航天器复合材料结构与成型技术

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2 先进复合材料的突出特点：
2.1 比强度高、比模量高：单向碳/环氧复合材料的比强度是
钢的6倍、铝合金的4—7倍、钛合金的3—5倍；比刚度是钢的 5.5倍、铝合金的6倍、钛合金的5倍。 2.2 热膨胀系数小：一般值为（-0.3—1.00）X10-6/℃，分别是 钢和铝合金的1/10和1/13，其结构在高交变温度下尺寸稳定。 2.3 疲劳性能好：树脂基复合材料的界面能阻止裂纹的扩展， 它的疲劳强度很高，是拉伸强度的70—80% 。试验表明：石 墨/环氧复合材料经107次承载循环后的强度相当于铝合金经105 次循环后的强度。疲劳寿命与重量之比，金属中以钛合金最 高，而复合材料比钛合金还高两倍。 2.4 抗振性能好：结构的固有频率与材料的比模量平方根成正 比，纤维-基体界面吸震能力强、振动阻尼大等。
航天器复合材料成型技术简介
航天科技集团公司五院五O八所 盛磊 研究员
2010-8-31 北京空间机电研究所
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引言
• 材料技术是经济发展的支撑性关键技术。 • 一代新材料，一代新装备 • 卫星运行轨道包括低、中轨道（几百公里），地球同步轨道 （36000公里），星际轨道（距离更远）等。在轨工作寿命几 个月至十五年不等。 • 卫星结构减重意义重大，地球同步轨道卫星若减重1公斤，运 载火箭推力可减轻1吨，卫星的发射费用约为8万美元/公斤。 国外卫星承力结构本体重量达到卫星在轨重量的4.5%，国内 6%~8%。 • 卫星结构塑料化（复合材料化）是减重的根本途径。国外卫星 结构中复合材料占90%以上，国内约为70%~80%，先进复合 材料是卫星结构新一代的材料。
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3.5民用复合材料成型技术
主要有地铁车辆蜂窝车门、民航飞机改装隔板、卫星地面 玻璃钢接收天线、复合材料导弹包装箱等。
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测试条件 LDEF STS-5，STS-8 STS-8 STS-8 LEO LDEF LEO
作用系数 0.92~2.3 1.7 2.1 2.6 1.97~2.53 1.7 0.037 0.35 7.7 <0.05
图 6 气象卫星天线
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图 7 卫星平板天线结构板
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图8 空间光学遥感相机镜筒
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表2 蜂窝夹层结构性能示意图
结构
相对刚度
100
700
3700
相对强度
100
350
925
相对重量
100
103
106
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表 4 湿热对复合材料拉伸性能的影响
层板 0º、±45º 90º 温度 100℃下无影响 100℃～150℃强度下降 ±45º下降47％ 150℃下降40～83％ 湿度 小于1％无影响 大于1％模量下降最大20％ 湿度增大强度下降40～60％
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表1 几种结构材料性能比较
性能 材料 铝合金 钢(结构用) 钛合金 玻璃纤维/ 聚酯 高强碳纤 维/环氧 高棋量碳 纤维/环氧 有机纤维/ 环氧 拉伸强度 MPa 393 413 712 1245 1471 1049 l373 拉伸模量 GPa 72.O 206 116.7 48.2 137.3 235 78.4 比强度 141.3 52.6 157.5 623 1014 656 987 比模量 25.9 26.3 25.8 24.l 94.7 146.9 56.0 密度 g/cm3 2.78 7.85 4.52 2.O 1.45 1.60 1.40 MPa/(g/cm3) GPa/(g/cm3)
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聚碳酸酯 聚苯乙烯 聚砜 聚砜 聚砜 聚酰亚胺 聚甲基丙烯酸甲酯 聚甲基丙烯酸甲酯 有抗氧化层的聚酯 聚四氟乙烯 全四氟乙烯共聚物 忒得拉 白色忒得拉 忒得拉 硅氧烷－亚胺黑色共聚物 STS-5，STS-8 STS-8 LDEF LEO STS-8 STS-8 LEO STS-8 STS-8 STS-8 STS-8 LDEF LEO LEO 2.9~6.09 1.7 2.4 2.3 2.41 3.3 3.1 3.04 严重侵蚀 <0.05 <0.05 3.2 0.29 3.19 0.3
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图9 卫星发动机支架
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3.3 取其纤维铺层方向的可设计性，设计制造各向异性的高承载结构件
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4.3.3 带电粒子辐照 空间带电粒子辐照，对于聚合物材料来说，可 能产生的主要化学变化有：（1）辐射交联，树脂固 化网状结构增加；（2）辐照降解，聚合物发生主链 断裂，分子量下降，生成低分子物；（3）在常压下 发生氧化反应；（4）异构化和歧化反应等。这些变 化都可能反映到复合材料物性的改变。 4.3.4 高低温交变 卫星在轨运行期间要经受（-180℃～+120℃） 激烈高低温热循环作用。由于碳纤维复合材料中纤 维和树脂基体的热膨胀系数差异大，会产生较大的 热应力，若应力过大可导致基体产生裂纹，材料内 部分层，以及纤维与基体界面粘结力减弱，致使材 料力学性能、物理性能发生变化。
北京空间机电研究所 4 卫星特殊工作环境及其对复合材料的影响
4.1 卫星工作的环境条件
卫星在发射阶段要经受很大加速度过载、振动、噪声； 返回式航天器在再入阶段：过载、动力学环境、气动热环境； 航天器在轨阶段：高真空、电子、质子、紫外线、原子氧等强辐射、 高低温激烈交变和微重力环境，上述空间环境对材料性能产生较大 影响。 对于空间结构，其环境条件主要包括： • 发射前的地面存储（吸湿）； • 发射中的振动、噪声、冲击及可能的加热； • 低地球轨道上原子氧的侵蚀； • 空间同步轨道上真空排气、带电粒子辐照、极强的高低温 （-180℃～+120℃）冷热交变循环； • 再入飞行器穿过大气层的烧蚀等。
图 10 压力容器
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3.4 通过特定的设计或引入具有某些特性的 添加物（如纳米材料）使复合材料结构兼具 功能特征，实现结构与功能的一体化。
结构与热控 结构与防热 结构与阻尼减震 结构与隐身
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4.3 空间地球同步轨道环境的影响 4.3.1 真空排气 在真空条件下，复合材料结构中的高分子聚合物原来工艺中残 存的空气、吸收的低分子物会排出引起结构失重（TWL）、挥发 物中可冷凝的组分（CVCM）会沉积在卫星的表面产生污染，影响 性能。国外对用作结构的材料筛选标准定为TWL<1％、 CVCM<0.1%。 4.3.2 真空紫外辐照 真空紫外辐照，尤其是波长200nm～400nm的紫外辐照能使温 控层老化变色，导致吸收率增大；使硅太阳电池效率下降，甚至 完全失效；使复合材料的树脂、胶粘剂变色，甚至挥发掉，致使 材料性能改变；紫外辐照还可加速分子污染。卫星上使用的J-22胶 经过紫外辐照11500ESH（太阳常数h）后剪切强度由辐照前的 29.4MPa降低到22.0MPa，下降约22％。
玻璃纤维 碳纤维/环氧树脂 Kapton Al2O3+Kapton SiO2+ Kapton ≥96% SiO2≤4%聚四氟乙烯+ Kapton 凯芙拉29 凯芙拉49 勤克森（聚碳酸酯纤维） 聚酯薄膜 聚酯薄膜 聚酯薄膜 聚乙烯 聚乙烯 聚乙烯 聚乙烯
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图 4 通信卫星平台
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图 5 太阳翼基板
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3.2 取其膨胀系数小的特点制造高低温交变环境下变形小的部件
表 5 湿热对复合材料压缩性能的影响
层板 0º、±45º 90º 温度 温度升高强度下降 50~80%，模量下降20％ 温度升高强度下降40％ 湿度 1％强度下降10％ 强度下降25％
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表 6 湿热对复合材料层间剪切性能的影响 T300/553E RT 96.6 层间剪切强度，MPa 150℃ 66.0 200℃ 51.4
表 7 原子氧对不同材料的作用系数
材料名称 碳纤维 环氧树脂 1034环氧树脂 T300/5208环氧树脂 环氧树脂 环氧树脂 全氟乙丙烯共聚物 全氟乙丙烯共聚物 全氟乙丙烯共聚物 全氟乙丙烯共聚物
2.7 复合材料的缺点：脆性大、材料性能分散性大、层间强度低等。
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3 先进复合材料在卫星中的应用：
3.1取其比强度高、比模量高的特点制造星体结构，以减轻卫星重量。
图 1 通信卫星平台蜂窝夹层承力筒
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2.5 材料成型和结构成型一次完成，可实现复杂结构的整体成型。 2.6 材料的方向可设计，这就可以有效利用材料，优化结构设计。
不同纤维铺层顺序的层合板反射镜的自重变形
25.2 21. 18.0 14.4
C T E (1 0 -6 ℃-1 )
10.8 7.2 3.6 0 -3.6
高模量碳纤维/环氧层板热膨胀系数与纤维铺层角度关系
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4.2 地面储存中的性能变化 吸水→聚合物塑性化、膨胀 吸水+较高温度→玻璃化温度、模量、强度降低 表 3树脂浇铸体环境性能保持率
性能 拉伸强度（MPa） 拉伸模量（GPa） 延伸率（％） 弯曲强度（MPa） 弯曲模量（GPa） 处理前 89.28 4.69 2.90 147.2 3.57 处理后 60.5 2.86 2.86 89.5 2.95 性能保持率（％） 67.8 61.0 98.6 60.8 82.6
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图 2 导航卫星主结构
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图 来自百度文库 导航卫星波纹承力筒
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全氟乙丙烯共聚物（太阳峰年）
LEO LDEF STS-6，STS-8， STS41-C STS-5，STS-8 LDEF LDEF 超声原子氧源 STS-8 LEO STS-8 -
1.0 0.130 2.1 3.0 <2.0 ≤0.0008 ≤0.0008 1.5±0.5 4.0 4.6±2.4 3.4 3.56 2.7~3.9 3.3~3.7 3.7 3.69 2.8