航天柔性展開結構技術及其應用研究進展

王長國，衛(wèi)劍征，劉宇艷，苗常青，林國昌，謝志民，王友善，杜星文，譚惠豐

(哈爾濱工業(yè)大學特種環(huán)境復合材料技術國家級重點實驗室，哈爾濱150080)

0 引 言

近年來，隨著載人登月和深空探測等航天活動深入推進，各國為爭奪航天主導權，紛紛出臺航天創(chuàng)新技術優(yōu)先發(fā)展規(guī)劃，并積極開展在軌驗證。這其中，以航天柔性展開結構技術為主導的多個航天器方案與演示驗證尤為密集，體現了航天柔性展開結構技術作為主導技術在航天技術發(fā)展中的作用日益突顯。然而，現階段的航天柔性展開結構中大部分尚處于概念設計與地面試驗階段，部分關鍵技術雖然獲得在軌試驗驗證，但在實際航天應用中尚存在在軌形狀控制和柔性材料環(huán)境適應性等諸多技術難題亟待攻克。另外，部分理論難題和關鍵科學問題亟待解決，如大型復雜柔性體折疊展開動力學分析和柔性體多模式耦聯失穩(wěn)理論等。

本文瞄準航天柔性展開結構技術的未來發(fā)展需求，以本領域理論難題和關鍵技術為牽引，凝練總結出如下關鍵問題并重點進行研究綜述。

1 基礎理論問題與關鍵技術

1.1 薄膜褶皺問題的研究

褶皺是薄膜表面失穩(wěn)產生的大變形，是充氣天線等航天柔性展開結構的主要失效模式[1-2]。

1.1.1褶皺的張力場理論

該理論假定研究對象為純薄膜，當其受壓時結構以面外變形釋放能量?；谠摾碚撗苌吮緲嬀仃囆薷摹⑺沙谀芰棵芏纫约白冃翁荻刃薷姆ǖ萚3-4]。該理論中，將褶皺考慮為薄膜三類典型變形中的一種，與其它兩類變形，如均勻張拉和松弛變形，通過本構矩陣加以區(qū)分。在進行褶皺計算時，對單向壓縮本構矩陣進行主對角線元素強化處理，使其剛陣求逆時不會出現奇異性。該理論由于直接對本構矩陣進行處理，因此特別適合對不同材料進行褶皺計算。該理論能夠獲得褶皺面內信息而無法得到褶皺面外信息和演化特征，因此不適合用來進行高精度航天柔性結構的變形分析。

1.1.2褶皺的分岔理論

該理論假設結構為薄板殼，能夠承受一定的壓縮和彎曲作用，當結構受壓失穩(wěn)時產生褶皺[1,5]。基于該理論可以預報薄膜的起皺臨界載荷、波長、幅值以及得到褶皺演化特征[6-7]。其中，褶皺幅值的預報精度遠低于褶皺波長的預報精度，這主要是因為力平衡分析中結構幾何不連續(xù)和材料彈性假定造成的。利用解析方法獲取后屈曲階段褶皺的演化過程較為困難，因此，數值方法是當前褶皺演化行為研究的一類主要方法[8-11]，主要涉及分岔點判定、剛度矩陣奇異性消除以及分岔路徑追蹤。Wang等[8]通過修改奇異位移分量并使用直擾力模擬技術，解決了褶皺計算中的分岔點判定、分岔路徑追蹤問題。收斂性是褶皺計算中的關鍵問題，Taylor等[12]采用顯式時間積分法來計算褶皺，并得到了褶皺在演化過程中的變形結果。這種處理方法雖然不存在收斂問題，但對理解褶皺演化本質無益。該理論雖復雜且有收斂問題，但能夠得到精確的面外形變信息，是航天柔性結構形狀控制的重要理論依據。

1.1.3薄膜的二次屈曲行為

研究[13-14]發(fā)現，褶皺構型在演化過程中會發(fā)生突變，這種突變對應薄膜的二次屈曲。這種二次屈曲會隨著載荷的增加從局部向整體演化，過程中不斷有新褶皺產生，這比薄板二次屈曲更為復雜。文獻[15-16]針對薄膜二次屈曲機理及特性開展了深入研究，建立了薄膜二次屈曲判定準則，預報了二次屈曲臨界載荷，分析并獲得了褶皺構型的突變特征，追蹤了分叉路徑并揭示了薄膜二次屈曲機理。二次屈曲是推進褶皺演化的重要誘因，是航天柔性結構形狀控制中需要重點關注的問題。

1.2 充氣張力結構的屈曲失穩(wěn)研究

1.2.1整體屈曲失穩(wěn)

在對充氣張力結構進行本征屈曲載荷分析時多采用Euler-Bernoulli公式形式進行描述[17]，盡管其結果與試驗結果有一定的偏差，但是由于該模型相對較簡單，且可準確考慮細長結構和高氣壓情況，所以該模型仍被部分學者所接受。充氣結構的屈曲特性分析需要考慮充氣壓力的作用，還需要考慮結構受載過程中的大位移和大轉動效應，因此需要從能量平衡的角度出發(fā)進行非線性屈曲分析[18-20]。整體失穩(wěn)理論相對較成熟，對于大型復雜、整體細長且失穩(wěn)模式復雜的航天柔性結構，可以采用整體失穩(wěn)理論對結構承載能力進行初步評估。

1.2.2局部褶皺失穩(wěn)與彎折失穩(wěn)

基于力平衡推導可以得到褶皺區(qū)和緊張區(qū)的撓曲微分方程，能夠獲得充氣梁局部起皺載荷與彎折失效載荷，以及充氣梁屈曲前后的撓度關系曲線[21-22]。文獻[23-26]系統(tǒng)研究了充氣梁的起皺與彎折特性，基于彎皺因子和力平衡條件，采用極值法預報了充氣梁的起皺與失效彎矩、起皺位置以及褶皺沿軸向和環(huán)向的分布特征，揭示了充氣梁彎皺失穩(wěn)的力矩平衡機理。上述研究集中在彎曲起皺與彎折失效載荷的預報，研究充氣梁受彎變形的失穩(wěn)全過程需要使用能量法。Liu等[27]采用傅立葉級數表述并基于能量法，引入非一致截面橢圓化假定，建立了充氣梁彎曲失穩(wěn)控制方程，采用連續(xù)分叉算法研究了充氣梁從平滑彎曲、橢圓化失穩(wěn)、褶皺失穩(wěn)、局部-整體耦合失穩(wěn)到彎折失效的全過程形變特征。充氣張力結構作為航天柔性結構主承力結構時，因壁面欠剛度會發(fā)生大范圍失穩(wěn)和彎折失效，結構承載設計中必須對該問題給予充分重視。

1.3 薄膜折痕力學行為研究

1.3.1薄膜塑性彎折變形研究

塑性彎折變形的機理十分復雜，需要考慮幾何、載荷、邊界和材料等諸多耦合因素[28]。作為典型的Z型彎折，多位學者開展了深入的研究[29]，明確了彎折力與彎折變形曲率及層間距的關系，對比分析了不同Z型彎折的彎折力、彎曲剛度及彎折變形關系，通過分級及連續(xù)加載方式獲得了關鍵參數的實驗結果。Xia等[30]認為航天用薄膜多為彈塑性，基于冪硬化彈塑性模型分析了Z型彎折的變形行為，預報了薄膜塑性彎折的臨界間距及臨界彎折力。通過數值分析獲得了薄膜塑性彎折區(qū)的應力場及擴展規(guī)律。彎折會產生折痕，對薄膜折痕的考慮將有助于評估航天柔性材料的折疊損傷，是折疊展開設計中應該給予重點考慮的問題之一。

1.3.2薄膜拉展變形研究

薄膜的拉展變形主要是通過等效梁模型對薄膜準靜態(tài)反彎折行為分析獲得[31-33]。依據折痕角變化與否，可分為固定折痕角[31]和可變折痕角[32-33]兩種模型。固定折痕角模型中折痕角在拉展過程不變化且梁交點為固支約束。對于規(guī)則折痕，采用彈塑性折梁模型，分析了薄膜反彎折的彈性、塑性及硬化變形，推導了折痕薄膜的等效彈性模量。對于隨機折痕，采用彈性折梁模型，引入任意形式應變轉移函數修正本構關系，分析了隨機分布折痕的薄膜反彎折變形，研究了典型Miura-ori型薄膜的拉展變形行為?？勺冋酆劢悄Ｐ椭袑⒘航稽c視為半剛性鉸，基于能量法，引入彎曲大變形、折痕轉動剛度、厚度與曲率的非線性等，建立了基于平面應變梁的彈性鉸支梁模型，研究了薄膜折痕的拉展變形特征，揭示了薄膜拉伸應變能、彎曲應變能與折痕轉動能的耦合機制。基于拉展變形分析可以清楚地捕獲到折痕區(qū)應力的變化，是航天柔性結構折疊展開設計中必要的有益的輔助。

1.4 充氣結構展開動力學研究

充氣結構展開通常是復雜的非線性動力學過程[34]。不同于機械結構展開方法[35-39]，柔性結構展開與折疊方法、增壓方式、有序展開約束、結構特征以及空間環(huán)境等因素密切相關。對于充氣結構展開動力學研究可分為理論研究、實驗研究以及空間環(huán)境下展開過程驗證。

1.4.1展開動力學理論研究

充氣結構折疊方法主要分為三種：Z形、卷曲與多邊形折疊等[40]，首先，不考慮結構局部變形的展開動力學模型有：線性鉸鏈模型和非線性鉸鏈模型。這兩種模型適合管狀充氣結構展開，思想是管狀充氣結構被離散為多段可轉動展開的鉸鏈[41]。對于卷曲折疊結構，主要有基于剛體平面運動理論建立阿基米德螺旋線充氣展開動力學模型[42]和基于能量函數的彈簧-質點模型[43]，還有基于預應力初始化的顯式動力學與罰函數接觸算法研究了開口薄殼結構彈性自展開的穩(wěn)定性[44]以及展開耦合問題[45]。為了更精確描述柔性結構膨脹變形，多氣室控制體積模型[46]提升了充氣結構的膨脹展開變形仿真的準確性[47-48]?；谌我饫窭嗜?歐拉法Wei等[49]研究了氣體與薄膜結構膨脹展開之間的流-固耦合問題。

1.4.2折疊展開實驗研究

由于柔性展開結構通常初始處于壓緊折疊狀態(tài)，存在面與面接觸、非均勻的褶皺與折痕、層間摩擦以及初始預應力等因素，導致結構初始折疊模型建模困難，于是，國內外學者通過實驗方法研究Z形折疊展開過程增壓遲滯[50-52]、展開速度和展開穩(wěn)定性[53]等。在卷曲展開實驗方面，主要研究了卷曲折疊半徑對展開動力學的影響[54]和評估粘扣約束對展開有序性和穩(wěn)定性[55]。針對不同的折紙方法，研究了殘余氣體、折疊彈性勢能、增壓方式對初始展開和二次展開穩(wěn)定性的影響[56-57]。

1.4.3在軌空間環(huán)境展開驗證

二十世紀末NASA對充氣展開薄膜天線進行了在軌試驗，Campbell等[50]通過微重力方法對充氣薄膜天線進行展開實驗。為了驗證基于卷曲折疊方法對有序約束展開過程控制，哈爾濱工業(yè)大學研制了一個長度3.0 m可展開重力梯度桿，采用充氣增壓驅動與漸進阻尼控制方法，在地面模擬了等效無重力展開，熱真空環(huán)境下充氣展開動力學等特征[58]。2012年，充氣式重力梯度桿搭載XY-1衛(wèi)星發(fā)射入軌，在軌折疊存儲約半年后，于2013年梯度桿成功展開到位[59]，這是國際上首次應用充氣結構展開技術在小衛(wèi)星實現重力梯度穩(wěn)定功能。2016年，首個充氣可擴展活動模塊BEAM進行了展開試驗[60]，首次沒成功后在航天員參與下才展開。這些試驗進一步驗證，展開過程動力學特征與初始折疊接觸、增壓方式、柔性材料和空間環(huán)境等因素是相互耦合的。

1.5 薄膜結構屈后振動特性研究

薄膜屈后振動分析是需要先進行褶皺計算，然后再進行振動分析，因此可以根據褶皺分析方法將薄膜屈后振動特性分析分為兩大類：一類是基于張力場進行褶皺計算，然后進行振動分析；另一類是基于分岔理論進行褶皺計算，然后進行振動分析。其中，基于張力場的褶皺計算主要是通過修改切向剛度矩陣來實現，基于這種策略多位學者進行了薄膜褶皺計算，并分析了褶皺對振動特性的影響[61-62]。研究中考慮了空氣阻尼的影響、不同結構形式與屈后振動特性的關聯關系等，研究發(fā)現，褶皺對振動頻率和模態(tài)都產生了很大影響，這是因為褶皺改變了薄膜中應力的分布特征。這種方法無法評估褶皺波形特征對振動特性的影響。文獻[63-65]采用分岔理論建立褶皺控制方程，綜合運用混合級數和有限差分法計算得到褶皺波形，在褶皺波形上建立薄膜振動的Hamilton振動控制方程并進行了求解，分析了褶皺波形對振動頻率和模態(tài)的影響。文獻[66-67]基于分岔理論采用直擾力技術模擬分析了褶皺對薄膜振動特性的影響。上述研究表明，薄膜屈后振動的高階模態(tài)與褶皺波形密切相關，褶皺程度越大薄膜屈后振動頻率越高，這是由褶皺應力和褶皺區(qū)參與振動的有效質量決定的。對于航天柔性結構的振動控制[68-69]，有必要采用分岔理論獲得褶皺并進行屈后振動特性分析，以指導有效的控制策略設計。

1.6 剛化材料及剛化技術研究

1.6.1鋁/聚合物薄膜剛化材料

鋁/聚合物薄膜由柔軟可延展的鋁箔與聚合物薄膜層合而成，當充氣增壓后鋁箔受拉伸超過屈服應力產生應變硬化而實現剛化，該方法已成功用于Explorer IX、Explorer XIX、Echo I、Echo II等衛(wèi)星[70]。這種剛化技術的優(yōu)勢在于：無需剛化能量、地面儲存期長、可進行多次測試。不足在于：承載能力有限；易于形成褶皺缺陷造成結構變形；易產生針眼型孔洞，造成氣體噴出改變航天器的方向。為改善上述缺點，2000年NASA的JPL實驗室開發(fā)了一種彈簧片加強鋁層合(STR)充氣支撐管，其優(yōu)點在于設計簡單、空間自剛化、高負載能力、所需充氣展開壓力低、重復地面測試可逆等[71]。

1.6.2熱剛化材料

熱剛化技術的原材料主要由熱固性樹脂和纖維增強材料構成。該技術的研究始于20世紀60年代美國的空間充氣展開結構發(fā)展計劃。ILC Dover公司和國內哈爾濱工業(yè)大學均制備出室溫貯藏壽命達2年以上的基體樹脂，通過在結構中嵌入熱阻元件，明顯提高了基體樹脂的固化質量并延長了使用壽命[72-73]。熱剛化技術優(yōu)點在于：剛化過程可控、可預測；其不足在于：儲存時間短、剛化過程不可逆、固化所需能量高。

1.6.3紫外剛化技術

紫外固化復合材料由基體樹脂和增強纖維組成，由太陽或結構內部光源提供紫外線能量引發(fā)剛化。該技術早期研究主要是美國Hughes飛行器公司引導、美國空軍飛行器推進實驗室贊助的，采用玻璃纖維增強聚酯復合材料，應用于可充氣太陽能收集器等結構。國內研究者制備了玻璃纖維/環(huán)氧復合材料紫外剛化充氣展開結構[74-75]。近年來美國Adherent Technologies公司開發(fā)了多種光固化材料用于空間充氣結構[76-77]。該技術優(yōu)勢在于：地面存貯時間長；可在常溫、低溫環(huán)境進行；可利用太陽光進行剛化，能耗低，快速高效。不足在于：利用太陽光剛化會形成陰影區(qū)，導致不均勻固化和結構的變形；其剛化過程不可逆。

1.6.4熱塑性/形狀記憶剛化技術

熱塑性剛化技術是利用熱塑性樹脂在Tg上下所表現出的不同狀態(tài)來實現結構剛化的。形狀記憶聚合物是指具有初始形狀的制品經變形固定后，通過加熱等外界條件刺激可恢復其初始形狀的聚合物。熱塑性/形狀記憶剛化技術所需能量低、儲存期近乎無限、剛化過程可逆，正逐漸成為研究的熱點[78]。美國L'Garde、CTD、ILC Dover等機構和國內哈爾濱工業(yè)大學等開發(fā)了多種剛化樹脂，應用于桁架、鉸鏈、天線、支撐管等空間可展開結構[79-81]。2008 年 3月美國NASA空軍試驗室在“奮進號”航天飛機上驗證了這種剛化技術在太空中應用的可行性[82]。該技術也存在不足：為了便于折疊封裝，樹脂體系的交聯度不宜過高，這勢必影響材料剛化效果。針對這一問題，哈爾濱工業(yè)大學將二階段固化的思路引入形狀記憶環(huán)氧體系[83]，地面第一階段固化制備出具有良好形狀記憶性能的材料，發(fā)射前可多次折疊-展開測試，貯存壽命長；在軌二階段固化后賦予材料優(yōu)異的耐空間環(huán)境能力，拓寬了形狀記憶剛化技術在空間展開結構中的應用。

1.7 柔性結構型面精度測試技術研究

目前，可用于航天柔性結構的測量方法主要有數字攝影測量法[84]、數字激光掃描法[85]以及數字圖像散斑處理法[86]。Pappa等[87]綜述了攝影測量法在NASA蘭利研究中心多種薄膜結構型面精度中的應用，以充氣天線反射面和薄膜太陽帆為重點，利用數字攝影測量法獲得了大量型面精度測試試驗數據并進行了精度分析。文獻[86,88-89]利用數字攝影測量法對柔性薄膜網面的型面精度進行了測量，依據測量結果提出了柔性薄膜網面精度調整方法。利用三維激光掃描測量法測試了充氣薄膜囊體的構型，通過數據分析進行了掃描誤差的補償分析。利用數字圖像散斑處理法測量了圓形織物薄膜以及充氣薄膜囊體鼓脹狀態(tài)下的變形，并得到了薄膜表面的應變場分布。精度測試技術是柔性結構形狀控制的關鍵[90-92]，更是在軌精度調整的重要依據[93-94]。

2 柔性展開結構技術應用中亟待解決的問題

1)無損/低損高效折疊收納問題

大型柔性結構如何優(yōu)化折疊線使其損傷最小折疊效率最高是一個關鍵問題，這即涉及到材料問題也涉及到折疊設計問題。

2)自主展開與展開控制問題

大型柔性結構在軌自主展開如何能同時滿足低能耗、平穩(wěn)有序和展開可重復是最關鍵的問題，結構越復雜，尺度越大，這個問題越突出。

3)高保型柔性結構的變形控制問題

柔性結構在軌變形控制需要精確的感知、精確的調整算法、精確的調整執(zhí)行，但受空間交變溫環(huán)境以及當前傳感與作動器技術限制而難以實現。

4)尺度關聯性問題

受地面模擬實驗裝置的尺寸與條件限制，大型柔性結構的全尺模擬環(huán)境測試極其困難，可靠的縮尺相似規(guī)律研究尤為重要。

5)航天用柔性材料使役性能評價問題

當前，航天柔性復合材料尚無任何標準化的評價方法能夠闡述其在軌性能演化，更難以預報該類材料在空間環(huán)境下的壽命、安全性、可靠性等。

3 柔性展開結構技術的未來發(fā)展趨勢

1)航天柔性展開結構將呈現大型高精度和小型多功能兩極化發(fā)展趨勢

以應用需求為導引，決定了航天柔性結構兩極化的發(fā)展趨勢。深孔探測、高分辨率對地觀測等亟需超大尺寸且精度高的柔性結構。微小衛(wèi)星等亟需尺寸小且功能多的柔性結構。

2)航天柔性結構的設計與制造將朝向剛柔組合體系及智能制造發(fā)展

單一柔性結構無法滿足尺度大型化或是功能多樣化，剛柔組合體系是航天柔性結構形式發(fā)展的必然趨勢，柔性結構剛性化是關鍵，智能制造可以同時兼顧剛柔轉換和折疊展開，是該方向未來發(fā)展重點。

3)簡單可靠的折展策略將主導未來航天柔性展開結構的主流模式

折紙、剪紙、充氣膨脹以及智能可變構型等簡單且可靠的展開策略，將極大地減少復雜機械傳動以及復雜索系等展開控制難度。折展策略趨于簡單可靠是未來航天柔性系統(tǒng)發(fā)展的必然趨勢。

4)形狀保持技術仍將是未來航天柔性結構技術發(fā)展的關鍵，在軌形狀控制將是重點

熱循環(huán)交變環(huán)境對形狀的影響是決定航天柔性結構在軌服役性能的關鍵，因此，形狀保持技術的未來發(fā)展趨勢將由當前的地面模擬實驗，轉到面向使役環(huán)境的在軌形狀控制方面，在軌褶皺形變控制與精度保持是難點。

5)航天柔性材料將朝向耐候及多功能化方向發(fā)展

柔性材料需要面對復雜的空間環(huán)境，還要滿足長壽命要求，尤其是航天生命保障系統(tǒng)、在軌服務和登火探月等任務，對航天柔性材料提出了多功能需求，如何實現承載與多功能應用，并最終實現自感知和自適應等智能化是未來的重點。

4 結束語

本文主要綜述了航天柔性展開結構技術的發(fā)展現狀，梳理了相關基礎理論及關鍵技術并綜述了其研究狀態(tài)，評述了航天柔性展開結構技術應用中亟待解決的問題，分析了航天柔性展開結構技術的未來發(fā)展趨勢。隨著理論研究的深入和關鍵技術的不斷突破，航天柔性展開結構技術的發(fā)展將對我國在探月、深空探測與通信等領域的航天能力提升與技術優(yōu)勢領先中發(fā)揮不可替代的重要作用。