图 4. 8  YSZ基底反射率与波长的关系    32
图 4. 9 2#样品反射率与波长的关系  32 1  绪论
1.1 背景及意义
卫星在执行空间任务时，需要各种技术的支撑，其中一项关键的技术就是卫
星的热控制技术。为了使卫星的各个精密电子有效的工作，需要使它们文持在一
定的温度范围内。 以热辐射表面调节航天器工作组件温度的热控方法因其简单可
靠备受广大航天设计人员的青睐。热辐射表面的热控性能由其太阳吸收率
两个参数决定。因此我们可以根据热控环境要求匹配相应太阳吸收率和发射率
H 
的热控材料以实现其温度控制。
以热辐射表面调节航天器表面温度的原理如下：假定在空间有一等温物体，
仅仅受到太阳的直照，忽略地球反照以及地球红外辐射和内热源等的影响，则在
稳定状态时，物体所吸收太阳光能量等于它辐射的能量，即可表达成下式
 —物体表面在垂直于太阳光的平面上的投影面积
 —物体表面的辐射面积；
 一物体表面的平衡温度
     物体表面的热平衡温度
可由式(1.1)求得        (1.2)  
 由(1.2)式可知，物体表面的热平衡温度和太阳吸收率
和半球发射率H 的比值/ sH 
成1/4次方关系，通过测量物体表面太阳吸收率和半球发射率
将其代入(1.2)式中计算可求得物体表面的热平衡温度，通过计算结果我们可以选
用匹配的热控材料达到对于航天器在不同热控环境对热平衡温度的要求[1]
。 热控涂层是一类以实现热控制为目的研制出的热控材料， 我们可以用它来调
整固体表面热辐射性质。随着科技的发展，对于传统热控涂层的研制已经比较成
熟了。传统的热控涂层及其效果可见表1.1。 虽然采用这些传统的、具有固定发射率、吸收率的热控涂层而实行的被动表
面热控制已被广泛的应用于航天器中，但是由于航天器空间任务的多样化以及航
天器的微小型化的发展，这些新的发展趋势给航天器的热控制提出了更高的要
求。 微小型航天器一般需要将其体积做的很小， 质量做得很轻， 因此其热容量小，
而且由于它还承担着多的空间任务,如果采用这些具有固定热辐射特性的传统热
控材料来实行的被动热控制，不仅不能对外部热控环境以及内部热载的变化做出
自主应变，还难以实现较高的热控精度[2]
。因此航天器需要一种新型的、智能化
的热辐射表面，它不但要满足微型航天器对于轻量化以及低功率消耗的需求而且
要能够自适应热控环境的变化以文持航天器的温度控制。
目前国际上实现智能热辐射表面的热控方式主要有以下几种：基于机械致变
的 MEMS 百叶窗和静电式热开关，基于电致变色原理的电致变色热控器件，基于热致变色原理的热致变色器件。 但是在这些热控方式中机械致变热控百叶窗虽
然能很好实现辐射表面发射率的较大变化，满足卫星智能热控制需求，但因为其
体积和重量太大，而且有着工艺复杂，造价昂贵的缺点，所以将其应用于微小卫
星，未必是一个最优的选择[3]
；静电式开关需要高达 350~400V 的驱动电压，因
此要实现将这项技术应用于微型卫星上，需要将其驱动电压降低至 10V 左右；
电致变色原理的电致变色器件（如 WO3薄膜）也存在电致变色性能衰退现象的
问题，这导致其热控制稳定度不高[4][5][6]
。基于热致变色原理的热致变色材料在 Ba掺杂热致变色薄膜制备及其热辐射特性研究(3):http://www.youerw.com/cailiao/lunwen_10586.html