復合材料因其具有質(zhì)輕、高模量、高強度、可設計、耐高溫、熱穩(wěn)定性優(yōu)異、抗疲勞、抗腐蝕、工藝性好等優(yōu)點,非常適合于對承載及輕量化均有極致要求的航天器結構。從20世紀50年代開始,美國、俄羅斯、歐洲等國家已經(jīng)開始利用復合材料的高強、高模、耐高溫、輕質(zhì)等特性將其應用于航天領域。隨著復合材料技術的不斷發(fā)展,其在航天領域中的應用水平不斷提高、應用范圍不斷深入,目前基本已經(jīng)覆蓋了導彈、火箭、衛(wèi)星、飛船等系統(tǒng)的所有結構中,包括承力結構、次級結構、防熱(耐熱)結構及其他功能結構等。同時,隨著航天技術的不斷發(fā)展及各國探索領域的不斷深遠,對先進復合材料的需求亦在隨之提升,先進復合材料的發(fā)展及應用已經(jīng)成為航天領域公認的關鍵技術之一。NASA技術路線圖(2015)中明確指出,材料為航天后續(xù)關鍵技術,包括輕量化結構材料、計算設計材料、柔性材料、耐極端環(huán)境材料及特殊(功能)材料等。

在我國航天器研制領域,從航天器研制初期即開始應用復合材料,其應用貫穿我國航天器結構研制史,隨著我國航天技術的不斷進步,先進復合材料與型號需求在矛盾中相互引領、共同發(fā)展。本文從我國航天器結構特點出發(fā),以時間為軸綜合闡述復合材料在我國航天器結構中的應用及發(fā)展歷程,并結合后續(xù)航天任務規(guī)劃,對復合材料在航天器結構中的發(fā)展趨勢進行展望。

一、航天器結構簡介航天器為在地球大氣以外宇宙空間執(zhí)行探索、開發(fā)、利用太空及地球以外天體的特定任務的飛行器。根據(jù)是否載人可分為無人航天器和載人航天器。我國無人航天器包括衛(wèi)星、空間探測器、貨運飛船、空間平臺等;載人航天器分為載人飛船、空間站、空間試驗室等。航天器結構是指為航天器提供總體構型,為各分系統(tǒng)儀器設備提供支撐,承受和傳遞載荷,并保持一定剛度和尺寸穩(wěn)定性的部件或附件結構的總稱。航天器結構根據(jù)其功能可分為3類。(1)主承力結構:指與運載對接,實現(xiàn)載荷在火箭與航天器間的傳遞,構成主傳力路徑的結構,是航天器結構中的核心。目前我國航天器主承力結構形式主要包括:中心承力筒式,如DFH-4平臺衛(wèi)星;箱板式/板筒式,如小衛(wèi)星;桁架式如嫦娥三號著陸器及殼體式,如載人神舟飛船。(2)功能結構:指除了起傳遞載荷和支撐作用外還具有其他功能的結構,包括密封結構、多功能結構、防熱結構、高尺寸穩(wěn)定結構等。(3)次級結構:指與主結構相連,用于支撐航天器上設備和保持航天器外形,與主結構共同構成航天器整體構型的附件結構,如蜂窩板、太陽翼基板、大型空間機械臂、伸展臂、天線反射面、設備、支架等。二、復合材料在航天器結構中的應用2.1航天用復合材料航天器結構設計顯著的特點是剛度設計、強度校核,同時要求輕量化、耐空間(極端)環(huán)境。復合材料優(yōu)異的比模量、比強度特性可以在滿足剛度、強度要求的前提下,大幅提升結構承載比。同時復合材料突出的結構工藝一體化設計優(yōu)勢,可方便的實現(xiàn)結構性能的優(yōu)化、增加結構新功能。航天器結構中最為常見的復合材料主要包括碳纖維樹脂基復合材料、凱芙拉纖維樹脂基復合材料、金屬基復合材料等。根據(jù)功能不同,可將航天器結構中的復合材料分為兩類:(1)結構復合材料是航天領域中首先應用的復合材料,作為各種航天器的結構材料,用于承受和傳遞載荷、保證結構所需的強度和剛度、以及安裝和保護航天器上的各種設備;(2)功能復合材料是目前日益得到重視和發(fā)展的新型復合材料,可完成航天器的一種或幾種特殊功能,例如,防熱、透波、隱身(吸波)、抗輻射、耐磨、阻尼、導熱等。隨著復合材料的發(fā)展,往往一種復合材料同時起著結構和功能的作用,因此結構復合材料和功能復合材料的界線已不明顯。2.2復合材料在航天器結構中的應用歷程復合材料在我國航天器結構中的應用歷程,經(jīng)歷了4個階段:初步應用、快速發(fā)展、廣泛應用及擴展應用。每個時期的特點可以從復合材料在主承力結構、次級結構、熱防護結構的應用中體現(xiàn)。2.2.1初步應用初步應用階段對應1970~1985年,隨著中國第一顆航天器東方紅一號的研制,復合材料開始應用于航天器結構。2.2.1.1承力結構在這一階段中,由于當時的中國航天不掌握大承載復合材料結構的設計技術,此時復合材料在承載結構中的應用僅限于次級結構。具有里程碑意義的典型產(chǎn)品為東方紅一號及東方紅二號。1970年成功發(fā)射的東方紅一號,開啟了我國航天器結構研制歷程。其主結構為球形72面體鋁合金蒙皮骨架式殼體結構,在結構中采用了玻璃纖維承力錐,見圖1(a),開啟了復合材料在結構中應用的歷程。

圖1DFH-1衛(wèi)星與DFH-2衛(wèi)星1984年第一代通信衛(wèi)星東方紅二號[圖1(b)]成功發(fā)射,其主結構為鈦波紋中心承力筒,除主結構外,衛(wèi)星采用了8根碳纖維管膠接而成的空間桁架,此外其電池殼也嘗試使用了復合材料。2.2.1.2防熱結構防熱結構用復合材料是典型的功能復合材料。1975年我國首顆返回式衛(wèi)星成功發(fā)射,標示著我國突破了地球軌道返回式防熱結構設計、試驗及實現(xiàn)技術。自此,單次返回式衛(wèi)星(地球軌道)防熱體系及結構設計思想一直沿用至今。返回式衛(wèi)星防熱結構采用全燒蝕防熱技術,其防熱材料為密度1.2 g/cm3的酚醛-滌綸燒蝕防熱(復合)材料,可以耐受熱流密度為3 MW/m2以上的氣動加熱環(huán)境,如圖2所示。

圖2返回式衛(wèi)星防熱結構2.2.2快速發(fā)展1985~1999年隨著結構設計仿真技術的發(fā)展,復合材料實現(xiàn)了在航天器結構中的大規(guī)模應用。2.2.2.1主承力結構在掌握了復合材料大承載結構設計、仿真、驗證及制造技術的基礎上,這一時期復合材料成功應用至航天器主承力結構(平臺)中。同時期亦掌握了碳蒙皮/鋁蒙皮鋁蜂窩夾層板的設計實現(xiàn)技術。具有里程碑意義的典型代表產(chǎn)品為東方紅三號波紋承力筒[圖3(a)]以及資源一號蒙皮加筋承力筒[圖3(b)],此二者的誕生標志著我國掌握了大承載輕量化主承力結構設計技術,開啟了我國大承載衛(wèi)星研制的歷程,航開器開始具備國際競爭力。配合碳/鋁蒙皮鋁蜂窩夾層板共同實現(xiàn)了東方紅三號平臺及資源一號平臺的誕生,其結構質(zhì)量比優(yōu)于同期國內(nèi)所有衛(wèi)星。

圖3快速發(fā)展時期承力筒2.2.2.2太陽翼基板太陽翼基板是最早應用復合材料的次級結構之一,在這一時期,我國攻克并全面掌握了剛性太陽翼稀疏網(wǎng)格面板設計與工藝技術(圖4)。1999年我國自研的中型太陽翼資源一號、小型太陽翼實踐五號首飛成功,至同年底自研大型東方紅三號太陽翼在軌成功展開,標志著我國掌握了大、中、小型一次展開剛性太陽翼研制技術,全面實現(xiàn)太陽翼自研。

圖4剛性太陽翼稀疏網(wǎng)格面板2.2.3廣泛應用2000~2010年是我國航天技術迅速發(fā)展的10年。隨著先進復合材料技術、復合材料優(yōu)化技術、先進成型工藝技術的突破,復合材料廣泛應用于航天器各類結構中。2.2.3.1主承力結構在掌握了大承載輕量化復材結構設計、仿真、優(yōu)化、驗證技術的基礎上,成功研制了DFH-4平臺蜂窩夾層承力筒[圖5(a)]、導航二期全復材波紋承力筒[圖5(b)]等主承力結構,并在蜂窩板技術的基礎上突破了蜂窩板預埋/后埋技術。實現(xiàn)了結構承載比的大幅提升。

圖5廣泛應用時期的典型承力筒結構在DFH-4平臺的基礎上,采用優(yōu)化技術,發(fā)展出了DFH-3B、DFH-4E、DFH-4SP等多個適應范圍不同的通信衛(wèi)星新平臺,極大的提升了平臺的靈活性及競爭優(yōu)勢。尼日利亞星、委內(nèi)瑞拉星等衛(wèi)星的成功發(fā)射標志著我國航天技術成功進軍了國際市場,達到國際水平。2.2.3.2次級結構得益于復雜曲面復合材料結構設計與工藝成型技術的突破,復合材料大量應用至航天器次級結構中,使得大型、復雜的次級結構得以實現(xiàn)。包括相機大梁支架[圖6(a)]、大型在軌伸展臂、復雜結構支架[圖6(b)]、高精度天線陣、大型天線肋[圖6(c)]、高精度多曲面天線、耐高溫發(fā)動機支架等。圖6典型次級結構2.2.3.3太陽翼經(jīng)過數(shù)10年的自主創(chuàng)新,我國攻克了二維多次展開剛性太陽翼技術,發(fā)射數(shù)量大幅增加,形成了東三、東四(圖7)、遙感、導航等多個產(chǎn)品型譜,剛性太陽翼技術達到國際先進水平。2007年,國內(nèi)最大的剛性太陽翼東四平臺太陽翼隨尼日利亞星在軌成功展開,標志我國太陽翼產(chǎn)品實現(xiàn)了出口零突破。圖7DFH-4平臺太陽翼2.2.3.4防熱結構隨著神舟1號載人飛船的成功回收,標志著我國突破了地球軌道載人返回防熱結構設計、仿真、試驗、實現(xiàn)技術。從1999年神舟1號發(fā)射成功至今,已經(jīng)成功發(fā)射了11艘神舟飛船。神舟飛船防熱結構采用全燒蝕防熱技術(圖8),主要防熱材料為密度0.71 g/cm3的酚醛玻璃鋼填充耐燒蝕復合材料。圖8飛船防熱結構2.2.4擴展應用擴展應用階段對應2010年至今,得益于材料、設計、工藝、設備多領域技術的井噴式創(chuàng)新,結構開始朝著多樣化、功能化方向發(fā)展。同時,隨著國產(chǎn)高模量碳纖維在原材料、成型、工藝控制及性能穩(wěn)定性上的突破,航天器主承力結構及次級結構上開始大范圍使用國產(chǎn)碳纖維復合材料。2.2.4.1主承力結構在掌握編織、纏繞、梁板復合等設計、工藝、優(yōu)化技術的基礎上,這一時期涌現(xiàn)了大批多功能輕量化大承載平臺,包括以桁架及梁板復合結構為基礎的DFH-5平臺、探月二期、探月三期平臺、桁架式多星發(fā)射的北斗三期平臺、具有高尺寸穩(wěn)定性載荷結構一體化的遙感衛(wèi)星平臺等。主承力結構逐步向多樣化、功能化、輕量化發(fā)展。2013開始,在航天器結構中全面開始國產(chǎn)高模碳纖維BHM3(圖9)的推廣工作。截止目前為止,國產(chǎn)BHM3高模量碳纖維已大范圍應用于主結構及次級結構中,包括DFH-5平臺主結構及蜂窩板、高軌遙感衛(wèi)星主結構及蜂窩板、遙感平臺相機結構、導航衛(wèi)星主結構。圖9國產(chǎn)碳纖維BHM3性能2.2.4.2次級結構新材料及成型工藝、新型功能材料、優(yōu)化設計技術的發(fā)展,促使這一時期的次級結構同樣呈現(xiàn)出了多樣化、大承載、輕量化、功能化的特點。大幅提高了航天器系統(tǒng)效率、擴大了結構功能范圍。典型的產(chǎn)品包括復雜多向大承載接頭、空間機械臂[圖10(a)]、高穩(wěn)定一體化結構、大變形豆莢桿、MFC振動抑制結構[圖10(b)]等。圖10多功能次級結構太陽翼突破了二維二次展開、半剛性太陽翼、柔性太陽翼等先進技術,躋身國際先進水平,同時,絕大多數(shù)在研大、中、小型太陽翼基板均采用了國產(chǎn)碳纖維,實現(xiàn)了材料自主可控。2.2.4.3防熱結構面對探月、重復使用等新任務帶來的新挑戰(zhàn)。這一時期中,在輕質(zhì)、高熱流密度新型防熱材料技術突破的基礎上,通過采用密度為0.5 g/cm3的蜂窩增強低密度燒蝕防熱材料體系,成功突破了月球軌道長時返回防熱結構設計、仿真、試驗、實現(xiàn)技術,保障了我國探月工程的順利實施。同時對防熱結構開展功能性設計,實現(xiàn)了可拆卸式防熱結構設計與實現(xiàn)技術的突破,為后續(xù)重用航天器的順利研制奠定基礎。三、復合材料在航天器結構應用中的展望經(jīng)過幾十年的發(fā)展,中國航天已經(jīng)從解決有無到撐起了國家脊梁,不久的將來將建設中國空間站、實現(xiàn)月球采樣返回、火星巡視探測(圖11),后續(xù)還將繼續(xù)開展小行星探測、木星探測,實現(xiàn)載人登月、建立月球基地、建立兆瓦級太陽能電站等。圖11火星巡視器面對高精尖衛(wèi)星應用、深空探測、在軌服務等任務。未來復合材料在航天器結構中的應用將越來越廣泛,其在航天器結構中的發(fā)展趨勢可以歸納為:輕量化、功能化、智能化。3.1輕量化輕量化是航天器結構永恒的追求之一,面對后續(xù)任務的挑戰(zhàn),輕量化的主要需求方向如下。(1)輕量化超大承載結構。深空探測、載人登月等任務要求的主結構承載能力較當前已有結構將提高數(shù)倍。亟需從新材料、新工藝中尋找思路,發(fā)展輕質(zhì)超大承載結構構型、設計、工藝、一體化技術,實現(xiàn)超大承載輕量化結構設計技術質(zhì)的改變。有學者研究大承載輕量化復合材料紡錘桿,實現(xiàn)了結構質(zhì)量小于4 kg時承載能力大于12 t。(2)傳統(tǒng)承載結構輕量化。通過新構型、新工藝、新材料的創(chuàng)新應用,實現(xiàn)傳統(tǒng)承載結構輕量化,提升結構效率及產(chǎn)品競爭力。如采用纏繞成型工藝制造網(wǎng)格承力筒(圖12),相較同等承載能力的蜂窩承力筒,筒殼結構將減重15%~20%、生產(chǎn)周期可縮短1/2、并有效減少對先進碳纖維的依賴。

圖12網(wǎng)格筒(3)耐極端環(huán)境承載結構輕量化。在火星探測、小行星探測等任務中,巡視器將面臨在空間熱、輻射、真空、大范圍溫度變化等極端環(huán)境下的大承載結構輕量化問題,亟需突破創(chuàng)新輕量化構型設計、耐極端環(huán)境結構材料一體化、創(chuàng)新制備工藝、耐極端環(huán)境功能材料等關鍵技術。

3.2功能化結構功能化,功能結構化是結構發(fā)展的必然趨勢。復合材料結構功能化需求主要體現(xiàn)在以下方面。(1)高導熱高導電功能復合材料結構。航天器在軌后向、背太陽面溫差大,需要進行熱控;系統(tǒng)中設備接地需要結構具有導電性。傳統(tǒng)復合材料結構不具備導電及導熱能力,開發(fā)高導熱高導電功能復合材料結構,可大幅提高系統(tǒng)效率。亟需突破的技術包括高導熱/導電復合材料結構設計技術、高導熱/熱穩(wěn)定復合材料結構設計與優(yōu)化、復合材料纖維與樹脂熱協(xié)調(diào)性設計技術等。(2)超高尺寸穩(wěn)定性一體化結構。超靜、超穩(wěn)、高分航天器面臨微米級在軌尺寸穩(wěn)定的新挑戰(zhàn)。由于復合材料具有膨脹系數(shù)可設計的獨特優(yōu)勢,因此是此類結構的首選材料之一。亟需突破微米級尺寸穩(wěn)定結構設計、微米級結構變形仿真、微米級結構地面/在軌測量方法評價等技術。(3)耐極端環(huán)境輕質(zhì)防熱結構。在火星探測、小行星探測等任務中,面臨極端行星再入輕量化熱防護結構問題,亟需開發(fā)具有極端輕質(zhì)、高熱流密度、耐極端環(huán)境的新型防熱材料;突破深空再入過程“氣-固-熱”耦合分析等技術。3.3智能化載人航天、月球基地,載人登月、載人登火等任務,對結構提出了更高的要求:結構設計智能化、結構狀態(tài)實時預報、結構變形可控可重構(圖13),具體表現(xiàn)如下。

圖13智能結構(1)智能設計制造與數(shù)字孿生,為了解決傳統(tǒng)以設計載荷為依據(jù)、結構設計裕度大、結構狀態(tài)不精確等問題,亟需開展以數(shù)字孿生為基礎的智能設計及制造技術研究,實現(xiàn)全周期實際載荷辨識、全周期過程仿真及結構優(yōu)化設計與智能制造。(2)智能感知與監(jiān)測,結構健康監(jiān)控是實現(xiàn)結構狀態(tài)感知與預報的重要手段,已經(jīng)有諸多的研究成果,實現(xiàn)航天器結構在軌及全周期健康監(jiān)控的工程化,仍需解決的關鍵問題為:傳感器與結構連接相容性設計與評價準則、傳感器在軌精度保持技術、結構在軌故障診斷策略等。(3)信息感知與控制,在軌大尺度柔性天線、太陽能電站等大型在軌組裝結構面臨超大尺寸柔性結構分布式控制難題,亟需開展傳感器-驅(qū)動器與結構連接相容性設計、基于控制效能的驅(qū)動系統(tǒng)適配技術、結構響應感知與識別、結構響應分布式控制策略等技術研究。四、結語(1)復合材料有許多優(yōu)異性能,尤其適用于航天器結構。其在航天器結構中的應用,貫穿整個航天器結構研制史,先后經(jīng)歷了初步應用、快速發(fā)展、廣泛應用及擴展應用四個典型階段。(2)面對高精尖衛(wèi)星應用、深空探測、在軌服務等后續(xù)航天任務需求,航天器復合材料結構將面臨輕量化、大承載、耐極端環(huán)境、超穩(wěn)、智能化等新問題、新挑戰(zhàn)。(3)航天領域?qū)ο冗M復合材料需求迫切,亟需以新工藝、新材料、新設計、新仿真、新設備等先進單項技術為切入點,加強單項技術的交叉與融合,提高系統(tǒng)集成創(chuàng)新能力,實現(xiàn)航天器系統(tǒng)的升級與變革。（來源：石文靜,高峰,柴洪友.復合材料在航天器結構中的應用與展望[J].宇航材料工藝,2019,49(04):1-6.）（文章來源：復合材料與工程）

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