CN111893451B - 一种卫星用高性能透波纳米热控薄膜、制备方法及其用途 - Google Patents

一种卫星用高性能透波纳米热控薄膜、制备方法及其用途 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种卫星用高性能透波纳米热控薄膜，其包括连续相和离散相所组成的微纳结构体系；其中，所述微纳结构体系采用流延法或熔融法制备获得，微纳结构体为有序等级分布。此外，本发明还公开了一种制备上述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的制备方法。另外，本发明还公开了一种上述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的用途，所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜用于空间航天器。本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜具有优异的散热性能和透波性能，可靠性高，工艺性好，适应于卫星微波载荷天线面散热和透波应用需求。

Description

一种卫星用高性能透波纳米热控薄膜、制备方法及其用途
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，具体地，涉及一种卫星用高性能透波纳米热控薄膜，尤其是涉及一种能够满足空间航天器热控和透波需求的薄膜。
背景技术
卫星在轨为真空环境，传热方式为导热和辐射。卫星热控主要通过热控涂层的辐射散热将星内热量排散，保证卫星工作在合适的温度范围。随着卫星天线技术的发展，天线的功率越来越大，天线的散热要求越来越高，且天线表面形状复杂，要求热控涂层在满足散热要求的条件下具备微波谱段的透波性能。
研制高效散热性能的透波热控涂层成为解决未来天线散热的主要发展趋势之一。常见的散热涂层主要有玻璃型二次表面镜(OSR)，F46镀银二次表面镜，聚酰亚胺镀铝二次表面镜，S781和KSZ白漆等。侯增祺和胡金刚在著作《航天器热控制技术》中对航天主要热控涂层的性能参数和特点进行了阐述，航天常用的玻璃型二次表面镜OSR作为散热涂层，性能优异，太阳吸收比0.13，半球发射率0.8，但是OSR一般为40mm×40mm或20mm×mm的玻璃片镀银，工艺性较差，异形表面的适应能力较差。
此外，薄膜类二次表面镜如F46膜片，在薄膜表面镀银，太阳吸收比0.17，半球发射率0.67，散热性能中等，由于是柔性薄膜，能够贴合在异形表面，具有金属反射层，但不具有透波功能。
而白漆型散热涂层，一般太阳吸收比0.25，红外发射率0.88，采用喷涂方式，对喷漆表面和形状有较高要求，且在一些缝隙表面喷漆，天线的表观太阳吸收率显著增加，太阳吸收比可能大于0.5，难以满足大功耗天线的散热需求。传统的散热涂层一般含有金属镀层，不能满足透波需求。且天线面一般不规则，局部尺寸较小，表面难以进行喷漆，异形表面散热性能差。传统的热控涂层难以解决大功率天线的散热和透波需求。
通过对文献和专利的检索，与透波热控涂层相关的专利及文献例如：公开号为CN106336128A，公开日为2017年1月18日，名称为“柔性的OSR二次表面镜热控涂层及其制备方法和用途”的中国专利文献公开了一种柔性的OSR二次表面镜热控涂层及其制备方法和用途。在该专利文献所公开的技术方案中，虽然其能够适应不规则表面，但由于仍采用金属反射层，不具有透波功能，不能满足天线热控需求。
目前功率较小的天线一般采用聚酰亚胺镀锗进行热控处理，锗膜为单面镀锗的聚酰亚胺膜，透波性能较好，太阳吸收比0.5(含透射)，半球发射率0.67。例如：公开号为CN207074709U，公开日为2018年3月6日，名称为“一种星载天线镀锗膜天线罩结构”的中国专利文献公开了一种星载天线镀锗膜天线罩结构，涉及星载有源相控阵天线的天线罩技术领域，其使用镀锗膜具有高透波率,具有良好的隔热效果。在一些天线热耗小，温度要求不高的条件下，采用锗膜能够满足要求，随着热耗和温度要求进一步提高，锗膜不能满足要求。例如某太阳同步轨道卫星中继天线，若采用锗膜方案，太阳受照条件下温度将达到90℃，不满足温度指标要求。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种卫星用高性能透波纳米热控薄膜、制备方法及其用途。
为了实现上述目的，本发明提出了一种卫星用高性能透波纳米热控薄膜，其包括连续相和离散相所组成的微纳结构体系；
其中，所述微纳结构体系采用流延法或熔融法制备获得，微纳结构为有序等级分布，使得本案的卫星用高性能透波纳米热控薄膜具有优异的透波和辐射热性能。
优选地，所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的厚度为50-500μm，微纳结构尺寸为100nm至5μm，离散相体积比为40-80％。
优选地，所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的连续相所采用的材料为空间耐辐照性能较好且吸收系数较小的有机和/或无机材料，其中，所述有机和/或无机材料的空间耐辐射性能好，1000个ESH辐照后衰减小于10％，太阳谱段吸收系数小于0.01。
更为优选地，所述的有机材料包括硅树脂、氟树脂以及丙烯酸树脂中的一种或多种；所述的无机材料包括硅酸钾、硅酸钠以及硅酸盐胶体中的一种或多种。
优选地，所述的离散相包括ZnO、Al2O3、碳MgO、BaSiO4、ZrO2以及CaCO3的一种或多种。
优选地，在本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜中，所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜在太阳光谱段的太阳吸收比小于等于0.1，红外谱段的半球反射率大于等于0.9，因而，所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜具有优异的辐射散热性能。
优选地，在本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜中，所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜在微波段1GHz至500GHz具有透过性，插损小于等于0.1dB。
优选地，在本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜中，根据权利要求1所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜，其特征在于，所述卫星用高性能透波纳米热控薄膜依次包括防护层、微纳结构体系层、压敏胶层以及pet离型膜保护层。例如：所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜可以采用有机背胶层粘贴，也可以采用硅橡胶粘贴，并且其可以根据应用需求自动裁剪，快速实施。
相应地，本发明另一目的在于提出一种制备上述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的制备方法，所述制备方法包括：
步骤A：微纳结构层制备：采用流延法或熔融法，获得薄膜状态的由离散相和连续相组成的微纳结构层；
步骤B：防护层加工：在步骤A所获得的微纳结构层的一侧表面采用镀覆或流延复合一层保护膜；
步骤C：压敏胶涂布：经步骤B加工后的微纳结构的非防护层所在侧的表面涂布压敏胶层，获得最终的卫星用高性能透波纳米热控薄膜。
另外，本发明另一目的在于提出一种上述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的用途，所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜用于空间航天器。
与现有技术相比，本发明++具有如下的有益效果：
1、本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜插损小，在较宽的谱段范围内具有优异的透波性能。
2、本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜具有优异的散热性能。
3、本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜实现了散热性能和透波性能的统一，并且其制备方法可靠性高，工艺性好，非常适应于卫星微波载荷天线面散热和透波应用需求。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜在实施例1中的结构示意图；
图2为本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜在实施例1中将薄膜应用于某天线表面时的透波纳米热控薄膜示意图；
图3为本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的电子显微镜图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1-6以及对比例1-2
实施例1-6所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜采用如下制备方法制备获得：
步骤A：微纳结构层制备：采用流延法或熔融法，获得薄膜状态的由离散相和连续相组成的微纳结构层；
步骤B：防护层加工：在步骤A所获得的微纳结构层的一侧表面采用镀覆或流延复合一层保护膜；
步骤C：压敏胶涂布：经步骤B加工后的微纳结构的非防护层所在侧的表面涂布压敏胶层，获得最终的卫星用高性能透波纳米热控薄膜。
需要说明的是，在步骤A中，连续相采用的材料为空间耐辐照性能较好且吸收系数较小的有机和/或无机材料(例如：硅树脂、氟树脂、丙烯酸树脂、硅酸钾、硅酸钠、硅酸盐胶体中的一种或多种)，其质量百分比为33～45％；而离散相的相比例为离散相包括ZnO、Al2O3或碳MgO、BaSiO4、ZrO2、CaCO3的一种或多种，其质量百分比为40～52wt％。
在步骤B中，防护层所采用的材料为Ge、氟树脂、SiO2以及硅橡胶的一种或多种，其质量百分比含量为2～5％。
在步骤C中，压敏胶包括了硅橡胶和MQ树脂缩合而成，其质量百分比为5～10％，涂布时，采用在涂布机上与微纳结构层进行背胶实施，固化温度120～180℃，固化时间为2～3min。
需要说明的是，在实施例1-6中，还包括步骤D：在涂布了压敏胶进行固化后，再在压敏胶涂布表面实施一层厚度50μm的pet离型膜，最终获得本案所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜。
各实施例的具体实施方式如下：
实施例1：
步骤A：微纳结构层制备
A组分连续相硅树脂，重量比例38％，溶剂为丙酮，苯，酯的一种，搅拌2小时，溶解后加入B组分ZnO，重量比例45％，粒径范围200nm-2μm，加入固化剂和分散剂，搅拌2小时，温度50℃。混合溶液通过钢带流延机流出，成型温度60℃，成型时间24小时。将制备的薄膜从钢带上分离，获得微纳结构层。
步骤B：防护层镀覆
薄膜表面镀覆锗层，采用磁控溅射，气体压强1.5×10-3torr，阴极功率50kW，镀覆层厚度约500nm，重量比2％。
步骤C：压敏胶涂布
有机硅压敏胶主要由硅橡胶和MQ树脂缩合而成，在涂布机上与微纳结构层进行背胶实施，固化温度150℃，固化时间3min。
固化后再压敏胶涂布表面实施一层厚度50μm的pet离型膜。
实施例2：
步骤A：微纳结构层制备
A组分连续相氟树脂，重量比例35％，溶剂为丙酮、苯以及酯的一种，搅拌2小时，溶解后加入B组分ZrO2，重量比例50％，粒径范围200nm-2μm，加入固化剂和分散剂，搅拌2小时，温度50℃。混合溶液通过钢带流延机流出，成型温度70℃，固化时间24小时。将制备的薄膜从钢带上分离，获得微纳结构层。
步骤B：防护层镀覆
薄膜表面流延一层氟树脂，溶剂为丙酮、苯以及酯的一种，成型温度60℃，固化时间24小时，镀覆层厚度约500nm。
步骤C：压敏胶涂布
有机硅压敏胶主要由硅橡胶和MQ树脂缩合而成，在涂布机上与微纳结构层进行背胶实施，固化温度140℃，固化时间3min，重量比例5％。
固化后再压敏胶涂布表面实施一层厚度50μm的pet离型膜，重量比例5％。
实施例3：
步骤A：微纳结构层制备
A组分连续相硅酸钾，重量比例33％，溶剂为水，搅拌2小时，溶解后加入B组分BaSO4，重量比例52％，粒径范围200nm-2μm，加入固化剂和分散剂，搅拌2小时，温度50℃。混合溶液通过钢带流延机流出，成型温度60℃，成型时间24小时。将制备的薄膜从钢带上分离，获得微纳结构层。
步骤B：防护层镀覆
薄膜表面镀覆锗保护层，采用磁控溅射，气体压强0.8×10-3torr，阴极功率40kW，镀覆层厚度约500nm，重量体积2％。
步骤C：压敏胶涂布
有机硅压敏胶主要由硅橡胶和MQ树脂缩合而成，在涂布机上与微纳结构层进行背胶实施，固化温度160℃，固化时间2min。
固化后再压敏胶涂布表面实施一层厚度50μm的pet离型膜。
实施例4：
步骤A：微纳结构层制备
A组分连续相硅酸纳，重量比例40％，溶剂为水，搅拌2小时，溶解后加入B组分Ca2CO3，重量比例45％，粒径范围200nm-2μm，加入固化剂和分散剂，搅拌2小时，温度50℃。混合溶液通过钢带流延机流出，成型温度60℃，成型时间24小时。将制备的薄膜从钢带上分离，获得微纳结构层。
步骤B：防护层镀覆
薄膜表面镀覆硅防护层，重量比例5％，采用磁控溅射，气体压强1.2×10-3torr，阴极功率50kW，镀覆层厚度约500nm。
步骤C：压敏胶涂布
有机硅压敏胶主要由硅橡胶和MQ树脂缩合而成，在涂布机上与微纳结构层进行背胶实施，固化温度140℃，固化时间2min，重量比例5％。
固化后再压敏胶涂布表面实施一层厚度50μm的pet离型膜，重量比例5％。
实施例5：
步骤A：微纳结构层制备
A组分连续相硅树脂，重量比例45％，溶剂为丙酮，苯，酯的一种，搅拌2小时，溶解后加入B组分Al2O3，重量比例40％，粒径范围200nm-2μm，加入固化剂和分散剂，搅拌2小时，温度50℃。混合溶液通过钢带流延机流出，固化干燥温度50℃，固化时间24小时。将制备的薄膜从钢带上分离，获得微纳结构层。
步骤B：防护层镀覆
薄膜表面涂布一层硅橡胶，重量比例5％，固化温度60℃，固化时间24小时镀覆层，厚度约500nm。
步骤C：压敏胶涂布
有机硅压敏胶主要由硅橡胶和MQ树脂缩合而成，在涂布机上与微纳结构层进行背胶实施，固化温度160℃，固化时1min，重量比例5％。固化后再压敏胶涂布表面实施一层厚度50μm的pet离型膜，重量比例5％。
实施例6：
步骤A：微纳结构层制备
A组分连续相丙烯酸树脂，重量比例40％，加入B组分SiO2，重量比例45％，粒径范围200nm-2μm，加入固化剂和分散剂，充分混合24小时，温度50℃。混合颗粒通过挤出机熔融挤出，熔融温度220℃，流延至钢辊上冷却成膜，得到微纳结构层。
步骤B：防护层镀覆
薄膜表面镀覆锗防护层，重量比例2％，采用磁控溅射，气体压强1.5×10-3torr，阴极功率50kW，镀覆层厚度约500nm。
步骤C：压敏胶涂布
有机硅压敏胶主要由硅橡胶和MQ树脂缩合而成，在涂布机上与微纳结构层进行背胶实施，固化温度150℃，固化时间3min，重量比例8％。
固化后再压敏胶涂布表面实施一层厚度50μm的pet离型膜，重量比例5％。
对比例1：50μm的聚酰亚胺薄膜表面进行磁控溅射镀锗以及压敏胶涂布，其中，气体压强1×10-3torr，阴极功率60kW，镀锗厚度500nm；
对比例2：100μm的聚酰亚胺薄膜表面进行磁控溅射镀锗以及压敏胶涂布，其中，气体压强1×10-3torr，阴极功率80kW，镀锗厚度600nm。
其中，表1列出了实施例1-6的卫星用高性能透波纳米热控薄膜中的具体组分含量。
表1.
Figure BDA0002632288880000071
Figure BDA0002632288880000081
表2列出了实施例1-6的卫星用高性能透波纳米热控薄膜中的制备工艺中涉及的具体工艺参数。
表2.
Figure BDA0002632288880000082
表3列出了实施例1-6的卫星用高性能透波纳米热控薄膜以及对比例1、2的对比薄膜的性能参数。
表3.
Figure BDA0002632288880000091
由表3可以看出，本案各实施例的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的厚度为150-300μm，纳米结构尺寸为200-2000nm，离散相有序分布，相体积比为40％-52％。相较于对比例1、2而言，由于其没有本案所述的微纳结构层，因此，其辐射散热性能与透波率均不如本案。由表3可以看出，本案各实施例具有优异的辐射散热性能，在太阳光谱段的太阳吸收比小于等于0.10，红外谱段的半球反射率大于等于0.90。并且其透波率高，即在微波段1GHz至500GHz具有透过性，插损小于等于0.1dB。
此外，图1为本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜在实施例1中的结构示意图。
如图1所示，实施例1的卫星用高性能透波纳米热控薄膜包括防护层1、微纳结构层2、压敏胶3以及离型膜保护层4组成。实施例1的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的厚度300μm，微纳结构尺寸200nm至2μm，有序分布，离散相体积比45％。并且实施例1的卫星用高性能纳米热控薄膜由连续相材料为空间耐辐照性能较好且吸收系数较小硅树脂，离散相为氧化硅，离散相氧化硅间具有空隙。插损可小于0.1dB。该卫星用高性能透波纳米热控薄膜含有机硅背胶层和离型保护膜，可根据应用需求自动裁剪，快速实施。
图2本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜在实施例1中将薄膜应用于某天线表面时的透波纳米热控薄膜示意图。
如图2示，图中附图标记11表示天线表面，图中附图标记12表示本案的卫星用高性能透波纳米热控薄膜。在实际应用时可以看出，由于天线表面11本身有缝隙，容易陷光，因而，导致不覆盖本案的卫星用高性能透波纳米热控薄膜时，天线表面11的太阳照射时吸收热量较大，太阳直照时，表面温度接近90℃，不满足温度指标要求，而当覆盖上本案的卫星用高性能透波纳米热控薄膜12后，由于有机硅压敏胶进行贴覆，太阳直照时，表面温度约为20℃，温度适宜，由此说明了本案的散热性能好，且透波性能佳，非常适应于卫星微波载荷天线面散热和透波应用需求。
图3为本发明所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的电子显微镜图。
如图3所示，该卫星用高性能透波纳米热控薄膜的微纳结构体为有序等级分布，且其厚度为150-300μm，纳米结构尺寸为200-2000nm，离散相有序分布，相体积比为45％。
需要说明的是，本发明的保护范围中现有技术部分并不局限于本申请文件所给出的实施例，所有不与本发明的方案相矛盾的现有技术，包括但不局限于在先专利文献、在先公开出版物，在先公开使用等等，都可纳入本发明的保护范围。
此外，本案中各技术特征的组合方式并不限本案权利要求中所记载的组合方式或是具体实施例所记载的组合方式，本案记载的所有技术特征可以以任何方式进行自由组合或结合，除非相互之间产生矛盾。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (3)

1.一种卫星用高性能透波纳米热控薄膜，其特征在于，其包括连续相和离散相所组成的微纳结构体系；
其中，所述微纳结构体系采用流延法或熔融法制备获得，微纳结构为有序等级分布；
所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的连续相所采用的材料为空间耐辐照性能较好且吸收系数较小的有机和/或无机材料，其中，1000个ESH辐照后衰减小于10%，太阳谱段吸收系数小于0.01；
所述的有机材料包括硅树脂、丙烯酸树脂中的一种或多种；所述的无机材料包括硅酸钾、硅酸钠以及硅酸盐胶体中的一种或多种；
所述的离散相包括Al2O3、BaSO4、CaCO3的一种或多种；
所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的厚度为50-500μm，微纳结构尺寸为100nm至5μm，离散相体积比为40-80%；
所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜在太阳光谱段的太阳吸收比小于0.1，红外谱段的半球反射率大于等于0.9；
所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜在微波段1GHz至500GHz具有透过性，插损小于等于0.1dB；
所述卫星用高性能透波纳米热控薄膜依次包括防护层、微纳结构体系层、压敏胶层以及pet离型膜保护层；
所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的制备方法包括：
步骤A：微纳结构层制备：采用流延法或熔融法，获得薄膜状态的由离散相和连续相组成的微纳结构层；
步骤B：防护层加工：在步骤A所获得的微纳结构层的一侧表面采用镀覆或流延复合一层保护膜；
步骤C：压敏胶涂布：经步骤B加工后的微纳结构的非防护层所在侧的表面涂布压敏胶层，获得最终的卫星用高性能透波纳米热控薄膜。
2.一种制备如权利要求1所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的制备方法，其特征在于，所述制备方法包括：
步骤A：微纳结构层制备：采用流延法或熔融法，获得薄膜状态的由离散相和连续相组成的微纳结构层；
步骤B：防护层加工：在步骤A所获得的微纳结构层的一侧表面采用镀覆或流延复合一层保护膜；
步骤C：压敏胶涂布：经步骤B加工后的微纳结构的非防护层所在侧的表面涂布压敏胶层，获得最终的卫星用高性能透波纳米热控薄膜。
3.一种如权利要求1所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜的用途，其特征在于，所述的卫星用高性能透波纳米热控薄膜用于空间航天器。
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