美国用于空间站辐射器中的热控涂层

综述了六种美国可用于空间站辐射器中的热控涂层。从涂层的性能、价格、质量以及成熟性研究，对这六种热控涂层进行了评价。结果表明，Z－93型热控涂层最适合用于空间站的辐射器中，镀银F－46薄膜型热控涂层次之。     

空间环境下的有机热控涂层

本文综述了国外在空间有机热控涂层领域中的研究工作和试验，着重分析了空间极端环境中紫外光辐照和原子氧侵蚀这两大因素对有机热控涂层的影响。     

热控涂层

本文介绍了热控涂层的热控原理，品种，空间稳定性及在卫星上的应用。     

卫星热控涂层地面模拟试验与在轨验证比对分析

卫星在轨运行期间，热控涂层要经受空间复杂环境效应的影响，其光学和热控性能逐渐下降，影响卫星可靠性和寿命。本文利用卫星搭载技术，完成热控涂层5年的在轨试验，验证空间多因素环境对热控涂层的影响。同时，利用地面模拟试验装置，模拟空间质子、电子、紫外等5年的辐照剂量对热控涂层的作用。对在轨试验结果进行解读和分析，并与地面模拟试验结果进行比对。结果显示，在搭载试验和地面试验前，热控涂层太阳吸收比（α_s）为0.12，经5年在轨搭载试验后，α_s退化为0.23。经地面模拟试验后，α_s退化为0.22。搭载试验和地面试验的热控涂层性能均呈现线性退化规律，表明在确定的轨道环境和固定的剂量率条件下，热控涂层的退化与环境作用时间正相关，同时验证了地面试验的有效性。     

前言

航空航天部航天系统十三情报网90131会议于1990年10月20～25日在山东烟台市召开,会议得到了本网各成员单位的热烈支持,共收到论文35篇。会议以卫星、飞船、空间站材料及其应用为主题,对卫星、飞船、空间站的结构材料、热控材料、密封材料、可重复使用的热防护系统及空间环境条件下材料失效方式等作了全面的交流。交流的内容还包括树脂基复合材料、陶瓷材料、耐高温树脂、热塑性树脂、稀土材料、记忆合金、三向编织材料等在国际、国内的新发展及其应用。     

热致变色涂层技术研究进展

热致变色涂层技术是航天器热控分系统的一项重要技术,对于未来航天器执行多任务、适应空间复杂多变的热环境具有重要意义。文中分析了航天器热控对热致变色涂层技术的需求,介绍了热致变色涂层的技术原理和国内外研究情况。在此基础上,总结了热致变色涂层技术的发展规律及趋势,并对我国热致变色涂层技术的后续发展提出了建议。     

原子氧对航天器用有机热控涂层影响的研究

以在我国某型号卫星上应用的两种有机热控涂层——改进型S781铝灰漆和S956灰漆作为对象，首次就近地轨道原子氧环境对涂层性能（太阳吸收比αS和红外半球发射率εH）的影响进行实验研究。实验中采用同轴源原子氧装置，以近地轨道原子氧通量条件对涂层进行试验。结果表明，原子氧对涂层表面的侵蚀作用是造成涂层性能退化的主要原因，在相同的原子氧剂量下，涂层性能变化的程度与涂层组成成分的配比有关。     

发射率可调型智能热控涂层的发展现状

介绍了用于航天器热防护的电致变色和热致相变2种智能热控涂层的基本原理、制备方法及目前的研究现状，对我国智能热控涂层的发展进行了展望。     

空间站用石墨／环氧桁架的制造和试验

本文评述用于空间站的石墨/环氧桁架结构,其中包括空间站的设计要求、制造工艺及复杂材料铺层,同时也介绍了复合材料管件的保护涂层和长期热交变试验。     

基于泵式流体回路的小卫星姿控/热控一体化执行机构设计

 主要研究了小卫星姿控/热控一体化执行机构的设计问题.首先,根据流体回路中液体流速变化对小卫星产生力矩实现姿态控制、液体流动吸/散废热实现热控制的原理,提出一种姿控/热控一体化执行机构设计方案.然后针对该设计方案,利用以电机转速为变量的流体回路内压强和电磁力矩方程,推导了一体化执行机构姿控力矩模型;利用散热量随流体回路流速的变化,建立了一体化执行机构热控模型.最后,针对某小卫星设计了基于姿控/热控一体化执行机构的闭环控制系统,并针对该一体化执行机构设计了一种姿控/热控解耦算法,对其姿控/热控能力进行数学仿真验证,仿真结果证明了该一体化执行机构的有效性.     

TiO2-有机硅热控涂层对空间聚合材料的防护

在原子氧 (AO)地面模拟设备中对空间材料Kapton及TiO2 有机硅热控涂层进行原子氧剥蚀效应试验。用LAMBDA 9分光度计、光电子能谱 (XPS)、红外光谱 (FTIR)和扫描电镜 (SEM )研究了原子氧 (AO)对Kapton侵蚀机理及对其表面涂覆的TiO2 有机硅热控涂层的防护作用进行了表征。AO对Kapton表现了较严重的侵蚀作用 ,而所施用的TiO2 有机硅热控涂层的表面形貌则变化甚少 ,实验表明 ,该涂层对AO辐照有较强的防护效果、较好的空间稳定性和热控性能。     

航天材料及工艺研究所

正表面工程技术中心简介表面工程技术中心于1997年成立,隶属于航天材料及工艺研究所,是中国航天科技集团有限公司"表面工程工艺技术中心"副理事长单位,主要从事航天运载火箭、战略战术导弹、卫星、载人返回器及民用产业化等各类特种涂层材料的研制及工程应用工作。在热防护、热控、隐身等领域有着丰富的工程应用经验,具有涂层材料设计、研制、生产、涂装、分析、售后服务等一体化综合保障能力。     

航天材料及工艺研究所

正表面工程技术中心简介表面工程技术中心于1997年成立,隶属于航天材料及工艺研究所,是中国航天科技集团有限公司"表面工程工艺技术中心"副理事长单位,主要从事航天运载火箭、战略战术导弹、卫星、载人返回器及民用产业化等各类特种涂层材料的研制及工程应用工作。在热防护、热控、隐身等领域有着丰富的工程应用经验,具有涂层材料设计、研制、生产、涂装、分析、售后服务等一体化综合保障能力。     

低太阳吸收率αs,高发射率ε有机硅热控涂层进展

本文总结了有机硅热控涂层的设计原理及其紫外真空降解原因,评述了涂层的国内外进展.     

卫星结构板涂装无机热控涂层工艺

对卫星结构板涂装无机白漆热控涂层工艺进行研究,考察了涂装前打磨工艺对结构板强度、涂层结合力的影响,并研究了较低温烘烤固化对涂装后无机白漆涂层外观、厚度、热辐射性能等的影响。结果表明:采用80#砂纸纵横交错打磨2～3遍能够满足无机涂层在结构板表面的附着力,且对0. 3 mm厚蒙皮结构板强度无影响,强度指标仍满足薄壁蜂窝夹层强度的要求。采用85℃/12 h的较低温烘烤工艺能够满足涂层外观、厚度、热辐射性能等各项指标要求。     

ZnO/SBA-15无机热控涂层填料及涂层性能

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(α_S)高发射率(ε_H)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(K_2SiO_3)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℃下烧结3 h可以得到高紫外-可见-近红外反射能力的填料;ZnO/SBA-15/K_2SiO_3无机涂层的α_S为0.09,ε_H为0.91,涂层结合力等级为1级,经过100次-196～100℃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α_S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α_S和高ε_H,可以满足航天器高效散热的需求,应用前景良好。     

空间航天器低吸收-低发射率热控涂层的设计与制备

针对密封舱类航天器在载人登月、天地往返以及绕月飞行的极端工况下保持舱内热平衡的问题,提出了适应于空间与地面环境特性的低吸收-低发射率热控涂层材料体系,采用铝粉与有机硅树脂为主要制备原材料,通过Bruggeman模型有效介质理论与Fresnel公式计算出体积分数与涂层反射率之间的变化规律,最后制备了不同配比的热控涂层,并进行了热辐射性能测试。结果表明:低吸收-低发射率型热控涂层太阳吸收比α_S=0.15、半球发射率ε_H=0.15;涂层的铝粉填料占比越高,热辐射性能越低,该规律符合体积分数与涂层反射率之间的模拟计算结论。     

新型无机热控涂层的性能及应用

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/m~2,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。     

卫星推进系统温度均衡性控制方法研究

卫星推进系统在轨需要进行温度控制,尤其需要对推进系统的贮箱、管路温度进行合理的控制。针对小卫星、微小卫星热控资源紧张的情况,以及当前的热控设计方法在不同温度环境分布的推进系统应用中存在的温度分布不均的情况,提出了一种优化的推进系统热控设计方法。在常规热控设计方法中考虑测温点最小值的同时,考虑了测温点的最大值因素,并根据最小值、最大值与控温区间的关系确定加热回路的开/关关系。采用本方法在整星热平衡试验中对推进系统进行了温度控制验证。试验结果验证了同时考虑控温区间上限和下限的热控设计方法的可行性和合理性。卫星在轨飞行阶段的推进系统参数验证了该温度控制方法能获得更好的推进系统温度分布均匀性,并保证了工作温度区间上限的裕度。     

四元数在伴随卫星姿态控制中的应用

针对传统的欧拉角方法不适用于航天器大幅度姿态机动运动的数值仿真。研究了用四元 空间站伴随卫星的姿态控制问题。介绍了空间站伴随卫星的概念及任务;根据航天器动力学方程,利用李雅普诺夫直接法推导出用四元数表示的空间站伴随卫星姿态控制律,并对该控制律进行了仿真计算,仿真结果表明,所推导的控制律能对空间站伴随卫星进行准确、快速的姿态控制。