热控涂层

摘要： 热控材料是实现航天器热控功能的重要介质,是航天器热控技术发展的基础。航天器热控系统中大量使用多层隔热材料、导热材料、热控涂层、界面材料等均是利用材料自身热物理特性实现航天器温度场的控制。本文从航天器热控材料工程应用角度,综述了航天器热控系统常用的隔热材料、高导热材料、涂层材料及界面材料等四类热控材料的研究与空间应用进展,分析了未来空间科学探测、低温推进剂在轨贮存等空间应用场景在深低温及高温环境下对热控技术的发展需求,提出了对深低温和高温环境下高效隔热材料、特种涂层材料等航天器热控材料的发展建议。

摘要： 天问一号火星进入舱携带祝融号火星车实施进入、下降、着陆过程,其热控系统设计主要面临地火转移外热流大幅变化、进入火星舱壁气动烧蚀长时高温、着陆发动机点火局部超高温等技术挑战。为此,综合采用隔热设计、等温化设计、主动控温设计等热控手段,针对外热流大幅变化应用了新型SAL-2热控涂层,为解决局部超高温问题研制了新型气凝胶热防护装置,完整构建了进入舱的高效可靠热控系统。飞行遥测数据表明,全飞行过程设备温度和热控功耗均优于指标要求,进入、下降、着陆过程工作设备温度范围5.0~40.3°C,整舱平均控温功耗不超过43 W,验证了进入舱热控系统设计的有效性。

摘要： 基于科教融合理念,将科研项目"ZnO基热控涂层的制备"转化为本科生实验,以有机胺辅助水热法制备的纳米ZnO为颜料,通过刮涂法获得热控涂层.实验具有航天国防背景特色,涉及化学、材料和能源等多学科交叉融合,具备新颖性、实用性及可操作性的特点.学生从颜料粉体合成、表征技术、涂层制备和光学性能测试全操作流程中接受基本科研训练,有利于培养学生实验操作技能、科研探索及创新能力,加深基础理论知识理解,增强家国情怀和激发科研兴趣.

摘要： 开展高紫外-可见-近红外反射能力热控填料的制备,研制新型低吸收比(αs)高发射率(εH)无机热控涂层.以自制SBA-15和ZnO前驱体为原料通过溶剂热浸渍和高温煅烧法制备ZnO/SBA-15填料,然后与硅酸钾(K2SiO3)制备无机热控涂层;采用SAXD、XRD、SEM、太阳反射光谱分析填料和涂层的性能.结果显示采用硝酸锌作为前驱体、m(ZnO)∶m(SBA-15)=3∶7、950°C下烧结3h可以得到高紫外-可见-近红外反射能力的填料;ZnO/SBA-15/K2SiO3无机涂层的αs为0.09,εH为0.91,涂层结合力等级为1级,经过100次-196～100°C热循环实验后,涂层无脱落和开裂现象.SBA-15改性ZnO可以获得具有高紫外反射率和低αs的热控填料,ZnO/SBA-15填料制备的无机热控涂层同样具备高紫外反射率、低αs和高εH,可以满足航天器高效散热的需求,应用前景良好.

摘要： 采用自制新型无机白色填料、无机黏结剂制备了高稳定无机热控涂层.对热控涂层的厚度、面密度、热辐射性能、真空挥发性、热循环性能、空间环境稳定性(真空-紫外、真空-质子、真空-电子、原子氧)及多种基材的适应性进行了测试与验证.结果表明:新型无机热控涂层的太阳吸收比≤0.07、半球发射率≥0.90、面密度200～360 g/m2,经过地面模拟空间环境试验后涂层的太阳吸收比退化量较小,具有优异的空间环境稳定性,适用于多种基材表面.

摘要： 针对空间环境温差大、环境恶劣的问题,阐述了热控涂层在航天领域的重要性,以及未来航天器对热控涂层提出的高散热、轻量化、长寿命等新要求.结合常用涂层类型,重点介绍国内外低吸收高发射热控涂层的研制概况和现有喷涂型低吸收高发射热控涂层存在太阳光紫外波段光吸收过高、涂层性能退化快等问题.阐明影响热控涂层热辐射性能的关键因素在于填料性能,然后对常用的热控填料进行总结,并对应用最广泛的氧化锌填料的改性方法和仍然存在的问题做出归纳,最后提出解决问题的方法是使用新型多孔材料介孔分子筛对氧化锌进行改性处理,并对改性方法进行调研.结果显示,此方法可以很好地解决现有涂层的问题并满足未来航天器对涂层的新要求.

摘要： 热控涂层是航天器热控系统中重要的功能性涂层材料。针对热控白漆ACR-1在真空强电磁场条件下的耐温性、分解特性、电性能(介电常数、损耗角正切)以及电性能的退化情况进行了研究。结果表明,热控涂层进入热分解阶段后,其表观颜色逐渐变深,涂层结构由致密转化为多孔状,损耗角正切值随着降解程度的提高而逐渐增大,电磁场在热控涂层中的能量损耗也相应增大,从而导致热控涂层的热平衡温度提升。当涂层材料分解殆尽,完全碳化,其损耗角正切值急剧增大,电磁波损耗也急剧增大,设备电性能指标下降明显,偏离了设计要求。

摘要： 通过扫描电镜和能谱仪考察了热处理状态(T4和H112)对2A12铝合金发黑阳极氧化热控膜微观形貌、元素组成和热循环性能的影响.结果表明,T4状态的铝合金上所得热控膜呈龟裂状,与基材之间存在孔洞.裂纹贯穿孔洞,这是造成热循环试验后热控膜脱落的主要原因.而H112状态的铝合金上所得热控膜较为致密,不存在孔洞,耐热循环性能较好.

摘要： 针对航天器碳纤维复合材料表面热控涂层快速、均匀固化的发展需求,开展了以微波固化为手段的热控涂层快速固化应用研究与验证.研究以E51-M高发射率热控涂层为研究对象,通过搭建非热效应平台配合红外监测分析了E-51环氧树脂微波辐照固化与加热固化的产物结构变化,并通过二级自催化反应动力学方程进行了固化度的计算,从而研究出了E-51环氧树脂微波辐照的固化机理.对微波固化后E51-M高发射率热控涂层进行了应用性能验证,结果表明E51-M热控涂层微波固化时间仅为3.1小时,缩短到了5％热固化时间,并且涂层热辐射性能不变,与碳纤维复合材料基材结合力性能满足航天应用指标要求.

摘要： 本文介绍了热控涂层的工作原理和结构,及在苯乙烯储罐外防腐的应用,涂覆后的储罐,防腐蚀性能增强,在高温环境下,能够将85％以上的太阳热能反射出去,效控制罐体受热升温,节约能源、提高了储罐使用效能,储罐内的苯乙烯温度控制在15°C以下,达到苯乙烯的储存条件,同时,减少制冷设施的使用,实现节能降耗.

摘要： 热控涂层表面镀ITO(Indium Tin-Oxide)膜是抑制航天器表面充放电的有效措施,但空间辐射环境总剂量效应可能会使镀ITO膜的防静电热控涂层电性能发生退化,且目前尚未有系统的相关研究.本工作研究了空间电子和质子辐照环境对ITO膜导电性能的影响,为表面充放电防护提供设计依据.选择两种典型防静电热控涂层(ITO/Kapton/Al、ITO/OSR/Ag)为研究对象,针对地球同步轨道低能带电粒子环境,通过地面加速试验方法研究电子和质子辐照对防静电热控涂层表面电阻率的影响.试验参数采用剂量-深度分布模拟方法确定,保证了地面效应和空间效应的等效性;试验数据采用表面电阻率原位测量方法获得,避免了异位“恢复效应”带来的测量误差.试验结果表明,质子与电子辐照环境下两种防静电热控涂层的表面电阻率均呈指数衰减趋势,且电子辐照下材料性能变化趋势更为明显.SEM分析表明,ITO/OSR/Ag辐照后表面损伤较小,而ITO/Kapton/Al在辐照后表面出现细小的裂纹.XPS分析表明,电子、质子辐照后涂层表面氧空位型缺陷和Sn4+离子增多可能导致防静电涂层表面导电性能增强.本研究工作验证了空间带电粒子辐射环境对镀ITO膜热控涂层导电性能没有严重影响,为地球同步轨道长寿命型号大量使用ITO防静电涂层提供支持.

摘要： 测量天体表面辐射特性参数需要在航天器上安装专用仪器,在资源紧张无法情况下就无法开展这方面工作,这种情况下可以利用航天器上热控涂层对天体表面辐射特性进行初步测算.本文以嫦娥三号着陆器为例建立了测算月球辐射特性的数学模型,并得到嫦娥三号着陆区月球表面的太阳辐射光谱吸收比为0.89、发射率为0.87,这是目前国际上首次进行月球表面近距离测算.本文建立的基于设备热控涂层测算天体表面热辐射参数的方法,能够充分利用航天器现有资源获得更多科学探测数据.

摘要： 空间环境对热控涂层的功能和性能有较大的影响，热控涂层的选用必须要考虑空间环境的影响。文章对一种黑色热控涂层进行了真空—紫外辐照，真空—质子辐照、真空—电子辐照以及热循环试验。试验结果表明，该热控涂层具有良好的空间环境稳定性。

摘要： 无机热控涂层是航天器常用的一类热控涂层，文章采用上海硅酸盐研究所研制的真空-紫外辐照装置，选用合适的加速比，对国内几种常用的热控涂层进行了长达10000ESH以上的辐照试验，“原位”测量了各阶段试验样品的太阳吸收比变化值，获得了这些热控涂层的太阳吸收比变化曲线，验证了热控涂层的“漂白”效应，相关研究结果可以为热控专家进行热设计时提供参考。

摘要： 本文针对地球同步轨道长寿命卫星用热控涂层，进行了轨道环境分析和空间环境因素裁剪，提出了轨道辐照效应地面模拟试验参数制定准则，设计了电子、质子，紫外的辐照效应加速模拟试验方案。该设计方案结合了国内有多年使用经验的综合环境模拟试验设备条件，具有试验周期短，环境因素考虑全面的特点。

摘要： 文章通过试验研究了真空预处理条件及工作真空条件对热控涂层ITO/Kapton/Al及S781原子氧作用后的性能的影响，给出了原子氧地面模拟试验时真空条件的合理范围。结果表明，不同的真空预处理条件对ITO/Kapton/Al及s78l的原子氧反应率有一定的影响，对两种涂层表面发射率的影响不大；2.0×10-2Pa、5.0×10-2Pa及2.0×10-1Pa三种工作真空条件获得的原子氧反应率较为接近，小于工作真空条件2.0Pa的情况，不同工作真空条件下两种涂层的表面发射率及ITO/Kapton/Al的表面形貌变化不大。

摘要： 玻璃型二次表面镜是航天器常用的一种高性能热控涂层，本文采用自制积分球和分光光度计变角度组件组成的两种测试手段，研究了铈玻璃镀银二次表面镜热控涂层的光学性能与测量入射角度的变化规率，结果表明，铈玻璃镀银二次表面镜热控涂层的入射角由200变化为700时，涂层的太阳反射率由0.93变化为0.76，即热控涂层的太阳吸收比增加了19％。相关研究结果将为热控制专家进行相关热设计提供实验参考。

摘要： 黑色聚酰亚胺薄膜是一种柔性热控涂层，在航天器上已得到广泛应用。文章对黑色聚酰亚胺薄膜进行了真空.紫外辐照、真空.质子辐照、真空-电子辐照以及热循环试验.试验结果表明，黑色聚酰亚胺薄膜具有良好的空间环境稳定性.

摘要： 试验研究了近紫外辐照对ACR-1白漆的光学性能和电学性能的影响，并用X射线光电子能谱仪和四极质谱钗对ACR-1白漆的组分和状态等进行了分析，进而对其光学性能和电学性能变化的机理进行了研究。研究发现：ACR-1白漆的太阳吸收率随着近紫外辐照度的增加而指数减小，并在大气环境中存在“回复”效应;氧化锌的分解、吸附氧的减少和氧空位的增多是近紫外辐照后ACR-1白漆太阳吸收率减小的主要原因.

摘要： 本发明提供了不采用任何热发射填料的热发射涂层材料组合物、热发射涂层和涂层形成方法。所述热发射涂层材料组合物具有这样的结构：具有4至16个碳原子的直链烷基经由醚键而键合到甲阶型酚醛树脂的酚核上。所述热发射涂层材料组合物可以通过将甲阶型酚醛树脂与具有4至16个碳原子的直链伯醇脱氢缩合而形成。所述热发射涂层材料组合物在基材表面上形成热发射涂层。

摘要： 本发明提供了不采用任何热发射填料的热发射涂层材料组合物、热发射涂层和涂层形成方法。所述热发射涂层材料组合物具有这样的结构：具有4至16个碳原子的直链烷基经由醚键而键合到甲阶型酚醛树脂的酚核上。所述热发射涂层材料组合物可以通过将甲阶型酚醛树脂与具有4至16个碳原子的直链伯醇脱氢缩合而形成。所述热发射涂层材料组合物在基材表面上形成热发射涂层。

摘要： 公开了一种太阳热屏蔽涂层溶液。所述太阳热屏蔽涂层溶液包括：溶胶-凝胶有机-无机复合粘合剂溶液以及纳米级金属氧化物油墨。溶胶-凝胶有机-无机复合粘合剂溶液包括溶胶-凝胶有机-无机复合树脂以及溶剂，该树脂由丙烯酸聚合物树脂和作为无机陶瓷的溶胶-凝胶硅酸盐的混合物组成。纳米级金属氧化物油墨包括纳米级金属氧化物、能够有效分散纳米级金属氧化物的分散剂、以及溶剂。涂层溶液在玻璃上可被涂布较低的厚度同时维持透明度。另外，涂层溶液也具有高可见光透过率、红外阻挡率以及硬度，并显示出良好的耐侯性、耐溶剂性以及粘附性。由于这些优点，通过在玻璃上直接涂布该涂层溶液，而不是通过本领域中常用的将涂层溶液形成薄膜，可生产出能够屏蔽太阳热的涂层玻璃产品。进一步公开了通过在玻璃上直接涂布该涂层溶液生产的太阳热屏蔽涂层玻璃产品。

摘要： 本发明涉及加热烹饪器具的热致变色涂层剂涂布方法及热致变色加热烹饪器具。本发明的热致变色加热烹饪器具起到抗菌作用，且在视觉上明确区分烹饪器具的加热状态的同时，能够识别烹饪器具的冷却程度，使得用户更加注意接近加热状态的烹饪器具，从而减少加热状态的烹饪器具对人体的损伤（燃烧）。

摘要： 本发明提供了热致色变涂料及制备方法、热致色变涂层、热致色变复合涂层、示温显色装置和电器，涉及涂料技术领域。该热致色变涂料主要以聚氨酯树脂、热固性丙烯酸树脂和全甲醚化氨基树脂为成膜物质，以感温微胶囊和二氧化钒为热致色变材料，并通过添加二甲氨基偶氮苯、阻燃剂、分散剂和有色油墨等复合得到，通过各原料的协同配合，使得该涂料具有良好的耐高温、耐老化和阻燃性能，同时，该热致色变涂料显色清晰，使用寿命长，长期使用其色变性能依然稳定，改善了现有技术中热致色变涂料抗老化性、耐高温性和阻燃性能差，长期使用后变色显示不清晰，且色变性能不稳定的技术问题。本发明还提供了一种热致色变涂层和热致色变涂复合涂层。

摘要： 本发明提供了一种热端部件的热防护涂层制备装置及方法，其通过在基体表面沉积前躯体纤维的形式来形成热防护涂层。使用该装置、方法所制备的热防护涂层具有热防护性能好、寿命长等特点，且实现成本低。

摘要： 本发明涉及一种低吸收低发射镁合金热控防护涂层的制备方法。技术方案如下：第一阶段为微弧氧化涂层制备阶段，电解液组分包括：铝酸钠8～10g/L、硅酸钠8～10g/L、氨水10～20ml/L、氟化钾5～10g/L、氢氧化钾2～6g/L和戊己醇30～50ml/L；工艺参数如下：电流密度3～6A/dm2，频率100～300Hz，占空比20～40％，处理时间10～25min，温度25～35°C，给定电压上限范围380～450V；第二阶段为微弧氧化涂层后处理阶段，后处理液按份计量，每一份后处理液成分包括：环氧树脂30～50g、酚醛树脂20～30g、乙酸乙酯10～20mL、十二烷基苯磺酸钠5～10g、消泡剂20～50mL、铝粉10～30g、甲基丙烯酸10～30mL、硅油5～15mL和异丙醇10～30mL。

摘要： 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。

摘要： 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。

摘要： 本发明提供了一种太阳吸收比随入射角变化的低吸收低发射热控涂层及其制备方法，包括如下质量配比的组分：粘结剂100份；填料120～160份；催化剂2～3份；固化剂5～7份；有机溶剂400～500份；表面改性剂0.51～5.5份；其中，所述粘结剂为羟甲基有机硅树脂，分子量为2000～10000；所述表面改性剂为硼酸和KH550硅烷偶联剂；涂层采用空气喷涂的方法实施，厚度不低于25μm。涂层在不同的太阳入射角条件下具有不同的太阳吸收比，尤其是在大入射角条件下的吸收率显著增大，解决了常规涂层在太阳斜入射角较大时热流输入急剧减小，造成温度降低或是与高温部位形成较大的温度梯度，进而影响航天器表面高精度热控性能和结构精度的问题。