CN110079774B - 一种基于近场热辐射的热致相变热控皮肤及其在航天器中的应用 - Google Patents

一种基于近场热辐射的热致相变热控皮肤及其在航天器中的应用 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种基于近场热辐射的热致相变热控皮肤及其在航天器中的应用。该热致相变热控皮肤，从下至上包括基底、内层膜系、外层膜系和保护层，并且内层膜系和外层膜系之间具有间隔物，所述间隔物使内层膜系和外层膜系之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙；和所述内层膜系包含由热致相变材料组成的热致相变膜层；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。这一热致相变热控皮肤一方面具有良好的空间环境适应性，解决了相变材料因直接暴露于太空环境而产生的性能退化问题，另一方面能提供窄温区内较大的发射率调节范围，可以应用在航天器中。

Description

一种基于近场热辐射的热致相变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，尤其涉及一种基于近场热辐射的热致相变热控皮肤及其在航天器中的应用。
背景技术
航天器在轨运行过程中将面对复杂多变的空间热环境，其热环境随热边界条件和内部热状态的不同而发生剧烈变化。对航天器进行有效热控制，使其在任何工况下均处在适当的温度范围，是保障航天器正常、持续、可靠运行的关键因素。
在各种热控技术中，热致相变热控利用热致相变材料光学特性随温度变化的特性，智能、自主调节热控器件在不同温度下的发射率，从而达到控制航天器温度的目的。与电致变色、MEMS百叶窗等其他热控技术相比，热致相变热控具有无功耗、无运动部件、结构简单、质量轻、发射率可自主调节等优点。
但目前已报道的热致相变热控技术存在如下一个或多个问题：(1)热致相变材料沉积在器件的最外层。在轨道运行期间，航天器长期处于真空环境中。此时，当热致相变材料直接暴露于外太空时，原子氧、质子电子辐射等复杂的空间环境会导致其性能退化，从而削弱器件的热控效果，甚至失效。(2)热致相变材料的发射率调节机制为远场辐射换热，发射率调节范围较小(小于0.3)，且发射率变化温区太宽(大于100K)。
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：提供一种发射率可根据温度智能调节的热控皮肤，其一方面具有良好的空间环境适应性，可以解决相变材料因直接暴露于太空环境而产生的性能退化问题，另一方面能提供窄温区内较大的发射率调节范围。
为了解决上述技术问题，本发明提供了如下技术方案：
一种基于近场热辐射的热致相变热控皮肤，从下至上包括基底、内层膜系、外层膜系和保护层，并且内层膜系和外层膜系之间具有间隔物，所述间隔物使内层膜系和外层膜系之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙；和
所述内层膜系包含由热致相变材料组成的热致相变膜层；
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，所述间隔物使内层膜系和外层膜系之间形成有间距不超过10μm的真空间隙。
优选地，所述热致相变材料选自二氧化钒、三氧化二钒、亚氧化钛、掺锶的锰酸镧、掺钙的锰酸镧中的任一种或多种，优选为二氧化钒。
优选地，所述外层膜系的材料选用金属材料、具有金属性质的材料、半导体材料中的一种或多种；可选地，所述外层膜系的材料为铝、银、金、掺杂硅、半导体氧化物中的一种或多种。
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，所述内层膜系通过磁控溅射、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
所述外层膜系通过磁控溅射、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，所述内层膜系包含至少一层膜层；和/或
所述外层膜系包含至少一层膜层。
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致相变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：
本发明并不直接利用相变材料相变前后发射率的变化，而是利用其对复合结构近场辐射换热的调控作用，使热致相变材料不必直接暴露于空间环境中。在这种设计下，只需选择兼具保护作用的光学太阳反射镜，便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。
本发明利用近场热辐射换热原理，将发射率的调节机制由传统的远场辐射换热转换为近场辐射换热，通过相变前后近场辐射热流的变化调节等效发射率，使发射率调节范围得到放大。对于优选的结构，可在小于10K的温区内实现0.5以上的发射率调节量。
本发明提供的热控皮肤的内外膜系通过近场辐射进行换热，其换热特性在相变材料相变温度处发生显著变化，使得热控皮肤随航天器的温度变化智能调节其等效发射率。同时，本发明的热控皮肤具有无功耗、无运动部件、轻质等优点，尤其适用于各类微小型航天器。
附图说明
图1是本发明用于航天器的发射率可智能调节的基于近场热辐射的热控皮肤的结构图；
图2是VO2薄膜温度低于相变温度时的介电函数实部和虚部；
图3是VO2薄膜温度高于相变温度时的介电函数实部和虚部；
图4是实施例中的热控皮肤在向阳的情况下等效发射率随温度的变化；
图5是实施例中的热控皮肤在背阴的情况下等效发射率随温度的变化。
图中：1：基底；2：内层膜系；3：外层膜系；4：光学太阳反射镜；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。
本发明提供了一种基于近场热辐射的热致相变热控皮肤。参考图1，本发明提供的这一热致相变热控皮肤从下至上(相对于图1而言)包括基底1、内层膜系2、外层膜系3和保护层4，并且内层膜系2和外层膜系3之间具有间隔物5，所述间隔物5使内层膜系2和外层膜系3之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙6，并且所述内层膜系2包含由热致相变材料组成的热致相变膜层以及所述保护层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。
本发明提供的热控皮肤是利用了热致相变材料在相变温度处近场辐射换热特性的变化来调节复合结构(热控皮肤)的等效发射率。将包含由热致相变材料组成的热致相变膜层的内层膜系2与外层膜系3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。换热量由涨落电动力学给出：
Figure BDA0002010983470000041
其中，s＝sprop+seven，
Figure BDA0002010983470000042
Figure BDA0002010983470000043
式中TH和TS分别为内层温度和外层温度。内层膜系2和基底1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。
当航天器热工况发生变化时，对于外层结构(基底1和内层膜系2可以看作是内，外层膜系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)内层膜系2以近场热辐射的形式对其传递的热流Qnear，由式(1)确定；(2)其自身向外太空的热辐射Qout，
Figure BDA0002010983470000051
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(4)
此时，由
Figure BDA0002010983470000052
可确定本发明热控皮肤的等效发射率εeff。
由于本发明并不直接利用相变材料相变前后发射率的变化，而是利用其对复合结构近场辐射换热的调控作用，因此相变材料不必直接暴露于空间环境中。在这种设计下，在优选的技术方案中，只需在最外层选择光学太阳反射镜作为保护层4，光学太阳反射镜兼具保护作用，可抵抗原子氧、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。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。
还需要说明的是，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、内层膜系2、外层膜系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和内层膜系2可以看作是内，外层膜系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。
在本发明提供的技术方案中，热致相变膜层设置在内层膜系2，可达到所需要的调控效果，即温度高的时候发射率高，温度低的时候发射率低。热致相变材料可以选择已有的热致相变材料，可选为二氧化钒、三氧化二钒、亚氧化钛、掺锶的锰酸镧、掺钙的锰酸镧中的任一种或多种。除了上述几种列举出的热致相变材料，还可以选择其它的热致相变材料。但发明人发现，应用于本发明的最优选的热致相变材料为二氧化钒(化学式VO2)，它的介电函数在341K(K指开尔文，热力学温度单位)发生突变，且相变温区窄，从而可以实现窄温区内较大的发射率调节范围，使得发射率调控更为灵敏。
在本发明提供的技术方案中，所述外层膜系3的材料优选金属材料、具有金属性质的材料、半导体材料中的一种或多种，例如，铝、银、金、掺杂硅、半导体氧化物(钨、铌、铬、铟、锡、锶、铁、钒、镓、锗或锌的氧化物)中的一种或多种。这样的外层膜系3可以在高温时更好地与热致相变膜层进行匹配，尤其当热致相变材料为二氧化钒时，从而可以更好地实现近场辐射换热。
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，而且可以抵抗原子氧、紫外辐照、电子质子辐照等苛刻空间环境的侵蚀。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。在一些实施方式中，内层膜系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)。外层膜系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，所述内层膜系2包含至少一层膜层，可以为一层，也可以为多层结构。当内层膜系2为一层结构时，毫无疑问地，该层由热致相变材料组成，即为热致相变膜层。当内层膜系2为多层结构时，热致相变膜层的数量可以为一层，也可以为多层。另外，当内层膜系2为多层结构时，热致相变膜层可以设置在内层膜系2的上表面，也可以设置在内层膜系2的中间或与基底1接触的下表面。但效果更好地，将热致相变膜层置于内层膜系2的上表面时，其与外层膜系3的距离最近，且中间没有其他膜层相隔，更有利于发挥其相变特性。
同样地，所述外层膜系3包含至少一层膜层，可以为一层，也可以为多层结构。
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。
本发明提供的这一热致相变热控皮肤一方面具有良好的空间环境适应性，解决了相变材料因直接暴露于太空环境而产生的性能退化问题，另一方面能提供窄温区内较大的发射率调节范围，可以应用在航天器中。
以下为本发明列举的具体实施例。
实施例1
一种热致相变热控皮肤，从下至上包括基底1、内层膜系2、外层膜系3和光学太阳反射镜4，并且内层膜系2和外层膜系3之间具有间隔物5，所述间隔物5使内层膜系2和外层膜系3之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙6，并且所述内层膜系2包含由热致相变材料组成的热致相变膜层。
具体地，基底1的材料为SiO2，内层膜系2为单层VO2薄膜，膜厚200nm，采用磁控溅射法镀膜。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。在光学太阳反射镜4的内表面镀铝膜作为外层膜系3，厚度为1mm。所述间隔物5为高100nm的SiO2圆柱阵列，使内层膜系2和外层膜系3之间形成有100nm的真空间隙6，SiO2圆柱阵列利用深紫外光刻和反应离子刻蚀技术制造。
VO2在341K左右发生绝缘体-金属相变，其相变前后的介电函数分别如图2和图3所示。可见，相变之后的VO2具有金属特性，在相当大的频率范围内具有负的介电函数实部和很大的介电函数虚部。这说明相变后VO2的近场换热特性可与铝膜更好地匹配，从而得到更大的近场换热热流和等效发射率。本实施例中的热控皮肤在向阳与背阴的情况下的等效发射率随温度的依变关系分别在图4和图5中给出。两种情况下，发射率调节范围分别为0.22～0.73和0.08～0.70，较好地实现了本发明的技术目标。
实施例2
一种热致相变热控皮肤，从下至上包括基底1、内层膜系2、外层膜系3和光学太阳反射镜4，并且内层膜系2和外层膜系3之间具有间隔物5，所述间隔物5使内层膜系2和外层膜系3之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙6，并且所述内层膜系2包含由热致相变材料组成的热致相变膜层。
具体地，基底1的材料为SiO2，内层膜系2为单层VO2薄膜，膜厚100nm，采用磁控溅射法镀膜。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。在光学太阳反射镜4的内表面镀一层银(Ag)基底膜和一层氧化铟锡(ITO)膜作为外层膜系3，其中Ag基底膜的厚度为1mm，ITO膜的厚度为10nm。所述间隔物5为高100nm的SiO2圆柱阵列，使内层膜系2和外层膜系3之间形成有100nm的真空间隙6，SiO2圆柱阵列利用深紫外光刻和反应离子刻蚀技术制造。
本实施例中的热控皮肤在向阳与背阴的情况下的发射率调节范围分别为0.14～0.61和0.11～0.57，较好地实现了本发明的技术目标。
实施例3
一种热致相变热控皮肤，从下至上包括基底1、内层膜系2、外层膜系3和光学太阳反射镜4，并且内层膜系2和外层膜系3之间具有间隔物5，所述间隔物5使内层膜系2和外层膜系3之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙6，并且所述内层膜系2包含由热致相变材料组成的热致相变膜层。
具体地，基底1的材料为SiC，内层膜系2包含一层里层的VO2膜和一层外层的SiC膜，其中，VO2膜的膜厚100nm，SiC膜的膜厚20nm，采用磁控溅射法镀膜。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。在光学太阳反射镜4的内表面镀铝膜作为外层膜系3，厚度为1mm。所述间隔物5为高100nm的SiO2圆柱阵列，使内层膜系2和外层膜系3之间形成有100nm的真空间隙6，SiO2圆柱阵列利用深紫外光刻和反应离子刻蚀技术制造。
本实施例中的热控皮肤在向阳与背阴的情况下的发射率调节范围分别为0.29～0.68和0.17～0.65，较好地实现了本发明的技术目标。
综上，本发明提供的这一热致相变热控皮肤的内外膜系通过近场辐射进行换热，其换热特性在相变材料相变温度处发生显著变化，使得热控皮肤随航天器的温度变化智能调节其等效发射率。同时，本发明的热控皮肤具有无功耗、无运动部件、轻质等优点，尤其适用于各类微小型航天器。
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)

1.一种基于近场热辐射的热致相变热控皮肤，其特征在于，从下至上包括基底(1)、内层膜系(2)、外层膜系(3)和保护层(4)，并且内层膜系和外层膜系(3)之间具有间隔物(5)，所述间隔物(5)使内层膜系和外层膜系(3)之间形成有间距为微纳米量级的真空间隙(6)；和
所述内层膜系(2)包含由热致相变材料组成的热致相变膜层；
所述保护层(4)为同时具有高红外发射率和低太阳光谱吸收率的光学太阳反射镜；
所述间隔物(5)使内层膜系(2)和外层膜系(3)之间形成有间距不超过10μm的真空间隙(6)。
2.根据权利要求1所述的热致相变热控皮肤，其特征在于，所述热致相变材料选自二氧化钒、三氧化二钒、亚氧化钛、掺锶的锰酸镧、掺钙的锰酸镧中的任一种或多种。
3.根据权利要求2所述的热致相变热控皮肤，其特征在于，所述热致相变材料为二氧化钒。
4.根据权利要求1所述的热致相变热控皮肤，其特征在于，所述外层膜系(3)的材料选用具有金属性质的材料、半导体材料中的一种或多种。
5.根据权利要求4所述的热致相变热控皮肤，其特征在于，所述外层膜系(3)的材料为铝、银、金、掺杂硅、半导体氧化物中的一种或多种。
6.根据权利要求1所述的热致相变热控皮肤，其特征在于，所述保护层(4)的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所述的热致相变热控皮肤，其特征在于，所述内层膜系(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
所述外层膜系(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所述的热致相变热控皮肤，其特征在于，所述内层膜系(2)包含至少一层膜层；和/或
所述外层膜系(3)包含至少一层膜层。
9.根据权利要求1所述的热致相变热控皮肤，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9所述的热致相变热控皮肤，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任一项所述的热致相变热控皮肤在航天器中的应用。
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