CN110697088B - 一种航天器热盾迎日面的热控涂层 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种航天器热盾的热控涂层，旨在提供一种辐射散热效果好的航天器热盾迎日面的热控涂层。它包括使用时设置于热盾迎日面上、耐高温且太阳辐射反射率高的金属膜层，以及设置于金属膜层表面的特制氧化铝陶瓷涂层；航天器距离太阳最近时热盾迎日面热控涂层平均温度为T，温度为T的黑体的热辐射本领最大值相对应的波长为y，所述特制氧化铝陶瓷涂层在温度为T时，所有晶粒的等效圆直径的集合为X，X⊆[0.98*y，1.02*y]。本发明适用于各种需要进入距离太阳表面为50倍太阳半径的区域内的近距离探测太阳航天器的热盾迎日面的热防护使用。

Description

一种航天器热盾迎日面的热控涂层

技术领域

本发明涉及近日探测器技术领域，尤其是涉及一种航天器热盾迎日面的热控涂层。

背景技术

地球生物几乎所有的活动都依赖来自太阳的能量，太阳上的任何活动与变化，都在以各种各样的方式影响着人类生活与周边环境的安全。随着无线通信、卫星导航、互联网等现代高科技系统的广泛应用，太阳耀斑、日冕物质抛射等太阳爆发产生的高能带电粒子对人类生活的影响越发明显，类似“卡灵顿事件”、“1989魁北克事件”等强太阳活动事件会严重影响现代人类生活乃至生存质量。为应对强烈太阳活动未来对人类的潜在影响，需要对太阳活动规律进行越来越严密监测研究并提前预警。美国东部时间2018年8月12日3:31am，美国帕克太阳探测器(Parker Solar Probe)在Florida Caraveral肯尼迪航天中心发射升空。探测器将在近日点在距离太阳表面8.5个太阳半径的小倾角椭圆轨道上运行，首次对日冕、太阳风等太阳活动进行近距离的实测研究。中国科学院云南天文台首席科学家林隽首次提出了太阳爆发抵近探测太阳项目，该项目将发射太阳爆发抵近探测器对太阳大气以及发生在其中的剧烈活进行前所未有的近距离测量。随着欧洲的Solar Orbiter项目、中国的太阳爆发抵近探测项目和俄罗斯的“内太阳探测”项目等近距离探测太阳项目的提出，人类对太阳的探测将掀起一个新高潮。

长时间、近距离探测太阳活动，需要太阳探测器长期处于近日轨道上。其轨道热环境主要包括：超强太阳辐射，距日心5倍太阳半径轨道处太阳辐射强度可达地球附近辐射强度的1848倍，约2.53MW/m^2；太阳风长期持续的冲击侵蚀；不定期遭受日冕物质抛射、耀斑等剧烈太阳活动带来的各种高能带电粒子的轰击破坏。此外，轨道上的探测器背对辐射等效温度约为3K的宇宙背景，还承受宇宙冷黑的强辐射制冷。

近距离探测太阳航天器器入轨后，迎向太阳的表面(简称为迎日面)需要长期抵抗太阳辐射的侵袭，探测器一般设有直面太阳辐射冲击的热盾，用于抵挡强太阳辐射，需要专门为热盾设计特殊的热控涂层作为面对超强太阳辐射的第一道防线。帕克太阳探测器的热控涂层采用白色氧化铝陶瓷与钨金属阻挡涂层的设计方案。

帕克探测器采用白色光滑氧化铝陶瓷与钨金属阻挡涂层(Barrier coating)作为热控涂层，其下面是碳/碳复合材料和碳泡沫组成的碳基层。白色光滑氧化铝陶瓷涂层在可见光和近红外波段都有较高的反射率，其总太阳辐射反射率高，吸收率低。氧化铝陶瓷涂层也具有良好抗辐照损伤特性，承受短波辐射、电子、质子等带电离子轰击能力较强，且熔点超过两千摄氏度。帕克太阳探测器的氧化铝陶瓷涂层添加有纳米掺杂剂，用于进一步提高涂层的太阳辐射反射率并降低涂层在高温下热膨胀系数，使之与下方钨金属涂层的热膨胀系数接近，提高两涂层之间的结合能力，使其能承受较大的热梯度而不裂纹、剥落。高温氧化铝陶瓷会与碳基层发生反应，变成灰色，氧化铝陶瓷和碳基层之间的钨金属涂层，可阻止两者高温下的相互作用。钨的熔点超过3000摄氏度，是熔点最高的金属。帕克氧化铝陶瓷涂层为多孔结构，多孔涂层开裂时，碰到一个微孔就会裂缝停止，避免进一步开裂。

帕克太阳探测器热盾通过表面与宇宙冷黑的辐射热交换散热，其热辐射本领最大值相对应的波长附近的光谱辐射率越高，其辐射散热效果越好。但帕克太阳探测器热控涂层在热辐射本领最大值相对应的波长附近的光谱辐射率没有特别设计，热控涂层的辐射散热能力较弱。

美国帕克太阳探测器距离太阳表面9.5倍太阳半径时，热盾表面热控涂层的平衡温度接近1700K，热辐射本领最大值相对应的波长约为1.7μm。1700K黑体在1.3～2.4μm波段辐射出射度为185870W/m2。1.3～2.4μm波段的太阳辐射约占太阳总辐射的12.7％，距日心10倍太阳半径轨道处该波段的辐照度仅为80561W/m2。若一个1700K黑体安置于距日心10倍太阳半径轨道处，其在1.3～2.4μm波段的自身热辐射大于吸收的太阳辐射，两者之差为105309W/m2。若1700K温度的热控涂层在1.3～2.4μm波段的太阳辐射吸收率和热发射率均为0.6，上述两者之差降为63185.4W/m2。若1700K温度的热控涂层在该波段的太阳辐射吸收率和热发射率降为0.2，热控涂层表面在该波段的自身热辐射仍然大于吸收的太阳辐射，但两者之差进一步降为21061.8W/m2。1700K温度的热控涂层在1.3～2.4μm波段的热发射率和吸收率越高，其在该波段的自身热辐射与吸收的太阳辐射的差值越大，辐射散热效果越好。帕克太阳探测器的热盾迎日面为白色氧化铝陶瓷光滑表面，其热辐射本领最大值相对应的波长附近的热发射率没有特别设计，涂层辐射的散热能力较弱。反之，若热控涂层在热辐射本领最大值相对应的波长附近的光谱发射率越高，辐射散热效果会越好。

发明内容

本发明的目的旨在克服现有技术存在的不足，提供了一种辐射散热能力更好的近距离探测太阳航天器的热盾迎日面的热控涂层。

为了解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种航天器热盾迎日面的热控涂层，包括使用时设置于热盾基层迎日面上、耐高温且太阳辐射反射率高的金属膜层，以及设置于金属膜层表面的特制氧化铝陶瓷涂层；航天器距离太阳表面最近时热盾迎日面热控涂层平均温度为T，温度为T的黑体的热辐射本领最大值相对应的波长为λ，所述特制氧化铝陶瓷涂层在温度为T时，所有晶粒的等效圆直径的集合为X，

具体的是，所述金属膜层选用的金属种类包括铱、铂和钨中的任一种。

具体的是，所述特制氧化铝陶瓷涂层的晶粒的等效圆直径设计方法如下：

(1)航天器热盾迎日面的热控涂层的热发射率ε和太阳辐射吸收率α的理论取值范围为区间[0，1]，从区间最小值开始，以一定的间隔Δε、Δα采样，获取对热发射率ε进行等间隔采样的等差数列{ε_i}，共i项，数列{ε_i}中任意第q项ε_q(q＝1，2，3，…，i)与q之间的关系可以用公式ε_q＝Δε*(q-1)表示；获取对太阳辐射吸收率α进行等间隔采样的等差数列{α_j}，共j项，数列{α_j}中任意第p项(p＝1，2，3，…，j)α_p与p之间的关系可以用公式α_p＝Δα*(p-1)表示；

(2)从等差数列{ε_i}的第一项开始，{ε_i}中每一项分别依序与等差数列{α_j}中从第一项开始的各项进行组合，依序共获得k(k＝i×j)个组合，每一个组合称为一个特性组合；

(3)根据航天器结构设计和轨道设计，借助有限元仿真软件，从第一个特性组合开始，计算热控涂层热发射率和太阳辐射吸收率依序设置为各特性组合中对应数据且航天器距离太阳表面最近时，对应热控涂层的平均温度；依序共获得k个平均温度值T₁，T₂，T₃，…，T_n，T_n+1，…，T_k，构成一个数列，记为{T_n}；

(4)根据维恩位移定律，从第一项开始，依序计算出黑体温度为数列{T_n}各项温度值时黑体热辐射本领最大值相对应的波长λ，各波长值依序构成一个数列{λ_n}，数列{λ_n}中共有k项；

(5)基于目前透明氧化铝陶瓷的制备工艺，制作k个氧化铝陶瓷涂层样品，k个样品编号记为数列{C_n}；所述数列{C_n}中任意第n项(n＝1，2，3，…，k)，即编号为C_n的涂层样品在温度为T_n时，该涂层样品所有晶粒的等效圆直径的分布范围为[0.98*λ_n，1.02*λ_n]；

(6)依序测量编号为C_n的涂层样品在温度为数列{T_n}第n项T_n数值下的热发射率和太阳辐射吸收率，分别用∈_n、

表示，一共测量获取k个热发射率和k个太阳辐射吸收率，依序分别组成数列，记为数列{∈_n}和

(7)热控涂层平均温度数列{T_n}的第n项T_n对应的涂层特性组合的热发射率和太阳辐射吸收率分别记为ε_n、α_n，结合步骤(6)获取的∈_n、

计算编号为C_n的涂层样品的特性加权差

共获取k个特性加权差；其中Ps为航天器距离太阳表面最近时的航天器垂直于太阳光线的受照面上的辐射通量密度；W为温度为T_n且热发射率为∈_n的涂层表面热辐射的辐射出射度；

(8)提取所有大于零的特性加权差，并升序排列，记为数列{r_j}，数列{r_j}中共有j项；在数列{r_j}中提取前x项，组成数列{r_x}，其中当j>4时，x为不超过实数0.25*j的最大整数；当1≤j≤4，x为1；

(9)数列{r_x}中共有x个特性加权差，每个特性加权差对应热控涂层平均温度数列{T_n}中的一个温度值，共获取x个温度值；提取最小的温度值，记为T_min；基于维恩位移定律，计算出黑体温度为T_min时热辐射本领最大值相对应的波长为，记为λs；区间[0.98*λs，1.02*λs]组成的尺寸范围作为最终选用的氧化铝陶瓷涂层晶粒等效圆直径分布范围。

与现有技术相比，本发明具有如下优点：

本发明设计的热盾迎日面的热控涂层提高了航天器距离太阳最近时热控涂层在其热辐射本领最大值相对应的波长附近的热发射率，进而提升热控涂层辐射散热能力，降低热盾迎日面的温度。该热控涂层有助于提高对近距离探测太阳活动航天器迎日面的热防护能力，延长航天器的使用寿命。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为热控涂层的结构图。

图2为距日心10倍太阳半径轨道处，云南天文台林隽研究院提出的太阳爆发抵近探测器的热盾简化为等温体时，不同热盾迎日面热控涂层热发射率ε和太阳辐射吸收率α对应的热盾温度变化曲线图。

图3为距日心5倍太阳半径轨道处太阳爆发抵近探测器的热盾简化为等温体时，不同热盾迎日面热控涂层热发射率ε和太阳辐射吸收率α对应的温度变化曲线图。

图中：热盾基层1，金属膜层2，特制氧化铝陶瓷涂层3。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，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付出创造性劳动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。在以下描述中，为了清楚展示本发明的结构及工作方式，将以附图为基准，借助诸多方向性词语进行描述，但是应当将“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”等词语理解为方便用语，而不应当理解为限定性词语。

图1所示的近距离探测太阳活动航天器热盾迎日面的热控涂层，一种航天器热盾迎日面的热控涂层，其特征在于：包括使用时设置于热盾基层迎日面上、耐高温且太阳辐射反射率高的金属膜层，以及设置于金属膜层表面的特制氧化铝陶瓷涂层；航天器距离太阳表面最近时热盾迎日面热控涂层平均温度为T，温度为T的黑体的热辐射本领最大值相对应的波长为λ，所述特制氧化铝陶瓷涂层在温度为T时，所有晶粒的等效圆直径的集合为X，

所述金属膜层选用的金属种类包括铱、铂和钨中的任一种选用的金属种类包括铱、铂和钨等中的任一种。

所述特制氧化铝陶瓷涂层的晶粒的等效圆直径设计方法如下：

(1)航天器热盾迎日面的热控涂层的热发射率ε和太阳辐射吸收率α的理论取值范围为区间[0，1]，从区间最小值开始，以一定的间隔Δε、Δα采样，获取对热发射率ε进行等间隔采样的等差数列{ε_i}，共i项，数列{ε_i}中任意第q项ε_q(q＝1，2，3，…，i)与q之间的关系可以用公式ε_q＝Δε*(q-1)表示；获取对太阳辐射吸收率α进行等间隔采样的等差数列{α_j}，共j项，数列{α_j}中任意第p项(p＝1，2，3，…，j)α_p与p之间的关系可以用公式α_p＝Δα*(p-1)表示；

(2)从等差数列{ε_i}的第一项开始，{ε_i}中每一项分别依序与等差数列{α_j}中从第一项开始的各项进行组合，依序共获得k(k＝i×j)个组合，每一个组合称为一个特性组合；

(3)根据航天器结构设计和轨道设计，借助有限元仿真软件，从第一个特性组合开始，计算热控涂层热发射率和太阳辐射吸收率依序设置为各特性组合中对应数据且航天器距离太阳表面最近时，对应热控涂层的平均温度。依序共获得k个平均温度值T₁，T₂，T₃，…，T_n，T_n+1，…，T_k，构成一个数列，记为{T_n}；

(4)根据维恩位移定律，从第一项开始，依序计算出黑体温度为数列{T_n}各项温度值时黑体热辐射本领最大值相对应的波长λ，各波长值依序构成一个数列{λ_n}，数列{λ_n}中共有k项；

(5)透明氧化铝陶瓷中晶粒的大小与原始陶瓷粉颗粒的等效圆直径尺寸、添加剂、烧结温度和时间等因素有关，且随陶瓷所处环境温度的变化而变化。基于目前透明氧化铝陶瓷的制备工艺，制作k个氧化铝陶瓷涂层样品，k个样品编号记为数列{C_n}；所述数列{C_n}中任意第n项(n＝1，2，3，…，k)，即编号为C_n的涂层样品在温度为T_n时，该涂层样品所有晶粒的等效圆直径的分布范围为[0.98*λ_n，1.02*λ_n]；所有涂层样品厚度与航天器热盾设计中最终采用的氧化铝陶瓷涂层相同；

(6)依序测量编号为C_n的涂层样品在温度为数列{T_n}第n项T_n数值下的热发射率和太阳辐射吸收率，分别用∈_n、

表示，一共测量获取k个热发射率和k个太阳辐射吸收率，依序分别组成数列，记为数列{∈_n}和

(7)热控涂层平均温度数列{T_n}的第n项T_n对应的涂层特性组合的热发射率和太阳辐射吸收率分别记为ε_n、α_n，结合步骤(6)获取的∈_n、

计算编号为C_n的涂层样品的特性加权差

共获取k个特性加权差；其中Ps为航天器距离太阳表面最近时的航天器垂直于太阳光线的受照面上的辐射通量密度；W为温度为T_n且热发射率为∈_n的涂层表面热辐射的辐射出射度；

(8)提取所有大于零的特性加权差，并升序排列，记为数列{r_j}，数列{r_j}中共有j项；在数列{r_j}中提取前x项，组成数列{r_x}，其中当j>4时，x为不超过实数0.25*j的最大整数；当1≤j≤4，x为1；

(9)数列{r_x}中共有x个特性加权差，每个特性加权差对应热控涂层平均温度数列{T_n}中的一个温度值，共获取x个温度值。提取最小的温度值，记为T_min；基于维恩位移定律，计算出黑体温度为T_min时热辐射本领最大值相对应的波长为，记为λs；区间[0.98*λs，1.02*λs]组成的尺寸范围作为最终选用的氧化铝陶瓷涂层晶粒等效圆直径分布范围。

如图2和图3所示，太阳爆发抵近探测器距日心越近，其热盾温度越高。热盾迎日面热控涂层的热发射率越低、太阳辐射吸收率越高，热盾平均温度越高。为了降低热盾背面温度，热盾一般采用低热阻设计，热盾迎日面热控涂层的实际温度高于热盾平均温度。帕克太阳探测器热盾的白色氧化铝陶瓷光滑涂层在距太阳最近时的热辐射本领最大值相对应的波长附近的发射率没有特别设计，辐射散热能力较弱。当所用透明氧化铝陶瓷涂层所有晶粒的等效圆直径与热控涂层最高温度时的热辐射本领最大值相对应的波长相近时，可提高涂层在该波长附近的热发射率，进而获取更优的辐射散热能力，降低热盾温度。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种航天器热盾迎日面的热控涂层，其特征在于：包括使用时设置于热盾迎日面上、耐高温且太阳辐射反射率高的金属膜层，以及设置于金属膜层表面的氧化铝陶瓷涂层；航天器距离太阳最近时热盾迎日面热控涂层平均温度为T，温度为T的黑体的热辐射本领最大值相对应的波长为y，所述氧化铝陶瓷涂层在温度为T时，所有晶粒的等效圆直径的集合为X，

2.根据权利要求1所述航天器热盾迎日面的热控涂层，其特征在于：所述金属膜层选用的金属种类包括铱、铂和钨中的任一种。

3.根据权利要求1所述航天器热盾迎日面的热控涂层，其特征在于：所述氧化铝陶瓷涂层的晶粒的等效圆直径设计方法如下：

(1)航天器热盾迎日面热控涂层的热发射率ε和太阳辐射吸收率α的理论取值范围为区间[0，1]，从区间最小值开始，以一定的间隔Δε、Δα采样，获取对热发射率ε进行等间隔采样的等差数列{ε_i}，共i项；获取对太阳辐射吸收率α进行等间隔采样的等差数列{α_j}，共j项；

(2)从等差数列{ε_i}的第一项开始，{ε_i}中每一项分别依序与等差数列{α_j}中从第一项开始的各项进行组合，依序共获得k(k＝i×j)个组合，每一个组合称为一个特性组合；

(3)根据航天器结构设计和轨道设计，借助有限元仿真软件，从第一个特性组合开始，计算热控涂层热发射率和太阳辐射吸收率依序设置为各特性组合中对应数据且航天器距离太阳表面最近时，对应热控涂层的平均温度；依序共获得k个平均温度值，构成一个数列，记为{T_n}；

(4)根据维恩位移定律，从第一项开始，依序计算出黑体温度为数列{T_n}各项温度值时黑体热辐射本领最大值相对应的波长λ，各波长值依序构成一个数列{λ_n}，数列{λ_n}中共有k项；

(5)制作k个透明氧化铝陶瓷涂层样品，k个样品编号记为数列{C_n}；所述数列{C_n}中任意第n项(n＝1，2，3，…，k)，即编号为C_n的涂层样品在温度为T_n时，该涂层样品所有晶粒的等效圆直径的分布范围为[0.98*λ_n，1.02*λ_n]；

(6)依序测量编号为C_n的涂层样品在温度为数列{T_n}第n项T_n数值下的热发射率和太阳辐射吸收率，分别用∈_n、

表示，一共测量获取k个热发射率和k个太阳辐射吸收率，依序分别组成数列，记为数列{∈_n}和

(7)上述热控涂层平均温度数列{T_n}的第n项T_n对应的涂层特性组合的热发射率和太阳辐射吸收率分别记为ε_n、α_n，结合步骤(6)获取的∈_n、

计算编号为C_n的涂层样品的特性加权差

共获取k个特性加权差；其中Ps为航天器距离太阳表面最近时的航天器垂直于太阳光线的受照面上的辐射通量密度；W为温度为T_n且热发射率为∈_n的涂层表面热辐射的辐射出射度；

(8)提取所有大于零的特性加权差，并升序排列，记为数列{r_j}，数列{r_j}中共有j项；在数列{r_j}中提取前x项，组成数列{r_x}，其中当j>4时，x为不超过实数0.25*j的最大整数；当1≤j≤4，x为1；

(9)数列{r_x}中共有x个特性加权差，每个特性加权差对应热控涂层平均温度数列{T_n}中的一个温度值，共获取x个温度值；提取最小的温度值，记为T_min；基于维恩位移定律，计算出黑体温度为T_min时热辐射本领最大值相对应的波长为，记为λs；区间[0.98*λs，1.02*λs]组成的尺寸范围作为最终选用的氧化铝陶瓷涂层晶粒等效圆直径分布范围。

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