、150nm、200nm、300nm、400nm、500nm、 600nm、700nm、800nm、900nm、1μm。
以下是本发明的工作原理
1.等效发射率的数学模型
当航天器热工况发生变化时，对于外层结构(基底1和内层2可以看作是内，外层3和保护层4可以看作是外)，其热平衡被打破，需要通过热量交换达到新的热平衡。其换热主要有3个途径：
(1)内层结构(包含基底1和内层2)以近场热辐射的形式对其传递的热流Qnear，由下式确定：
Figure BDA0002027620880000041
其中，s＝sprop+seven，
Figure BDA0002027620880000051
Figure BDA0002027620880000052
式中，TH和TS分别为内层温度和外层温度。内层结构由于和航天器紧密连接，忽略导热热阻和接触热阻(由于它们远小于辐射换热热阻)，其温度约等于航天器温度。外层结构温度TS为一由热平衡决定的自适应温度；
(2)其自身向外太空的热辐射Qout，
Figure BDA0002027620880000053
ε为所述保护层4的红外发射率，TL＝3K为宇宙背景温度；
(3)其外表面吸收的太阳辐射Qabs，Qabs＝αS，α为所述保护层4 的太阳光谱吸收率，S为太阳常数。显然，当航天器在不受太阳辐照的背阴环境下工作时，Qabs＝0。
达到新的热平衡时，外层结构达到某一自适应温度TS，应满足热平衡方程：
Qnear+Qabs＝Qout。
此时，由
Figure BDA0002027620880000054
可确定本发明热控皮肤的等效发射率εeff。
2.电压调控近场换热的原理
当航天器热工况发生变化时，调节电压，半导体薄膜中的载流子空间分布会发生变化。根据分布改变后载流子浓度大小可将半导体层分为活跃层和背景层，背景层内的载流子浓度NB为一定值；而活跃层内的载流子浓度会随着外加电压的变化而变化，半导体的等离子频率ωp和载流子浓度之间的关系为：
Figure BDA0002027620880000061
等离子频率的改变导致活跃层介电函数的改变。
下面以氧化铟锡(ITO)为例进一步说明这一现象。图2和图3分别给出了载流子浓度为1017cm-3(Vg＝2.23V)和1020cm-3(Vg＝70.53V) 时ITO介电函数的实部和虚部，可见随着载流子浓度的增大，ITO的介电函数实部减小，虚部增大，金属特性增强。其余半导体，如铝掺杂氧化锌(AZO)、掺杂硅等具有类似的变化规律。介电函数的变化直接影响近场换热特性。由等效发射率的数学模型可知，近场热流的改变又会导致等效发射率的改变，于是达到了调节目的。
在本发明提供的技术方案中，金属-绝缘体-半导体结构可以设置在内层2中，可以设置在外层3中，还可以在内层2和外层3中均设置有金属-绝缘体-半导体结构。半导体层中的载流子分布随电压变化而起到调节作用，其越靠近真空间隙，对近场换热的贡献越大，调节效果越好。所以，无论上述哪种情况，优选的技术方案是，金属-绝缘体- 半导体结构中的半导体层与真空间隙6相邻。可选的是，所述金属-绝缘体-半导体结构中的金属层可以选用现有的金属膜，如Ag膜，绝缘体层可以选用现有的绝缘材料构成的膜层，如SiC膜，半导体层可以选用现有的半导体材料构成的膜层，如ITO膜。
本发明在最外层设计有保护层4。所述保护层4具有高红外发射率或同时具有高红外发射率和低太阳光谱吸收率。需要说明的是，若航天器仅在背阴环境下工作，只需要求保护层4具有高的红外发射率，且原则上，发射率越接近1，调控效果越好。若航天器需要在向阳环境下工作，则保护层4需要同时具有高红外发射率和低太阳光谱吸收率。此时，原则上，红外发射率ε越接近1，太阳光谱吸收率α越接近0，效果越好。更优选地，所用的保护层4具有高红外发射率和低太阳光谱吸收率且太阳光谱吸收率和所述红外发射率的比值，即吸收发射比α/ε不超过0.12，可以为该条件下的任何数值，例如，可以为0.01、0.02、 0.03、0.04、0.05、0.06、0.07、0.08、0.09、0.10、0.11、0.12，以保证在体系达到热平衡的过程中，近场辐射换热的贡献尽可能地大。在设计时，可以根据热控皮肤的应用情形选择适宜的保护层4材料。当然，在优选的技术方案中，保护层4可以选用光学太阳反射镜，光学太阳反射镜具有高红外发射率和低太阳光谱吸收率，可以抵抗原子氧、紫外辐照、电子质子辐照等苛刻空间环境的侵蚀，可解决热控器件的空间适应性问题，且不会对发射率调节能力产生太大影响。这样，本发明既可以用于背阴环境下，也可以用于向阳环境下。需要说明的是，光学太阳反射镜是一种被动温控涂层元件，其结构为现有技术，本发明对此不再详述。在制造时，可以直接购买现有的符合设计要求的光学太阳反射镜应用于本发明中。
在一些实施方式中，内层2可以通过磁控溅射、真空蒸发、溶胶- 凝胶或脉冲激光沉积镀于基底1的上表面(上表面的位置关系相对于图1而言)。外层3可以通过磁控溅射、真空蒸发、溶胶-凝胶或脉冲激光沉积镀于保护层4的下表面(下表面的位置关系相对于图1而言)。
在本发明中，所述内层2包含至少一层膜层，可以为一层，也可以为多层结构。同样地，所述外层3包含至少一层膜层，可以为一层，也可以为多层结构。当仅内层2中包含金属-绝缘体-半导体结构时，内层2理所当然地为多层膜结构。此时，外层3可以为多层膜结构，也可以为单层膜结构。同样地，当仅外层3中包含金属-绝缘体-半导体结构时，外层3理所当然地为多层膜结构。此时，内层2可以为多层膜结构，也可以为单层膜结构。当内层2和外层3中均包含金属-绝缘体- 半导体结构时，毫无疑问地，内层2和外层3均为多层膜结构。
在一些实施方式中，所述间隔物5可以为通过刻蚀方法制得的阵列结构。可选地，所述间隔物5为刻蚀制得的二氧化硅圆柱阵列。
以下为本发明列举的具体实施例。
实施例1
一种热控皮肤，从下至上包括基底1、内层2、外层3和光学太阳反射镜4，内层2和外层3之间具有间隔物5，所述间隔物5使内层2 和外层3之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙6，并且所述内层2 为金属-绝缘体-半导体结构。
具体地，基底1的材料为SiO2；内层2为金属-绝缘体-半导体结构，结构中的金属层为Ag膜，厚度为1μm，绝缘体层为SiC膜，厚度为1μm，其击穿电压为300V，半导体层为ITO膜，厚度为10nm，并且结构中的半导体层与真空间隙6相邻，半导体层和金属层间加正向直流可调电压；外层3为10μm厚Al膜基底+10nm厚ITO薄膜，镀于光学太阳反射镜4内表面；选用英国Point-source公司生产的CMO基OSR作为光学太阳反射镜4，其红外发射率ε＝0.87，太阳光谱吸收率αs＝0.085，所选的这一光学太阳反射镜4最外层为致密的ITO薄膜，具有较高的空间稳定性，同时导电性能优良，起到防静电的作用；所述间隔物5 为高50nm的SiO2圆柱阵列，SiO2圆柱阵列利用深紫外光刻和反应离子刻蚀技术制造，SiO2圆柱阵列布置在热控区域内，使内层2和外层3 之间形成有50nm的真空间隙6。热控皮肤中的各膜层采用磁控溅射法镀膜。
经计算，当加在半导体和金属间的正向直流电压从2.23V到70.53V 连续变化时：(1)背阴情况下，等效发射率从0.45208到0.74992连续变化；(2)向阳情况下，等效发射率从0.55863到0.78154连续变化。
实施例2
一种热控皮肤，从下至上包括基底1、内层2、外层3和光学太阳反射镜4，内层2和外层3之间具有间隔物5，所述间隔物5使内层2 和外层3之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙6，并且所述内层2 为金属-绝缘体-半导体结构。
具体地，基底1的材料为SiO2；内层2为金属-绝缘体-半导体结构，结构中的金属层为Ag膜，厚度为1μm，绝缘体层为SiC膜，厚度为1μm，其击穿电压为300V，半导体层为ITO膜，厚度为10nm，并且结构中的半导体层与真空间隙6相邻，半导体层和金属层间加正向直流可调电压；外层3为10μm厚Al膜基底+10nm厚p型掺杂硅薄膜，掺杂浓度1021cm-3，镀于光学太阳反射镜4内表面；选用英国Point-source公司生产的CMO基OSR作为光学太阳反射镜4，其红外发射率ε＝0.87，太阳光谱吸收率αs＝0.085，所选的这一光学太阳反射镜4最外层为致密的ITO薄膜，具有较高的空间稳定性，同时导电性能优良，起到防静电的作用；所述间隔物5为高50nm的SiO2圆柱阵列，SiO2圆柱阵列利用深紫外光刻和反应离子刻蚀技术制造，SiO2圆柱阵列布置在热控区域内，使内层2和外层3之间形成有50nm的真空间隙6。热控皮肤中的各膜层采用磁控溅射法镀膜。
经计算，当加在半导体和金属间的正向直流电压从2.23V到 223.04V连续变化时：(1)背阴情况下，等效发射率从0.38149到0.52173 连续变化；(2)向阳情况下，等效发射率从等效发射率从0.52471到 0.63346连续变化。
实施例3
一种热控皮肤，从下至上包括基底1、内层2、外层3和光学太阳反射镜4，内层2和外层3之间具有间隔物5，所述间隔物5使内层2 和外层3之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙6，并且所述外层3 为金属-绝缘体-半导体结构。
具体地，基底1的材料为SiO2；内层2为10μm厚Al基底+10nm 厚ITO薄膜；外层3为金属-绝缘体-半导体结构，结构中的金属层为 Ag膜，厚度为1μm，镀于光学太阳反射镜5内表面，绝缘体层为SiC 膜，厚度为1μm，其击穿电压为300V，半导体层为ITO膜，厚度为 10nm，并且结构中的半导体层与真空间隙6相邻，半导体层和金属层间加正向直流可调电压；选用英国Point-source公司生产的CMO基 OSR作为光学太阳反射镜4，其红外发射率ε＝0.87，太阳光谱吸收率αs＝0.085；所述间隔物5为高50nm的SiO2圆柱阵列，SiO2圆柱阵列利用深紫外光刻和反应离子刻蚀技术制造，SiO2圆柱阵列布置在热控区域内，使内层2和外层3之间形成有50nm的真空间隙6。热控皮肤中的各膜层采用磁控溅射法镀膜。
经计算，当加在半导体和金属间的正向直流电压从2.23V到70.53V 连续变化时：(1)背阴情况下，等效发射率从0.53069到0.75055连续变化；(2)向阳情况下，等效发射率从0.54127到0.77818连续变化。
综上，本发明提供的这一热控皮肤的发射率可通过调节电压主动、连续调节，并且利用近场辐射，放大辐射换热热流，提高发射率的调节范围，适用于航天器中。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (11)

1.一种可通过电压调节等效发射率的热控皮肤，其特征在于，从下至上包括基底(1)、内层(2)、外层(3)和保护层(4)，并且内层和外层(3)之间具有间隔物(5)，所述间隔物(5)使内层(2)和外层(3)之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙(6)；和
所述内层(2)和/或所述外层(3)中包含金属-绝缘体-半导体结构，且在结构中的半导体和金属之间加载直流可调电压；
所述保护层(4)具有高红外发射率或同时具有高红外发射率和低太阳光谱吸收率。
2.根据权利要求1所述的热控皮肤，其特征在于，所述间隔物(5)使内层(2)和外层(3)之间形成有间距不超过10μm的真空间隙(6)。
3.根据权利要求1所述的热控皮肤，其特征在于，所述金属-绝缘体-半导体结构中的半导体层与真空间隙(6)相邻。
4.根据权利要求1所述的热控皮肤，其特征在于，所述金属-绝缘体-半导体结构中的金属层为Ag膜，所述绝缘体层为SiC膜，所述半导体层为ITO膜。
5.根据权利要求1所述的热控皮肤，其特征在于，所述保护层(4)为光学太阳反射镜。
6.根据权利要求5所述的热控皮肤，其特征在于，太阳光谱吸收率和所述红外发射率的比值不超过0.12。
7.根据权利要求1所述的热控皮肤，其特征在于，所述内层(2)通过磁控溅射、真空蒸发、溶胶-凝胶或脉冲激光沉积镀于基底(1)的上表面；和/或
所述外层(3)通过磁控溅射、真空蒸发、溶胶-凝胶或脉冲激光沉积镀于保护层(4)的下表面。
8.根据权利要求1所述的热控皮肤，其特征在于，所述内层(2)包含至少一层膜层；和/或
所述外层(3)包含至少一层膜层。
9.根据权利要求1所述的热控皮肤，其特征在于，所述间隔物(5)为通过刻蚀方法制得的阵列结构。
10.根据权利要求1所述的热控皮肤，其特征在于，所述间隔物(5)为刻蚀制得的二氧化硅圆柱阵列。
11.权利要求1至10任一项所述的热控皮肤在航天器中的应用。
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