面向空間應用的薄膜可展開結構研究進展及技術挑戰(zhàn)

彭福軍，謝 超，張良俊

·特約稿件·

面向空間應用的薄膜可展開結構研究進展及技術挑戰(zhàn)

彭福軍1，2，謝 超1，張良俊1

（1．上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海201108；2．上海市空間飛行器機構重點實驗室，上海201108）

空間可展開結構正向著大型化、輕量化和高精度的方向發(fā)展，薄膜可展開結構以其高收納比、高比剛度等優(yōu)勢而成為大型空間可展開結構的重要實現(xiàn)手段之一。結合未來構建大型空間結構系統(tǒng)的需求，梳理了薄膜可展開結構在大面積電池陣、大口徑星載天線、太陽帆、遮光板、再入減速裝置及太空艙等多個方面的典型空間應用，介紹了各類空間薄膜可展開結構的研究進展，探討了薄膜可展開結構在系統(tǒng)設計、柔性材料、收攏展開、結構控制和加工測試等方面存在的技術挑戰(zhàn)。

空間結構；輕量化；薄膜結構；可展開結構；柔性結構

1 引言

可展開空間結構技術是解決航天器大尺寸結構發(fā)射包絡限制問題的主要手段。自二十世紀60年代以來，可展開空間結構技術快速發(fā)展，尤其在大功率空間發(fā)電、天基遙感等重大應用需求牽引下，空間可展開結構正呈現(xiàn)出大型化、輕量化、高精度等發(fā)展趨勢［1?2］。采用薄膜材料作為負載面的薄膜可展開結構因其具有收藏體積小、重量輕等優(yōu)勢而日益受到關注，并已相繼在大面積太陽電池陣、太陽帆和充氣艙等空間大型可展開結構中成功實現(xiàn)工程應用或在軌驗證［3?6］。本文主要梳理大型薄膜可展開結構的典型空間應用及研究進展，探討薄膜可展開結構應用所面臨的技術挑戰(zhàn)。

2 薄膜可展開結構的典型空間應用

近年來，載人航天、深空探測、大型太空望遠鏡、高分辨率對地觀測及空間大型光電轉換收集等任務的推進和實施，對空間大型薄膜展開結構的應用提出了迫切的需求，主要表現(xiàn)在以下幾方面：

1）深空探測航天器大功率電推進系統(tǒng)、月球基地及太空發(fā)電站等需要大面積薄膜太陽電池陣展開結構

執(zhí)行近月球空間探測、近地小行星探測、火星探測等深空探測任務速度增量高，傳統(tǒng)化學燃料推進方式對推進劑的消耗量大、續(xù)航能力低，難以適用遠距離、長時間的深空探測任務。目前正在研發(fā)的電推進技術可大幅減少深空探測的燃料消耗和任務成本，并能夠降低對航天器總體重量的依賴程度［7］，是較為理想的新一代推進技術，被譽為“21世紀空間探測的革命”。美國已提出太陽能電推進（SEP）技術項目［8］，大力研發(fā)300 kW量級的大功率電推進航天器用于火星及小行星探測。其中，大面積輕質電池陣便是主要關鍵技術。該項目計劃在近期研制大功率電推進衛(wèi)星，配備有面積約100 m2左右、面密度1 kg／m2、具備20 kW供電能力的大面積輕質太陽電池陣。

此外，用于支持載人月球基地能源供應的月球太陽能電站，以及用于解決地球能源危機的太空發(fā)電站的發(fā)電量更是高達MW級甚至GW級［9］，迫切需要研制大面積、輕質、可模塊化組裝的太陽電池陣。如論證中的我國太空發(fā)電站發(fā)電功率為2 GW，太陽電池陣尺度達千米級［10］，目標面密度近0? 6 kg／m2。

2）高分辨對地觀測需要大尺寸薄膜天線展開結構

高分辨率對地觀測系統(tǒng)可為國民經(jīng)濟和航天活動提供重要保障，同時在地球資源勘探、防災減災、公共安全等應用領域發(fā)揮重要作用，是未來航天技術發(fā)展重點之一。星載雷達是廣泛應用的對地觀測手段之一，為進一步提高其監(jiān)視和跟蹤能力，美國ISAT計劃提出研制300～600 m2量級的大型星載雷達天線［11］，其展開結構的輕量化技術是亟待突破的關鍵技術。

3）深空探測及增阻離軌任務需要太陽帆展開結構

借助光壓推進的太陽帆航天器可實現(xiàn)更高效的地磁暴預警、太陽極區(qū)探測等深空探測等任務。為達到較高的特征加速度，深空探測太陽帆展開尺寸需要達到幾十米甚至幾百米的量級，面密度達到100 g／m2以下［12］，目前已有用于金星探測的日本IKAROS太陽帆完成飛行試驗［5］。

近地軌道航天器增阻離軌是太陽帆技術的一個重要應用方向，通過展開薄膜帆面實現(xiàn)大氣拖曳降軌，可大幅縮短廢棄航天器的離軌時間［13］，美國已成功發(fā)射的Nanosail?D太陽帆已順利實現(xiàn)在軌展開和離軌試驗［14］。

4）大型空間望遠鏡需要超輕的遮光罩展開結構維持其工作環(huán)境

大型空間望遠鏡是人類探索宇宙的重要科學儀器，利用大口徑太空望遠鏡可實現(xiàn)更遠距離、更高質量的太空觀測效果［15］。美國正在研發(fā)的James Webb望遠鏡配備了5層19? 8 m長的薄膜遮光罩，為主鏡提供恒溫條件，保護光學元件避免陽光直射［16］。

5）空間站物資下行及星球探測需要輕量化充氣式再入減速裝置

為適應空間站物資下行的及時性需求，進一步提高航天器再入返回或進入地外星球大氣的有效載荷比重，國內外正在研究基于充氣式柔性結構的再入減速裝置［17］。該技術可突破防熱結構尺寸受運載包絡的限制，達到更大的阻力面，在稀薄大氣段充分減速，顯著改善再入熱環(huán)境，降低研制成本?，F(xiàn)已進入工程驗證階段。

6）空間站及地外基地構建需要低成本充氣式密封艙體

未來空間探測對長期有人駐留、短期出艙活動的大型密封艙體的需求不斷增大［6］?；诒∧げ牧现圃斓某錃庹归_密封艙具有重量輕、折疊效率高、展開方式可靠、工程實施方便等優(yōu)勢，可充分利用現(xiàn)有運載發(fā)射能力，將更大的艙體運送至更遠的軌道或地外星球，為人類航天活動提供保障［18］。2016年，美國BEAM充氣式密封艙已在國際空間站成功完成展開測試［6］，是該技術投入工程應用的重要標志。

3 薄膜可展開結構的研究進展

3? 1 薄膜電池陣展開結構

美國航天局（NASA）與歐空局（ESA）共同研制的哈勃太空望遠鏡較早采用了薄膜太陽電池陣結構［3］，如圖1所示。該電池陣設計為周邊框架式展開支撐構型，采用雙穩(wěn)態(tài)薄壁結構實現(xiàn)柔性太陽電池翼陣面與展開結構同步卷曲收攏和展開，單翼長度為12? 2 m，寬度為2? 5 m，總面密度約3? 3 kg／m2。但受限于當時的技術水平，項目采用金屬材料制備可展開結構，在軌運行過程中存在結構熱顫問題。

國際空間站（ISS）的薄膜電池陣是大面積薄膜可展開結構的典型案例［4］，如圖2所示。太陽電池陣設計為中心桁架展開支撐構型，采用美國AEC?Able公司研制FAST Mast（Folding Articula?ted Square Truss Mast）構架式伸展臂展開，具備較高的承載能力，每個太陽翼展開尺寸為34 m ×12 m，總面密度約1? 8 kg／m2。

2014年，美國可展開空間系統(tǒng)（DSS）公司針對大功率電推進（SEP）技術項目，借鑒哈勃太陽翼的周邊框架式展開支撐構型，并采用網(wǎng)膜負載及熱穩(wěn)定性更好的碳纖維復合材料薄壁展開結構，研制了一款輕型ROSA（Roll Out Solar Array）太陽電池陣工程樣機［20?21］，如圖3所示。其展開尺寸為5? 5 m×15 m，總面密度約1? 6 kg／m2，可實現(xiàn)單翼20 kW的發(fā)電功率。

美國ATK公司同樣針對SEP項目研制了一款MegaFlex的扇形展開太陽電池陣［22］。MegaFlex繼承了該公司UltraFlex系列太陽電池陣的圓面構型方案，具有展開跨度小，比剛度高等優(yōu)勢。MegaFlex電池陣可采用網(wǎng)膜負載，并設計了支撐肋二次折疊機構，從而進一步縮小收攏尺寸。MegaFlex電池陣工程樣機直徑為10 m，如圖4所示，電池陣重量比功率可達到200 W／kg，可適應發(fā)電功率在1～400 kW量級的電池陣尺寸拓展應用需求。

上海宇航系統(tǒng)工程研究所正在研制我國空間站柔性太陽電池翼，將成為我國首個實現(xiàn)工程應用的大面積薄膜太陽電池陣結構，如圖5所示。該電池陣長度約30 m，面積約90 m2，目前已經(jīng)完成了一系列功能、力學、空間環(huán)境和可靠性考核試驗。

航天器不斷增長的能源需求，特別是空間發(fā)電站等大型空間設施的構建任務，給電池陣可展開結構提出了模塊化擴展的需求。美國SEP計劃為滿足MW級發(fā)電功率需求，提出了基于RO?SA太陽翼展開單元的模塊化組合方案（Mega?ROSA），如圖6（a）所示［20］。針對GW級以上太空發(fā)電任務提出了超大型電池陣（3 km量級）模塊化平臺方案［10］，如圖6（b）所示。

3? 2 薄膜天線展開結構

美國噴氣推進實驗室（JPL）于1996年開展了充氣天線展開試驗（IAE）［23］，如圖7所示。該天線采用3根長28 m的充氣支撐桿將直徑14 m的充氣反射面展開，整個天線總重量60 kg，展開精度小于2 mm（RMS），未達到設計要求的1 mm（RMS）以內。原因主要是天線展開過程沒有得到有效控制。

美國于上世紀90年代提出研制L波段有源相控陣薄膜SAR天線。論證的薄膜天線有效尺寸為3 m×10 m，采用周邊框架式展開支撐構型。發(fā)射時天線卷曲固定在收藏箱內，進入預定軌道后通過向支撐管內充氣等使之展開，整個天線也隨之展成預定形狀。天線陣面為三層薄膜結構。圖8是JPL分別與ILC Dover公司和L′Garde公司研制的薄膜SAR天線樣機［25?26］。兩個天線結構類型類似，尺寸均為3? 3 m×1? 0 m，是實物尺寸的1／3。其中，L′Garde天線邊框采用充氣式層合鋁薄膜結構，重約11 kg，面密度為3? 3 kg／m2；ILC Dover天線結構則采用充氣式熱固化薄膜結構，面密度約為1? 6 kg／m2。兩個天線展開結構都可對薄膜陣面進行雙向張拉，從而實現(xiàn)較高的結構剛度和較好的形面精度。L′Garde天線的形面精度為±0? 28 mm，ILC Dover天線的形面精度為±0? 7 mm。

德國宇航中心（DLR）自2005年起開展P波段薄膜SAR天線的論證工作。天線包括矩形框架與薄膜陣面兩部分，矩形框架由2根可纏繞支撐桿和兩根端部支撐桿組成，三層陣面連接于矩形框架上。天線的展開尺寸18 m×4? 3 m，收攏狀態(tài)尺寸0? 6 m×4? 3 m×0? 3 m，設計重量僅53 kg。圖9所示為1／3比例的P波段薄膜SAR天線樣機［2］。

JPL針對深空通信應用，論證了一種圓形口徑的X／Ka波段雙頻微帶反射陣天線，其展開直徑達10 m。為驗證方案的可行性，JPL研制了口徑2? 2 m的薄膜天線樣機［27］，如圖10所示，該天線設計為周邊框架展開構型，但為了縮小橫向收攏尺寸，提出了折?卷結合的二維收展方案。天線橫向“Z”型折疊收展，框架轉動部位采用C型彈性鉸鏈連接；縱向由兩根充氣自硬化管實現(xiàn)卷曲收展。

2004年，美國諾格公司（Northrop Grumman）與SRS技術公司合作研制了5 m口徑的靜電成形薄膜反射面可展開天線［28］，如圖11所示。這類天線主要采用靜電實現(xiàn)型面精度的拉力控制，通過控制膜面背部電極上電勢的大小及分布來調整成形精度。該天線主要包括薄膜反射面、供電系統(tǒng)、展開支撐結構、電極和其他的輔助硬件，共裝配了216個電極，由13個通道控制。

3? 3 薄膜太陽帆及遮光板展開結構

俄羅斯研制了COSMOS?1太陽帆，采用三角葉片構型，如圖12所示。重量為100 kg，由8片長度為15 m左右的三角形高強度聚酯薄膜帆片組成，每片帆片的周邊是充氣展開薄膜支撐管，薄膜帆片材料是厚度5 μm的覆鋁增強Mylar膜，帆片總面積達600 m2［29?30］。遺憾的是，該太陽帆分別于2001年和2005年兩次發(fā)射失敗。

日本于2010年成功發(fā)射并在軌展開了IKAROS太陽帆，采用自旋動力實現(xiàn)膜面展開，無需支撐機構［5］，如圖13所示。IKAROS展開系統(tǒng)總重約300 kg，收攏構型為直徑1? 6 m、高0? 8 m的圓筒狀，帆面折疊卷繞收藏于中心圓筒結構外側；展開時，通過旋轉筒體，釋放出安裝在四角的質量塊，利用離心力，使帆展開成邊長約14 m的正方形。帆面選用7? 5 μm薄膜材料，膜上安裝有厚度25 μm柔性薄膜太陽能電池片，成功完成了發(fā)電實驗。帆面外圍還安裝有厚度70 μm液晶片，用于改變透光特性，從而調節(jié)光壓面積以輔助實現(xiàn)姿態(tài)控制。

DLR和ESA于1999年合作研制了20 m× 20 m薄膜太陽帆原理樣機，并成功進行了地面展開試驗［2］，如圖14所示。該方案采用四根彈性薄壁桿組成十字形支撐框架，展開四塊三角形帆面。支撐桿在中心滾筒驅動下實現(xiàn)卷曲收攏和展開。三角帆面則折疊收藏于中心星體內部，由支撐桿帶動實現(xiàn)展開。

美國ATK公司和L’Garde公司于2005年分別研制了20 m×20 m大面積太陽帆樣機［31］，如圖15、圖16所示，均采用十字形展開支撐構型，樣機總面密度接近0? 1 kg／m2。其中，ATK太陽帆采用盤繞桁架展開四個三角形膜面，L’Garde太陽帆采用充氣固化結構展開四個三角形膜面。

在薄膜帆增阻離軌應用方面，NASA于2011年成功完成NanoSail薄膜帆在軌展開和拖曳離軌試驗驗證［32］，如圖17所示。隨后，美國行星協(xié)會又于2015年成功發(fā)射LightSail立方星，并順利展開薄膜帆［33］如圖18所示。兩個薄膜帆均為十字形展開支撐構型，采用彈性薄壁桿展開，展開面積分別為10 m2和32 m2。

此外，英國薩里空間中心（SSC）也實施了旨在探究清理太空垃圾可行性的快速離軌實驗項目（DeorbitSail計劃）［34?35］，如圖19所示。其設計的DeorbitSail立方星抓捕太空垃圾后展開十字形支撐薄膜帆，在氣阻作用下，攜帶太空垃圾重返大氣層并燃毀。DeorbitSail于2015年發(fā)射成功，但此次任務中，帆面未能成功展開。

日本大學也提出了在納衛(wèi)星上配備用于主動離軌的充氣薄膜帆面［13］，如圖20所示。該太陽帆同樣為十字形支撐構型，其帆面設計有10°傾角，有助于提升其使用壽命。針對10 kg以下的納衛(wèi)星設計的薄膜帆子系統(tǒng)展開面積1? 44 m2，收攏體積低于800 cm3，總質量低于800 g。

薄膜帆面的另一個典型應用是航天器遮光板。NASA正在研制的James Webb望遠鏡采用展開尺寸19? 8 m×14? 4 m的5層薄膜遮光罩為光學主鏡提供40～50 K的低溫工作環(huán)境［16］，如圖21所示。該項目采用四根充氣／剛化展開支撐管組成十字交叉框架，在氣壓推動下依次向兩個方向展開，并帶動折疊收藏的多層薄膜面實現(xiàn)二維展開。

2016年，JPL為空間望遠鏡研制了一款名為“Starshade”的花型遮光板展開結構［36］。該結構由直徑20 m的圓形膜面和多塊花瓣形膜面組成總直徑34 m的遮光板，采用環(huán)形桁架作為展開支撐結構，可先后實現(xiàn)Z型折疊和卷曲二維收展。JPL研制的1／2縮比樣機如圖22所示，已順利完成了展開測試。

3? 4 再入減速裝置

1986～1989年，美國一家航天回收系統(tǒng)公司研制出一種充氣回收飛行器（Inflatable Reentry Vehicle，IRV），拋棄了剛性防熱罩與降落傘系統(tǒng)，利用充氣后的倒錐體結構保護再入載荷使之遠離氣動加熱的影響。IRV的充氣外形要求能夠自動穩(wěn)定，然后不斷減速、下降，直至安全著陸，著陸時要求避免載荷受到過度沖擊，如果落在海水中則不允許返回艙脫落或被浸沒［37?38］。美國進行了一系列飛行及地面試驗，隨著研究深入，發(fā)掘更多潛在的應用需求，明確了相應關鍵技術。

目前為止，IRV共進行了三次飛行試驗（IRVE）［37］。2007年，由于火箭問題導致IRVE?1失敗。2009年，IRVE?2獲得成功，飛行高度達211 km。2012年，IRVE?3發(fā)射升空，如圖23所示，從451 km高度開始下落，IRVE?3承受比IRVE?2更劇烈的氣動熱載荷，峰值氣動熱載荷約為200 kW／m2，并驗證了采用質心配平的方案使飛行器進行半彈道式返回，試驗獲得完全成功。

在IRVE系列飛行試驗之后，NASA啟動了HEART（High Energy Atmospheric Reentry Test）計劃，研究更大載荷的大氣進入降落技術，設計有效載荷為3? 3 t，充氣防護罩直徑約8? 5 m，再入速度

7 km／s。目前，已完成直徑6 m的充氣式再入減速結構風洞試驗［38］，如圖24所示。

俄羅斯也在充氣減速裝置技術方面進行了大量的研究和實驗，開發(fā)了IRDT技術（Inflatable Reentry and Desent Technology）［39?40］。1996年，俄羅斯試圖在多國聯(lián)合的“火星96”著陸任務中試驗IRDT技術，但未能正常入軌。IRDT技術的工作原理與美國的IRV類似，先是折疊在返回載荷外圍，充氣后生成巨大的倒錐形防熱外殼，同時起著氣動減速的作用。防熱外殼起初可以壓縮至非常小的體積，與返回載荷一起飛行直到再入階段，再入大氣后不久，防熱外殼迅速充氣，起到傳統(tǒng)回收系統(tǒng)中剛性防熱罩和減速傘的功能，然后一直減速到返回艙安全著陸。圖25為IRDT工作狀態(tài)示意圖，再入載荷被包裹在巨大的充氣柔性艙內，使它與外部的高溫隔離。在IRDT的頭部是特殊材料制作的防燒蝕頂蓋，以抵御局部的高熱流密度。2000—2005年，俄羅斯利用彈道導彈進行了三次亞軌道飛行試驗，驗證了相關技術的可行性。

針對未來重型載人飛船的火星著陸任務，俄羅斯提出了展開直徑23 m的雙層充氣環(huán)構型方案，如圖26所示，用于實現(xiàn)60 t艙體的充氣式進入降落。

日本從2000年開始研究充氣式再入降落技術，研制了一種利用充氣圓環(huán)支撐的喇叭狀飛行器，并于2004年利用高空氣球拋離的方式，進行了降落飛行試驗［41］。2012年，日本又利用探空火箭發(fā)射并完成了一次充氣裝置（直徑1? 2 m）降落飛行試驗［42］。日本后續(xù)還計劃從LEO軌道釋放和展開直徑2? 5 m的充氣減速裝置，進行工程應用前最后階段的降落飛行試驗［43］，如圖27所示。

3? 5 充氣式密封艙結構

20世紀90年代，NASA啟動了TransHab（Transit Habitation Module）充氣式太空艙項目，旨在為空間站提供更廉價、更大型化的空間艙體結構［44］，如圖28所示。TransHab采用周向展開方式，由復合材料中心承力筒結構及多層柔性外殼組成。太空艙發(fā)射狀態(tài)下包絡尺寸為Φ3?35 m× 10?97 m，展開后的包絡尺寸為Φ8?23 m×10?97 m，有效空間大于300 m3。2000年前后，美國的Bigelow航天公司在全面繼承了TransHab太空艙項目研究成果的基礎上，分別于2006年和2007年先后成功發(fā)射了起源I號和起源II號充氣式太空艙［45］（如圖29所示），分別驗證了柔性結構與金屬連接的密封技術、折疊和包裝技術、發(fā)射段承載能力、微重力環(huán)境下的增壓展開和長期在軌環(huán)境適應性等。

2016年5月，Bigelow公司研制的BEAM（Bigelow Expandable Activity Module）充氣艙在國際空間站成功展開［6］，如圖30所示。該艙體發(fā)射重量1360 kg，收攏體積3? 6 m3，充氣展開后體積為16 m3，展收比為4? 5。BEAM充氣艙將開展為期2年的在軌實驗，持續(xù)監(jiān)測艙內壓力、溫度、輻射、空間碎片撞擊感知等數(shù)據(jù)。

此外，NASA還針對未來月球以及火星探測任務，委托Bigelow公司開展B330充氣艙研制［6］，如圖31所示。該艙體長13? 7 m，直徑6? 7 m，重量約20 t，內部容積330 m3，可容納6名乘員，B330艙體柔性壁厚可達0? 46 m，其空間輻射和空間碎片防護能力比國際空間站的艙體更高，具有4個UV防護的舷窗。多艘B330可以級聯(lián)在一起，組成充氣空間站或者充氣月球基地。

4 空間薄膜可展開結構的技術挑戰(zhàn)

面向空間應用的薄膜可展開結構技術正處于加速發(fā)展期，并在各種新理念、新材料、新工藝等帶動下，形成了更為柔性化、智能化和多功能的產品特性。然而，其中涉及的系統(tǒng)設計、柔性材料、收攏展開、結構控制及加工測試等關鍵技術和基礎問題尚未完全解決，給薄膜可展開結構性能潛力的充分發(fā)揮和規(guī)模化應用帶來了挑戰(zhàn)。

4? 1 系統(tǒng)設計技術

為滿足各類空間薄膜可展開結構的大型化、輕量化、高精度、高收納比和多功能集成等多種應用要求，需要開展薄膜結構系統(tǒng)的優(yōu)化設計。然而，現(xiàn)有空間展開結構的設計理論及方法主要是基于多連桿折展機構發(fā)展起來的［47］，針對大變形柔性可展結構構型設計方法不成熟，限制了空間薄膜可展結構的構型設計和展開技術的創(chuàng)新。另外，隨著航天結構機構系統(tǒng)的復雜性越來越高，載荷與結構機構系統(tǒng)的耦合性越來越強，呈現(xiàn)出結構?機構?功能一體化發(fā)展的趨勢，這也給薄膜類柔性展開系統(tǒng)的綜合性能評價帶來了挑戰(zhàn)。美國以ROSA和Mega?ROSA太陽電池陣為對象，提出了考慮膜面張力影響的柔性太陽電池陣尺寸效應評估模型和優(yōu)化分析方法，研究了柔性太陽電池陣構型和主要部件設計參數(shù)對整體結構關鍵性能的影響［48］，可為構型方案快速評估和優(yōu)選提供一定支撐。但總體而言，仍缺乏合理的指標體系、評價準則及評價模型，且評價方法在工程實際中的積累和驗證不足，主要依靠大量的仿真計算進行方案分析，難以快速預估產品綜合性能及有效支撐方案選型決策。

4? 2 柔性材料技術

在航天器結構和機構的研制中，材料的選擇和應用至關重要，需要進行專門研究。薄膜可展結構面向諸多不同的空間應用，對薄膜材料的機械性能、熱力學性能、耐空間環(huán)境性能均提出了更高的要求。日本宇宙航空研究開發(fā)機構（JAXA）通過國際合作攻克了PI薄膜的制備技術，自行研制了厚度僅7? 5 μm，耐空間環(huán)境性能良好的SAS?TPIR熱塑性PI薄膜［49］，已應用于IKAROS太陽帆，而我國的薄膜材料制備技術與之較大差距［50］。另外，一些新材料技術的發(fā)展逐漸成為薄膜可展開結構產品更新?lián)Q代的重要驅動因素，如彈性材料和形狀記憶材料等高應變復合材料，在大型天線、薄膜電池翼和太陽帆獲得了應用［2，51］，提升了結構的比剛度和展開精度。但總體來說，這些材料在復雜空間環(huán)境下的性能演化、改性與防護、設計與制備工藝、材料多場耦合本構建模與分析以及材料性能測試與評價等方面還需深入開展研究。

4? 3 收攏展開技術

大面積薄膜結構主要依靠張拉應力成形和承載。在收攏和展開過程中，由于膜面的松弛狀態(tài)及負載約束條件限制，給薄膜折疊路徑的優(yōu)化、壓緊方式及傳力路徑的設計與操作實施帶來了較大困難。DLR研制20 m太陽帆樣機和JAXA研制IKAROS太陽帆時，均研究了膜面折疊展開方法［52?53］，其中Miura?Ori折疊［54］和葉片仿生折疊［55］是兩種典型的薄膜折疊方式。

在動力學分析方面，薄膜結構大量采用薄殼、索、膜等大變形、強幾何非線性結構單元，在展開過程中會發(fā)生大變形和大轉動，具有強非線性、復雜接觸等特點，動力學建模與分析難度較大。JAXA針對自旋展開太陽帆進行了動力學建模和仿真分析，并與IKAROS在軌展開數(shù)據(jù)進行了比對，驗證了分析方法的合理性［56］。北京理工大學也提出一套基于絕對節(jié)點坐標描述（ANCF）的太陽帆結構動力學建模和并行計算方法，完成了IKAROS自旋展開過程的數(shù)值模擬和真空環(huán)境下的展開實驗驗證［50］。但總體看來，現(xiàn)有的動力學建模與仿真方法在分析精度、收斂性和計算效率方面仍存在不足，難以對大變形、大轉動柔性結構的力學性能進行高效而準確的分析。特別是在進行受控展開動力學分析中，由于動力學模型復雜，求解速度慢，難以高效開展多輪分析迭代，影響設計效率。在展開控制方面，傳統(tǒng)控制方法難以適用于柔性結構展開模型時變性和非線性問題，特別是針對大尺寸、長時間展開對象，缺乏較為成熟的軌跡控制方法［57］。

4? 4 結構控制技術

大面積薄膜結構在軌展開后由于受到太陽輻照、姿／軌控、電池翼對日定向驅動等擾動因素影響，容易產生靜態(tài)上的大變形和動態(tài)上的長時間振動。該振動響應一方面會對星體姿態(tài)產生反作用，影響平臺穩(wěn)定性和載荷的指向精度，同時也影響形面精度，甚至會引起結構疲勞失效，哈勃太空望遠鏡柔性翼熱顫振問題就是其典型代表［3］。針對上述問題，需要研究帶大撓性附件的衛(wèi)星動力學控制技術、大面積薄膜結構與衛(wèi)星平臺的隔振技術，以減小薄膜結構對星體的擾動，降低薄膜結構與星體姿態(tài)的耦合效應；同時需要研究適用于大面積薄膜結構的主／被動振動抑制技術，實現(xiàn)對薄膜結構振動的整體抑制，保證薄膜結構的形狀精度。但由于薄膜結構振動響應頻率低、密集模態(tài)、非線性強、耦合度高，給建模和控制算法設計帶來新的挑戰(zhàn)。

4? 5 加工與測試技術

以星載薄膜天線為代表的大面積薄膜結構具有柔性大和層數(shù)多等特點，它不但要求具有與傳統(tǒng)剛性天線相同的平面精度，還要滿足層間距精度、層間對位精度等新要求。JPL研究了小口徑薄膜天線的多層陣面裝配和層間隔件限位制造工藝［27］，主要依靠人工和輔助工裝實現(xiàn)薄膜陣列的加工集成。但這種方式并不適用于大面積薄膜結構的研制，存在人工操作可達范圍不足、膜面易受擠壓產生折痕、大型膜面空中位姿調整不便等困難。目前針對大面積薄膜結構的集成制造工藝尚不成熟，大型薄膜膜面裁剪、拼接等工藝的穩(wěn)定性不高、成形精度差；多拼縫、大面積薄膜陣面形狀控制難，張拉成形平面精度低；多層薄膜陣列集成精度低，層間相對位置精度難以控制；中間薄膜陣面非接觸式測量困難，陣面形位精度無法有效評估等等。因此需要研發(fā)專用設備以提高加工的自動化水平和質量穩(wěn)定性。

在地面展開試驗技術方面，由于薄膜在展開過程中處于松弛狀態(tài)，力傳遞路徑不確定性強、薄膜應力與重力耦合度高，導致傳統(tǒng)過質心吊掛方案難以對大尺寸薄膜結構進行有效重力消除。另外，展開過程往往存在支撐結構和負載的耦合運動，可能同時存在空間二維甚至三維運動，給展開過程中的重力跟蹤消除帶來了較大難度。

在動力學測試技術方面，大尺寸薄膜結構受重力和空氣阻尼影響明顯，難以準確測量其在微重力、真空環(huán)境下的動力學特性。NASA曾利用其設在Glenn研究中心（GRC）的30 m直徑熱真空罐，對ATK和L’Garde公司研制的邊長20 m太陽帆進行了展開和振動測試［31］，對ATK和DSS公司研制的MegaFlex和ROSA太陽電池翼的進行了展開測試［20，22］，為真空環(huán)境下的薄膜結構動力學研究創(chuàng)造了條件，并提升了產品的技術成熟度。然而，對于更大尺寸的結構對象，仍然難以進行全尺寸的產品特性測試，需要開展縮比樣機動力學測試技術研究，利用縮比樣機測試結果驗證并修正仿真分析方法，以實現(xiàn)對全尺寸薄膜結構的在軌動力學特性預示。日本Nihon大學以IKAROS太陽帆為對象建立了結構相似性準則，通過不同尺寸縮比樣機在真空和微重力環(huán)境下自旋展開試驗數(shù)據(jù)對比，初步驗證了相似性準則的有效性，后續(xù)還需要與大尺寸薄膜太陽帆數(shù)值仿真數(shù)據(jù)進行對比驗證［1］。

在型面精度測量方面，大面積薄膜展開結構多采用非接觸式測量技術，但由于薄膜易產生褶皺和折痕，且具有隨機性，一般攝影測量方法難以有效測取這類變形信息，需選擇合適的測量手段對膜面紋理進行掃描測量，以準確測取型面精度。此外，由于薄膜結構一體化程度高，系統(tǒng)尺寸鏈封閉，需在薄膜結構制備、裝配和展開等多個階段，對部件和結構系統(tǒng)進行多次形狀精度測量。因此需要研究大面積薄膜結構的標定方法、測量方法和數(shù)據(jù)處理方法，研制專用測量工裝，實現(xiàn)形狀精度的有效測取。

5 結論

薄膜負載與各類高應變柔性可展支撐結構的深度結合，使得薄膜可展開結構在輕量化、高收納比以及功能?結構一體化等方面的優(yōu)勢不斷得到提升，在太陽電池陣、星載天線、太陽帆、遮光板、再入減速裝置以及太空艙等多類空間結構的實現(xiàn)方面表現(xiàn)出巨大的應用潛力，將對我國載人航天、高分專項、深空探測和在軌服務等重大航天工程后續(xù)發(fā)展起到重要的技術支撐作用。目前已有一些薄膜可展結構實現(xiàn)了在軌應用，但薄膜結構的質量輕、收攏體積小等優(yōu)勢并未得到充分發(fā)揮，代表更高水平的大口徑高精度薄膜天線、超輕薄膜電池陣、大尺寸輕薄太陽帆、以及適應復雜空間環(huán)境或極端環(huán)境的薄膜可展開結構尚未實現(xiàn)工程應用，還需要在系統(tǒng)設計、材料技術、動力學與控制、加工與裝配工藝、地面試驗與評估等方面開展進一步的基礎研究和關鍵技術攻關。

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（責任編輯：龍晉偉）

Advancement and Technical Challenges of Deployable Membrane Structure in Space Application

PENG Fujun1，2，XIE Chao1，ZHANG Liangjun1
（1．Aerospace System Engineering Shanghai，Shanghai 201108，China；2．Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanism，Shanghai 201108，China）

The deployable space structures are developing in the direction of large?scale，lightweight and high precision．The membrane structures have been widely used in large deployable space struc?tures due to its unique advantages in high stowing efficiency and high stiffness?to?weight ratio．This paper reviewed the advancement and the technical challenges of membrane structures in space appli?cations．First，some typical membrane deployable space structures were summarized including the large solar arrays，the large aperture antennas，the solar sails，the sunshields，the reentry and de?scent structures and the space capsules，etc．Then，the research progress of the membrane deploy?able structures was introduced．In the end，the technical challenges in the field of the structure de?sign，the flexible materials，the stowing and deployment，the structure control，as well as the fabri?cation and testing were discussed．

space structure；lightweight；membrane structure；deployable structure；flexible struc?ture

V423? 9

A

1674?5825（2017）04?0427?13

2017?05?15；

2017?07?05

載人航天預先研究項目（040203）

彭福軍，男，博士，研究員，研究方向為空間結構與機構技術。E?mail：pfj＿tj＠126．com