微型星用可变辐射器
微型星用热开关辐射器因其辐射能力可根据需要主动调节，整体采用薄膜和微结构制造，具有轻小、低功耗等的特点，非常适合于微/ 纳卫星热控应用。国外同类器件主要采用硅工艺制作，由于材料和工艺限制，器件热性能较差。本文提出了一种基于激光微加工技术，采用聚酰亚胺作为结构材料的微型星用热开关辐射器，介绍了器件的工作原理，对器件结构和热性能进行了理论分析，确定了影响器件性能的主要素。然后采用紫外激光微加工、浸渍提拉法和磁控溅射薄膜沉积等技术制作了微型热开关辐射器样件，并进行了驱动电压和性能测试。测试结果表明，样件驱动电压为97 V，辐射功率调节量约为0.1 W。最后对测试结果进行了分析和讨论，提出了改进方案。
航天器热控制系统主要用于使航天器结构部件、设备仪器在空间环境下处于一个合适的温度范围，以保证其正常运行和工作。航天器在轨期间，与外界的绝大部分热交换通过热辐射方式完成，因此，辐射器是在轨航天器与外界进行热交换的主要通道，是航天器热控系统的关键部件。随着航天技术的发展，研制周期短、成本低、可批量化生产的微/纳卫星已经成为航天技术发展的主要方向之一。微/纳卫星由于结构微小型化和高度集成，因此其自身热容很小，功率密度较高，整星温度很容易受到空间外热流和星载仪器设备工作状态的影响而导致卫星温度的大幅度变化，而传统的辐射器等卫星热控装置，由于本身重量面积比很大，一般为5~ 10 kg/cm2，且功耗很高，对于能源供应有限且成本严格受控的微小卫星极不适用。因此迫切需要轻小、低功耗且具有较强调控能力的主动热控技术。
微机电系统(MEMS) 技术的发展为微纳卫星热控提供了新的解决途径，美国Johns Hopkins University (JHU)的Osiander 等针对微纳卫星热控开发了一种梳齿电机驱动的遮盖式卫星热控百叶窗，但是由于受结构限制，热控性能较低。随后，美国NASA 和Sensortex公司联合开发了一种基于热开关原理的静电可开关型辐射器(ESR) ，器件整体尺寸100 mm × 90mm，辐射功率变化量约为1.4 W ，但是由于驱动电压高达300~ 400 V，难以应用于能源有限的微纳卫星。为了降低热开关辐射器的电压和重量，美国海军研究院和JHU 联合开展了基于硅工艺的微型热开关辐射器研究，研制的器件整体尺寸为5.5 mm× 6.5 mm，单个单元大小为0.550 mm × 0.550 mm，为了降低电压，采用2 um 厚的Au 膜作为弹性散热薄膜，驱动电压为25 V。但是由于作为散热膜的Au 本身发射率很小，因此未能测得辐射功率变化量等热性能参数。
由此可见，基于MEMS 技术制作的微型热开关辐射器整体具有体积小、重量轻的特点，同时由于采用静电驱动，因此功耗很低，辐射器整体辐射功率可根据整星温度和外界热环境进行实时调整，具有较强的自主调控能力，且易于与微/ 纳卫星集成。同时由于采用热开关结构，因此非常适合于微/纳卫星热控应用。本文提出了一种以具有较高红外发射率和较强空间环境适应性的聚酰亚胺薄膜作为弹性散热薄膜，整体基于浸渍提拉法和紫外激光微加工技术制作的微型热开关辐射器。
结果与讨论
经测试，我们制作的微型热开关辐射器驱动电压约为97 V。在该驱动电压下辐射功率变化量约为0.1W，单位面积辐射功率变化量为5.3 mW/cm2，约为NASA ESR( 15.5 mW/ cm2) 的三分之一，热控制性能较低，分析认为主要原因如下:
(1) 各层发射率不能满足要求。理论分析结果表明，E1和E2只要有一个小于0.1 即可，Au 膜发射率约为0.1，因此能够满足要求。然而现有的5 um厚的聚酰亚胺膜E3不到0.5，因此辐射功率变化量很小。然而要使E3> 0.9，散热薄膜厚度就需要达到足够的厚度( 约30 um 以上) ，而对于静电驱动的热开关辐射器，驱动电压与散热薄膜厚度平方成反比，30 um 厚的散热膜驱动电压高达几百伏，无法实现星上应用。
(2) 结构漏热严重。为了制备超薄悬空薄膜，我们采用的不锈钢支撑结构漏热较为严重，这也是辐射功率变化量小的原因之一。
后续设计优化中，主要改进是增加膜厚以提高散热膜发射率，采用悬臂梁结构降低驱动电压，将支撑结构换成绝热材料减小结构漏热等。
