航天器結(jié)構(gòu)材料的研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢(shì)

航天器結(jié)構(gòu)材料的研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢(shì)

1航天器結(jié)構(gòu)材料的分類模型結(jié)構(gòu)是指由不同的力學(xué)和空間環(huán)境支撐起來的骨架和形狀，為設(shè)備提供固定的安裝界面，以承受和傳輸載荷，并保持特定重量、精度和尺寸的穩(wěn)定性。這里,附件是指在空間伸展的航天器本體之外的大型結(jié)構(gòu)件(如太陽翼、天線)或航天器體內(nèi)大型設(shè)備的主承力部分(如相機(jī)支架、鏡筒)等。航天器結(jié)構(gòu)承受的環(huán)境載荷主要包括:地面操作和運(yùn)輸過程中產(chǎn)生的載荷;發(fā)射過程中產(chǎn)生的加速度、振動(dòng)、沖擊、噪聲等載荷;在軌運(yùn)行時(shí)真空、溫度交變、粒子輻照等載荷;再入地球大氣層或進(jìn)入目標(biāo)星體大氣層過程中產(chǎn)生的氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱、加速度、振動(dòng)、沖擊等載荷。航天器結(jié)構(gòu)形式主要分為:(1)殼體結(jié)構(gòu)——光筒殼、加筋殼、波紋殼、蜂窩夾層殼;(2)板結(jié)構(gòu)——普通蜂窩夾層板、網(wǎng)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(jié)構(gòu)、桿系構(gòu)架、大尺寸薄壁鑄件支架;(4)防熱結(jié)構(gòu)——中、低密度燒蝕防熱結(jié)構(gòu)。針對(duì)不同的使用環(huán)境載荷和不同的結(jié)構(gòu)形式,航天器結(jié)構(gòu)用材料可以分為兩大類:結(jié)構(gòu)材料和功能材料。結(jié)構(gòu)材料主要指用于提供剛度、強(qiáng)度、安裝邊界、結(jié)構(gòu)外形的材料,大量使用的是復(fù)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(rùn)滑等)的材料,使用量比較多的是防熱材料。2環(huán)保材料2.1航天器結(jié)構(gòu)用復(fù)合材料復(fù)合材料是指由兩種或兩種以上單一材料,用物理或化學(xué)的方法,經(jīng)人工復(fù)合而成的一種多相固體材料。復(fù)合材料可保留組分材料的主要優(yōu)點(diǎn),克服或減少組分材料的缺點(diǎn),還可以產(chǎn)生組分材料所沒有的一些優(yōu)異性能。目前,航天器結(jié)構(gòu)用復(fù)合材料基本采用炭纖維(常用的牌號(hào)有M60、M55J、M40J、T700、T300等)、玻璃纖維、芳綸纖維作為增強(qiáng)體材料;采用環(huán)氧樹脂作為基體材料。這種材料具有良好的力學(xué)性能,有較高的熱穩(wěn)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(diǎn)。航天器結(jié)構(gòu)采用的復(fù)合材料,其已占整星結(jié)構(gòu)材料的較大比例。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研制過程中不可避免的問題包括:固化成形后產(chǎn)品存在殘余應(yīng)力,有可能導(dǎo)致產(chǎn)品在溫度交變環(huán)境下受損;纖維層間強(qiáng)度低,將導(dǎo)致產(chǎn)品(特別是接頭)無法承受復(fù)雜應(yīng)力;抗剝離能力較差,導(dǎo)致產(chǎn)品無法承受復(fù)雜應(yīng)力;產(chǎn)品變形,最終將影響產(chǎn)品的精度。2.2平臺(tái)的研究方向針對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中所存在的問題,并考慮高分辨率對(duì)地觀測(cè)、激光通信等衛(wèi)星平臺(tái)對(duì)結(jié)構(gòu)高精度和高穩(wěn)定性的要求,未來結(jié)構(gòu)用復(fù)合材料的研制方向是:使結(jié)構(gòu)產(chǎn)品從單一保證自身強(qiáng)度、剛度性能逐步過渡到同時(shí)保證強(qiáng)度、剛度、阻尼、精度、尺寸穩(wěn)定性等綜合性能發(fā)展。具體來說,對(duì)復(fù)合材料的需求表現(xiàn)在以下幾方面。2.2.1結(jié)構(gòu)重量方面的需求(1)高模量、高強(qiáng)度纖維。在目前比模量、比強(qiáng)度指標(biāo)相對(duì)較高的基礎(chǔ)上,進(jìn)一步提高這方面的性能,特別是高模量,可以有效減輕結(jié)構(gòu)重量。另外,在重點(diǎn)考慮高模量因素的同時(shí),對(duì)高強(qiáng)度特別是高壓縮強(qiáng)度有更加迫切的需求。(2)高導(dǎo)熱率纖維。高導(dǎo)熱率纖維主要應(yīng)用于暴露在星體外的大型結(jié)構(gòu)件,目的是使部件整體溫度處在相對(duì)均勻的狀態(tài),以利于提高尺寸穩(wěn)定性,降低局部熱應(yīng)力。目前,有高導(dǎo)熱要求的結(jié)構(gòu)件一般采用鋁合金材料,必要時(shí)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(shù)大而導(dǎo)致整體熱變形大。2.2.2樹脂強(qiáng)度和固化溫度的要求目前常用的環(huán)氧樹脂存在耐高溫能力差、低溫易產(chǎn)生微裂紋、抗剝離能力差等缺點(diǎn),因此,急需在以下方面取得突破。(1)提高樹脂的剪切強(qiáng)度和剝離強(qiáng)度,以便通過材料自身的強(qiáng)度提高復(fù)合材料層間強(qiáng)度、抗剝離能力和提高復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件抗復(fù)雜應(yīng)力的能力。樹脂的剪切強(qiáng)度要從目前的30~40MPa提高到70~100MPa。(2)降低樹脂的固化溫度,達(dá)到減小結(jié)構(gòu)件殘余應(yīng)力和變形的目的。(3)提高樹脂的使用溫度范圍,根據(jù)目前的要求,樹脂應(yīng)在-200~+180℃范圍內(nèi)能夠使用,高溫工況下的強(qiáng)度不低于5MPa。(4)降低樹脂的密度,利于減重。(5)開發(fā)、使用在低溫下不會(huì)產(chǎn)生微裂紋的樹脂,可以提高產(chǎn)品的尺寸穩(wěn)定性,特別可以保持微波傳輸設(shè)備(天線)的性能。2.2.3增強(qiáng)復(fù)合材料的力學(xué)性能樹脂基復(fù)合材料與金屬材料相比存在不少不足之處,除了由于復(fù)合材料本身特點(diǎn)引起的缺陷外,在很大程度上與采用了樹脂基體材料有關(guān)。因此,利用金屬基體材料的優(yōu)勢(shì)來彌補(bǔ)現(xiàn)有環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料性能的不足,可以把復(fù)合材料性能提高到一個(gè)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(qiáng)度和模量以及壓縮強(qiáng)度大幅提高,能承受更嚴(yán)酷的空間綜合輻照、高低溫交變環(huán)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(duì)金屬基復(fù)合材料的需求將進(jìn)一步增加,基本性能指標(biāo)為:密度小于2.3g/cm3,拉伸強(qiáng)度大于800MPa,拉伸模量大于150MPa。2.2.4航天器結(jié)構(gòu)自身的減振抑振作用高分辨率遙感衛(wèi)星需要更高的對(duì)地觀測(cè)精度,結(jié)構(gòu)微振動(dòng)是影響精確觀測(cè)的主要原因。因此迫切要求航天器結(jié)構(gòu)自身具有一定的減振抑振功能。約束阻尼結(jié)構(gòu)是目前國(guó)外航天器上應(yīng)用相對(duì)普遍的形式,國(guó)內(nèi)在未來3~5年內(nèi)對(duì)此類特殊的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)存在需求。3材料中的金屬3.1航天器的承力結(jié)構(gòu)在航天器研制過程中,金屬材料由于具有可以焊接的特點(diǎn),常用于密封殼體結(jié)構(gòu)中,同時(shí)由于其成本相對(duì)較低、使用方便等優(yōu)點(diǎn),在非密封的航天器中也常用在接頭、支架等承力結(jié)構(gòu)件上。這些航天器上應(yīng)用的金屬材料以高比強(qiáng)度的鋁合金為主,根據(jù)不同場(chǎng)合的需求,也經(jīng)常采用鈦合金、鎂合金等其他高強(qiáng)度或低密度的合金材料。3.1.1航天器主結(jié)構(gòu)鋁合金一直是航天器上最主要的結(jié)構(gòu)材料之一,其主要特點(diǎn)是密度低,有較高的比模量和比強(qiáng)度值;導(dǎo)熱性和導(dǎo)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。航天器主結(jié)構(gòu)中常用的鋁合金有5A06、2A12、2A16、2A14等牌號(hào)。低密度鋁合金在航天器主結(jié)構(gòu)中也有一定的應(yīng)用,由于其具有高的比強(qiáng)度和比模量,使得結(jié)構(gòu)整體重量較輕。隨著材料工業(yè)的發(fā)展,航天器用鋁合金材料向著高強(qiáng)度、高韌性方向發(fā)展。其中,高強(qiáng)度鋁合金的研究一直是各國(guó)材料研究領(lǐng)域的熱點(diǎn),發(fā)展比較快,研究和應(yīng)用較多的有美國(guó)的7075、7475和7055等7系鋁合金。受限于材料制備技術(shù)的發(fā)展,高強(qiáng)鋁合金在我國(guó)的應(yīng)用較少,但是其性能較常規(guī)鋁合金有較大幅度的提升,是航天器輕量化設(shè)計(jì)值得關(guān)注的一個(gè)方向。3.1.2tc4鈦合金材料特點(diǎn)鈦合金一直是高性能材料的代名詞,由于其價(jià)格昂貴,常用于承載力大的關(guān)鍵部位,例如國(guó)際空間站的機(jī)柜接頭等。鈦合金具有密度小、比強(qiáng)度高、耐高低溫、耐腐蝕、熱膨脹系數(shù)小等諸多優(yōu)點(diǎn)。航天器結(jié)構(gòu)上常用的TC4鈦合金具有較好的綜合機(jī)械性能,其抗拉強(qiáng)度σb≥890MPa,屈服強(qiáng)度σP0.2≥825MPa,塑性δ5約10%,TC4在高溫下的性能也很好,400℃時(shí)其抗拉強(qiáng)度σb≥590MPa,持久強(qiáng)度σ100≥540MPa。隨著材料技術(shù)的發(fā)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(fā)展。近年來出現(xiàn)的鈦基復(fù)合材料,采用顆粒增強(qiáng)或者纖維增強(qiáng)的方法,使鈦合金的強(qiáng)度更高,同時(shí)能改善加工工藝性。目前新型鈦合金材料價(jià)格相對(duì)昂貴,工程應(yīng)用的范圍還比較小。3.1.3鑄造鎂合金的強(qiáng)度鎂合金具有密度小(1.82g/cm3)、比強(qiáng)度高的優(yōu)勢(shì),在航天器結(jié)構(gòu)上應(yīng)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(qiáng)度偏低(σP0.2約150MPa),鑄造大型結(jié)構(gòu)件時(shí)的成品率也比較低,阻礙了其應(yīng)用范圍的進(jìn)一步擴(kuò)大。近年來出現(xiàn)的高強(qiáng)鎂合金能將鎂合金的抗拉強(qiáng)度提高到590MPa,比強(qiáng)度的優(yōu)勢(shì)更加明顯,但是目前還沒有在航天器工程上應(yīng)用。3.2航天器用鋁合金材料圖航天器結(jié)構(gòu)目前正面向大型化、輕量化方向發(fā)展,如空間站大型密封艙結(jié)構(gòu),其直徑將超過4m,長(zhǎng)度在10m以上,為了進(jìn)一步減輕重量,提高結(jié)構(gòu)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(fā)適應(yīng)航天器焊接密封結(jié)構(gòu)用的鋁-鎂-鈧合金,代替現(xiàn)有的5A06鋁合金,提高密封結(jié)構(gòu)材料的強(qiáng)度等級(jí),減輕密封殼體的結(jié)構(gòu)重量;(2)開發(fā)高強(qiáng)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(qiáng)度和成品率,拓寬鎂合金在航天器主結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用;(4)開發(fā)可焊接的鋁-鋰合金,其代替5A06鋁合金用于密封結(jié)構(gòu)的殼體、桁條和隔框,以提高結(jié)構(gòu)效率。(5)開發(fā)輕質(zhì)耐熱鋁合金代替用于高溫環(huán)境的鈦合金;(6)拓寬鈹合金在航天器中的應(yīng)用領(lǐng)域。鈹合金的密度小,比模量可與高模量碳纖維復(fù)合材料相媲美,比強(qiáng)度甚至比鈦合金還大,如果克服其現(xiàn)有缺陷,將是一種非常好的航天器主結(jié)構(gòu)材料。4防熱材料4.1以氣動(dòng)加熱加熱防熱材料主要應(yīng)用于返回式衛(wèi)星和載人飛船,通過膠黏劑粘接在金屬承力結(jié)構(gòu)的外表面,對(duì)金屬結(jié)構(gòu)進(jìn)行熱防護(hù),阻隔再入過程中的氣動(dòng)加熱,將金屬結(jié)構(gòu)的溫度降到可承受的范圍。由于燒蝕防熱材料對(duì)瞬時(shí)的氣動(dòng)加熱熱流增大不敏感,防熱的可靠性較高,我國(guó)在航天器的研制中,分別發(fā)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(qiáng)的MD2中密度燒蝕材料。4.1.1防熱材料在不同的語境下的成型工藝酚醛-滌綸燒蝕防熱材料主要用于返回式衛(wèi)星。由于回收艙各部分形狀和結(jié)構(gòu)的不同以及各處所受氣動(dòng)加熱環(huán)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(nèi)部金屬結(jié)構(gòu)上成型;頭部后端頭采用重疊手糊熱壓固化成型工藝;穩(wěn)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1280kg/m3,可以耐受熱流密度為3MW/m2以上的氣動(dòng)加熱環(huán)境。4.1.2材料材料的選用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(cè)壁迎風(fēng)面采用H96材料(密度710kg/m3),熱流密度較小的背風(fēng)面采用H88材料(密度540kg/m3)。采用低密度防熱材料,可增強(qiáng)隔熱性并減輕重量,但材料的連接強(qiáng)度較低。設(shè)計(jì)中采用蜂窩加強(qiáng),先用蜂窩夾芯與鋁合金內(nèi)殼膠接,然后再在蜂窩內(nèi)填充燒蝕材料,這樣使低密度防熱層整體強(qiáng)度增高,而且與側(cè)壁殼體間的連接強(qiáng)度也得到保障。H96材料可以耐受熱流密度為1.2MW/m2以上的氣動(dòng)加熱環(huán)境。4.1.3材料防和承力作用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1400kg/m3,可以耐受較高的熱流密度(1.3MW/m2以上)和強(qiáng)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(qiáng)度和剛度,可以傳遞力學(xué)載荷。防熱大底的拐角為熱流密度高、氣流沖刷嚴(yán)重的部位,同時(shí)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(shí)還可用作防熱口蓋和開口處的邊緣防熱環(huán):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其他方面的挑戰(zhàn)我國(guó)探月工程對(duì)防熱材料提出了新的要求,表現(xiàn)在以下幾個(gè)方面:(1)承受更加惡劣的再入熱環(huán)境月球軌道再入與低地球軌道再入相比,再入速度由約7.9km/s增加到10.9km/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(dòng)加熱熱流密度和總加熱量都會(huì)有明顯的增加。同時(shí),再入速度的提高意味著更大的再入動(dòng)壓,防熱材料所承受的氣流沖刷更加嚴(yán)重。Apollo飛船的駐點(diǎn)熱流密度峰值為4MW/m2,總加熱量300MJ/m2。星辰探測(cè)器的駐點(diǎn)熱流密度峰值為12MW/m2,總加熱量320MJ/m2。(2)承受更加惡劣的空間環(huán)境相對(duì)于其他航天器,月球返回器面臨的空間環(huán)境更為惡劣。月球環(huán)境的真空度達(dá)到了10-10~10-6Pa,超高真空對(duì)防熱材料的真空質(zhì)損有顯著影響。月球環(huán)境的溫度交變達(dá)-180~+150℃,要