星载缝隙波导天线热控涂层的制备工艺*

李春林，辛世刚

(1. 南京电子技术研究所， 江苏 南京 210039；2. 中国科学院上海硅酸盐研究所特种涂层重点实验室， 上海 200050)

星载缝隙波导天线热控涂层的制备工艺*

李春林1，辛世刚2

(1. 南京电子技术研究所， 江苏 南京 210039；2. 中国科学院上海硅酸盐研究所特种涂层重点实验室， 上海 200050)

铝合金光亮阳极氧化型热控涂层具有生产效率高、成本低、不增加产品重量及热控参数稳定可控等特点，正逐渐成为星载SAR天线缝隙波导的首选热控涂层。文中采用硫酸光亮阳极氧化工艺，研究了铝合金复杂结构星载缝隙波导表面热控涂层的制备工艺流程及涂层的试验方法。试验结果表明，该涂层能在空间环境中长期可靠地工作，其热控参数满足整星热设计的需求。

铝合金缝隙波导；阳极氧化；热控涂层；半球发射率；太阳吸收比

引 言

缝隙波导天线具有工作带宽宽、效率高、隔离度高及交叉极化低等优点，正逐渐成为星载SAR天线的发展方向。在现阶段，星载缝隙波导天线主要采用轻质薄壁精密铝合金零件组装成一个辐射阵面，工作于外部空间环境中，其表面温度受外部热源(如太阳)的影响较大[1]。要避免SAR天线受外部热源的影响，缝隙波导外表面的热控设计就显得尤为重要。

航天产品一般采用被动热控制技术中的热控涂层来调节固体表面的热辐射性能，从而达到控制温度的目的。太阳吸收比(αs)和半球发射率(εH)是2个重要的可控热辐射性能参数。物体对太阳辐射的吸收使热量输入航天器并使其温度上升，而半球发射率决定了物体向空间辐射自身热量的能力。物体表面的热平衡温度(T)取决于太阳吸收比和半球发射率比值的1/4次方[2]，即T= [αsSAa/(εHσAε)]1/4(Aa为物体表面在垂直于太阳光的平面上的投影面积，Aε为物体表面的辐射面积，S为太阳常数，σ为斯忒潘-波尔兹曼常数)。

某型号星载SAR天线缝隙波导材料为易钎焊的软材质铝合金，该材料本体太阳吸收比约为0.37，半球发射率约为0.15，即αs/εH≈ 2.5，在太阳垂直照射的条件下，其表面温度会迅速升高。为保证天线阵面在空间环境中处于一个合适的温度范围，使其在各种可能的情况下均能正常工作，经热控系统分析计算并结合产品的特点，缝隙波导外表面采用热控涂层来适应外部恶劣的热环境，对涂层的太阳吸收比和半球发射率均提出了较苛刻的指标要求，其比值为αs/εH≈ 0.43。

1 热控涂层的选择

缝隙波导结构复杂，属典型的中空薄壁精密零件，辐射缝隙贯穿内、外壁表面(如图1所示)，要求内腔表面保持良好的导电性而外壁表面制备涂层以满足规定的热控参数值。

图1 缝隙波导

对比分析各类热控涂层的性能并结合缝隙波导的特点，涂料型有机白漆或电化学型硫酸光亮阳极氧化涂层可能是较好选择。有机白漆空间稳定性差，与基材结合强度低，会额外增加缝隙波导的重量，施工工艺复杂且制备成本高，一般很少采用[3]。而铝合金硫酸光亮阳极氧化热控涂层具有膜层表面平整、光透过率高、抗紫外能力强、真空环境稳定、膜层和基材结合牢固、对精密结构尺寸无影响、不增加零件重量且制备成本低等优点，在空间环境有广泛的应用需求。因此选择光亮阳极氧化涂层作为缝隙波导的热控涂层，而在该种软材质铝合金材料和复杂结构的工件表面制备高性能热控涂层在国内尚属首次。

2 实验方法

2.1 试样涂层的制备

采用与缝隙波导同批次铝合金作为试样材料，外形尺寸为2 mm × 60 mm × 60 mm，加工工艺与缝隙波导的成形工艺相同以使二者的状态保持一致。试样先在丙酮中超声除油10 min，用蒸馏水清洗，再用1 mol/L的NaOH溶液浸泡1 min，以去除铝表面的自然氧化层，用蒸馏水清洗，然后用体积比为30%的硝酸水溶液浸泡1 min；清洗好的零件在80 ℃进行电化学抛光，抛光液由磷酸(15%)与铬酸(5%)配制，抛光电压为15 V，时间为5 min，用蒸馏水清洗，电吹风吹干；经以上过程处理过的试样在浓度为12%、温度为(10±1)℃的硫酸电解液中以15 V的直流恒定电压进行阳极氧化处理；在100 ℃的蒸馏水中对氧化后的试样进行封孔。试样制备光亮阳极氧化涂层的工艺流程如图2所示。试样阳极氧化的前处理—抛光工序对涂层的光学性能影响较大，抛光可以进一步降低工件表面的粗糙度，从而降低涂层的太阳吸收比。对于缝隙波导类精密复杂零件的抛光，机械方式是不可行的，只有采用化学或电化学抛光。化学抛光不会使零件产生倒角现象，但不能满足光亮度的要求；而电化学抛光由于尖端放电效应，时间稍长会使零件的锐角被倒钝。要达到结构精度与抛光效果的最佳结合点，就必须采取相关工艺措施，严格控制抛光溶液的浓度、抛光时间等工艺参数。试样在阳极氧化过程中，通过对氧化电压、溶液的浓度与温度、氧化时间等工艺参数的精确监控，有效控制了膜层以较低的速度生长，这样所制备的膜层致密度高，涂层的光学性能优异。

图2 试样涂层制备的工艺流程

2.2 试样涂层的性能测试

2.2.1 涂层的膜厚

利用FISCHER MP30 电涡流测厚仪测量试样光亮阳极氧化膜的厚度，得到的膜厚-时间关系如图3所示。从图3可知：随氧化时间的增加，该材质铝合金在硫酸介质中阳极氧化后的膜厚呈线性增加；在10 ～ 60 min的范围内，铝合金热控膜的厚度基本上是线形增加的，氧化60 min时涂层的厚度达到了4.0 μm；继续延长时间，涂层的生长速率降低，氧化70 min后涂层的厚度为4.2 μm。说明试样在上述试验条件下延长氧化时间涂层的厚度几乎不增加。

图3 涂层膜厚随时间变化曲线

2.2.2 涂层的热辐射性能

利用CARY500分光光度计，测量试样表面光亮阳极氧化热控涂层在整个太阳辐射区间(250 ～ 2 500 nm波段)的反射光谱，通过积分计算直接得出涂层的太阳吸收比；采用AE辐射计测量光亮阳极氧化涂层的半球发射率。

试样经光亮阳极氧化后形成涂层的太阳吸收比和半球发射率的结果如图4所示。从图4可知：随着氧化时间的延长，涂层的太阳吸收比从0.2逐渐提高到了0.3，而涂层的半球发射率从0.2提高到了0.72。形成的涂层αs/εH的比值介于0.42～1范围内，具有低吸辐比的热控状态，可以满足整星热设计的需求。从图3可知，随着氧化时间的延长，试样表面氧化膜的厚度提高，这层膜对涂层的太阳吸收比数值影响不大，而对涂层的半球发射率数值影响较大。

图4 涂层的热控参数随时间的变化

图5显示了氧化60 min形成的热控涂层在太阳辐射区间的反射率曲线。从图5可知：铝合金表面的光亮阳极氧化涂层在紫外波段的发射率较低，但会随波长的增加逐渐提高；在可见光区域涂层有一个约70%的比较稳定的发射率；在红外波段涂层的反射率大于80%。

图5 涂层的反射率曲线

2.2.3 涂层的表面形貌

采用JSM-6700F场发射扫描电镜观察阳极氧化膜的微观形貌，试样氧化膜封闭前后的形貌如图6所示。从图6可知：在封闭前铝合金表面形成的氧化膜是透明多孔的，具有规则的六边形结构，孔的尺寸在30～40 nm范围内，这些微孔将使光线通过涂层时发生散射而损失一些能量，从而使涂层的太阳吸收比加大；氧化膜经热水封闭以后，无机盐均匀填充在各微孔内而呈封闭状态。试样经阳极氧化后的表面形貌类似于纯铝材料表面阳极氧化膜，没有合金元素溶解形成的缺陷，这种结构有利于提高阳极氧化膜的致密性。

图6 光亮阳极氧化膜的表面形貌

2.2.4 涂层的耐湿热性能

取5件试样，利用湿热老化箱研究涂层的耐湿热性能。实验条件为温度50 ℃，相对湿度95%，经过48 h的湿热试验后，未发现涂层起皮、鼓泡及脱落等缺陷，这说明该材质铝合金光亮阳极氧化热控涂层致密，对铝合金基材具有较好的防护效果。

2.2.5 涂层的冷热交变

冷热交变试验是先将测试样品浸泡在液氮中，然后迅速取出放入高温烘箱内，经100次循环后，观察涂层与基材的结合性能。取5件试样进行热循环试验，在正常大气压下，涂层经过温度为-196 ℃(液氮、2 min)←→(+100 ± 5) ℃(10 min)的100次热循环后，试样涂层外观完好，无起泡、起皮、脱落等现象。

利用胶带提拉法考核试样经冷热交变后的涂层与基体的粘结强度。实验中采用3M胶带粘贴在试样表面(如图7所示)，然后垂直向上将胶带拉起。在此过程中涂层未发生脱落，这说明涂层与基材具有较好的结合强度。

图7 3M胶带粘结试验

2.2.6 涂层耐真空-紫外辐照性能

采用真空-紫外辐照设备，研究铝合金表面光亮阳极氧化热控涂层的耐真空-紫外辐照性能，试验过程的真空度为1.0 × 10-3Pa，使用3倍的加速剂量，累计辐照剂量为14 902 ESH(当量太阳小时)。紫外辐射虽然在总电磁辐射能中所占比例很小， 但由于光子能量高， 会对航天器热控涂层的热辐射性能产生影响，导致热控失效，缩短其在轨使用寿命。

在真空度≤1.0 × 10-3Pa、加速因子为3的紫外辐照剂量条件下，对试样涂层进行真空-紫外辐照试验。在辐照过程中，按不同辐照剂量将试样取出，测量热控涂层太阳吸收比的变化。试验中真空紫外辐照累积剂量为14 902 ESH，表1列出了试样经紫外辐照试验后涂层太阳吸收比的变化情况。

表1 真空-紫外辐照后涂层太阳吸收比的变化

注：辐照前即辐照剂量为0 ESH时，1#涂层和2#涂层的太阳吸收比分别为0.282和0.284。

从表1可知：经过1 020 ESH辐照试验后，试样涂层的太阳吸收比有所提高，太阳吸收比的变化为0.007～0.008；经历4 224 ESH辐照后，涂层太阳吸收比的变化为0.013～0.014；而后增加紫外辐照剂量，涂层太阳吸收比的变化值几乎不变。经14 902 ESH辐照试验后，样品外观完好，涂层太阳吸收比的平均变化量为0.016，说明该涂层具有很好的耐真空-紫外辐照性能，可长期在空间中稳定工作。

2.2.7 涂层耐真空-电子/质子辐照性能

采用综合辐照的方法研究试样涂层的耐真空-电子/质子辐照性能，试验中电子能量为50 keV，总通量为1.6 × 1016e/cm2，通量密度为3.0 × 1011e/(cm2·s)；质子能量为50 keV，总通量为1.6 × 1014p/cm2，通量密度为3.0 × 109e/(cm2·s)。

试样经过累计通量1.6 × 1016e/cm2的电子辐照和3.0 × 1014p/cm2的质子辐照后，涂层太阳吸收比和质量的变化情况见表2。辐照后涂层太阳吸收比的平均变化为0.005，质量损失为0。

表2 试样涂层耐电子、质子辐照性能

2.3 试样涂层的讨论

热控涂层处于空间环境中，会受到空间温度剧烈变化、真空-紫外辐照粒子、真空-电子/质子辐照粒子的影响，其热辐射性能会发生褪变。为验证铝合金光亮阳极氧化型热控涂层在外空间的适应能力，对试样进行了各类空间环境模拟试验。结果表明该涂层具有较好的空间稳定性，满足使用需求。

3 缝隙波导表面热控涂层的制备

图1所示的缝隙波导结构复杂，为避免在工件内壁形成不导电的氧化膜，在进行阳极氧化前，需设计制作专门的保护工装对内腔进行密封防护。保护工装采用高柔性、高弹性和耐腐蚀的非金属材料，与波导各缝槽紧密配合(不得使工件变形)，以防止阳极氧化过程中溶液渗入波导内腔导致工件烧伤和腐蚀等。缝隙波导采用图2所示的工艺流程制备的光亮阳极氧化热控涂层，同槽试样检测表明，其各项性能指标均满足使用要求。

4 结束语

本文在软材质铝合金缝隙波导上制备了光亮阳极氧化型热控涂层，其膜层厚度约为4.0 μm，太阳吸收比和半球发射率均满足指标要求。涂层表面致密，色泽均匀，膜层无疏松、气泡、裂纹、起皮、脱落及腐蚀斑点等，且波导内腔无阳极氧化膜、无烧蚀等缺陷。涂层具有优异的耐湿热、耐冷热交变的能力，经真空-紫外辐照、真空-电子/质子辐照等模拟空间环境考核，其性能指标基本无变化。制备该涂层的工艺成熟稳定，生产效率较高。制件合格率达100%，已在多个星载SAR型号天线缝隙波导中作为热控涂层得到成功应用。

[1] 范含林. 航天器热控材料的应用和发展[J]. 宇航材料工艺, 2007(6): 7-10.

[2] 闵佳荣, 江经善. 卫星热控制技术[M]. 北京: 宇航出版社, 1991.

[3] 童靖宇，王吉辉， 李金洪. 温控白漆原子氧、紫外综合环境效应退化影响初步研究[J]. 航天器环境工程, 2003, 20(4): 19-24.

李春林(1974-)，男，高级工程师，主要从事工艺总体研究与设计工作。

Preparation Process of Thermal Control Coating on Space-borne Slot Waveguide Antenna

LI Chun-lin1，XIN Shi-gang2

(1.NanjingResearchInstituteofElectronicsTechnology,Nanjing210039,China；2.TheKeyLibraryofInorganicCoatings,ShanghaiInstituteofCeramic,ChineseAcademyofSciences,Shanghai200050,China)

The aluminum alloy bright anodic oxidation thermal control coating characterized by high productive efficiency, low cost, low weight and stable thermal control properties is becoming gradually the first choice of the thermal control coating for space-borne SAR antenna slot waveguide. The preparation process and test methods of the thermal control coating on aluminum alloy space-borne slot waveguide with complex structure by bright anodic oxidation in a sulphuric acid solution are introduced in this paper. The results show that the thermal control coating possesses a high stability in the space environment and its thermal control properties meet the thermal design requirement of the whole satellite.

aluminum alloy slot waveguide; anodic oxidation; thermal control coating; hemispherical emmitance; solar absorptance

2015-10-26

V443

A

1008-5300(2016)01-0040-04