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美國用于空間站輻射器中的熱控涂層

2021-03-04 09:48:50 作者：王旭東來源：中國腐蝕與防護網分享至：

1 引言

熱控涂層是航天器被動熱控制系統中的重要組成部分，它可以通過自身的熱物理特性即太陽吸收比（ αs）和發射率（ ε）來調節控制航天器表面的溫度。從國內外已經發射的航天器的故障分析可以發現，因熱控涂層的故障導致任務失敗的概率是很小的，但熱控涂層在空間環境下的退化卻限制了航天器的在軌工作壽命。特別是在我國，熱控涂層的發展水平已經成為我國發展空間站的制約因素之一。本文根據大量文獻，對美國用于空間站輻射器中的熱控涂層進行了分析和對比，以便為我國將來空間站中熱控涂層的使用提供信息。

使用在空間站輻射器中的熱控涂層應該具有低吸收—發射比（ αs/ε） , 即低太陽吸收比和高發射率。同時美國對用于空間站輻射器中的熱控涂層還有嚴格的壽命要求，涂層的地面存儲壽命要達到10 年，涂層在低地球軌道環境中的運行壽命要達到 30 年。滿足上述要求的低 αs/ ε型熱控涂層可以分為以下三個方面：（1）白漆 ;（2）二次表面鏡型涂層；（3）陶瓷類保護涂層。其中，白漆類涂層包括Z—93 、YB—71和 S13G/ LO—1 ;二次表面鏡型涂層包括鍍銀 F—46薄膜和光學太陽反射器（ OSR） ;陶瓷類涂層即硫酸陽極化處理的鋁陽極氧化涂層。

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2 熱控涂層的性能分析

2 .1 鍍銀 F —46 薄膜型熱控涂層

鍍銀F—46薄膜涂層的額定光學性能值為 αs=0.08, ε=0 .80, αs/ ε=0 .10 。聚四氟乙烯薄膜的厚度增加時 ,涂層的發射率要增加。鍍銀 F—46 薄膜的優點在于低αs/ ε比，易于粘貼，并且這種涂層在很多的航天器上都得到了使用，具有豐富的使用經驗。鍍銀F—46 薄膜的缺點在于在低地球軌道中會受到原子氧的侵蝕，這種涂層在低地球軌道中服役30 年涂層的厚度會減少 0 .127 mm, 涂層發生嚴重的質量損失，因此聚四氟乙烯薄膜的厚度至少要達到 0.254 mm 以防止涂層的質量損失[ 1]。在鍍銀 F—46 薄膜的外表面粘貼一層厚度為1μm～5μm的石英玻璃可以減少由于原子氧侵蝕引起的質量損失。在美國，聚四氟乙烯薄膜厚度為0.127 mm 的鍍銀F—46 薄膜的售價是 3.2美元/dm2, 聚四氟乙烯厚度為 0.254 mm 的鍍銀 F—46 薄膜的售價為 6美元/ dm2 。鍍銀 F—46 薄膜的粘貼工作是十分費時的，需要熟練的技術工人，可以達到6 .6 dm2/ h 。鍍銀 F—46 薄膜最為優越的特性在于它易于粘貼在曲面以及不規則的航天器表面上[ 2]。

加工處理工藝上的差別會使鍍銀F—46薄膜的發射率不同，涂層太陽吸收比的不同是由涂層制備過程中沉積銀的過程引起的。另外，銀如果變暗也會引起涂層的太陽吸收比發生變化[ 3]。鍍銀F—46薄膜的污染是比較容易清洗的，使用不帶有棉絨的粗棉布沾著異丙醇、甲醇、乙醇、丙酮或者是乙酸就可以將污染物清除。如果涂層上的污染物不被清除，在空間環境條件下污染物會同聚四氟乙烯反應，使涂層的光學性能發生退化并且使涂層發生質量損失。從美國“長期暴露設施” （ LDEF ）的實驗結果來看，如果在涂層制備過程中粘結劑使用過多，過多的粘結劑就會在原子氧環境中變成褐色，使涂層的太陽吸收比顯著升高[ 4] 。

在低地球軌道中，鍍銀 F—46 薄膜的表面要發生嚴重的表面反應，這種表面反應是由于涂層暴露于原子氧環境中引起的。在 550 km 的軌道上，由于原子氧的侵蝕作用預計鍍銀 F —46薄膜的質量損失每年會達到2.54 μm 。對于運行時間為 30 年的空間站，鍍銀F—46 薄膜的質量損失會達到 76.2 μm。同時考慮到引起質量損失的其他因素，例如污染以及多種空間因素的合成作用，如果不使用石英玻璃保護層， 30年間鍍銀 F—46薄膜的質量損失就會達到 0.127mm[ 5] 。鍍銀 F—46薄膜中的銀層容易受到原子氧的氧化作用。即使有聚四氟乙烯薄膜保護，通過原子氧的擴散作用以及當涂層受到微流星和空間碎片的撞擊損傷后使銀層直接外露于空間環境時，原子氧都可以使銀層很快地變黑，使涂層局部區域的光學性能發生退化。在 LDEF 的空間暴露試樣上，發現了在微流星和空間碎片撞擊形成的孔眼周圍出現了黑色的圓環[ 5] 。鍍銀F—46薄膜受原子氧侵蝕的程度與涂層被放置的方位有著很大的關系，即涂層是面向原子氧撞擊還是背向原子氧撞擊。例如 :“ 返回式太陽活動高年探測衛星” （ SMS）的鍍銀 F—46薄膜在經過空間暴露實驗后，出現了明顯的裂化和變黃現象，涂層的光學性能受到了嚴重的影響[ 6];然而從 STS—5 和 STS—8 的返回數據來看，鍍銀F—46 薄膜并沒有發生明顯的退化[ 7] , 原因在于在“ 返回式太陽活動高年探測衛星”上，鍍銀F—46 薄膜是被放置在面向原子氧撞擊一側，而 STS —5 和 STS —8 上的鍍銀 F—46薄膜受到了運載艙的屏蔽保護，被放置在背向原子氧撞擊一側。帶有石英玻璃保護層的鍍銀 F—46 薄膜在熱循環后出現了龜裂，盡管出現了龜裂，在原子氧的作用下帶有石英玻璃保護層的鍍銀F—46薄膜的質量損失仍然會明顯減少。

2 .2 Z—93 型熱控涂層

Z—93 型熱控涂層是 1963 年美國 IITRI 研究院在馬歇爾空間飛行中心的資助下開發出的白漆涂層。Z—93 型熱控涂層的質地堅硬、厚度值大約為 0.127 mm, 額定光學性能為 αs =0 .15, ε=0.90, αs/ ε=0 .17 。這種涂層是以 ZnO 作為顏料，以 K2SiO3 作為粘結劑。K2SiO3 具有較好的透光性，而且包膜厚度均勻，結構致密[ 8] 。Z—93 型熱控涂層的售價為 216美元/dm3, 1dm3 Z —93 涂料的涂覆面積大約為96 .6 dm2, 即Z—93 型涂層的售價為 2 .26美元/dm2 。Z—93型熱控涂層是采用傳統的噴涂方法進行涂覆，涂覆工作并不象鍍銀F—46 薄膜的工作量那么大，對涂覆、固化和檢驗這樣的工藝流程來說，可以達到 9.3 dm2/h 。涂層在固化之后具有了一定的硬度，能夠在加工以及在熱循環過程中防止脆性龜裂的出現。

在對Z—93型涂層進行涂覆時，首先要對作為基材的金屬鋁表面進行清洗，接下來要對金屬鋁表面進行蒸餾水沖洗，然后進行烘干，最后進行噴砂處理，以使表面粗化。在涂覆時，首先要在金屬鋁表面涂覆一層底漆作為底層，接著再用 Z—93 涂料涂覆兩遍，使涂層的厚度達到 50 .8 μm 。然后要對涂層進行不完全的固化，以使涂層和鋁基體之間獲得初步的附著性。為了獲得厚度達 0 .127 mm 的涂層，至少還要用 Z—93涂料涂覆兩遍，然后進行再次固化。在涂層的存儲過程中，應該使用蒙皮將制備好的 Z —93 型涂層保護起來，并且要放置在干燥的氮氣環境中。

Z—93 型熱控涂層的優點在于具有很低的吸收—發射比，大量的空間應用和實驗數據以及在空間環境中良好的穩定性。它的主要缺點在于 Z—93 型涂層的孔隙率達到 45 %, 大的孔隙率使其容易遭受污染，并且污染物不容易被清洗。對于油脂類的污染物， Z—93 型涂層在原子氧的環境中具有自我清潔的能力，因為 LDEF 的實驗數據表明，面向原子氧撞擊一側的航天器表面保持著清潔，背向原子氧撞擊一側的航天器表面受到了污染。據推測這是因為原子氧撞擊侵蝕油脂類的或者是有機的污染物，將它們分解為易揮發的化合物。另一方面，人們也從空間暴露結果推測出如果在紫外線的作用下有機聚合物發生了嚴重的交聯，這樣原子氧就不能迅速地同有機聚合物發生作用，從而就不能有效地保持航天器表面的清潔[ 10] 。LDEF 的實驗數據表明，由于污染， Z—93 型熱控涂層的顏色和光學性能要發生改變。原子氧對Z—93 型熱控涂層并沒有十分明顯的退化作用，這一點已經在 LDEF 和NASA 劉易斯實驗室進行的太陽能動力的輻射器項目中得到了證實[ 11, 12] 。以往在研究中發現，在真空環境中由于ZnO 表面吸附氧的脫附，導致了Z—93 型熱控涂層的光學性能發生了退化[ 13] 。然而在低地球軌道中，由于有原子氧存在，退化的 Z—93 型熱控涂層的表面會被重新地白化，使涂層的太陽吸收比降低，使涂層的光學性能得到改善。

據報道，在經過 5000 ESH 的紫外線輻照后， Z—93 型熱控涂層的太陽吸收比從0.15 增加到了 0.18, 發射率始終為 0.92 保持不變[ 14]。從 LDEF和在NASA-JSC 高速撞擊研究實驗室進行的太陽能動力的輻射器項目的實驗結果來看， Z—93 型熱控涂層在抗高速撞擊方面表現出了極為出色的性能。高速撞擊形成的孔眼的周圍區域仍然保持完好，即撞擊形成的危害被限制在2 個撞擊孔眼半徑的范圍，大約為5 mm[ 11, 12]。

2 .3 YB —71 型熱控涂層

YB—71 型熱控涂層也是美國 IITRI 研究院在NASA 馬歇爾空間中心的資助下開發出來的白漆涂層。YB—71 型涂層不是以ZnO 作為顏料，而是以正鈦酸鋅作為顏料。YB—71型涂層使用的粘結劑與Z—93 型涂層使用的粘結劑相同，都是 K2SiO3, 但這兩種涂層中顏料所占的質量分數值不同 , 分別為 87.6 %和81%, 所以 YB—71 型涂層的脆性要大于 Z—93 型涂層。YB—71 型涂層和Z—93 型涂層的額定αs 分別為0 .11 和0 .15, ε分別為0.88 和0 .92, 這樣 YB—71 型涂層具有更低的吸收 —發射比，二者的吸收—發射比分別為 0.125 和 0.163 。YB—71 型涂層和Z —93 型涂層都具有大約為 45 %的孔隙率，污染同樣是這兩種涂層的主要問題。YB—71型涂層的優點在于具有比較低的吸收—發射比，在空間環境中的穩定性十分好。它的缺點在于涂層的脆性大，價格昂貴，并且容易遭受污染。它的價格為1644美元/ dm3 。YB—71型涂層的涂覆厚度要大于Z —93型涂層，二者的涂覆厚度分別為0.203mm 和 0.127 mm, 所以1 dm3 的 YB —71 型涂料的涂覆面積為60dm2, 即YB—71 型涂層的價格為27.2美元 / dm2, 這大約是 Z—93 型涂層的 12 倍。YB—71 型涂層的涂覆過程與Z—93型涂層的涂覆過程相同，但由于YB—71 型涂層的厚度較厚，所以在對 YB—71 型涂層進行涂覆時需要的工時更多。對YB—71 型涂層進行涂覆和固化每小時大約可進行 7 .8 dm2。YB—71 型涂層的價格昂貴，這是一個主要的問題[ 15] 。

YB—71 型涂層抗原子氧侵蝕的能力很強。從 LDEF 的實驗數據來看，原子氧侵蝕對 YB—71 型涂層幾乎沒有什么影響[ 16] 。由于 YB —71 型涂層的無機組成，紫外線輻照對 YB—71 型涂層并不是太大的問題。據文獻報道，在地面實驗中經過5 000 ESH的紫外線輻照后， YB—71 型涂層的αs要從 0.11 增加到0.13, 而涂層的 ε不發生變化，仍然為 0.88[15] 。

2 .4 S13G/ LO —1 型熱控涂層

S13G/ LO—1 型涂層是美國IITRI 研究院制造的 S—13 系列的第四代白漆涂層，它是以 K2SiO3 包覆的 ZnO 作為顏料，以聚甲基硅氧烷作為粘結劑。S13G/ LO—1 型涂層的價格為761美元/ dm3, 1 dm3 的S13G/LO—1 涂料的涂覆面積為 60 dm2, 涂覆的厚度為0 .203 mm 。這就相當于涂覆 1 dm2 的S13G/ LO—1 型涂層的費用為12 .58美元。這種涂層的涂覆工作要比 Z—93 型涂層和YB—71 型涂層容易得多，對 S13G/LO—1 型涂層進行涂覆和固化每小時大約可進行11 .6 dm2[ 12] 。

在NASA 劉易斯實驗室進行的等離子體灰實驗表明， S13G/LO—1 型涂層的 αs變化很小，光學顯微照片表明該涂層出現了極微小的龜裂。該涂層是采用甲基硅氧烷作為粘結劑，估計這種有機粘結劑會與原子氧發生反應。該涂層在經過 5 000 ESH 的紫外線輻照之后，太陽吸收比增加了 0 .10 。由于在甲基硅氧烷粘結劑中低沸點化合物的存在，預計S13G/LO—1型涂層在真空環境下會發生析氣現象。該涂層在經過 25 次熱循環后涂層的表面輕微變粗，但是并沒有出現剝落和龜裂現象[ 11] 。其污染問題類似于Z—93 型涂層和 YB—71型涂層。由于這些白漆涂層的孔隙率大，容易遭受污染，從而使涂層的太陽吸收比升高。S13G/ LO—1 型涂層要比 Z—93型涂層和 YB—71 型涂層容易清洗。

2 .5 硫酸陽極化處理的鋁陽極氧化涂層

盡管鋁陽極氧化涂層的空間使用經驗十分有限，但對于長時間運行的空間站來說，它已經成為十分重要的侯選涂層。鋁陽極氧化涂層的優點在于 : （1）質量輕，因為這種涂層的厚度只需要25 .4μm;（ 2）鋁陽極氧化涂層同航天器鋁基體間的結合力十分好。鋁陽極氧化涂層的原始光學性能值為αs =0.19, ε=0 .92。由于氧化鋁自身的光學性能就在所要求的范圍之內，因此對于鋁陽極氧化涂層來說，涂層的光學性能只取決于氧化鋁層。純正的氧化鋁對可見光區域的太陽電磁輻射是透過性的，對于紅外區域的太陽電磁輻射是非透過性的。鋁陽極氧化涂層的價格十分便宜，大約是 0.32/dm2, 每小時大約可以對18 .6 dm2 的熱控件進行陽極化處理[ 17]。

鋁陽極氧化涂層尚未解決的問題在于涂層制備工藝的自動化，涂層性能的可重復性以及這類涂層在真空、紫外線條件下的退化問題。在大面積的熱控件上制備鋁陽極氧化涂層時，實現涂層光學性能的可重復性是一個十分重要的問題。在進行陽極化時，要保持鍍液的溫度、陽極化時間以及酸的濃度在一個很小的范圍內變化。鋁陽極氧化涂層的制備過程是一個多環節的工藝流程，這其中包括漂洗和涂層的表面預處理，漂洗和涂層的表面預處理會嚴重影響到涂層光學性能的可重復性。

鋁陽極氧化涂層的質地密集，能夠十分容易地保持涂層的清潔。由于鋁陽極氧化涂層的無機組成，預計這種涂層在原子氧環境中應該是十分穩定的。在NASA 劉易斯實驗室進行的太陽能動力的輻射器項目中，鋁陽極氧化涂層被暴露于原子氧環境中，結果發現涂層的太陽吸收比和發射率幾乎不發生什么變化，同樣涂層的表觀形貌也沒有發生顯著的變化[ 12] 。對鋁陽極氧化涂層進行熱循環實驗，熱循環的溫度范圍是 -73℃～+149 ℃，并且每次熱循環要在+149℃的溫度條件下進行均熱處理15 min,在經過 10 次～15 次這樣的熱循環后，厚度為 25.4μm 的鋁陽極氧化涂層表面出現了龜裂現象，但是氧化鋁層并沒有出現片狀剝落現象[ 17] 。相對于白漆來說，鋁陽極氧化涂層十分薄。氧化鋁是一種陶瓷，但是由于鋁陽極氧化涂層的厚度太薄，在空間中容易發生絕緣體擊穿現象。

2 .6 光學太陽反射器（ OSR）

OSR 是一種優質的被動熱控材料，它由對可見光透明且具有高發射率的石英第一表面和對可見光具有高反射率的銀第二表面組成。OSR 具有低太陽吸收比和高發射率，并且在空間環境中具有良好的穩定性。據文獻[ 18]報道，這種涂層原始的光學性能為 αs =0 .05, ε=0 .83 。OSR 的材料費用大約是247美元/ dm2 。OSR 的制備首先是將 7940 號的康寧石英玻璃加工成0 .2 mm 厚的薄片，然后在石英玻璃薄片的背面真空蒸發—沉積上一層0.1 μm 厚的銀層，最后要在銀層的表面真空蒸發 —沉積上一層 0 .05 μm厚的鉻鎳鐵合金，以保護銀層。OSR 表面堅硬，可以防止劃痕的出現，然而這種涂層在使用時必須使用膠粘劑將它粘貼在輻射器的表面，每小時涂層的粘貼面積為 5.2 dm2 。由于石英玻璃的密度很大，所以使用這種涂層就出現了質量大的弊端，這種涂層的污染問題要比其他的任何一種涂層小得多，因為光滑的涂層表面可以十分容易地確保涂層的清潔。在航天器的發射過程中，震動載荷并不是問題，因為在石英玻璃薄片之間具有小小的縫隙，這些小小的縫隙可以使涂層免受震動載荷的影響。涂層外層的石英玻璃在原子氧環境中具有良好的穩定性，所以可以使石英玻璃背面的銀層完全地免受原子氧的侵蝕。預計這種涂層在低地球軌道中是穩定的，然而在微流星和空間碎片的高速撞擊作用下，涂層外層的石英玻璃會受到破壞，暴露出來的銀層就會受到原子氧的侵蝕。在原子氧的作用下，銀會被氧化成黑色，使涂層局部的光學性能受到破壞。這種涂層抗紫外線輻照的能力十分好，在紫外線輻照的作用下，涂層的光學性能不發生變化。這種涂層在地面存儲過程中、在發射過程中以及在軌運行過程中，污染都不是嚴重的問題。這種涂層在空間使用時，預計要發生一定程度的光學性能退化，這種光學性能的退化主要是由太陽吸收比的升高引起的[ 19]。

3 涂層的性能總結和評價

表1 為空間環境因素對這六種熱控涂層的影響。

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表2 為熱控涂層的性能。表 3 為熱控涂層的評比分析，其中涂層的每項技術指標的最高分為 7 分，最低分為 1 分。從評價結果可以看出， Z—93 型熱控涂層最適合用于空間站的輻射器中，鍍銀 F—46薄膜型熱控涂層次之。

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4 結語

我國熱控涂層的研制工作始于 60 年代中期，雖然 30 多年來取得了很大的成就，但熱控涂層在空間環境下的退化仍然影響著我國航天器的正常工作和壽命。特別是在我國發展空間站的計劃項目中，研制開發空間穩定性好，長壽命的熱控涂層已經成為我國航天器熱控設計部門和熱控涂層研制生產部門所急需解決的課題。本文對美國用于空間站輻射器中的熱控涂層進行了全面的技術分析，并從涂層的性能、價格、質量以及成熟性對這些熱控涂層進行了評比，希望這會為我國用于空間站計劃項目中的長壽命熱控涂層的研制和評選提供一些信息。

參考文獻

1 KnopfPW,Martin RJ.Correlationof laboratoryandflight datafortheeffects of atomicoxygenon polymericmaterials.AIAA Paper,AIAA—85—10661～ 11

2 MichaelF,Hitchcock.Areview of polymericsatellitether-malcontrolmaterial considerations.SAMPEJournal,1983;19（5）：15～18

3 Hall DF,FoteAA.10yearperformanceof thermal con-trol coatingsatgeosynchronousaltitude.AIAAPaper, AIAA—91— 13251～ 12

4 BourassaRJ, GillisJ R,RousslangKW.Atomicoxygen and ultraviolet radiation mission total exposures for LDEF experi- ments.LDEF—69 Months in Space, First Post-Retrieval Sympo-siumNASACP3134, June2-8,1991:634～ 661

5 Banks B.Atomicoxygen interactions with FEP teflon and siliconeson LDEF.LDEF—69monthsin space, first post-retrieval symposium, NASACP3134,June2-8,1991801～ 816

6 LeeAL,RhoadsGD.Predictionof thermal controlsurface degradation duetoatomicoxygeninteractionAIAAPaper,AIAA— 85—10651～4

7 MurphyTJ, DavidKESolidfilmlubricants andthermal controlcoatings flown aboard the EOIM-3 MDsub-experiment.A- IAAPaper, AIAA—94—0473:1～10

8 趙飛明，張廉正，曾一兵等低太陽吸收率αs、高發射率ε有機硅熱控涂層進展。宇航材料工藝， 1998（3） 12

9 HaradaY,Mell RJ.Inorganicthermal control coatings:a review.AIAAPaper, AIAA—83—00741～ 8

10LintonRC.Effectso fspaceexposureonthermalcontrol coatings.AIAAPaper, AIAA—92—0795:1～ 10

11 Guillaumon J C.Spacecraft thermal control coatings. LDEF—69 Months in Space, First Post-Retrieval Symposium, NASACP3134, June2-8, 1991945～ 960

12 DeverJ,SlempW.Evaluation of thermal control coatings foruseonsolardynamicradiators in low earth orbit.AIAAPaper, AIAA—91—13271～ 11

13 HagemeyerJrW A.Surveyorwhitepaint degradation.J. Spacecraft, 19674（6）：828

14 KroesRL.Effectsof ultraviolet irradiationonzincoxide. AIAAPaper, AIAA—70—8291～ 16

15 MossmanDL,BarshMK.Ultravioletandelectronirradi- ation of DC—704siloxaneoilonzincorthotitanatepaint.AIAAPa- per, AIAA—82—08651～ 5

16 Hurley C J.Long duration exposure facility experiment M0003—5thermal controlmaterials.LDEF—69Months inSpace, FirstPost-RetrievalSymposium.NASA CP3134, June2-8, 1991: 961～ 974

17 Duckett RJ,GillilandC SVariable anodicthermal con- trol coatingonaluminum.AIAAPaper, AIAA—83—1492:1～ 5

18 HallDF,FoteAA.αs/εmeasurements of thermal con- trolcoatings on the P78—2 （SCATHA） spacecraft.AIAA Paper, AIAA—80—15301～ 11

19ChalmersDRSolarabsorptancedegradationofOSRradi- atorsonEuropean communication satellites.AIAAPaper, AIAA— 84—1700:1～ 7

（王旭東何世禹楊德莊魏鵬飛，哈爾濱工業大學空間材料與環境工程實驗室哈爾濱 150001 ）

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