可收展大變形復合材料結構在航天器上的應用現狀

張濤濤 從強 張中原 任晗

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

受限于運載火箭苛刻的發射載荷條件和整流罩內有限的容積，可收展結構由于具有發射時收攏、入軌后展開的功能，廣泛應用于有大尺寸需求的航天器結構上，如太陽翼、反射面天線、大型遮光罩、太陽帆、離軌帆、支撐需遠離主結構載荷(如磁力計、通信天線、監視相機等)的伸桿/桅桿等。常見的可收展結構按構型不同，分為一維臂/桿/繩、二維板/殼/膜、三維索網收展結構；按收展原理不同，又分為剛性鉸鏈、繩系牽引、大變形、薄膜折紙、充氣等結構。

其中，可收展結構中的可收展大變形結構，是指利用材料自身彈性變形特性實現收展功能的結構，其根據材料不同又分為可收展大變形金屬結構和可收展大變形復合材料結構。可收展大變形復合材料結構由于其輕質、高穩定、收展簡單、收納比高等優異特性，具有一定的應用前景。

本文首先對可收展大變形復合材料結構在國外航天器上的應用情況開展調研，從應用產品、應用部位、收展方式、材料、研發機構、成熟度進行歸納；其次，對航天器可收展大變形復合材料結構按不同的樹脂基材料和構型進行梳理和分類，比較各類結構的力學性能，給出不同結構構型的適用場景；最后，對我國可收展大變形復合材料結構在航天器上的應用提出設計、制造、空間環境驗證的建議。

1 可收展大變形復合材料結構在國外航天器上的應用情況

1.1 美國

圖1(a)為美國DSS公司為“國際空間站”(ISS)研制的卷繞式柔性太陽翼(ROSA)[1-4]，其兩根主支撐桿為采用樹脂基復合材料的可收展C型卷繞桿。ROSA展開后長度約5.4 m，寬度為1.7 m。兩根卷繞式復合材料主支撐桿位于柔性太陽毯兩側。采用低熱膨脹系數的樹脂基復合材料使得結構在軌的熱變形扭曲擾動較低。C型卷繞式復合材料由三層碳纖維增強樹脂基復合材料模壓成型，直徑約100 mm，收攏狀態為扁平狀態卷繞至卷軸上，展開后恢復為C型截面，實物見圖1(b)左所示。DSS公司制造了桿件的飛行模擬件，在地面驗證了展開剛度和強度，并開展了極限溫度條件-60～+90 ℃下的展開力矩測試。ROSA目前已成功在軌應用。

圖1 DSS公司研制的ROSA

類似的卷繞桿，NASA蘭利中心為小衛星結構應用的可伸展結構也開展了一系列mini型卷繞桿件的預先研究[5]。

圖2為美國諾格公司研制的一種盤壓桿可收展結構[6-7]。盤壓桿由三/四根長桿件作為主支撐桁架，主體桿件采用玻璃纖維/環氧樹脂成型，具有高的比強度。收攏狀態為桿件盤繞收攏，展開過程利用桿件的彈性能回彈展開，展開后桿件之間采用繩系張緊提高結構的剛度和穩定性。諾格公司研制了一系列近40余種不同尺寸的盤壓桿結構，展開長度在0.8～44.5 m，結構直徑在0.17～0.86 m。圖2(a)為盤壓桿的典型結構，其中下部為剛性展開結構，上部為收攏端，中間區域為復合材料桿件的大變形螺旋過渡區。圖2(b)為5個盤壓桿結構組成的太陽帆原理樣機。盤壓桿目前已成功在軌應用。

圖2 諾格公司研制的盤壓桿和盤壓桿組裝的太陽帆原理樣機

圖3為諾格公司為歐洲航天局火星快車號探測器衛星研制的天線伸展桿結構[8-10]。天線結構由兩根分別長為20 m和一根長為7 m的可收展桿件組成。桿件由凱夫拉纖維和玻璃纖維/環氧樹脂復合材料形成。20 m桿件由13個鉸鏈+13根分桿組成。圖3(a)為天線桿件的收攏形式，圖3(b)為鉸鏈的局部構型，圖3(c)為展開過程。天線伸展桿結構在軌除一處鉸鏈展開130°外，其余均成功展開180°。

圖3 應用于歐洲火星快車號探測器的天線伸展桿結構

類似的彈性鉸鏈還有Foster-Miller公司研制的系列大變形復合材料彈性鉸鏈[11-12]。Foster-Miller公司鉸鏈已應用于美國空軍實驗室(AFRL)的某型號整體鉸鏈式光學支撐結構、網狀反射面收展臂的鉸鏈、NASA木星冰月軌道探測器雷達天線的鉸鏈。美國空軍實驗室空間飛行器中心資助新墨西哥大學也研制了彈性鉸鏈式可展開相機支撐結構[13]。另外，加州理工大學研制了用于立方星伸展結構的彈性鉸鏈桿[14,15]。

圖4為加州理工大學為歐洲宇航防務集團(EADS)Astrium公司研制的單凹面折疊新概念合成孔徑雷達(SAR)反射面天線結構[16]。天線結構由單曲率反射面和兩背撐面組成，弧面長度6.5 m，寬度3.2 m，圖4(a)為單曲率凹面折疊反射面天線結構展開狀態。反射面殼體總厚度0.3 mm，由3層碳纖維復合材料編制預浸料成型。反射面結構展開后均方根(RMS)值5.1 mm，在軌熱變形分析值0.04 mm，展開后頻率3.3 Hz。折疊時背撐面與反射面沿折縫處的鉸鏈折疊，然后反射面Z字形折疊。圖4(b)為其Z字型折疊狀態，在每一折痕位置為鉸鏈結構。目前，由于型面精度低的原因，此類結構應用于SAR天線還需開展進一步的提升。

圖4 復合材料鉸鏈應用于折疊反射面結構

圖5為美國休斯公司研制的用在北美移動通訊系統(MSAT)中的MSAT-1和AMSC-1(MSAT-2)衛星上的自回彈反射面天線[17]。天線反射面采用碳纖維增強復合材料薄壁結構，在反射面背面使用高回彈的彈性背架。在外力作用下，反射器被卷曲以便收納于運載整流罩有效包絡空間內，衛星入軌后，去除外力，反射器可利用其自身彈性恢復至所需要的型面。由于反射面構型為殼體結構，加上其背筋具有一定的剛性，其收攏比較低。

圖5 自回彈反射面天線結構

圖6是美國L’Garde公司基于聚氨酯柔性樹脂體系研制的各種系列形狀記憶復合材料充氣可收展桿件[18]。聚氨酯柔性樹脂具有低的玻璃化轉變溫度(Tg)。桿件由三層纖維/聚氨酯樹脂基復合材料成型。通過聚氨酯樹脂的配方，使得樹脂能夠抗空間的電離輻射環境以及不同的Tg溫度。這種桿件在高于Tg溫度時，樹脂處于柔性狀態，可以將桿件內空氣抽出沿徑向壓扁后折彎，如圖6(a)所示，入軌后，向桿件內腔充氣后使得桿件伸展，然后利用空間的低溫環境，使得桿件的溫度低于玻璃化轉變溫度Tg，從而使桿件剛性化。

圖6 基于形狀記憶復合材料的可折疊桿件

這種桿件應用于NASA蘭利中心的300 m超長雷達天線(見圖7(a))、NASA馬歇爾航天中心的20 m×20 m太陽帆(見圖7(b))、阿拉莫斯實驗室為Cibola試驗衛星研制的收展天線衛星(見圖7(c))。由于桿件需要充氣展開，一定程度限制了其應用范圍，太陽帆和雷達天線桁架支撐結構還在地面驗證階段。

圖7 基于形狀記憶復合材料桿件的應用

美國CTD公司也開展了形狀記憶復合材料可收展結構相關的研制[19-20]，展開鉸鏈應用于戰術星-2(TacSat-2)的太陽翼展開結構上，桁架鉸鏈擬應用于小衛星的展開結構上。另外，CTD公司還研制了熱致型C型彈性記憶桿[21]，見圖8(a)所示。桿件長度2.5 m，直徑64 mm，在材料熱激活溫度以上可通過熱繞驅裝置卷繞，在地面環境低于材料熱激活溫度以下保持卷繞收攏狀態；進入太空后通過太陽光加熱可以自動展開成直管狀態，并實現結構剛化，起到支撐作用。桿件最初擬用于卷繞式太陽翼上(見圖8(b))，但后續尚未見其相關報道。

圖8 擬應用于柔性太陽翼的熱致型形狀記憶復合材料

圖9為加州理工大學[22-23]以立方星錐狀天線需要收攏為研究目標，研制的基于雙樹脂體系的可展開結構，即在結構折彎大變形處采用柔性樹脂，非折彎處采用傳統熱固性樹脂，其收攏過程仿照Origami折紙技術折疊。成型過程為先將剛性處固化，其后在折彎處浸潤柔性樹脂，在紫外輻照環境下將柔性樹脂固化。同樣的雙樹脂體系也應用于柔性鉸鏈上[24]。

圖9 基于雙樹脂復合材料的錐型天線樣件收攏過程

1.2 歐洲

圖10(a)為德國宇航局(DLR)和歐洲航天局(ESA)研制的利用太陽光壓長周期飛行的尺寸為20 m×20 m的太陽帆地面原理樣機[25-27]。原理樣機由4根主豆莢桿(見圖10(b))沿太陽帆的展開中心分別向4個方向展開，展開過程中同時牽引兩側的帆膜展開成平面。豆莢桿由兩瓣0.1 mm厚的Ω型碳纖維復合材料相對膠接成型，鋪層方向為0°和±45°，線密度只有62 g/m。Ω型截面高110 mm，寬度150 mm。研制團隊于2009年在零重力飛行實驗室飛機上開展了豆莢桿的零重力展開測試。類似的結構還有ESA資助的“用于離軌的可展開薄膜帆”項目的5 m×5 m離軌帆原理樣機的展開狀態[28]。

圖10 應用于太陽帆的豆莢桿

圖11(a)為英國和阿爾及利亞航天部門為3U微納立方星研制的磁力計伸桿支撐結構[29-30]。支撐結構由C形卷繞桿、卷繞釋放機構、電路板控制系統等組成，端部磁力計等負載設備重約0.61 kg。C形卷繞桿如圖11(b)所示，展開總長度1.5 m，直徑20 mm，C形張口224°。桿件厚度0.3 mm，由平紋編織布環氧預浸料碳纖維復合材料模壓成型。桿件卷繞收攏力矩約26 N·mm，展開力矩約17 N·mm，由控制機構驅動其伸展和收攏。伸桿支撐結構在地面開展了功能及環境測試、熱循環測試、模擬在軌溫度(-20～+48 ℃)的展開和收攏測試、擾動裕度測試。AlSat-1N衛星入軌后伸桿支撐結構在約-3 ℃環境下成功展開，圖11(c)為在軌展開圖。

圖11 應用于立方星的C形伸展桿

圖12為愛爾蘭利莫瑞克大學研制的一種應用于立方星上的輕質網格式可伸展桿件結構[31-32]。其由碳纖維復合材料窄帶沿順時針或逆時針相互交叉成對螺旋纏繞，在交叉點采用連接釘固定，使其能夠自由轉動。收攏時網格筒直徑大，但高度低；展開時，網格筒直徑小，可以伸展至較長的高度，見圖12(c)所示。

圖12 網格式可伸展桿件結構

圖13為德國慕尼黑大學研制的一種碳纖維增強的新型硅酮(Silicone)柔性樹脂基復合材料(CFRS)[33-36]。新型Silicone柔性樹脂具有低出氣和揮發率、抗紫外輻射和原子氧、溫度適應范圍廣、玻璃化轉變溫度低(僅-105 ℃)、可以室溫成型等優點。柔性樹脂浸潤T300碳纖維三向編織物后固化成型復合材料結構。新型CFRS一方面有較好的面內剛度和低的熱膨脹系數，另一方面有很好的折展性，可以較容易折疊為不同的形狀。可收展固面天線相比于可收展柔性絲網反射面有很高的總均方根(RMS)精度，可以用于高頻天線波段。

圖14是用CFRS制成的反射面天線結構，反射面均采用圖13中的三向纖維編織CFRS。圖14(a)為展開狀態，圖14(b)為收攏狀態。這種高收納比的發射面天線的背筋采用分區設計，剛性區采用熱固性樹脂CFRP，柔性大變形區采用柔性樹脂CFRS。

圖13 基于三向纖維編織的柔性樹脂基CFRS細節圖

圖14 基于CFRS的反射面天線原理樣機展開和收攏

1.3 小結

表1從應用產品、構型、材料、研發部門、成熟度等幾個維度匯總了調研的國外航天器可收展大變形復合材料結構的應用情況。

表1 可收展大變形復合材料結構在國外航天器上的應用情況匯總

2 航天器可收展大變形復合材料結構的分類及應用場景

2.1 按不同樹脂基材料的分類及應用場景

可收展大變形復合材料結構指具有可大變形收展特征的纖維增強樹脂基復合材料結構，在變形收展過程中結構未發生損傷。通過對可收展大變形復合材料結構在國外航天器上的應用調研，按不同的樹脂基體材料可分為以下兩類(材料的變形原理如圖15所示)。

1)剛性樹脂基可收展大變形復合材料結構

利用材料應變能存儲原理收攏和展開，大變形過程中結構局部仍為小應變假設狀態，不需要大的力矩輔助驅動就可自動展開的結構。通常由傳統熱固性樹脂基復合材料制成，為適應大變形可收展的功能，構型通常為薄壁結構(厚度t一般不超過0.5 mm)。結構的曲率變形僅允許在材料的彈性變形范圍內，板殼結構的小應變假設成立，變形后殼體的中心面位置與變形前相同，如圖15(a)所示。

圖15 可收展大變形復合材料結構按不同樹脂基體材料的收展變形過程

2)柔性樹脂基可收展大變形復合材料結構

利用樹脂的柔性特性發生大應變變形的結構。允許纖維微屈曲是柔性樹脂基可收展大變形復合材料結構可以承受較大的彎曲變形的原因，結構小應變假設不成立，變形后殼體的中心面向凸側偏移，如圖15(b)所示。柔性樹脂基可收展大變形復合材料結構按基體材料組份不同又分為形狀記憶聚合物復合材料結構和類橡膠柔性樹脂基復合材料結構。

(1)形狀記憶聚合物樹脂基復合材料結構(SMPC)：利用樹脂材料內部的兩相基體發生大變形的結構，即保持宏觀原始形狀的固定相和可逆軟化硬化的可逆相。較常用的為熱致型形狀記憶復合材料，低于樹脂Tg(玻璃化轉變溫度)狀態下結構在收攏狀態硬化，通過外界加熱至高于樹脂Tg狀態下結構軟化變形至展開狀態，然后降溫低于樹脂Tg狀態下結構再次硬化。

(2)類橡膠柔性樹脂基復合材料結構：樹脂始終處于柔性狀態的結構，柔性樹脂類似于汽車輪胎橡膠、生物軟骨組織等。允許纖維材料在折疊過程中微屈曲未損傷，從而達到高應變，同時存儲的應變能可使結構自展開。

表2列出了兩類可收展大變形復合材料結構的區別和應用場景。剛性樹脂基可收展大變形復合材料結構的樹脂為熱固性硬質樹脂，面外剛度較高，彎折率較小，彎折過程中易出現脆性開裂，常用于可伸展支撐桿、支撐肋、彈性鉸鏈等。柔性樹脂基可收展大變形復合材料結構的樹脂為柔性樹脂，纖維體積含量較低，面外剛度低，但彎折率較硬質樹脂高，通常用于負載較小的柔性鉸鏈、柔性天線反射面等。

表2 兩種可收展大變形復合材料結構的區別與應用場景

2.2 按不同構型的分類及應用場景

可收展大變形復合材料結構在構型上通常以鉸鏈、可卷繞桿件、大變形桁架和殼體4種類型應用于航天器結構，如圖16所示。

(1)鉸鏈通過結構兩端折彎后收攏，具體形式有兩側開槽式和C形等構型，在航天器結構上的應用有太陽翼鉸鏈、大型SAR天線收展桁架的鉸鏈等。

(2)可卷繞桿件的截面有人字形、C型、雙Ω型(豆莢型)等(見圖16(b))，在收攏過程中，首先將端部壓扁平狀態，然后以端部為起始，將桿件卷繞至卷軸上，在航天器結構上的應用有大面積膜類(如太陽毯、遮光膜、天線陣面等)的主支撐結構等。

圖16 可收展大變形復合材料結構的不同構型

(3)大變形桁架通過沿展開方向均布若干根卷繞桿，展開前卷繞收攏于根部，通過彈性變形展開后，卷繞桿之間等間隔采用一定方式相互約束，提高展開剛度，在航天器結構上的應用有支撐需遠離主結構載荷的伸桿/桅桿等。

(4)可收攏殼體通過將曲面折彎后收攏為體積較小的結構，在航天器結構上的應用有天線反射面等。

3 可收展大變形復合材料結構對我國航天器的設計及應用驗證建議

可收展大變形復合材料結構在航天器上應用需面臨兩個本質上矛盾的需求：結構需足夠柔性來滿足大變形收攏特征；但另一方面，結構又需有足夠的剛性來滿足展開后支撐外載荷和/或結構自身的基頻。也就是說，結構若過于柔性，則較難滿足其基本的剛度需求；若過于剛性，其收展過程可能會發生損傷。所以，可收展大變形復合材料結構中的大變形部件通常作為關鍵核心部件應用于航天器結構，其性能優劣直接決定了可收展大變形結構能否可靠展開。

通過構型和參數等優化設計、材料性能及工藝制造摸索、可靠性試驗驗證等全流程研制和迭代，可以提高可收展大變形復合材料結構的應用成熟度等級。首先，由于結構的大變形特征，在收展過程中需抑制結構脆性開裂等形式的損傷，且控制穩定收展。其次，由于結構的折彎、超薄和超長等特性，在制造過程中需保證纖維的均布性、樹脂組份配比的均勻性以及超長連續成型等。最后，由于嚴苛的空間環境條件，在應用過程中需針對空間環境進行驗證。

綜上所述，我國航天器可收展大變形復合材料結構的應用需開展設計、制造和空間環境應用驗證三項關鍵技術的攻關工作。

3.1 設計

可收展大變形復合材料結構設計技術包含以下三方面內容。

1)構型設計和材料選型

首先需確定可收展大變形復合材料結構的構型，設計參數包括結構展開狀態、收攏后的構型參數等。例如，C字形和人字形卷繞桿的截面尺寸，卷繞直徑等。其次，確定纖維和樹脂類型和鋪層方式，如剛性樹脂基還是柔性樹脂基，碳纖維還是玻璃纖維等。可收展大變形復合材料層合結構的上下表層性能決定了收攏狀態下的彎曲程度，故上下表層通常選取低剛度高應變的材料，如編織布材料；另一方面，由于結構展開后需要有較高的剛度，故中間層通常選擇沿展開方向的單向鋪層方式。

對于柔性樹脂，還需考慮樹脂的超彈性狀態對纖維微屈曲的影響。另外，形狀記憶聚合物樹脂材料還需考慮可逆相樹脂的百分比含量、玻璃化轉變溫度Tg、Tg轉變前后的樹脂楊氏模量等參數。

2)收展過程結構多形態特征的分析模擬及強度裕度評估

可收展大變形復合材料結構的收展過程難以通過解析方程求解，通常采用有限元模擬大變形復合材料結構的收展過程。由于收攏展開過程結構局部涉及到變形較為復雜，傳統的隱式迭代分析模擬方法難以收斂，通常采用顯式有限元模擬準靜態收展過程。結構收展過程為多形態連續變化過程，邊界約束條件的施加需保證各形態之間的連續穩定過渡。

在材料性能測試方面，由于結構大變形特征，與傳統經典層合板理論的失效準則不同，大變形復合材料結構需要采用新的損傷準則來準確判斷其剩余強度裕度、結構恢復率，如引入最小折彎半徑、折彎彎矩、重復彎曲后的恢復率等參數。

3)展開后結構剛度特性評估

可收展大變形復合材料結構在軌展開后，需要評估結構的剛度特性是否滿足航天器指標要求，還需考慮結構由于薄壁特征引起的局部穩定性等。

3.2 制造

可收展大變形復合材料結構制造分為剛性樹脂基和柔性樹脂基兩類。

1)剛性樹脂基可收展大變形復合材料結構由于最大折彎曲率較小，所以為使得結構有較高的收納比，層合結構的總厚度一般不超過0.5 mm，采用超薄型預浸料(通常為0.03～0.04 mm)等。制造過程首先將預浸料放置于模具中，然后放置脫模布、透氣氈、真空袋，檢查真空袋密封性，最后將模具放于熱壓罐中固化，固化完成后，將陰模和陽模分開，清理打磨后，產品制造完成。采用超薄型預浸料時，樹脂與纖維沿厚度、面內分布的均勻性、制造過程中的微裂紋抑制等，都影響展開過程中的可靠性、展開后的精度等，所以需開展成型后的纖維微觀分析。

另外，隨著航天器展開尺寸要求越來越大，可收展大變形復合材料主支撐結構的長度也要求越來越長，甚至達到上百米尺度。結構由于需要連續卷繞收攏，中間不宜拼接成型，只能采取整體超長連續成型。由于場地限制等因素，通過制作上百米的模具整體成型已無可能，所以針對超長復合材料卷繞桿還需發展復合材料的分段連續固化成型技術。

2)柔性樹脂基復合材料在固化過程中，由于樹脂基內部極易出現氣泡，故采用控制外壓大小、紫外輻照輔助等方式來抑制固化過程中的氣泡產生，針對特定的樹脂材料還需制定特定的工藝改進措施。樹脂的增韌相填充比例等也影響收攏過程的可靠性。另外，形狀記憶聚合物中兩相樹脂的固化溫度、柔性樹脂的樹脂固化溫度等的選取也影響成型的精度和剛度。

3.3 應用驗證

可收展大變形復合材料結構的空間環境應用驗證主要包括以下內容。

(1)通過地面吊掛、氣浮等零重力模擬試驗方法，開展可收展大變形復合材料結構展開過程的可靠性測試以及展開后的剛度測試。

(2)根據空間軌道及姿態環境特點，開展可收展大變形復合材料結構熱真空狀態下的可靠展開測試，并且在重復收展狀態下對展開后的精度進行評估。

(3)空間高能粒子輻照、原子氧等對柔性樹脂基材料的影響較大，可收展大變形復合材料結構還需開展材料級的耐空間環境輻照等測試和評估。

4 結束語

本文基于可收展大變形復合材料結構在國外航天器上應用情況的調研，從應用產品、構型、材料、研發部門、成熟度等幾個維度匯總了國外目前的應用情況。比較了各類結構的力學性能和應用場景等，并建議我國可收展大變形復合材料結構從設計、制造、應用驗證三方面開展研究，進一步擴展在航天器結構上的應用范圍，提高其應用成熟度等級。