熱控材料是實(shí)現(xiàn)航天器熱控功能的重要介質(zhì)，是航天器熱控技術(shù)發(fā)展的基礎(chǔ)。航天器熱控系統(tǒng)中大量使用多層隔熱材料、導(dǎo)熱材料、熱控涂層、界面材料等均是利用材料自身熱物理特性實(shí)現(xiàn)航天器溫度場的控制。本文從航天器熱控材料工程應(yīng)用角度，綜述了航天器熱控系統(tǒng)常用的隔熱材料、高導(dǎo)熱材料、涂層材料及界面材料等四類熱控材料的研究與空間應(yīng)用進(jìn)展，分析了未來空間科學(xué)探測、低溫推進(jìn)劑在軌貯存等空間應(yīng)用場景在深低溫及高溫環(huán)境下對熱控技術(shù)的發(fā)展需求，提出了對深低溫和高溫環(huán)境下高效隔熱材料、特種涂層材料等航天器熱控材料的發(fā)展建議。
關(guān)鍵詞：航天器 熱控材料 隔熱材料 導(dǎo)熱材料 界面材料 熱控涂層
引言
熱控材料是實(shí)現(xiàn)航天器熱控功能的重要介質(zhì)，是航天器熱控技術(shù)發(fā)展的基礎(chǔ)。航天器熱控系統(tǒng)中大量使用的多層隔熱材料、導(dǎo)熱材料、熱控涂層和導(dǎo)熱填料等均是利用材料自身熱物理等特性實(shí)現(xiàn)對航天器溫度場的控制。在我國已開展的月球探測、火星探測等深空探測任務(wù)中，熱控新材料發(fā)揮了重要作用，例如，在祝融號(hào)火星車熱控系統(tǒng)中使用的超低密度納米氣凝膠隔熱材料為實(shí)現(xiàn)火星車在火面低溫、火星塵暴環(huán)境下的保溫功能發(fā)揮重要作用，高透明聚酰亞胺薄膜材料、高吸收低發(fā)射率熱控涂層材料使火星車首次實(shí)現(xiàn)火面太陽能原位熱利用。未來，隨著我國高靈敏度空間科學(xué)探測、近太陽觀測探測等復(fù)雜任務(wù)實(shí)施，探測器熱控系統(tǒng)研制對深低溫隔熱材料、深低溫高發(fā)射涂層材料、極端高溫隔熱材料、輕量化溫度梯度防隔熱材料、智能熱控材料等特殊新型熱控材料提出更多、更高的要求。
熱控材料種類繁多，功能各異。本文僅選擇航天器熱控系統(tǒng)中常用的隔熱材料、導(dǎo)熱材料、涂層材料及界面材料等四種熱控材料，綜述其發(fā)展與應(yīng)用現(xiàn)狀，在此基礎(chǔ)上，分析未來航天器熱控技術(shù)發(fā)展趨勢，提出了熱控材料的重點(diǎn)發(fā)展建議。
1、 航天器用隔熱材料發(fā)展與應(yīng)用現(xiàn)狀
所謂隔熱，就是設(shè)法增大某特定方向的熱阻，來使這個(gè)方向上的熱流盡可能地減小。按航天器工作環(huán)境條件差異，隔熱材料可分為真空環(huán)境下隔熱材料和氣體環(huán)境下隔熱材料。
真空環(huán)境下隔熱材料的隔熱功能主要通過增大輻射和導(dǎo)熱熱阻來實(shí)現(xiàn)，通常使用多層輻射反射型隔熱材料，采用多次反射熱輻射的方式實(shí)現(xiàn)良好的隔熱效果，其研究重點(diǎn)為降低多層隔熱材料的面密度和增大多層隔熱材料的熱阻。
中科院理化所采用低熱導(dǎo)率、輕質(zhì)、高強(qiáng)度中空玻璃微球膠結(jié)在雙面鍍鋁聚酯薄膜上，取締傳統(tǒng)多層隔熱材料中的滌綸網(wǎng)間隔層，使得每單元的面密度降低 45%，以達(dá)到減重的目的，但異質(zhì)結(jié)構(gòu)的引入帶來了多余物脫落的風(fēng)險(xiǎn)。利用薄膜表面結(jié)構(gòu)改性方法，采用壓出凸紋的雙面鍍鋁聚酯膜作為反射屏，通過反射屏與間隔層一體化設(shè)計(jì)，取締滌綸網(wǎng)間隔層來實(shí)現(xiàn)減重，可避免中空玻璃微球異質(zhì)材料結(jié)構(gòu)改性帶來的脫落風(fēng)險(xiǎn)。
在提高多層隔熱材料隔熱性能方面，主要措施是減小反射屏之間的接觸導(dǎo)熱漏熱。在深低溫環(huán)境下，輻射漏熱份額降低，層間接觸導(dǎo)熱漏熱份額增加，因此減小層間接觸導(dǎo)熱漏熱對多層隔熱材料在深低溫環(huán)境下的應(yīng)用具有重要意義。針對深低溫管路保溫應(yīng)用場景，以離散分布式小型三正交圓盤形聚合物隔離墊片代替?zhèn)鹘y(tǒng)多層隔熱材料中的滌綸網(wǎng)，減小多層材料內(nèi)部反射屏之間的接觸導(dǎo)熱漏熱，如圖1所示。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，改進(jìn)后的5單元多層材料的有效發(fā)射率為 0. 005(溫度295K) ，而傳統(tǒng) 5 單元多層材料的有效發(fā)射率為 0.062。針對宇宙和天體物理空間紅外望遠(yuǎn)鏡項(xiàng)目(Space infrared telescope for cosmology and astrophysics，SPICA) 深低溫環(huán)境(＜6K) 隔熱需求，以一種離散分布式小型層間非接觸聚醚醚酮(PEEK) 材質(zhì)的墊片代替滌綸網(wǎng)，消除多層材料內(nèi)部反射屏間的接觸漏熱，如圖2所示。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，改進(jìn)后的6單元多層材料的有效發(fā)射率為 0. 0046(溫度300K) 。
圖 1 三正交圓盤隔離器及其在多層材料中的應(yīng)用
圖 2 反射屏非接觸隔離器及其在多層材料中的應(yīng)用示意圖
氣體環(huán)境下的隔熱通常使用泡沫、隔熱氈和氣凝膠材料等，利用材料內(nèi)部小空間約束氣體分子運(yùn)動(dòng)，降低氣體對流換熱，從而實(shí)現(xiàn)氣體環(huán)境下隔熱，其研究重點(diǎn)主要集中在降低隔熱材料的熱導(dǎo)率和密度、提高材料強(qiáng)度和使用溫度等方面。
低溫氣凝膠材料一般是SiO2氣凝膠及其復(fù)合材料，該材料的制備技術(shù)相對成熟，已逐步實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用。針對我國首次火星探測任務(wù)需求，研制了密度不大于30kg /m3的低密度泡沫增強(qiáng)SiO2氣凝膠隔熱材料，研究了材料在不同氣氛、不同壓力環(huán)境下的隔熱性能，并開展了熱循環(huán)、熱真空、電離總劑量等空間環(huán)境試驗(yàn)驗(yàn)證，該材料在服役溫度－145～85 ℃、1000Pa、SiO2氣氛下的熱導(dǎo)率為 6.6mW/( m·K) ，服役溫度范圍內(nèi)熱穩(wěn)定性良好，已被成功應(yīng)用到我國祝融號(hào)火星車熱控系統(tǒng)中。美國在索杰納、機(jī)遇號(hào)、勇氣號(hào)等火星車熱控中使用了低密度納米氣凝膠，其在1400 Pa、CO2 氣氛下0℃時(shí)的熱導(dǎo)率約為7mW/( m·K) ，密度約為20kg/m3，但在服役過程中，材料的體積收縮率大。
高溫氣凝膠材料因其低密度、低熱導(dǎo)率和耐高溫的特點(diǎn)在高溫輻射熱防護(hù)方面具有應(yīng)用前景。材料高溫環(huán)境下的熱性能穩(wěn)定性和尺寸穩(wěn)定性的提高，主要通過使用耐溫性更好的材料、改善氣凝膠內(nèi)部納米顆粒尺寸等措施來實(shí)現(xiàn)，由此發(fā)展出氧化物氣凝膠、碳?xì)饽z及碳化物氣凝膠等; 材料熱導(dǎo)率的降低，主要通過提高材料孔隙率和添加紅外遮光劑等措施來實(shí)現(xiàn)。氧化物氣凝膠是當(dāng)前隔熱領(lǐng)域研究最早、也是制備技術(shù)相對成熟的一種耐高溫氣凝膠，主要研究方向有SiO2、Al2O3、ZrO2氣凝膠及其復(fù)合材料。SiO2氣凝膠及其復(fù)合材料的制備技術(shù)成熟，室溫?zé)釋?dǎo)率可達(dá)到 0. 02W/( m·K) ，但受其內(nèi)部網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)限制，耐受溫度一般在800 ℃左右，進(jìn)一步增大其初級顆粒尺寸，可將其耐受溫度提升至 1 100 ℃左右;Al2O3、ZrO2 等氣凝膠在高溫環(huán)境易出現(xiàn)晶型轉(zhuǎn)變，限制了其在 1 000 ℃以上環(huán)境下的應(yīng)用，需要對其制備技術(shù)開展進(jìn)一步研究。碳?xì)饽z具有良好的耐高溫性能，在惰性氣體及真空環(huán)境下耐受溫度高達(dá)2000 ℃，但在有氧環(huán)境下，350 ℃時(shí)便會(huì)發(fā)生氧化。碳泡沫增強(qiáng)碳?xì)饽z的制備技術(shù)是當(dāng)前碳?xì)饽z方向研究熱點(diǎn)，但其制備技術(shù)仍處于實(shí)驗(yàn)室探索階段。在高溫氣凝膠材料應(yīng)用方面，針對我國首次火星探測任務(wù)需求，航天特種材料及工藝研究所研制了莫來石纖維增強(qiáng)SiO2氣凝膠，其短期耐受溫度為1200 ℃，面向線膨脹系數(shù)小于 4. 06×10－6 /K，900 ℃的熱導(dǎo)率為0. 051 W/(m·K) ，已被成功應(yīng)用于天問一號(hào)火星探測器進(jìn)入艙的7500N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)中。
2、 航天器用導(dǎo)熱材料發(fā)展與應(yīng)用現(xiàn)狀
導(dǎo)熱材料的功能是實(shí)現(xiàn)熱量的快速傳遞，主要應(yīng)用形式是熱負(fù)載的擴(kuò)熱和點(diǎn)對點(diǎn)的熱流傳遞。在航天熱控制應(yīng)用中，對導(dǎo)熱材料的需求主要來源于半導(dǎo)體芯片封裝及熱負(fù)載擴(kuò)熱。
導(dǎo)熱聚合物基復(fù)合材料和金屬基復(fù)合材料是兩類具有發(fā)展前景的電子封裝材料。導(dǎo)熱聚合物基復(fù)合材料具有密度小、電氣絕緣性能好等優(yōu)點(diǎn)，但由于聚合物材料內(nèi)部傳熱主要靠聲子，其熱導(dǎo)率僅為0. 3W/(m·K) ，因此提高該材料的熱導(dǎo)率是研究重點(diǎn)，一般有兩種方法: 一是改變聚合物材料的分子/分子鏈接結(jié)構(gòu)，合成具有高度結(jié)晶體或高度取向的本體聚合物材料，但采用這種方法制備高導(dǎo)熱材料的工藝復(fù)雜，成本高; 二是向聚合物基體中添加高導(dǎo)熱填料，通過提高填料和聚合物之間界面結(jié)合質(zhì)量，使其形成連續(xù)的導(dǎo)熱網(wǎng)絡(luò)，從而提高材料的導(dǎo)熱特性常用的高導(dǎo)熱填料有碳材料( 碳納米管、石墨烯等) 、陶瓷材料(氮化鋁、六方氮化硼等) 及金屬材料(銀、銅等) 。
金屬基復(fù)合材料具有高熱導(dǎo)、低膨脹、易加工及良好的韌性等優(yōu)點(diǎn)。金屬基復(fù)合材料的導(dǎo)熱性能主要與增強(qiáng)體、金屬基體、增強(qiáng)體/基體的復(fù)合界面質(zhì)量及復(fù)合構(gòu)型等因素有關(guān)，其研究的重點(diǎn)是構(gòu)建合理高效的復(fù)合結(jié)構(gòu)及提高金屬基體與增強(qiáng)體之間的界面結(jié)合質(zhì)量。碳納米纖維、碳納米管及石墨烯等碳材料具有優(yōu)異的力學(xué)性能、極低的熱膨脹系數(shù)及很高的導(dǎo)熱性能，研究納米碳增強(qiáng)體在金屬基體中的均勻分散及其與金屬基體界面結(jié)合的控制技術(shù)有望成為金屬基復(fù)合材料的一個(gè)重要方向。例如，采用碳納米管作為增強(qiáng)體，控制碳納米管質(zhì)量分?jǐn)?shù)不超過1.0%時(shí)，碳納米管在基體中可較均勻地分散，鎂基復(fù)合材料的導(dǎo)熱率可達(dá)187. 7W /(m·K) 。
高導(dǎo)熱C/C復(fù)合材料是以碳為基體、碳纖維為增強(qiáng)體的復(fù)合材料，具有優(yōu)異的導(dǎo)熱、力學(xué)性能和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)性，可作為大范圍擴(kuò)熱用輕質(zhì)高導(dǎo)熱材料。國外比較成熟的高導(dǎo)熱C/C復(fù)合材料的室溫?zé)釋?dǎo)率為一維( 維度是指碳纖維鋪設(shè)狀態(tài)，下同) 600～800W/(m·K) 、二維300～500W/(m·K) 、三維200～400W/(m·K) 。樊楨等采用中間相瀝青作為基體碳前驅(qū)體、中間相瀝青碳纖維作為增強(qiáng)體制備了一維、二維和三維高導(dǎo)熱C/C復(fù)合材料，其材料熱導(dǎo)率分別達(dá)到 700W/(m·K) 、400 W/(m·K) 和 350 W/(m·K) 。姚彧敏等進(jìn)一步研究了不同處理溫度對瀝青基C/C復(fù)合材料微觀結(jié)構(gòu)的影響，通過提升熱處理溫度，可獲得更高導(dǎo)熱特性的C/C復(fù)合材料。
3、 航天器用熱控涂層材料發(fā)展與應(yīng)用現(xiàn)狀
熱控涂層是通過改變物體表面的太陽吸收率和紅外發(fā)射率參數(shù)實(shí)現(xiàn)對表面溫度的控制，是航天器熱控系統(tǒng)中使用最普遍的熱控材料之一。
隨著航天技術(shù)的發(fā)展，我國已經(jīng)建立起體系相對完整、種類齊全、可滿足多種需求的熱控涂層型譜。在我國開展月球及火星探測工程中，為滿足新任務(wù)熱控制的需求，也相繼開發(fā)了新的熱控涂層，例如: 火星探測器任務(wù)中開發(fā)的低吸收 /低發(fā)射涂層，太陽吸收比為0.19± 0.02，半球發(fā)射率為0.2～0.4，實(shí)物照片如圖3a所示; Al-AlN復(fù)合膜系結(jié)構(gòu)吸熱涂層，其太陽吸收比為0.92，半球發(fā)射率為0.08，實(shí)物照片如圖3b所示。近年來新開發(fā)的熱控涂層詳見表1。
圖 3 ( a) 低吸收比低發(fā)射率涂層
表 1 近年來新開發(fā)熱控涂層
( b) 吸熱涂層(藍(lán)色區(qū)域) (電子版為彩圖)
為滿足深空探測需求，適應(yīng)空間極端低溫/高溫環(huán)境下的熱控涂層成為當(dāng)前研究熱點(diǎn)。在低溫涂層方面，美國鮑爾宇航技術(shù)公司為詹姆斯韋伯望遠(yuǎn)鏡( JWST) 項(xiàng)目研制的一種低溫?zé)峥赝繉? 鮑爾紅外黑漆，英文簡寫 BIRBTM ) ，其表面具有交織的矩陣結(jié)構(gòu)，在35K低溫環(huán)境下紅外發(fā)射率大于0. 9，且具有良好的耐污染性能，已被成功應(yīng)用在 JWST 項(xiàng)目中。在高溫涂層方面，美國為近太陽觀測探測器熱防護(hù)罩研制了耐高溫 Al2O3 陶瓷涂層，該涂層耐溫范圍為0～1400 ℃，吸收/發(fā)射比值為 0. 2～ 0. 3，能夠適應(yīng)太陽附近大劑量電子、質(zhì)子及紫外輻射環(huán)境。
智能涂層是近年來為滿足航天器低能耗、自主化需求而發(fā)展的一類能夠根據(jù)環(huán)境溫度的變化改變涂層發(fā)射率的智能材料，該材料預(yù)計(jì)將給航天器熱控技術(shù)發(fā)展帶來新突破。據(jù)仿真結(jié)果，采用變發(fā)射率智能涂層( 紅外發(fā)射率變化范圍為 0. 2～0. 8，太陽吸收比為 0. 2) 能夠節(jié)省熱控系統(tǒng)電加熱功率約 90%，減輕熱控質(zhì)量約75%，特別適合對功率和質(zhì)量要求苛刻的深空探測器或小衛(wèi)星的熱控制。智能涂層一般包括熱致變色涂層和電致變色涂層。目前國內(nèi)外關(guān)于熱致變色涂層的研究主要圍繞錳酸鑭和二氧化釩兩種材料。對于錳酸鑭材料涂層，太陽吸收比高和轉(zhuǎn)變溫度范圍寬阻礙了該材料在工程中的應(yīng)用。
對于二氧化釩材料涂層，加拿大 MPB公司采用 VO2 /SiO2 /VO2 多層膜結(jié)構(gòu)制備了熱致變色涂層，其發(fā)射率變化范圍為0. 38～0. 74，太陽吸收比為0. 32，轉(zhuǎn)變溫度范圍為30～90 ℃，并開展了熱循環(huán)、熱沖擊及原子氧侵蝕試驗(yàn)，結(jié)果表明涂層經(jīng)過熱循環(huán)和熱沖擊試驗(yàn)后性能穩(wěn)定，但原子氧侵蝕會(huì)使涂層 發(fā) 射率增加、轉(zhuǎn)變溫度范圍變寬。研究了純VO2及摻雜VO2多層膜結(jié)構(gòu)熱致變色涂層，制備了純VO2多層膜結(jié)構(gòu)涂層(見圖 4) ，其發(fā)射率變化范圍為0. 38～0. 76，太陽吸收比為0. 44，轉(zhuǎn)變溫度范圍為50 ～ 70 ℃(見圖 5) ，他們也開展了熱循環(huán)(－ 50 ～ 100 ℃) 、高溫存儲(chǔ)(600h@ 90 ℃) 及真空紫外輻照試驗(yàn)(1112 ESH) ，結(jié)果表明真空紫外輻照試驗(yàn)對涂層發(fā)射率無影響，但使轉(zhuǎn)變溫度升高 10 ℃。國內(nèi)哈爾濱工業(yè)大學(xué)和上海硅酸鹽研究所在基于VO2 的多層膜結(jié)構(gòu)涂層研究方面取得進(jìn)展，制備的涂層發(fā)射率變化量為0. 35，太陽吸收比為 0. 6，轉(zhuǎn)變溫度為0～ 40 ℃?；赩O2的多層膜結(jié)構(gòu)涂層是最有可能實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用的智能涂層，如果能解決涂層太陽吸收比高的問題，將會(huì)大大推動(dòng)熱致變色智能熱控涂層的工程應(yīng)用。
圖 4 基于二氧化釩材料的多層膜結(jié)構(gòu)熱致變色圖結(jié)構(gòu)( 左) 及產(chǎn)品照 片( 右)
圖 5 基于未摻雜二氧化釩的熱致變色涂層發(fā)射率隨溫度變化曲線 ( 電子版為彩圖)
電致變色涂層是指在外部電壓的作用下，材料的光學(xué)性能發(fā)生可逆且持久穩(wěn)定變化的一類材料。按照材料化學(xué)屬性可分為無機(jī)電致變色涂層和有機(jī)電致變色涂層。無機(jī)電致變色涂層主要以 WO3 等過渡金屬氧化物為主。美國Eclipse Energy Systems 公司基于 WO3 制備的多層膜層結(jié)構(gòu)電致變色涂層的發(fā)射率變化范圍為0. 06～0. 77，并于2007年在 MidStar 衛(wèi)星上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)。制備了結(jié)構(gòu)為ITO/WO3 /Ta2O5 /NiO/Ag /Glass 的全固態(tài)電致變色涂層，其發(fā)射率變化值為 0. 49，吸收率為 0. 38; 制備了結(jié)構(gòu)為 Glass/ITO/WO3 /LiNbO3 /NiOx /ITO 的多孔結(jié)構(gòu)電致變色涂層，該涂層呈現(xiàn)出更優(yōu)的變色性能。有機(jī)電致變色涂層主要以導(dǎo)電聚合物材料為主。2001 年美國采用導(dǎo)電聚合物制備了電致變色涂層，其發(fā)射率變化范圍為0. 32～0. 79，涂層在經(jīng)歷 γ 源照射、質(zhì)子及電子輻照后，熱光學(xué)性能未發(fā)生明顯變化，但隨著溫度降低，電致變色時(shí)間加長，在－ 90 ℃ 時(shí)轉(zhuǎn)變時(shí)間增加到 15 min，在溫度高于90 ℃ 時(shí)，涂層封裝材料出現(xiàn)分層現(xiàn)象。2003 年采用導(dǎo)電聚合物材料制備電致變色涂層，其涂層發(fā)射率變化范圍為 0. 21 ～ 0. 69，并通過了－70 ～ 75 ℃ 真空熱循環(huán)試驗(yàn)以及質(zhì)子、電子和紫外輻射試驗(yàn)，試驗(yàn)前后性能未見明顯變化。2021年制備了電致變色涂層，其發(fā)射率變化范圍為 0. 22 ～ 0. 75，太陽吸收比為0. 44，但經(jīng)過熱循環(huán)( －50 ～ 100 ℃ ) 試驗(yàn)后出現(xiàn)電解液泄漏現(xiàn)象; 2022 年制備了電致變色涂層，其發(fā)射率變化范圍為 0. 61 ～ 0. 81，太陽吸收比為 0. 45，并經(jīng)過－ 20 ～50 ℃ 的熱循環(huán)試驗(yàn)，未見電解液泄漏，但如何避免聚合物中電解液泄漏仍是該涂層制備的難點(diǎn)。采用兩種無機(jī)材料復(fù)合或無機(jī)與有機(jī)材料復(fù)合制備電致變色涂層，利用每種材料的優(yōu)點(diǎn)，可提高涂層的變色效率，擴(kuò)大發(fā)射率調(diào)制范圍，改善涂層的熱穩(wěn)定性。電致變色涂層較弱的耐空間環(huán)境能力限制了其在航天器上的應(yīng)用。
4、 航天器用熱控界面材料發(fā)展與應(yīng)用現(xiàn)狀
在航天領(lǐng)域，界面材料主要用于填充設(shè)備安裝面與安裝板、電子器件與安裝面之間的間隙，使兩界面之間的接觸形式由點(diǎn)接觸變成面接觸，以提升界面接觸換熱率?；诎踩钥紤]，航天用界面材料不僅需要導(dǎo)熱率高，還需要電絕緣性好、化學(xué)穩(wěn)定性好、出氣率低、無毒、無味、無腐蝕性等。常用的熱控界面材料有硅脂類和硅橡膠類。
導(dǎo)熱硅脂/導(dǎo)熱硅橡膠是以硅油/硅橡膠為基體、導(dǎo)熱粉體為填料，并添加功能助劑，經(jīng)混合研磨而成的膏狀混合物。提高界面材料導(dǎo)熱性能通常有兩種方法: 一是選用高導(dǎo)熱填料; 二是采用不同粒徑填料顆粒級配，利用不同粒徑顆粒的協(xié)同效應(yīng)，在導(dǎo)熱硅脂/導(dǎo)熱硅橡膠內(nèi)部構(gòu)筑貫通的導(dǎo)熱通路。添加適量單一粒徑高導(dǎo)熱填料可以有效增強(qiáng)界面材料的導(dǎo)熱性能。通過對填料粒徑級配優(yōu)化填料比例可以進(jìn)一步提高界面材料的導(dǎo)熱性能。近年來，隨著高導(dǎo)熱碳材料制備技術(shù)的發(fā)展，研究人員將石墨烯、碳納米管等高導(dǎo)熱碳材料作為界面材料的填料以增強(qiáng)界面材料的熱導(dǎo)率。但需要使用納米雜化處理等手段屏蔽碳材料的導(dǎo)電性以滿足導(dǎo)熱和電絕緣特性要求。另一方面，對導(dǎo)熱填料進(jìn)行表面處理提高填料與基體之間的相容性，不僅可以減小填料與基體之間的界面熱阻，而且可以提升材料界面化學(xué)穩(wěn)定性，例如: 使用適量的硅烷偶聯(lián)劑處理氮化鋁、氮化硅等陶瓷填料粉體，在填料粉體表面形成單層包覆，可有效提高材料的導(dǎo)熱性能。
導(dǎo)熱硅脂在工程應(yīng)用中存在的主要問題是在高低溫交變循環(huán)情況下，硅脂會(huì)從界面縫隙中逐漸溢出，甚至出現(xiàn)硅油析出和遷移，對敏感設(shè)備造成污染風(fēng)險(xiǎn)。相比導(dǎo)熱硅脂，導(dǎo)熱硅橡膠墊片的界面熱阻要大一個(gè)數(shù)量級，且需要相對較大的界面壓力才能獲取較小的接觸熱阻，但材料長期空間熱穩(wěn)定好，污染風(fēng)險(xiǎn)小。圖 6a、圖6b分別給出了采用Flextein Grease5030 型導(dǎo)熱硅脂( 標(biāo)稱導(dǎo)熱系數(shù)為 3 W/( m·K) )和Flextein S50 型導(dǎo)熱橡膠墊片測試接觸熱阻與壓力的關(guān)系，從中可以看出，在界面壓力大于 30 Psi 時(shí)，導(dǎo)熱硅橡膠墊片才能獲取比較穩(wěn)定的接觸熱阻，但比使用導(dǎo)熱硅脂測得的接觸熱阻整體要大一個(gè)數(shù)量級。
圖 6 ( a) 導(dǎo)熱硅脂的測試接觸熱阻與壓力的關(guān)系;
( b) 不同厚度導(dǎo) 熱墊片的接觸熱阻與壓力的關(guān)系
5、 航天器熱控材料發(fā)展建議
航天任務(wù)對熱控技術(shù)發(fā)展需求是牽引熱控材料發(fā)展的源動(dòng)力。根據(jù)國內(nèi)外航天器發(fā)展趨勢分析，未來熱控材料發(fā)展需求主要體現(xiàn)在三個(gè)方面: (1)20～100K低溫環(huán)境下的高效隔熱材料、高導(dǎo)熱材料、高發(fā)射率熱控涂層等熱控材料。(2) 750～2000 K 高溫環(huán)境下的隔熱材料、耐高溫涂層材料( 一般要求涂層的吸收/發(fā)射比小于 1. 0) 等熱控材料。(3) 針對集成度越來越高的航天器的導(dǎo)熱強(qiáng)化、高效熱排散等共性要求而提出的對高導(dǎo)熱材料、高導(dǎo)熱界面材料、智能熱控涂層材料以及熱存儲(chǔ)材料等的發(fā)展需求。
在隔熱材料方面，建議優(yōu)先發(fā)展深低溫環(huán)境( ≤100K)下高效隔熱材料和高溫環(huán)境( 1200 ～ 2000 K) 下高效隔熱材料。深低溫環(huán)境下高效隔熱材料仍以輻射反射式隔熱材料為主，重點(diǎn)研究如何在減小反射屏間接觸導(dǎo)熱漏熱的同時(shí)不對可操作性產(chǎn)生較大影響。極端高溫環(huán)境下高效隔熱材料重點(diǎn)研究耐高溫氣凝膠材料、泡沫碳材料等，研究材料在高溫環(huán)境的熱穩(wěn)定性及化學(xué)穩(wěn)定性。
在導(dǎo)熱材料方面，針對電子封裝用導(dǎo)熱材料，建議重點(diǎn)研究復(fù)合構(gòu)型設(shè)計(jì)及基體/增強(qiáng)體復(fù)合界面質(zhì)量( 接觸面積、浸潤狀態(tài)、粘結(jié)強(qiáng)度等) ，以較少的增強(qiáng)體添加量獲得更好的增強(qiáng)效果; 針對 C/C 高導(dǎo)熱材料，建議開展工程化應(yīng)用研究，同時(shí)開展極端高溫環(huán)境(＞1 550 ℃) 下 C/C 材料熱學(xué)、力學(xué)性能研究，推動(dòng) C/C 高導(dǎo)熱材料在航天器上的應(yīng)用。C/C 材料的耐高溫性能使其在極端高溫環(huán)境下隔熱方面也有良好的應(yīng)用前景。
在熱控涂層材料方面，建議開展深低溫環(huán)境下的超黑熱控涂層及極端高溫環(huán)境下的耐高溫涂層技術(shù)研究，重點(diǎn)研究涂層的耐空間環(huán)境( 質(zhì)子/電子輻射、真空紫外輻射等)適應(yīng)性及溫度環(huán)境適應(yīng)性，以及涂層的熱光學(xué)/化學(xué)穩(wěn)定性;建議開展基于 VO2 材料的智能涂層優(yōu)化技術(shù)研究，提高涂層發(fā)射率調(diào)節(jié)范圍，降低涂層太陽吸收比( ＜ 0. 2) 和轉(zhuǎn)變溫度(10～30 ℃) ，開展智能涂層耐空間環(huán)境( 熱真空、熱循環(huán)、質(zhì)子與電子輻射、紫外輻射等) 適應(yīng)性驗(yàn)證。
在界面材料方面，建議開展可重復(fù)拆裝的高彈性體導(dǎo)熱墊片技術(shù)研究，使其能夠在低壓力負(fù)載下獲取較小的接觸熱阻以適應(yīng)航天器自動(dòng)化生產(chǎn)線裝配要求; 研究導(dǎo)熱硅脂基體與填料界面相容性增強(qiáng)技術(shù)，減少或消除硅油分離現(xiàn)象。
來源/作者：材料導(dǎo)報(bào)、新材料科技資訊
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