航天器用可变发射率热控器件的研究进展

金海波，凌晨，李静波

（1.北京理工大学 材料学院，北京 100081；2.结构可控先进功能材料与绿色应用北京市重点实验室，北京 100081）

0 引 言

卫星在近地轨道运行时，其外部热环境会发生剧烈变化，温度波动范围可达–150～150℃[1-3]。为了维持其搭载设备正常运转，并最大限度地延长设备服役寿命，航天器需要配备热控系统，使其在合适的温度范围内运行[4-5]。在空间环境中，辐射是航天器与环境换热的唯一方式，且主要集中在中、远红外波段[6]。可变发射率热控器件可以根据工作温度变化，实现低温低热辐射率和高温高热辐射率，从而大幅提高热控效率[7-8]，成为航天器热控系统的重要组成部分。

随着航天技术的不断发展，微小型卫星和纳米卫星等微型航天器由于其灵活、专业、低开发、制备和运行成本等优势受到了国际航天科研工作者的青睐。但是微/纳卫星体积小、空间利用率高、功率密度高，对卫星的热控技术提出了更大的挑战[9]。

传统的可变发射率热控器件主要采用诸如百叶窗等电驱动热控器件，通常需要搭配温度传感器、驱动器、驱动元件、控制电路、供电系统等部件，增加了航天器重量、体积以及能源消耗，也增加了相应的制造和发射成本。因此具有快速响应、结构简单、质量小的高效新型航天器热控器件成为目前航天热控技术的研究热点。

总结国内外研究现状，可变发射率热控器件可分为主动型和被动型两大类。主动型热控器件强调使用各种驱动信号来调节各项热控参数，实现快速、精确控温。如：基于微机电系统（Micro-Electro-Mechanical System，MEMS）的微型热控百叶窗[7,10-15]、静电开关辐射器[16-25]、电致变色热控器件[26-30]、可控热量传输的新型热管技术[31-35]。而被动型热控器件则是利用器件自身特殊的物理化学性质，随着环境温度的变化，自主调节发射率，实现低温低发射率、高温高发射率。如：基于热致变色的智能热控器件（Smart Radiation Device，SRD）[36-40]、微型热开关[41-42]、智能型可反复展开式辐射器[43-45]等。

1 主动型可变发射率热控器件

1.1 微型热控百叶窗

微型热控百叶窗是一种采用电驱动的装置，通过控制低发射率叶片遮挡高发射率散热表面的方法来控制器件的整体发射率，进而控制航天器温度[46]。早期航天器设计中，传统热控百叶窗作为一种重要的热控技术在各个国家的航天器中得到了广泛运用。我国于1971年3月3日发射的第2颗卫星“实践1号”便将热控百叶窗技术运用于该航天器的热控系统当中[47]。为了适应航天器微尺度化的发展趋势，基于MEMS的微型热控百叶窗受到了航天科研工作者的广泛关注。美国约翰霍普金斯大学Osiander等研制了一种可以通过开关叶片来控制器件辐射率的MEMS微型热控百叶窗，在每平方厘米大小的表面集成了400个0.15 mm2大小的微型叶片，可以通过电信号驱动叶片的开关来控制器件的辐射率，如图 1所示。美国航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）发射的ST-5卫星上使用微型热控百叶窗，其发射率变化范围为0.3～0.6，循环寿命可达到10 000～50 000次[11-12]。因为百叶窗及其驱动器占据了表面积的50%以上，其理论填充系数（实际辐射面积与设备投影面积的比值）无法超过50%[11]。Douglas等在实验室条件下将发射率调节范围提高到了0.5～0.88[7]。兰州空间技术物理研究所也于2011年研制出新型“三明治”微型百叶窗结构，其有效发射率变化范围可以达到0.36～0.79[15]。

图1 MEMS热控百叶窗Fig.1 MEMS thermal control shutter

1.2 静电开关辐射器

静电开关辐射器（Electrostatic Switched Radiator，ESR）是在真空中通过静电力控制高发射率薄膜表面同低发射率基板表面的缝隙，进而调节发射率变化，以此实现航天器热管理的主动型热控元器件，工作原理如图 2所示[5,18]。当开关关闭，ESR处于保温状态，顶部的高发射率薄膜由隔热材料支架支撑，与基板表面形成几十微米厚的真空层。因此开关关闭时，热量无法有效向外辐射，达到保温效果。当开关打开，ESR处于散热状态，高发射率薄膜受静电力作用与基板接触，航天器基板上的热量可以通过高发射率薄膜向宇宙空间辐射[22]。2006年NASA对静电开关辐射器进行了飞行实验，其发射率变化幅度为0.7[20,23]。如今ESR技术结合MEMS也呈现出微型化的趋势。近期韩国朝鲜大学Kim教授设计了一种微型电珠散热器，通过改变电场方向使得电珠移动，进而改变散热器的辐射率，其发射率变化范围从0.33～0.65[48]。

图2 静电开关辐射器（ESR）结构与工作原理图[5]Fig.2 Principle of electrostatic switchable radiator（ESR）[5]

1.3 电致变色热控器件

电致变色是指材料的光学性质（吸收率、发射率、透过率等）在外加电场的作用下发生可逆变化的现象[27,30,49]。在热控过程中，无论是微型百叶窗还是静电开关辐射器，其发射率调控都涉及机械过程。电致变色热控涂层（Electrochromic，EC）则是依靠外加电场作用下的可逆化学过程改变发射率，从而实现航天器热控。美国NASA“新盛世计划”重点研究了电致变色涂层在航天器热控方面的应用，并在2006年发射的ST-5卫星上对电致变色热控器件进行了飞行实验验证[11]。美国EES公司设计的电致变色热控器件在原有器件结构基础上增加了一层透明保护膜，将电致变色层与空间环境隔离，提高了热控器件的服役性能。该器件于2007年搭载美国MidSTAR卫星进行空间飞行试验，试验表明器件具有良好的热控性能[6,12]。如图 3所示，电致变色热控器件主要由反射电极（Reflective Electrode，RE）、离子存储层（Ion Storage，IS）、电解质层（Ion Conductor，IC）、电致变色层（Electrochromic，EC）、透明导电层（Transparent Electrode，TE），5层膜结构组成[1,28]。安装在航天器表面的RE层具有反射红外光线的能力；IS层主要起到存储功能离子的作用；IC层则为EC层和IS层间的离子传输提供通道；EC层作为器件核心，是电致变色反应层，变色层的性能决定了整体器件的热控能力；顶层TC层是具有高电导率和高红外透射率的透明电极，同时保护器件免受宇宙空间原子氧的影响[1,5]。

图3 电致变色热控器件[41]Fig.3 Electrochromic thermal control device[41]

Demiryont等设计的电致变色热控器件不仅拥有较低的密度（5 g/m2），而且在实验室条件下平均发射率变化幅度达到0.7，特定波长的发射率调节变化最大接近0.9，空间实验中平均发射率调节变化幅度达到了0.3[1,50-51]。Chandrasekhar等设计的电致变色热控器件，发射率调节变化幅度接近0.5[52]。我国兰州物理研究所何延春等采用磁控溅射方法，制备了WO3/ITO/Glass简易电致变色器件，透过率平均变化达到50%，具有较好的变色性能[5,53]。近期加拿大科研人员Camirand和他的团队通过改变不同的溅射压强控制WO3薄膜的孔隙率。利用循环伏安法结合原位传输测量，发现更快的电荷注入可以有效影响红外调制能力[54]。虽然各种电致变色热控器件拥有诸多优异的性能，但是在实际应用上依旧面临许多问题。在电致变色层材料的选择方面，有机材料存在易降解的问题，而无机材料变色响应时间较长，而且变色材料在外空间剧烈温度变化条件下，都面临着循环寿命欠佳的问题[29,55]。

1.4 可控热量传输热管

热管概念于1942年首次被提出，具有极好的导热效果，已经成为航天器热控技术中一种重要的传热元件[32-34]。热管一般由管壳、管芯和工作介质组成，其基本工作原理是使热管一端受热，使管内液体蒸发至另一端冷凝成液体，再利用毛细力作用使之回流，如此循环达到热控的目的[47]。热管系统经在航天器上的应用，证明了其有效性和可靠性[35]。随着航天技术的发展，热管技术也在不断进步，近年来毛细抽吸两相流体回路（Capillary Pump Loop，CPL）[56-58]热管和环路热管（Loop Heat Pipe，LHP）[59-60]作为两个重要的研究方向受到了各国研究者的广泛关注，其结构如图 4所示。目前环路热管（LHP）发展较好，并进行了多次飞行实验，取得了较好的效果，成为一种重要的航天器热控技术。CPL作为一种新型热量收集输运技术，在大型航天器热控系统中有着较好的发展前景。

图4 热管示意图Fig.4 Schematic of heat pipe

2 被动型可变发射率热控器件

被动型可变发射率热控器件是利用材料自身物理化学性质，根据环境温度调节发射率，起到智能调控航天器内部温度的作用。它不需要主动型热控器件所需的诸如控制电路、驱动、动件和能源供给等部件及繁复的结构。这对空间和能源极其有限的空天飞行器来说具有重要意义。

2.1 智能型可反复展开式辐射器

日本宇宙航空开发机构/宇宙科学研究所（Japan Aerospace Exploration Agency/Institute of Space and Aeronautical Science，JAXA/ISAS），开发了一种100 W量级轻型智能辐射器，该散热器具有环境自适应能力并装有记忆可逆型散热板，具有较高的应用潜力，并于2002年开始实验[43-44]。在不同的热环境中，即使没有电力支持它依旧可以根据航天器内部温度与外空间环境温度的差异调整散热板。如图 5所示，低温条件下，散热板收拢吸热，高温条件下散热板展开散热[61]。于2009年报道的智能型可反复展开式辐射器的反复展开测试、真空热性能测试和振动测试结果表明，在–30～30℃的温度范围内，散热板可实现从0～140°反复展开。热平衡试验和功率循环试验等热性能测试表明，智能辐射器的自主热控能力随功率的变化而变化。虽然振动测试结果对器件造成了轻微的损伤，但不会对热控系统的结构完整性产生影响。这些成功的服役性能和热控性能测试实验证明，该辐射器具有实际应用的价值[45]。

图5 智能型可反复展开式辐射器[61]Fig.5 Intelligent deployable/stowable radiator[61]

2.2 微型热开关

微型热开关具有适应外界环境温度来调节器件散热速率的能力。当设备产生大量热量，热开关将电子元件同散热器连接起来；当设备不再产生热量，便将连接断开保存热量，从而保障设备处于理想的温度范围内[41]。如图 6所示，使用热开关将每个内部组件连接到卫星散热器。因此，每个内部元器件的温度可以通过选择合适的热交换工作温度来单独控制。这一特性使它们成为一种重要的现代卫星热控技术。微型热开管可通过多种方式调节导热性能，美国“火星漫游者”探测器所搭载的石蜡启动微型热开关，这种热开关依靠石蜡融化过程中的体积膨胀，可使其热导率达到30倍的变化，其热导率最大可达到0.4 W/℃[4]。Lankford等开发了一种气隙式微型热开关，通过加热吸附床中的吸附剂控制开关结构间隙中气体的体积，进而改变热传导效率[62]。除了上述两种常见的热开关，见诸报道的热开关还有非均匀膨胀型热开关（Differential Thermal Expansion，DTE）[63]、可调制热层开关（Variable Thermal Layer，VTL）[64]和电湿润介质开关[65]等。

图6 微型热开关辐射器[41]Fig.6 Micro thermal switch radiator[41]

2.3 基于热致变色功能材料的智能辐射器件

热致变色功能材料是一类基于热致相变实现有效的光学调制的材料。材料受热发生相变，光的透过率和反射率在热致相变前后发生显著变化，从而实现对环境温度自适应的智能光学响应。因此，热致变色材料在光电子器件、激光防护和航天器热控用智能型辐射器件等方面具有重要的应用价值。无机金属氧化物热致变色材料稳定性高，适于空间环境应用。其中，二氧化钒（VO2）和钙钛矿稀土碱土金属锰氧化物（LaSrMnO3型）热致变色材料是当前最具潜力的SRD材料。

2.3.1 钙钛矿稀土碱土金属锰氧化物

用于航天器SRD的钙钛矿稀土碱土金属锰氧化物主要为La1-xSrxMnO3和La1-xCaxMnO3化合物。它们是在LaMnO3中用Sr2+/Ca2+替代部分La3+形成的畸变钙钛矿结构锰氧化物，钙钛矿晶胞原型如图 7所示[66]。La1-xSr/CaxMnO3是一种电子强关联材料，通过改变化合物中的Sr/Ca含量，金属–绝缘转变（Metal-Insulator Transition，MIT）温度可以调控到室温附近[67-69]。其低温金属相对红外光强反射，高温绝缘相则对红外光高透过。由于其光学性能与航天器热控要求相匹配，受到了来自中国和日本科学家的关注[70-73]。研究表明随着Sr2+/Ca2+掺杂量的不同，La1-xSrxMnO3的发射率将产生较大的变化[74]。2003年Tachikawa等针对La1-xSrxMnO3钙钛矿锰氧化物进行了研究，其最高发射率可达0.65，最低发射率为0.28，发射率调节范围达到0.37[75]。近年来南京理工大学利用射频溅射法分别在不同基底上制备了掺杂锰酸镧热致变色薄膜，其发射率变化幅度达到0.43，呈现出优良的热控性能[76-77]。2017年日本的Shiota等利用金属有机物分解技术在Si基底上制备了致密单相钙钛矿（La1-xSrx）MnO3-δ薄膜，观察到发射率随铁磁-顺磁相变产生变化，发射率变化幅度约0.2[78]。

图7 LaMnO3晶格结构Fig.7 Lattice structure of LaMnO3

虽然其光学特性可以满足航天器热控要求，但是钙钛矿锰氧化物材料的太阳吸收率较高，需要利用多层光学膜结构降低其太阳吸收率。此类材料的热致变色响应温度范围较宽，热控响应相对缓慢，难以实现精确热控管理。此外，钙钛矿锰氧化物材料需要精确的成分控制才能实现功能特性。这都是未来实际应用中需要克服的难题。

2.3.2 二氧化钒热致变色材料

二氧化钒（VO2）作为一种过渡金属氧化物，在68℃左右发生金属–绝缘体相变（MIT），相变响应速度极快，小于纳秒量级[79-80]。伴随着相变的发生，VO2由高温金红石金属相（R相，空间群P42/mnm）转变成低温单斜半导相（M1相，空间群P21/c），如图 8所示。伴随MIT相变，其电阻率和红外透过率发生大幅度突变，电阻率变化幅度可高达4 ～5个数量级，红外透过率也由高温低透过率高反射率状态变为低温高透过率低反射率状态，透光率变化可达70%以上[81]。相应地，VO2薄膜发射率也会发生突变，发射率变化幅度达到0.6[82]。

图8 VO2相变前后结构及红外透过率变化Fig.8 Structure and infrared transmittance changes during the VO2 phase transition

然而VO2对红外光低温高透过、高温高反射，其发射率随温度变化正好与航天器热控需求相反。加拿大学者Benkahoul等直接在金属铝基材上制备VO2薄膜，利用铝对红外光的强反射，实现了材料光学性能的反转，获得了适于航天器热控应用的发射率可调的器件[83]。虽然此器件的发射率调制率只有0.22[83]，但是此项工作证明，将VO2材料辅以强反射基底，可以发挥VO2的热致变色性能，实现卫星热控功能。研究者们先后提出了利用多层膜结构改善SRD热控性能的研究思路[84-86]，基本原理是在强反射基底与VO2薄膜间引入光介质层，采用高反射金属膜/红外透光介质膜/VO2膜以及防静电膜的复合膜结构，形成非对称法布里–珀罗（F-P）谐振微腔，通过相干相消，实现低温低发射率，高温高发射率的热控功能[84-86]。非对称F–P谐振微腔结构示意如图 9，高反射金属膜、红外透光介质膜、VO2膜构成基本的复合膜结构。

在航天器SRD应用研究方面，加拿大MPB通信公司在加拿大航天局（Canadian Space Agency，CSA）和欧洲航天局（European Space Agency，ESA）的资助下开展了基于VO2的航天器用SRD器件的研究。他们采用金属Al基底，将具有一定尺寸和形状的热致相变颗粒分散于SiO2介质中，制备出了低温低发射率、高温高发射率，在30～90℃范围内发射率变化△ε～0.45的热致变色可调发射率涂层[88]。MPB公司还开发出Ag/VO2/SiO2/VO2多层膜结构智能型热控器件，发射率变化范围为0.38～0.74，太阳吸收率仅为0.32。器件经4 000次的真空热循环和17次抗热震稳定性实验（温度区间为–196～165℃），仍然具有较好的热控性能，表明器件具有较好的稳定性和热服役性能[89]。考虑空间复杂环境对器件热控效率的影响，Jiang等开展了空间原子氧环境模拟实验，研究发现空间氧原子环境对器件性能影响甚微[90]。Ali Hendaoui等提出了一种简单的三层薄膜结构，如图 10所示，在VO2相变前后发射率由0.22增加至0.71，发射率变化达到0.49[84]。意大利学者Li Voti等研究了基于VO2/Cu和VO2/Ag的多层膜结构，发射率随着层数的增加而增加，其发射率最大变化范围为0.3～0.7[91]。2017年美国亚利桑那州立大学的Sydney Taylor等利用单轴传递矩阵方法和有效介质理论计算了器件辐射特性，计算结果显示随着VO2相变的发生，智能热控器件形成法布里–珀罗谐振微腔，实现低温低发射率，高温高发射率的热控性能[87]。

图9 VO2热致变色智能辐射器（SRD）结构示意[87]Fig.9 Schematic diagram of VO2 thermochromic smart radiator device （SRD）[87]

国内相关工作仍处于起步和技术储备阶段。冯煜东等利用TFCALC软件开展了基于VO2的SRD的光学模拟设计研究，设计了Al2O3/Ag/Al2O3/TiO2/VO2/TiO2/VO2/TiO2/Ge和Al2O3/Ag/Al2O3/Ge/VO2/Ge/VO2/SiO2/Ge的多层膜结构，模拟计算的最大发射率变化可达0.5[92]。中国科学院上海硅酸盐研究所的闫璐等设计了基于非对称FP谐振腔的VO2智能热控涂层，利用光学模拟计算研究了热控涂层的发射率变化幅度△ε随着VO2层厚度的变化规律，发现△ε随VO2膜厚度增加先增大后减小，最大可达到0.6[93]。他们制备的Ag/HfO2/VO2三层膜结构SRD器件（如图 11），当VO2薄膜厚度为50 nm时△ε达到最大，发射率调节范围为0.13～0.68[94]。

已有的研究工作表明，VO2/光介质层/金属基底多层膜结构的发射率与基底材料、光介质层材料、膜层厚度、多层结构形式等各种因素均有密切关系，但最关键的因素是作为SRD器件核心材料的VO2薄膜的光学调制性能，即VO2薄膜的质量。

航天器用VO2基SRD器件不但需要VO2具有强的红外调制能力还要保持低的太阳吸收率，这对VO2薄膜质量提出了很高的要求；为实现有效热控，还需降低VO2的相变温度。然而，制备高质量的VO2薄膜难度较大，这主要是因为VO2在空气气氛下是亚稳相，热处理过程中氧分压微小的变化就易形成第二相，而且氧空位对VO2的相变性能具有显著的影响[39]。

国内外科研工作者在VO2薄膜制备及其相变温度调控方面开展了广泛的研究。目前制备VO2薄膜的工艺主要有脉冲激光沉积[84,95]、反应蒸发[96]、磁控溅射[97]、分子束外延[98]、溶胶–凝胶[99]、化学气相沉积法[100]和水热法[37]等。其中最具实用价值的是磁控溅射、溶胶–凝胶和水热法。溶胶凝胶法简便易行，但所制备薄膜的质量普遍低于磁控溅射和水热法，溶胶凝胶法制备的VO2薄膜的相变电阻跃迁幅度基本小于3个数量级[99,101]，而磁控溅射和水热法所制备薄膜的相变电阻跃迁幅度可达～4个数量级[37,97]。北京理工大学金海波课题组对磁控溅射法和液相法制备VO2薄膜开展了系统的研究。在磁控溅射制备VO2薄膜的研究工作中发现衬底诱导取向生长对VO2薄膜的热处理稳定性和光、电性能具有显著影响[102]，为利用磁控溅射技术制备高质量VO2薄膜提供了技术基础。首次提出了利用衬底诱导技术采用水热法制备具有规则网络结构薄膜的研究思路，成功制备得到具有桁架结构的VO2/Al2O3网络薄膜和具有正交结构的VO2/TiO2网络薄膜，如图 12所示。该网络结构VO2薄膜具有优良的结晶性能，电阻调制幅度达到4.8个数量级，如图 12（b）。其自组装的多孔结构提高了薄膜的可见光透过率，最大可见光透过率超过65%，如图 12（d），同时薄膜保持了高的红外调制率，相变前后对2 000 nm红外光的调制率达到41.9%，对5 000 nm红外光调制率接近50%。由于网络薄膜具有桁架结构，薄膜表现出了优异的抗相变疲劳损伤性能，经500次热循环相变，薄膜性能基本没有改变，如图 12（c）。结合衬底诱导技术，在长有多晶TiO2缓冲层的石英玻璃上水热法制备得到结合良好的多孔VO2纳米片组装膜，薄膜表现出。

优异的热致变色性能[40]。上述工作表明，利用诱导技术，采用水热法可以制备得到热致变色性能优良的VO2薄膜，从而满足SRD性能要求。

图12 VO2/Al2O3桁架结构和VO2/TiO2正交结构网络膜Fig.12 VO2/Al2O3 trussed-structure network film and VO2/TiO2 orthogonal nanonet film

VO2是典型的电子强关联材料，利用外电场可以激发相变，调节相变温度[103]。Nakano等制备了VO2基双电层晶体管，研究发现，厚度为50 nm的VO2纳米薄膜在3 V门电压作用下，相变温度下降到～50℃[104]。1.14%W掺杂VO2纳米线在225 K温度只需约1 V电压即可诱导相变发生，随着温度升高，诱导相变所需的电场强度逐渐降低[105]。金海波课题组在VO2薄膜上制备间距40 μm的表面电极，在50℃利用外电场激发了VO2的金属–绝缘转变，随氧缺位的增加诱导相变所需的电压降低，如图 13[39]。上述研究结果表明，较小的工作电压即可显著降低VO2薄膜的相变温度，且结构简单，为VO2基SRD设计提供了一个新思路。

图13 VO2样品的I-V曲线Fig.13 I-V curves of VO2 samples

已有的研究表明利用元素掺杂可以改变VO2的相变温度[106]，其中高价金属离子如W[107-108]、Mo[109]、Nb[110]等的掺杂可以有效降低VO2的相变温度。如图 14所示，随着W元素掺杂含量的增多，材料相变温度有着明显降低[111]。研究表明，W、Mo、Nb等元素掺杂会弱化V-V键的共价性进而降低V-V链相互作用的强度，最终降低了相变温度TMIT。W掺杂VO2晶格结构与d//轨道变化如图 14（a）～14（b）所示[111-113]。然而，掺杂往往会对VO2的光学调制性能产生不利的影响，相关工作仍需进一步深入展开。

图14 W掺杂VO2使其相变温度发生改变Fig.14 Orbital change manipulation metal-insulator transition temperature in W-doped VO2

国内外对VO2热致变色SRD的研究进展表明，VO2基SRD器件结构简单、响应速度快、红外调制率高，是很具应用前景的新一代热控器件。通过进一步优化高质量纯相VO2大面积薄膜制备技术、优化VO2薄膜SRD器件结构、开发合理的掺杂技术，有望形成具有实用价值的特别适合微小卫星的新一代热控技术。

3 结 论

随着航天技术的发展，微小型卫星和纳米卫星等微型航天器的出现，传统的热控器件面临着巨大挑战。相关研究表明，未来的航天器热控技术有如下发展趋势：基于微机电系统（MEMS）的新型热控器件将得到逐步应用；同时红外发射率可变材料，如电/热致变色材料，尤其是VO2热致变色材料，作为一类新兴的功能材料具有极大的应用和发展潜力；新型的CPL和LHP等热管技术将会大大提高现有航天器的热控能力。

下一代的航天器热控系统，将会提高各种热控器件的协同应用程度，被动型和主动型器件相互辅助，共同实现新一代航天器热控管理。

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