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航天器結構用材料應用現狀與未來需求

2017-06-19 09:37:54 作者：董彥芝，劉芃，王國棟，王耀兵，馬海全來源：中國空間技術研究院分享至：

    1 引言

    航天器結構是指在各種力學環境和空間環境下，為航天器提供支撐骨架和外形，為儀器設備提供固定安裝邊界，承受和傳遞載荷，并保持一定剛度、精度和尺寸穩定性的部件和附件的總稱。這里，附件是指在空間伸展的航天器本體之外的大型結構件（如太陽翼、天線）或航天器體內大型設備的主承力部分（如相機支架、鏡筒）等。

    航天器結構承受的環境載荷主要包括：地面操作和運輸過程中產生的載荷；發射過程中產生的加速度、振動、沖擊、噪聲等載荷；在軌運行時真空、溫度交變、粒子輻照等載荷；再入地球大氣層或進入目標星體大氣層過程中產生的氣動力、氣動熱、加速度、振動、沖擊等載荷。

    航天器結構形式主要分為：（1）殼體結構——光筒殼、加筋殼、波紋殼、蜂窩夾層殼；（2）板結構——普通蜂窩夾層板、網格蜂窩夾層板、拋物面蜂窩夾層板；（3）承力支架——工字形梁系結構、桿系構架、大尺寸薄壁鑄件支架；（4）防熱結構——中、低密度燒蝕防熱結構。

    針對不同的使用環境載荷和不同的結構形式，航天器結構用材料可以分為兩大類：結構材料和功能材料。結構材料主要指用于提供剛度、強度、安裝邊界、結構外形的材料，大量使用的是復合材料和金屬材料。功能材料主要指用來提供各種特定功能（如防熱、密封、膠接、潤滑等）的材料，使用量比較多的是防熱材料。

    2 復合材料

    2.1 復合材料應用現狀

    復合材料是指由兩種或兩種以上單一材料，用物理或化學的方法，經人工復合而成的一種多相固體材料。復合材料可保留組分材料的主要優點，克服或減少組分材料的缺點，還可以產生組分材料所沒有的一些優異性能。

    目前，航天器結構用復合材料基本采用炭纖維（常用的牌號有M60、M55J、M40J、T700、T300等）、玻璃纖維、芳綸纖維作為增強體材料；采用環氧樹脂作為基體材料。這種材料具有良好的力學性能，有較高的熱穩定性，制造工藝成熟，但也有韌性低、抗沖擊差、耐濕熱性能差等缺點。

    航天器結構采用的復合材料，其已占整星結構材料的較大比例。

    復合材料結構研制過程中不可避免的問題包括：固化成形后產品存在殘余應力，有可能導致產品在溫度交變環境下受損；纖維層間強度低，將導致產品（特別是接頭）無法承受復雜應力；抗剝離能力較差，導致產品無法承受復雜應力；產品變形，最終將影響產品的精度。

    2.2 復合材料的未來需求

    針對復合材料結構中所存在的問題，并考慮高分辨率對地觀測、激光通信等衛星平臺對結構高精度和高穩定性的要求，未來結構用復合材料的研制方向是：使結構產品從單一保證自身強度、剛度性能逐步過渡到同時保證強度、剛度、阻尼、精度、尺寸穩定性等綜合性能發展。具體來說，對復合材料的需求表現在以下幾方面。

    2.2.1 纖維材料方面

    （1）高模量、高強度纖維。在目前比模量、比強度指標相對較高的基礎上，進一步提高這方面的性能，特別是高模量，可以有效減輕結構重量。另外，在重點考慮高模量因素的同時，對高強度特別是高壓縮強度有更加迫切的需求。

    （2）高導熱率纖維。高導熱率纖維主要應用于暴露在星體外的大型結構件，目的是使部件整體溫度處在相對均勻的狀態，以利于提高尺寸穩定性，降低局部熱應力。目前，有高導熱要求的結構件一般采用鋁合金材料，必要時還需要粘貼熱管。遇到的問題是重量大，而且由于熱膨脹系數大而導致整體熱變形大。

    2.2.2 樹脂體系方面

    目前常用的環氧樹脂存在耐高溫能力差、低溫易產生微裂紋、抗剝離能力差等缺點，因此，急需在以下方面取得突破。

    （1）提高樹脂的剪切強度和剝離強度，以便通過材料自身的強度提高復合材料層間強度、抗剝離能力和提高復合材料結構件抗復雜應力的能力。樹脂的剪切強度要從目前的30～40MPa 提高到70～100 MPa。

    （2）降低樹脂的固化溫度，達到減小結構件殘余應力和變形的目的。

    （3）提高樹脂的使用溫度范圍，根據目前的要求，樹脂應在-200～+180 ℃范圍內能夠使用，高溫工況下的強度不低于5 MPa。

    （4）降低樹脂的密度，利于減重。

    （5）開發、使用在低溫下不會產生微裂紋的樹脂，可以提高產品的尺寸穩定性，特別可以保持微波傳輸設備（天線）的性能。

    2.2.3 金屬基復合材料方面

    樹脂基復合材料與金屬材料相比存在不少不足之處，除了由于復合材料本身特點引起的缺陷外，在很大程度上與采用了樹脂基體材料有關。因此，利用金屬基體材料的優勢來彌補現有環氧樹脂基復合材料性能的不足，可以把復合材料性能提高到一個新的水平，例如可將材料的使用溫度從160 ℃提高到400 ℃以上，橫向剪切強度和模量以及壓縮強度大幅提高，能承受更嚴酷的空間綜合輻照、高低溫交變環境條件，獲得極低的真空出氣率、良好的耐濕性能和密封性能。因此，未來對金屬基復合材料的需求將進一步增加，基本性能指標為：密度小于2.3 g/cm3，拉伸強度大于800 MPa，拉伸模量大于150 MPa。

    2.2.4 其他方面

    高分辨率遙感衛星需要更高的對地觀測精度，結構微振動是影響精確觀測的主要原因。因此迫切要求航天器結構自身具有一定的減振抑振功能。約束阻尼結構是目前國外航天器上應用相對普遍的形式，國內在未來3～5 年內對此類特殊的復合材料結構存在需求。

    3 金屬材料

    3.1 金屬材料的應用現狀

    在航天器研制過程中，金屬材料由于具有可以焊接的特點，常用于密封殼體結構中，同時由于其成本相對較低、使用方便等優點，在非密封的航天器中也常用在接頭、支架等承力結構件上。這些航天器上應用的金屬材料以高比強度的鋁合金為主，根據不同場合的需求，也經常采用鈦合金、鎂合金等其他高強度或低密度的合金材料。

    3.1.1 鋁合金

    鋁合金一直是航天器上最主要的結構材料之一，其主要特點是密度低，有較高的比模量和比強度值；導熱性和導電性良好；抗腐蝕性能好；制造工藝性能良好；在所有輕金屬材料中成本最低[2]。

    航天器主結構中常用的鋁合金有5A06、2A12、2A16、2A14 等牌號。低密度鋁合金在航天器主結構中也有一定的應用，由于其具有高的比強度和比模量，使得結構整體重量較輕。

    隨著材料工業的發展，航天器用鋁合金材料向著高強度、高韌性方向發展。其中，高強度鋁合金的研究一直是各國材料研究領域的熱點，發展比較快，研究和應用較多的有美國的7075、7475 和7055等7 系鋁合金。受限于材料制備技術的發展，高強鋁合金在我國的應用較少，但是其性能較常規鋁合金有較大幅度的提升，是航天器輕量化設計值得關注的一個方向。

    3.1.2 鈦合金

    鈦合金一直是高性能材料的代名詞，由于其價格昂貴，常用于承載力大的關鍵部位，例如國際空間站的機柜接頭等。鈦合金具有密度小、比強度高、耐高低溫、耐腐蝕、熱膨脹系數小等諸多優點。航天器結構上常用的TC4 鈦合金具有較好的綜合機械性能，其抗拉強度σb≥ 890 MPa，屈服強度σP0.2≥825 MPa，塑性δ5 約10%，TC4 在高溫下的性能也很好，400 ℃時其抗拉強度 σb≥ 590 MPa，持久強度σ100≥ 540 MPa。

    隨著材料技術的發展，鈦合金向著更高的韌性、更好的高低溫性能、更好的工藝性等方向發展。近年來出現的鈦基復合材料，采用顆粒增強或者纖維增強的方法，使鈦合金的強度更高，同時能改善加工工藝性。目前新型鈦合金材料價格相對昂貴，工程應用的范圍還比較小。

    3.1.3 鎂合金

    鎂合金具有密度小（1.82 g/cm3）、比強度高的優勢，在航天器結構上應用的鎂合金多為鑄造鎂合金，主要用于重量敏感的部位。但是鑄造鎂合金的強度偏低（σP0.2 約150 MPa），鑄造大型結構件時的成品率也比較低，阻礙了其應用范圍的進一步擴大。近年來出現的高強鎂合金能將鎂合金的抗拉強度提高到590 MPa，比強度的優勢更加明顯，但是目前還沒有在航天器工程上應用。

    3.2 金屬材料的未來需求

    航天器結構目前正面向大型化、輕量化方向發展，如空間站大型密封艙結構，其直徑將超過4m，長度在10 m 以上，為了進一步減輕重量，提高結構效率，迫切希望采用性能更好的材料，具體來說，存在以下需求：

    （1）開發適應航天器焊接密封結構用的鋁-鎂-鈧合金，代替現有的5A06 鋁合金，提高密封結構材料的強度等級，減輕密封殼體的結構重量；

    （2）開發高強度鋁合金材料，用于制造更輕的大型承力件；

    （3）提高鑄造鎂合金的強度和成品率，拓寬鎂合金在航天器主結構上的應用；

    （4）開發可焊接的鋁-鋰合金，其代替5A06 鋁合金用于密封結構的殼體、桁條和隔框，以提高結構效率。

    （5）開發輕質耐熱鋁合金代替用于高溫環境的鈦合金；（6）拓寬鈹合金在航天器中的應用領域。鈹合金的密度小，比模量可與高模量碳纖維復合材料相媲美，比強度甚至比鈦合金還大，如果克服其現有缺陷，將是一種非常好的航天器主結構材料[3]。

    4 防熱材料

    4.1 防熱材料應用現狀

    防熱材料主要應用于返回式衛星和載人飛船，通過膠黏劑粘接在金屬承力結構的外表面，對金屬結構進行熱防護，阻隔再入過程中的氣動加熱，將金屬結構的溫度降到可承受的范圍。由于燒蝕防熱材料對瞬時的氣動加熱熱流增大不敏感，防熱的可靠性較高，我國在航天器的研制中，分別發展了酚醛-滌綸燒蝕防熱材料和以硅橡膠為基、填充酚醛與玻璃小球而成的H88、H96 低密度燒蝕材料，以及以酚醛為基、玻璃短纖維增強的MD2 中密度燒蝕材料。

    4.1.1 酚醛-滌綸燒蝕防熱材料

    酚醛-滌綸燒蝕防熱材料主要用于返回式衛星。由于回收艙各部分形狀和結構的不同以及各處所受氣動加熱環境的不同，酚醛-滌綸燒蝕防熱材料在各處的成型工藝也不同。頭部前端頭防熱材料采用碎布模壓工藝直接在內部金屬結構上成型；頭部后端頭采用重疊手糊熱壓固化成型工藝；穩定裙采用重疊纏繞成型工藝。酚醛-滌綸燒蝕防熱材料的密度為1 280 kg/m3，可以耐受熱流密度為3 MW/m2 以上的氣動加熱環境。

    4.1.2 低密度燒蝕防熱材料

    低密度燒蝕材料包括H88、H96 兩種，用于載人飛船。返回艙熱流密度最大的底部和熱流密度較大的側壁迎風面采用H96 材料（密度710 kg/m3），熱流密度較小的背風面采用H88 材料（密度540 kg/m3）。

    采用低密度防熱材料，可增強隔熱性并減輕重量，但材料的連接強度較低。設計中采用蜂窩加強，先用蜂窩夾芯與鋁合金內殼膠接，然后再在蜂窩內填充燒蝕材料，這樣使低密度防熱層整體強度增高，而且與側壁殼體間的連接強度也得到保障。

    H96 材料可以耐受熱流密度為1.2 MW/m2 以上的氣動加熱環境。

    4.1.3 MD2 中密度燒蝕防熱材料

    MD2 中密度燒蝕防熱材料用于載人飛船。

    MD2 材料的密度較高，為1 400 kg/m3，可以耐受較高的熱流密度（1.3MW/m2 以上）和強氣流沖刷。與H88、H96 材料僅作為功能材料、不參與承力不同，MD2 材料具有較高的強度和剛度，可以傳遞力學載荷。

    防熱大底的拐角為熱流密度高、氣流沖刷嚴重的部位，同時拐角處也是傳遞載荷的重要部位，采用整體熱壓罐成型MD2 材料有效地兼顧了防熱和承力的作用。

    MD2 材料同時還可用作防熱口蓋和開口處的邊緣防熱環：用于防熱口蓋是兼顧防熱和安裝剛度要求；用于開口邊緣是為了保持開口形狀并防止防熱層邊緣破壞。

    4.2 防熱材料未來需求

    我國探月工程對防熱材料提出了新的要求，表現在以下幾個方面：

    （1）承受更加惡劣的再入熱環境

    月球軌道再入與低地球軌道再入相比，再入速度由約7.9 km/s 增加到10.9 km/s。不管是載人登月返回還是無人采樣返回，再入方式不管是采用跳躍式、半升力式還是彈道式，防熱材料所需要耐受的氣動加熱熱流密度和總加熱量都會有明顯的增加。同時，再入速度的提高意味著更大的再入動壓，防熱材料所承受的氣流沖刷更加嚴重。Apollo 飛船的駐點熱流密度峰值為4MW/m2，總加熱量300MJ/m2。星辰探測器的駐點熱流密度峰值為12MW/m2，總加熱量320 MJ/m2。

    （2）承受更加惡劣的空間環境

    相對于其他航天器，月球返回器面臨的空間環境更為惡劣。月球環境的真空度達到了10-10～10-6 Pa，超高真空對防熱材料的真空質損有顯著影響。月球環境的溫度交變達-180～+150℃，要求防熱材料必須具有適應大溫差變化的能力。同時，-180℃空間低溫環境要求燒蝕材料具有良好的低溫特性，這對于屬于有機材料的燒蝕材料是非常困難的。

    （3）滿足輕量化要求

    月球返回器從地球發射到月球軌道，再從月球軌道返回地球，如此長的航程使返回器的重量受到嚴格限制。這就要求返回器必須采用輕型結構形式，選用低密度、超低密度防熱材料。

    5 結束語

    本文對航天器結構上使用的復合材料、金屬材料和防熱材料的應用現狀進行了分析，并結合可以預見的型號任務提出了此三類材料的未來應用需求，希望能夠為相關材料研究工作提供一些參考。