JP5230138B2 - 熱制御コーティング、コンポーネントの温度を制御する方法、および熱制御コーティングを含む宇宙船のコンポーネント - Google Patents
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Description
熱制御コーティング、コンポーネントの温度を制御する方法、および熱制御コーティングを含む宇宙船のコンポーネントに関する。
背景
宇宙船の１つ以上のコンポーネントにおける熱制御のための既存の方法および装置が存在する。これらの方法および装置のうちいくつかは、熱制御を維持するために不変コンダクタンスヒートパイプおよび可変コンダクタンスヒートパイプなどのヒートパイプを利用する。他の方法および装置は、鏡、塗料、コーティングおよび多層断熱ブランケットなどの熱制御面を利用する。さらに他の方法および装置は、ヒータ、機械式ルーバおよび相変化材料を利用する。
宇宙船の１つ以上のコンポーネントにおける熱制御のための既存の方法および装置が存在する。これらの方法および装置のうちいくつかは、熱制御を維持するために不変コンダクタンスヒートパイプおよび可変コンダクタンスヒートパイプなどのヒートパイプを利用する。他の方法および装置は、鏡、塗料、コーティングおよび多層断熱ブランケットなどの熱制御面を利用する。さらに他の方法および装置は、ヒータ、機械式ルーバおよび相変化材料を利用する。
これらの熱制御ツールは、局所的なまたは電子レベルの制御とサブシステムまたは宇宙船レベルの制御とにグループ分けされることができる。たとえば、相変化材料は電子レベルで使用されてもよく、不変コンダクタンスヒートパイプは電子機器の熱を分散させるために使用されてもよい。記載される残りの方法および装置は、サブシステムまたは宇宙船レベルの制御であると考えられることができる。
鏡および熱塗料またはコーティングから作られる熱放射体は、熱を拒絶する大きさであり得るが、低温の期間または停止時に最低温度を維持するためにヒータを必要とする場合がある。多くの商業衛星は、最低動作温度を上回る温度に電子機器を維持するために４００から５００ワットをヒータ電力に割当てる。多層耐熱ブランケットは、隔離するためおよび／または熱損失を最小にするために使用され得る。衛星の熱制御は、これらの熱制御ツールのすべての組合せを利用できる。
機械式ルーバは通常、信頼性、操作上の制約および重量の問題のために、衛星の熱制御で使用されることはない。可変コンダクタンスヒートパイプは、温度作動熱制御を使用できる。しかしながら、コンデンサがパイプのコンダクタンスを制御するために可変コンダクタンスヒートアセンブリが加熱および冷却を必要とする場合があるので、電力の問題、重量コストおよび／またはシステム設計の複雑さの増大が存在し得る。
熱条件を制御するための既存の方法および／または装置の１つ以上において１つ以上の問題を解決できる熱制御装置または方法が必要である。
概要
この発明の一局面では、少なくとも１つのサーモクロミック多層コーティングと少なくとも１つの太陽光拒絶多層コーティングとの組合せを備える熱制御コーティングが提供される。
この発明の一局面では、少なくとも１つのサーモクロミック多層コーティングと少なくとも１つの太陽光拒絶多層コーティングとの組合せを備える熱制御コーティングが提供される。
別の局面では、この発明はコンポーネントの温度を制御する方法を開示する。１つのステップにおいて、コーティングが提供される。このコーティングは、少なくとも１つの太陽光拒絶多層コーティングと少なくとも１つのサーモクロミック多層コーティングとを備
える。別のステップにおいて、コーティングはコンポーネントおよび表面のうち少なくとも１つの上に施される。
える。別のステップにおいて、コーティングはコンポーネントおよび表面のうち少なくとも１つの上に施される。
この発明のさらなる局面では、コーティングを有する宇宙船のコンポーネントが提供される。このコーティングは、二酸化バナジウムおよびシリコンが交互になった層を備える少なくとも１つのサーモクロミック多層コーティングと、フッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛が交互になった層を備える少なくとも１つの太陽光拒絶多層コーティングとの組合せを含む。
詳細な説明
この発明の一実施の形態では、図１に示されるように、熱制御コーティング１０が提供される。熱制御コーティング１０は、宇宙船の１つ以上の部分、表面またはコンポーネントを覆う場合もあれば、またはそれらを覆うように適合される場合もある。他の実施の形態では、熱制御コーティングは、航空機などの各種の他の用途で、および住宅冷却用の「スカイ（sky）」ラジエータなどの他の非航空用途で使用されてもよい。熱制御コーティング１０は、どのような特性が特定の使用の用途に必要であるかに応じて特定の温度で特定の熱放射率および／または太陽光吸収特性を有するように適合され得る。この用途の目的で、「熱制御コーティング」という用語は、対象物へのおよび対象物からの熱放射を制御するために適切なスペクトル特性を有するコーティングであってもよく、「太陽光吸収」という用語は太陽エネルギの吸収であってもよく（一実施の形態では、その波長は．２５から２．５ミクロンであってもよい）、「太陽光拒絶」という用語は太陽エネルギの反射であってもよく（一実施の形態では、その波長は．２５から２．５ミクロンであってもよい）、「熱放射率」という用語は熱放射の吸収または放出であってもよい（一実施の形態では、その波長は２．５から２５ミクロンであってもよい）。
この発明の一実施の形態では、図１に示されるように、熱制御コーティング１０が提供される。熱制御コーティング１０は、宇宙船の１つ以上の部分、表面またはコンポーネントを覆う場合もあれば、またはそれらを覆うように適合される場合もある。他の実施の形態では、熱制御コーティングは、航空機などの各種の他の用途で、および住宅冷却用の「スカイ（sky）」ラジエータなどの他の非航空用途で使用されてもよい。熱制御コーティング１０は、どのような特性が特定の使用の用途に必要であるかに応じて特定の温度で特定の熱放射率および／または太陽光吸収特性を有するように適合され得る。この用途の目的で、「熱制御コーティング」という用語は、対象物へのおよび対象物からの熱放射を制御するために適切なスペクトル特性を有するコーティングであってもよく、「太陽光吸収」という用語は太陽エネルギの吸収であってもよく（一実施の形態では、その波長は．２５から２．５ミクロンであってもよい）、「太陽光拒絶」という用語は太陽エネルギの反射であってもよく（一実施の形態では、その波長は．２５から２．５ミクロンであってもよい）、「熱放射率」という用語は熱放射の吸収または放出であってもよい（一実施の形態では、その波長は２．５から２５ミクロンであってもよい）。
熱制御コーティング１０は、少なくとも１つのサーモクロミック多層コーティング１２と少なくとも１つの太陽光拒絶多層コーティング１４とを備え得る。サーモクロミック多層コーティング１２は、アルミニウム（Ａｌ）からなる１つ以上の層に加えて、二酸化バナジウム（ＶＯ2）およびシリコン（Ｓｉ）からなる層を備え得る。これらの層は交互になっていてもよい。他の実施の形態では、さまざまな構成および／または異なる物質からなるさまざまな層が使用されてもよい。図２は、一実施の形態について、サーモクロミック多層コーティング１２における二酸化バナジウムおよびシリコンが交互になった層の厚さおよびアルミニウムからなる層の厚さを示す表を含む。異なる実施の形態では、さまざまな厚さの層が利用されてもよい。
二酸化バナジウムは、摂氏６８度の転移温度で半導体から金属への相転移を経る可能性がある。図３は、転移温度を下回る温度および転移温度を上回る温度の二酸化バナジウムの光学的特性を示す。屈折の指数はｎで表わされ、吸光係数はｋで表わされる。
太陽光拒絶多層コーティング１４は、フッ化マグネシウム（ＭｇＦ2）および硫化亜鉛（ＺｎＳ）からなる層を備え得る。これらの層は交互になっていてもよい。他の実施の形態では、さまざまな構成および／または異なる物質からなるさまざまな層が使用されてもよい。これらの代替的な物質のうちいくつかは、ＢｉＦ3、ＣａＦ2、ＣｅＯ2、ＣｅＦ3、Ｎａ3ＡＬＦ6、ＧｄＦ3、ＨｆＯ2、ＬａＦ3、ＰｂＣｌ2、ＰｂＦ2、ＭｇＦ2、ＳｍＦ3、Ｓｃ2Ｏ3、ＮａＦ、ＺｎＳ、および／またはＺｒＯ2を含んでもよい。図４は、一実施の形態について、太陽光拒絶多層コーティング１４の異なる領域におけるフッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛が交互になった層の厚さを示す表を含む。異なる実施の形態では、さまざまな厚さの層が利用されてもよい。
一実施の形態では、熱制御コーティング１０の外層はフッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛が交互になった層を備え得るのに対して、内層は二酸化バナジウムおよびシリコンが交互になった層を備え得る。異なる実施の形態では、層の構成は変更されてもよく、および／または異なる物質が使用されてもよい。
熱制御コーティング１０は、サーモクロミック多層コーティング１２の熱放射率および／または太陽光拒絶多層コーティング１４の太陽光吸収率が実質的に変化する転移温度を有し得る。一実施の形態では、その転移温度で、サーモクロミック多層コーティング１２の熱放射率は実質的に変化し得るが、太陽光拒絶多層コーティング１４の太陽光吸収率は実質的に同じ状態のままであり得る。転移温度は摂氏約６８度であってもよい。別の実施の形態では、転移温度はおよそ室温であってもよく、および／または摂氏約３０度であってもよい。他の実施の形態では、さまざまな転移温度が利用されてもよい。
図５および図６は、摂氏６８度の転移温度を下回る温度および摂氏６８度の転移温度を上回る温度についてそれぞれに、フッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛が交互になった層から作られる太陽光拒絶多層コーティング１４の太陽光拒絶特性の一実施の形態を示す。太陽光拒絶コーティング１４は、（．２５から２．５ミクロンであってもよい）太陽光領域では反射性および不透明であってもよく、（２．５から２５ミクロンであってもよい）赤外線領域では透明であってもよい。その結果、熱制御コーティング１０の太陽光吸収特性は、温度および／または熱制御コーティング１０が上に堆積される材料から実質的に独立しているであろう。
一実施の形態では、太陽光拒絶多層コーティング１４は、太陽光領域では実質的に不透明および反射性であってもよく、赤外線領域では実質的に透明であってもよい。太陽光領域は．２５から２．５ミクロンの範囲であってもよく、赤外線領域は実質的には２．５から２５ミクロンの範囲であってもよい。他の実施の形態では、太陽光拒絶多層コーティング１４の可視性特性ならびに太陽光領域および赤外線領域の波長範囲のうち１つ以上は変化してもよい。
図７および図８は、摂氏６８度の転移温度を下回る温度および摂氏６８度の転移温度を上回る温度についてそれぞれに、二酸化バナジウムおよびシリコンが交互になった層から作られるサーモクロミック多層コーティング１２の熱放射率特性の一実施の形態を示す。サーモクロミックコーティング１２は、転移温度での黒体放射に基づいて、転移温度を上回る温度では放射率が高く、転移温度を下回る温度では放射率が低くなるように最適化され得る。
サーモクロミック多層コーティング１２の熱放射率は、転移温度を下回る温度では実質的に０．０５から０．１５の範囲であってもよく、転移温度を上回る温度では実質的に０．８から１．０の範囲であってもよい。熱放射率は、表面温度で放出される総黒体エネルギの一部であり得る。太陽光拒絶多層コーティング１４の太陽光吸収率は、転移温度を上回る温度および転移温度を下回る温度の両方で実質的に０．０５から０．１５の範囲にとどまっていてもよい。太陽光吸収率は、表面で吸収される総太陽エネルギの一部であり得る。別の実施の形態では、サーモクロミック多層コーティング１２の熱放射率は転移温度を下回る温度では約０．１であってもよく、転移温度を上回る温度では約０．８であってもよいのに対して、太陽光拒絶多層コーティング１４の太陽光吸収率は転移温度を上回る温度および転移温度を下回る温度の両方で約０．１であってもよい。他の実施の形態では、サーモクロミック多層コーティング１２の熱放射率および太陽光拒絶多層コーティング１４の太陽光吸収率は変化してもよい。
熱放射率および太陽光吸収率のグラフをそれぞれに示す図９および図１０に示されるよ
うに、転移温度２０を下回る温度では低い太陽光吸収率１６および低い熱放射率１８を示すように、および転移温度２０を上回る温度では低い太陽光吸収率２２および高い熱放射率２４を示すように熱制御コーティング１０を設計することによって、熱制御コーティング１０は、電力要件を持たず、熱制御コーティング１０が利用される機器に対する重量の影響が最小限である受動型温度作動熱制御装置の役割を果たすことができる。このような態様で、熱制御コーティング１０は、低い太陽光吸収率を維持しながら、温度に応じて熱放射率の切換をもたらすことができる。低温では、熱制御コーティング１０は、熱損失を最小にするために、太陽光吸収率が低くかつ熱放射率が低い磨かれたアルミニウム面と実質的に同様の特性を示し得る。高温では、熱制御コーティング１０は、熱の拒絶を最大にし、太陽からの加熱を最小にするために、太陽光吸収率が低くかつ熱放射率が高い銀−石英の鏡面と実質的に同様の特性を示し得る。
うに、転移温度２０を下回る温度では低い太陽光吸収率１６および低い熱放射率１８を示すように、および転移温度２０を上回る温度では低い太陽光吸収率２２および高い熱放射率２４を示すように熱制御コーティング１０を設計することによって、熱制御コーティング１０は、電力要件を持たず、熱制御コーティング１０が利用される機器に対する重量の影響が最小限である受動型温度作動熱制御装置の役割を果たすことができる。このような態様で、熱制御コーティング１０は、低い太陽光吸収率を維持しながら、温度に応じて熱放射率の切換をもたらすことができる。低温では、熱制御コーティング１０は、熱損失を最小にするために、太陽光吸収率が低くかつ熱放射率が低い磨かれたアルミニウム面と実質的に同様の特性を示し得る。高温では、熱制御コーティング１０は、熱の拒絶を最大にし、太陽からの加熱を最小にするために、太陽光吸収率が低くかつ熱放射率が高い銀−石英の鏡面と実質的に同様の特性を示し得る。
熱制御コーティング１０を実現することによって、温度を調節するために装置および／またはシステムを使用する必要がなくなる可能性がある。このような態様で、この発明は、コストの低減、重量の低減、電気の使用の低減、信頼性の欠如の低減、および／または１つ以上の他の問題の低減など、１つ以上の先行技術のシステムにおける１つ以上の問題を低減できる。
別の実施の形態では、熱制御コーティング１０は、サーモクロミック多層コーティング１２の熱放射率および／または太陽光拒絶多層コーティング１４の太陽光吸収率が実質的に変化する複数の転移温度を有してもよい。複数の転移温度を有することによって、さまざまな熱放射率および太陽光吸収率特性をさまざまな温度で達成できる。複数の転移温度を有する一実施の形態では、各転移温度において、太陽光拒絶多層コーティング１４の太陽光吸収率は実質的に同じ状態のままであり得るのに対して、サーモクロミック多層コーティング１２の熱放射率は実質的に変化し得る。
熱制御コーティング１０の転移温度を変化させるために、合金化および／またはドーピングプロセスの際に１つ以上の物質が熱制御コーティング１０に加えられてもよい。加えられる物質は、タングステン（Ｗ）、鉄（Ｆｅ）、および／またはモリブデン（Ｍｏ）のうち少なくとも１つを含み得る。他の実施の形態では、熱制御コーティング１０の転移温度を変化させるためにさまざまな量のさまざまな物質が利用されてもよい。このような態様で、熱制御コーティングの転移温度を特定の用途に合わせて微調整できる。
図１１は、コンポーネントの温度を制御するための方法２８の一実施の形態を示す。この方法は、少なくとも１つの太陽光拒絶多層コーティングと少なくとも１つのサーモクロミック多層コーティングとを備えるコーティングを提供するステップ３０を含み得る。コーティングは、本明細書に開示される熱制御コーティング１０の実施の形態のうちのいずれかを備え得る。この方法はさらに、コーティングをコンポーネントの上に施すステップ３２を含み得る。このコンポーネントは、宇宙船のコンポーネントおよび／または宇宙船の表面を含み得る。他の実施の形態では、コンポーネントは他の宇宙船でない用途で使用されてもよい。この方法は、温度が転移温度を上回る温度および転移温度を下回る温度の両方に変化するステップも含み得る。太陽光拒絶多層コーティング１４の太陽光吸収率は転移温度を上回る温度および転移温度を下回る温度の両方で実質的に同じ状態のままであり得るのに対して、サーモクロミック多層コーティング１２の熱放射率は転移温度を上回る温度および転移温度を下回る温度で実質的に変化し得る。
もちろん、上述したことはこの発明の例示的な実施の形態に関し、特許請求の範囲に説明されるこの発明の精神および範囲から逸脱することなく修正がなされ得ることを理解すべきである。
また、本発明は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
少なくとも１つのサーモクロミック多層コーティングと少なくとも１つの太陽光拒絶多層コーティングとの組合せを備える熱制御コーティング。
（態様２）
前記サーモクロミック多層コーティングは、二酸化バナジウムおよびシリコンからなる層を備える、態様１に記載の熱制御コーティング。
（態様３）
二酸化バナジウムおよびシリコンからなる前記層は交互になっている、態様２に記載の熱制御コーティング。
（態様４）
前記サーモクロミック多層コーティングはさらに、アルミニウムからなる１つ以上の層を備える、態様１から３のいずれかに記載の熱制御コーティング。
（態様５）
前記太陽光拒絶多層コーティングは、フッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛からなる層を備える、態様１に記載の熱制御コーティング。
（態様６）
前記太陽光拒絶多層コーティングは、フッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛からなる層を備える、態様１または２に記載の熱制御コーティング。
（態様７）
前記熱制御コーティングの外層はフッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛が交互になった層を備え、内層は二酸化バナジウムおよびシリコンが交互になった層を備える、態様６に記載の熱制御コーティング。
（態様８）
前記熱制御コーティングは、太陽光拒絶多層コーティングの太陽光吸収率が実質的に同じ状態のままであっても、サーモクロミック多層コーティングの熱放射率が実質的に変化する転移温度を有する、態様１から７のいずれかに記載の熱制御コーティング。
（態様９）
前記転移温度は摂氏約６８度である、態様８に記載の熱制御コーティング。
（態様１０）
前記太陽光吸収率は、前記転移温度を上回る温度および前記転移温度を下回る温度の両方で実質的に０．０５から０．１５の範囲である、態様８に記載の熱制御コーティング。
（態様１１）
前記熱放射率は、前記転移温度を下回る温度で実質的に０．０５から０．１５の範囲であり、前記転移温度を上回る温度で実質的に０．８から１．０の範囲である、態様８または１０に記載の熱制御コーティング。
（態様１２）
前記太陽光吸収率は、前記転移温度を上回る温度および前記転移温度を下回る温度の両方で約０．１であり、前記熱放射率は、前記転移温度を下回る温度で約０．１であり、前記転移温度を上回る温度で約０．８である、態様８に記載の熱制御コーティング。
（態様１３）
前記転移温度は、室温および摂氏約３０度のうち少なくとも１つである、態様８に記載の熱制御コーティング。
（態様１４）
前記熱制御コーティングは、前記転移温度の各々において、太陽光拒絶多層コーティングの太陽光吸収率が実質的に同じ状態のままであっても、サーモクロミック多層コーティングの熱放射率が実質的に変化する複数の転移温度を有する、態様１から８のいずれかに記載の熱制御コーティング。
（態様１５）
前記コーティングは、コンポーネントの一部、宇宙船のコンポーネントおよび宇宙船の表面のうち少なくとも１つを覆う、態様１から１４のいずれかに記載の熱制御コーティング。
（態様１６）
前記転移温度を変化させるために少なくとも１つの物質が前記熱制御コーティングに加えられる、態様８に記載の熱制御コーティング。
（態様１７）
前記物質は、タングステン、鉄、およびモリブデンのうち少なくとも１つを含む、態様１６に記載の熱制御コーティング。
（態様１８）
前記太陽光拒絶多層コーティングは、太陽光領域では実質的に不透明および反射性であり、赤外線領域では実質的に透明である、態様１または８のいずれかに記載の熱制御コーティング。
（態様１９）
前記太陽光拒絶多層コーティングは、実質的に０．２５から２．５ミクロンの範囲の波長で実質的に不透明および反射性であり、実質的に２．５から２５ミクロンの範囲の波長で実質的に透明である、態様１８に記載の熱制御コーティング。
（態様２０）
コンポーネントの温度を制御する方法であって、
態様１から１９のいずれかに記載の熱制御コーティングを提供することを備える、方法。
（態様２１）
温度が転移温度を上回る温度および転移温度を下回る温度の両方に変化するステップをさらに備え、太陽光拒絶多層コーティングの太陽光吸収率は前記転移温度を上回る温度および前記転移温度を下回る温度の両方で実質的に同じ状態のままであっても、サーモクロミック多層コーティングの熱放射率は転移温度を上回る温度および転移温度を下回る温度で実質的に変化する、態様２０に記載の方法。
（態様２２）
態様１から１９のいずれかに記載の熱制御コーティングを含む宇宙船のコンポーネント。
また、本発明は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
少なくとも１つのサーモクロミック多層コーティングと少なくとも１つの太陽光拒絶多層コーティングとの組合せを備える熱制御コーティング。
（態様２）
前記サーモクロミック多層コーティングは、二酸化バナジウムおよびシリコンからなる層を備える、態様１に記載の熱制御コーティング。
（態様３）
二酸化バナジウムおよびシリコンからなる前記層は交互になっている、態様２に記載の熱制御コーティング。
（態様４）
前記サーモクロミック多層コーティングはさらに、アルミニウムからなる１つ以上の層を備える、態様１から３のいずれかに記載の熱制御コーティング。
（態様５）
前記太陽光拒絶多層コーティングは、フッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛からなる層を備える、態様１に記載の熱制御コーティング。
（態様６）
前記太陽光拒絶多層コーティングは、フッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛からなる層を備える、態様１または２に記載の熱制御コーティング。
（態様７）
前記熱制御コーティングの外層はフッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛が交互になった層を備え、内層は二酸化バナジウムおよびシリコンが交互になった層を備える、態様６に記載の熱制御コーティング。
（態様８）
前記熱制御コーティングは、太陽光拒絶多層コーティングの太陽光吸収率が実質的に同じ状態のままであっても、サーモクロミック多層コーティングの熱放射率が実質的に変化する転移温度を有する、態様１から７のいずれかに記載の熱制御コーティング。
（態様９）
前記転移温度は摂氏約６８度である、態様８に記載の熱制御コーティング。
（態様１０）
前記太陽光吸収率は、前記転移温度を上回る温度および前記転移温度を下回る温度の両方で実質的に０．０５から０．１５の範囲である、態様８に記載の熱制御コーティング。
（態様１１）
前記熱放射率は、前記転移温度を下回る温度で実質的に０．０５から０．１５の範囲であり、前記転移温度を上回る温度で実質的に０．８から１．０の範囲である、態様８または１０に記載の熱制御コーティング。
（態様１２）
前記太陽光吸収率は、前記転移温度を上回る温度および前記転移温度を下回る温度の両方で約０．１であり、前記熱放射率は、前記転移温度を下回る温度で約０．１であり、前記転移温度を上回る温度で約０．８である、態様８に記載の熱制御コーティング。
（態様１３）
前記転移温度は、室温および摂氏約３０度のうち少なくとも１つである、態様８に記載の熱制御コーティング。
（態様１４）
前記熱制御コーティングは、前記転移温度の各々において、太陽光拒絶多層コーティングの太陽光吸収率が実質的に同じ状態のままであっても、サーモクロミック多層コーティングの熱放射率が実質的に変化する複数の転移温度を有する、態様１から８のいずれかに記載の熱制御コーティング。
（態様１５）
前記コーティングは、コンポーネントの一部、宇宙船のコンポーネントおよび宇宙船の表面のうち少なくとも１つを覆う、態様１から１４のいずれかに記載の熱制御コーティング。
（態様１６）
前記転移温度を変化させるために少なくとも１つの物質が前記熱制御コーティングに加えられる、態様８に記載の熱制御コーティング。
（態様１７）
前記物質は、タングステン、鉄、およびモリブデンのうち少なくとも１つを含む、態様１６に記載の熱制御コーティング。
（態様１８）
前記太陽光拒絶多層コーティングは、太陽光領域では実質的に不透明および反射性であり、赤外線領域では実質的に透明である、態様１または８のいずれかに記載の熱制御コーティング。
（態様１９）
前記太陽光拒絶多層コーティングは、実質的に０．２５から２．５ミクロンの範囲の波長で実質的に不透明および反射性であり、実質的に２．５から２５ミクロンの範囲の波長で実質的に透明である、態様１８に記載の熱制御コーティング。
（態様２０）
コンポーネントの温度を制御する方法であって、
態様１から１９のいずれかに記載の熱制御コーティングを提供することを備える、方法。
（態様２１）
温度が転移温度を上回る温度および転移温度を下回る温度の両方に変化するステップをさらに備え、太陽光拒絶多層コーティングの太陽光吸収率は前記転移温度を上回る温度および前記転移温度を下回る温度の両方で実質的に同じ状態のままであっても、サーモクロミック多層コーティングの熱放射率は転移温度を上回る温度および転移温度を下回る温度で実質的に変化する、態様２０に記載の方法。
（態様２２）
態様１から１９のいずれかに記載の熱制御コーティングを含む宇宙船のコンポーネント。
１０ 熱制御コーティング
１２ サーモクロミック多層コーティング
１４ 太陽光拒絶多層コーティング
１２ サーモクロミック多層コーティング
１４ 太陽光拒絶多層コーティング
Claims (9)
- 少なくとも１つのサーモクロミック多層コーティングと少なくとも１つの太陽光拒絶多層コーティングとの組合せを備える熱制御コーティングであって、
該サーモクロミック多層コーティングは二酸化バナジウムとシリコンからなる層を備え、
該サーモクロミック多層コーティングの２．５ミクロンから２５ミクロンの範囲の波長における熱放射率は、二酸化バナジウムの半導体から金属への相転移温度を下回る温度で０．０５から０．１５の範囲であり、該相転移温度を上回る温度では０．８から１．０の範囲にあり、
該太陽光拒絶多層コーティングの０．２５ミクロンから２．５ミクロンの範囲の波長における太陽光吸収率は、該相転移温度を上回る温度および下回る温度の両方で、０．０５から０．１５の範囲である、熱制御コーティング。 - 二酸化バナジウムおよびシリコンからなる前記層は交互になっている、請求項１に記載の熱制御コーティング。
- 前記サーモクロミック多層コーティングはさらに、アルミニウムからなる１つ以上の層を備える、請求項１または２に記載の熱制御コーティング。
- 前記太陽光拒絶多層コーティングは、フッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛からなる層を備える、請求項１から３のいずれかに記載の熱制御コーティング。
- 前記太陽光拒絶多層コーティングはフッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛が交互になった層を備え、サーモクロミック多層コーティングは二酸化バナジウムおよびシリコンが交互になった層を備える、請求項４に記載の熱制御コーティング。
- コンポーネントの温度を制御する方法であって、
コーティングを提供することと、
該コーティングをコンポーネントと表面のうちの少なくとも一方の上に施すこととを有し、
該コーティングは少なくとも１つの太陽光拒絶多層コーティングと少なくとも１つのサーモクロミック多層コーティングとを備え、
該サーモクロミック多層コーティングは二酸化バナジウムとシリコンからなる層を備え、
該サーモクロミック多層コーティングの２．５ミクロンから２５ミクロンの範囲の波長における、ＡＳＴＭ Ｅ １５８５熱放射標準式で計算された熱放射率は、二酸化バナジウムの半導体から金属への相転移温度を下回る温度で０．０５から０．１５の範囲であり、該相転移温度を上回る温度では０．８から１．０の範囲にあり、
該１つの太陽光拒絶多層コーティングの０．２５ミクロンから２．５ミクロンの範囲の波長における、ＡＳＴＭ Ｅ ９０３熱吸収標準式で計算された太陽光吸収率は、該相転移温度を上回る温度および下回る温度の両方で、０．０５から０．１５の範囲である、方法。 - コーティングを含む宇宙船のコンポーネントであって、該コーティングは少なくとも１つのサーモクロミック多層コーティングと、少なくとも１つの太陽光拒絶多層コーティングとの組合せを含み、
該サーモクロミック多層コーティングは二酸化バナジウムおよびシリコンの交互の層を備え、
該太陽光拒絶多層コーティングは、フッ化マグネシウムおよび硫化亜鉛の交互の層を備え、
該サーモクロミック多層コーティングの２．５ミクロンから２５ミクロンの範囲の波長における熱放射率は、二酸化バナジウムの半導体から金属への相転移温度を下回る温度で０．０５から０．１５の範囲であり、該相転移温度を上回る温度では０．８から１．０の範囲にあり、
該太陽光拒絶多層コーティングの０．２５ミクロンから２．５ミクロンの範囲の波長における太陽光吸収率は、該相転移温度を上回る温度および下回る温度の両方で、０．０５から０．１５の範囲である、航空機のコンポーネント。 - 前記太陽光拒絶多層コーティングは、太陽光領域では実質的に不透明であり反射性であり、赤外線領域では実質的に透明である請求項６に記載の方法。
- 前記太陽光拒絶多層コーティングは、０．２５ミクロンから２．５ミクロンの範囲の波長で実質的に不透明および反射性であり、実質的に２．５ミクロンから２５ミクロンの範囲の波長で実質的に透明である請求項６記載の方法。
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