碳纤维及其复合材料在卫星上的应用.pdf

《碳纤维及其复合材料在卫星上的应用.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《碳纤维及其复合材料在卫星上的应用.pdf（7页珍藏版）》请在淘文阁 - 分享文档赚钱的网站上搜索。

1、高科技仟稚与应用第?卷?成 型工艺简单。复合材料产品的制造是直接用原材料铺叠成型后,经加温加压制成,所以复合材料的复合过程就是产品 的成 型过程,可以使复 合材料结构 整体成型或 共固化,这样制成的产品整体性好,结构效率高,可减 少产品零件和连接 件数 量,降低产品成本。因此,当今卫星的主 承力结构件、次承力结构件甚至地面 装置,尽量采用复合材 料制造。由于在卫星上广泛采用复合材料,使卫 星结构质量与卫星 总质量之比降到?以下。这对于当今 发展应用技术卫星是很有意义的,因为为了提高应 用技术卫星的商业竞争能力,在运载火箭有限的推力下,结构质量减轻了,可增加有效载荷,将可获得更大的利润。例如国际

2、通信卫星?号?!#?的中心承力筒原为铝合金结构,后改为碳 面 板 铝蜂窝夹层结构,减重?。虽然造价增加?,但由于质量减轻了,使通信电话线路增加?条,卫星寿命以?年计算,仅此一项改进可盈利?万美元,几乎是该卫 星的发射费用?。?碳纤维及其复合材料在卫星上的应用目前,用 碳 纤 维复 合材料己制成各类 结构件,并成功地用 于各 系列卫 星上。按 在卫 星 上的应用部位,大体上可将卫 星复合材料结构件分为?类?第一类为太阳 电池基板、支撑架等?第二类为天线 结构,包括反射器、馈源结 构等?第三类为析架结构,主要由轻金属接头和碳?环氧复合材料管组成?第四类为卫 星本体结构,包括星体外 壳、中心 承 力

3、筒、各种 仪 器 安装结构板等。以上?类中,就复合材料制成的制件而言,大体上可分 为板、壳、管和异型件。板,包括夹层结构板、加筋板和波纹板等?壳,包括析条蒙皮加筋壳、夹层壳和波纹壳等?管,包括方管、圆管等?异 型件,包括“工”字型、角型和帽型等。下面介绍 国内外有代表性的部 分产品。?碳纤维及其复合材料在国外卫星上的应用?年由美国赖特帕特森空军基地首先在?下将人造丝 拉伸?,制成了具有优良机械性能的碳纤维,开始了碳纤维 的发展。到?年,由美国联合碳化物公 司对碳纤维实现工业化 生产,最初产品为索纳尔一?,以后又生产了索纳尔一?和?以及索纳尔一?等性能很高的碳纤维。?年和?年分别 由 日本大阪工

4、业实验所和英国罗伊尔一罗伊斯公 司开发以聚丙烯睛?为原料制备高性能碳纤维 的工艺路线,如英国?!公 司生产的莫达麻?、?和 日本东丽 公司生产的?和?,都是 以聚丙烯睛为原料的。近十几年来,国外碳纤维的研制生产又有了新的突破,如日本东丽 公 司推出新 的高模高强?系列纤维,在保持?系列很高的模量下,使其兼有高的拉伸强度、压缩强度和断裂延伸率。例如与?对应 的?,保持模量不降低,拉伸强度比?提高?,断裂延伸率提高?。又如?,拉伸模量高达?,为?的?倍,且 拉伸强度比?还高出?。碳纤维的 出现 引起航空航天领 域 的关注,由于它的性能得到进一步的提高,很快促使了碳纤维增强复合材料在飞机、导弹和卫星

5、 上的应用。下面就碳纤维增强聚合物基复合材料在国外卫星上的应用进行简单的介绍。?天线反射器及馈源结构在卫星 通 讯 技术中,天线 是 重 要 的一部分。卫星 天线 反射器按结构分为抛物面反射器和喇叭反射器。对 于抛 物 面反射器来说,要求具 有高精度的外形,而 且在 太空环境中,不管外界温度怎么变化,都能保持尺寸高度稳定。碳纤维在这方面显 示 了独特的优越性,通过零第?期肖少伯?碳纤维及其复合材料在卫 星上 的应用膨胀设计,可使它 具有很 小 的热膨胀,因此碳纤维复合材料则成为较理想的天线材料。在?年代初期,就应用这类材料制造天线反射器,至今几乎所有航天器天线都采用这类材料?要求微电穿透性的表

6、面除外?。?一?年,美国福特宇航通信公 司为“海盗号”火星轨道飞行器研制成第一个碳?环氧复合材料的反射器飞行件?。这种反射器结构是一个未经加强 的夹层壳体,面板为碳?环氧,厚度为?,由?层?厚的单向高模量碳纤维预 浸料按?“、?、?和?铺叠。卫星天线应用复合材料,可 以说在国际通信卫星?号上用得最多,包括天线、天线馈源、波导、天线支架、多路调节器等?多个零件,都是用复合材料制造。国际通信卫星?号的天线结构,由?个直径为?的抛物面反射器和?个长度?一?的锥形喇叭组成,其中?个喇叭包含?个天线功能器,构成喇叭组件,?个较大的抛物面反射器为带加强筋 的薄型蜂窝壳,它的内外面板分别用?卜?环氧、?环氧

7、复合材料制成,夹芯为?纸蜂窝?个较小 的抛物面反射器为较厚的蜂窝夹层结构,采用?一?环氧复合材料面板和铝蜂窝芯粘接制成?天线馈源阵和波导用的是?织物,馈源网络阵用?一?环氧复合材料制成?天线支架高?,用 直径?和?、壁厚为?!一?的?一?环氧复合材料管与接头组成析架结构,用于安装天线、天线馈源和波导?,?。另外,德 国直播卫星?和法国直播卫 星?一?的天线塔,也 是 由?一?环氧 复合材料圆管和多向接头,采用粘接连接组成空间构架,质量为?,较金 属轻?,其特点是精度高,温度变化引起的变形微小。法国电信?号?一?卫 星 天线反射器为椭圆形抛物面,长轴?,短轴?!,用?环氧复合材料面板与铝蜂窝芯复

8、合而成。蜂窝芯边长?,高?,材料为?。抛物面支撑架的?根立杆及支座用?一?环氧复合材料制造。阿拉伯通信卫星?接收天线反射器 为 圆 形抛物面,结构及使用材 料与?一?的天线相同,支架为碳纤维复合材料矩形管?。日本中等容量通信卫星?的消旋折迭喇叭天线?,由?蜂窝结构反射器、支承反射器硬壳、锥形喇叭 和 圆柱筒组成,这些结构件采用碳?环氧或?环氧复合材料制造。?太阳电池阵及基板结构太阳 电池阵结构形式有?种?一种是体装式结构?另一种是 由太阳 电池基板、支撑架和 展开机构组成的折叠式结构,其 中太阳 电池基板分为刚性基板和半刚性基板,目前常用的是刚性基板。体装式结构,早期为铝面板?铝蜂窝夹层结构,

9、目前都采用玻璃纤维或碳纤维复合材料做面板的蜂窝夹层 结构,如国 际通信卫 星?号?和?号?国 际通信卫星?号?即采用碳纤维复 合材料做蜂窝结构 的面板。也有用?纤维复合材料面板代替玻璃纤维面板,如休斯公 司的海军?卫星壳体的外面板。由于体装式结构的电池在同一时间不能全部日照,适用功率受到限制,目前采用对日定向折迭式结构。如国际通信卫星?号太阳电池阵为两翼,每个翼长?,宽?,由?块刚性基板和连接架组成。每块基板由碳?环氧复合材料边框、铝蜂窝芯 和面板组成。面板采用碳?环氧复合材料编织成网格板,与边框和蜂窝芯粘接成蜂窝夹层结构。法 国的电信?号 和直播卫 星、德 国直播卫星、阿拉伯通信卫星 以及瑞

10、典通信卫星等的太阳电池 阵,也 是 由?块电池 基板和连接架组成?个翼,但电池基板的结构一与国际通信卫星?号明显 不 同。它 是 由帽形截面的碳?环氧复合材料半管和金属接头粘接而成的半管式框架,再将?个半管框架内充填铝蜂窝芯粘接复合成管 式框架。根据电池组合 的尺寸要求,又将框架分成高科技仟稚与应用第?卷几个框格,在每个框格的内侧边粘接?块由碳?环氧制成的帽形条,然后在整个管式框架上粘贴按士?。铺叠、纤维间距为?的高模量碳纤维?环氧复合材料的网格板。?卫星中心承力筒结构很多卫 星的公用舱或服务舱结构,采用了以中心承力筒为主的结构形式。中心承力筒是一种筒形?圆柱形或圆柱与 圆锥组合形?结构,位于

11、卫星结构的中央,承受卫 星结构 的大部分载荷。?国际通信卫 星?号的中心承力筒,原为铝合金薄壁加筋铆接结构,从第十颗星改用碳纤维复合材料为面板 的蜂窝夹层结构壳,上部为圆柱壳,下部为圆锥壳。蜂窝芯用?厚的?铝箔制成,高?,边长?,面板采用?环氧复合材料。在筒体外 面对称 粘接?根用碳?环氧压制的帽形梁,用 于安装天线架。?阿拉伯通信卫 星中心承力筒为圆柱夹层壳,铝蜂窝芯与国际通信卫星?号相同,面板和加强框采用高模量碳纤维 复合材料制造。后来法 国宇航公司把蜂窝壳承力筒进行了系列化,一直到?的中心承力筒,都是采用蜂窝夹层 结构,只 是用的碳纤维有所变化,例如?!?和?,面板材料采用?超高模量碳

12、纤 维,铝蜂 窝芯材用?,芯高?,加强区 芯格内接圆直径为?,其余?,根据各部位受力的差异,面板的铺层分上、中、下?个区。?日本的?一?卫星中心构架,设计成表?国内卫星应用的复合材料结构件卫 星序号结构件名称?喇叭天线?椭 圆抛物面天线反射器?消旋支架?支撑筒外形尺寸?材料及结构件组成高约?,大端直径约?长轴?,短轴?,最大旋转半径?高约?高约?,大端直径约?本体材料动环氧,镀铜、金等砌环氧面板铭蜂窝夹层结构由碳?环氧圆管与铝合金接头组成由碳?环氧锥壳和金属端框组成?电池梁,工”字形,长?,高?,宽?高?,锥段大端内径?“最大件?由碳?环氧和钦箔组成混杂结构?波纹承力筒?夹层结构板?太阳电池基

13、板?连接架由碳?环氧波纹筒、端框、隔框、纵析和 若干角撑件组成由碳?环氧?或铝合金)面板与铝蜂窝芯复合由碳/环氧网格面板和铝蜂 窝芯复合由碳/环氧方管与钦合金接头组成4(l)加筋壳(2)夹层结构板(3)太阳电池基板(4)连接架高1300,内径1 187.6最大件:1 250 xl 9851 755x2 581750 x2 58 1由1.7m m厚碳/环氧壳体、砌环氧隔框和析条、铝合金端框组成同卫 星序号3之(2)同卫 星序号3之(3)同卫 星序号3之(4)5(l)加筋壳(2)夹层结构板(3)太阳电池基板(4)连接架(5)支撑结构高!620,内径1 187.61 250 x19851755x25

14、81810 x2 581950 x2 030同卫星序号4之(l),但碳/环氧壳体壁厚3.2m m同卫星序号4之(2)同卫星序号3之(3)同卫星序号3之(4)碳/环氧型材与钦合金接头组成第2期肖少伯:碳纤维及其复合材料在卫星上 的应用复合材料方形构架结构,分上下2层,上层高约L 6m,下 层高约0.8m。管件由碳纤维缠绕成型,接头为铝合金件,采用粘接连接,质量不到12kg,可承受1 3.72k N的压力。(4)SYLDA装置 呈蛋形,最大直径2.8m,高3.9m,由法国宇航公 司制造,是欧洲制造的最大的夹层结构,面板采用5一8层HMS碳布,每层厚度约0.0 9m m,夹芯 为AG S铝蜂 窝,高

15、1 0m m,质量为1 80k g。后来还制造扩大型,高4.4m,质量200kg,可承力13.729k NI,l。1.2碳纤维及其复合材料在国内卫星上的应用自从1984年碳/环氧复合材料喇叭天线支撑筒和消旋支架在东方红2号通信广播卫星上首次使用 以后,十几年来,高性能纤维复合材料在国内卫星结构上获得广泛的应用。1986年开始研制的东方红3号通信广播卫 星,198 9年开始研制的地球资源卫星1号,以及在研的其它应用技术卫星,用复合材料制成的结构件占卫星结构的80%一8 5%。国内卫星应用复合材料结构件的详细情况,见表1。应用结果表 明,卫星结构质量不断减小,占卫星总质量的百分数,由原来大于1 5

16、%下降到6%一7%,获得了可观的结构效益和经济效益。(1)碳/环氧波纹壳直径为920m m,结构高度为235m m,由4块梯形波纹结构件和上、下框组装胶粘而成。每块结构件为3 3个波纹,采用高模量碳纤维环氧预浸料,按士45 0、0“和干45。铺叠而成。该壳与国外E公 司的碳/环氧波纹壳相比,轴向压缩临界应力提高1 9%,压缩弹性模量提高2 6%;与国内TA3钦合金波 纹壳相比,在等质量下承载能力提高9 0%。(2)碳/环氧双峰 波纹承 力筒质量 为25kg,是迄今国内卫星 上最大的碳纤维复合材料主承力结构件。该产品的结构 高度为1 98 3m m,筒体由4 8个双曲组合高效波纹(双峰波纹)构成

17、封闭型筒形结构,上段为直形筒体,内径1088m m;下段 为锥形筒体,大端的内径为11 66m m;筒体外部加强件由端框、隔框、长析和支撑件组成;结构各部分厚度不等,最薄为0.32m m,最厚为5.sm m,是一个变厚度薄壁整体结构件。结构各要素全部采用高模量碳纤维/环氧复合材料制造,采用3向整体成型 工艺,将各加强件与筒体一次完成 固化。制造技术最难点就在于不但要使框、长析和各类支撑件共40 0 多个坯件与筒体一次成型完成固化,还应保证整体和各局部的尺寸精度。该产品已经通过了一系列使用条件考核,于1994年和1997年2次发射升空,通过了飞行考验,结构质量比铝合金件轻“%,获得显著的结构效益

18、。(3)碳/环氧与铝合金混合 型加筋结构采用高模量碳纤维复合材料制成蒙皮、纵向帽形析条、异型框,用铝合金制成上、下端框和各种接头,用粘接法将这些零件组装成产品。研制 出结构高度分 别为1 300m m、1620mm,内径为1 18 7.6 m m2种加筋壳,均通过了使用条件试验,并用在相关卫星上。(4)碳/环氧面板蜂窝夹层结构。该夹层结构具有质量轻,高的弯曲刚度,良好的气密性和 隔热性,可制成整体结构,减少装配 工作量,由于具有诸多优越性,从而在国内卫星结构中获得广泛的应用。东方红2号通信广播卫 星上,蜂窝夹层结构主要用于太阳能电池 圆柱壳和抛物面反射器。而东方红3号通信广播卫星大量应用蜂窝夹

19、层 结构件,如能源系统的太阳 电池阵,有6块1 720m mx2 220m m碳/环氧网格面板铝蜂窝夹层结构件,通信系统 的双栅抛物面天线反射器,结构系统应用大小 不等的2 0 块碳/环氧面板铝蜂窝夹层结构。在资源卫星和其它应用技术卫 星上,夹层结构的用量比东方红3号还 多。夹层结构件在整星结 构中占有很大比例,减小了卫星 结构质量,增加了有效载荷。2发展卫星复合材料技术初步看法十几年来,国内采用复合材料做卫 星结构一6一高科技仟稚与应用第2 4卷取得了明显 的进展,并有一批产品通过了飞行有 的 结构分析 软件,大力开发复合材料分析软考验。个别产品的设计已由等效替 换设计,过件等。这些 问题得

20、到攻克,将可使卫星结构质渡到根据复合材料特点为充分发挥其性能的优量得到进一步减轻。化设计;在制造技术方 面,已较熟练地掌握了2.2适应卫星结构特点发展制造技术复合材料产品成型的真空袋一热压罐法、缠绕高的结构刚度和强度,轻的结构质量,是法、模压法、热胀软模成型和共固化成型等工对 卫星结构的基本要求。为了减轻结构质量,艺技术;建立了包括超声C扫描、x射线、激光须使产品厚度减到最小,则刚度问题显得特别全息照相等无损探伤方法,对保证复合材料产突出。为 了提 高刚度,除选 择高比模量材料品的质量发挥了作用;应用复合材料制成 的 主外,另一个很重要的技术途径就是改变结构形承力结构件通过了各项试验,并 发射

21、升空,通状。结构壁薄而形状复杂,则成 为 卫星复合材过了飞行考验。以上尽管应 用范 围较大、效果料结构突出的特点。因此制造技术应根据这种较好,但从国内卫星应用复合材料的实际情况特点,攻克一些特性问题。例如:看,为了充分发挥复合材料的优越性,仍有不(l)制造单层厚度很薄的预浸料,以满足少问题等待攻克和探讨。铺层设计要求;2.1适应复合材料特点发展设计技术(2)制造壁薄而变形微小的夹层结构面板由于聚合物基复合材料制造工 艺的特点,和网格板,以满足蜂窝夹层结构或太阳电池基允许产品结构设计者按产品 的工作条件,灵 活板要求;选择材料组分和增强纤维铺设方向,以获得不(3)在满足力学性能的基本要求下,如何

22、同性能和各 向异性结构件,从而能做到大幅度使因结构接头和开孔补强所增加的质量最小;减轻结构质量,提高结构效率。复合材料性能(4)碳纤维复合材料系难加工材料,如何的可设计性,为研制轻质高性能、安全可靠的提高薄壁结构切削加工质量,使其损伤降至最卫星结构产品提供了先决条件,产品设计者应低;把握并充分利用复合材料这种特性。但是从目(5)复合材料的制造过程影响质量的因素前实际情况来看,要做的工作很多。诸如:各甚多,导致产生各种缺 陷。正确判定缺陷性质种型式接头及结构性能分析试验,优化铺层设及其大小,对于薄壁结构显得更为重要,因此计,建立应用性能数据库;完善复合材料结构必须严格控制工艺过程,加强生产过程质

23、量监设计方法和设计规范;转变设计观念,由等效督,并有效而准确的进行无损探伤。替换金属件的设计方法,转变到按照复合材料2.3结合卫星使用特点正确选择复合材特点,以充分发挥其性能的优化设计;改进已料的组分材料表2几种高模量碳纤维性能碳纤维牌号M40一3KM46)一6M55)一6KM60)一3K刀10rn el 75 s拉伸模量(GPa)拉伸强度(MPa)2 740断裂延伸率(o/o)密度(g/em3Ep一l(epag-e而)(Mpag-3921 513.8,14J 1.月啼,山On00gQ产00.4 3 6 4 2 1 00.71.02 1 6.52 3 7 2 2 8 85 4 0 4 0 2

24、02 8 7.7 2 1 0 4.75 8 0 3 9 2 00.80.75 4 5 2 3 7 8 0.52 9 92 9 9.52 0 2 0.61 3 0 6.6第2期肖少伯:碳纤维及其复合材料在卫 星上 的应用2.3.1增强材料的选择用于制作卫星结构的复合材料,大多采用高模量碳纤维作增强材料,表2列出供选用的碳纤维及性能。由表2看出,兼顾强度和模量 要求,选用 M60)最 好,但 价格昂贵。若选用M55),就比M60)便宜得多,但这两种纤维目前在卫星上 用量不大,用量大的仍是M4 0。2.3.2基体材料的选择卫 星 的使用 环境条件,主 要 是 发射环境和太空 轨道环境,对材料的耐温要

25、求,一般不超过6 0。卫 星在地面 的存放期较短,对材料的抗湿性也要求不高。所以用于卫 星结构的复合材料,大多采用环氧树脂作基体材料。2.4结构设计与材料工艺紧密结合,促进复合材料应用复合材料产品的制造,是 直接用 原材料或预浸料铺叠成型 后经加温加压而制成,即是在形成材料的过程中就形成了产品,而不象金属材料那样可以提供半成品,再 经冷加工或热加工而制成构形 不 同的产品。因此,进行复合材料结构件设计时,必须从选择组分材料开始,根据产品的使用要求,选出合适的增强材料及基体材料。选材时,除了要考虑材料满足产品的使用要求外,还必 须考虑材料 的工 艺性及来源。结构设计者要 设计出既满足使用要求又满

26、足工艺要求的产品,必 须与从事复合材料及其工艺的技术人员密切结合,才能获得满意的结果;而 从 事工 艺 的技术人员 则 必须对产品的技术要求及结构特点等有清楚 的了解,才能正确地制订制造方案和进行工艺 设计。要真正做到上述要求 尚须加大气力,目前有做得好 的例子,但为数尚少。如卫星波纹承力筒的研制属于结合较好 的典型,从预研开始到制造上 天件的全过程中,由于设计和工艺人 员紧密配合,攻克多项关键性技术,较好地发挥了复合材料可设 计性的优越性,设 计 出技术先进的产 品;工 艺人员充 分理解设计意图,为完善 设计构思提出 了见解,并从工艺 上千 方 百计地满足设计要求,采用三向整体成型先进工艺技

27、术,将框、长析和各类支撑件共40 0 多坯件与波纹壳体组合,一次完成加温加压 固化,研制出高质量产品,取得显著的经济效益和技术效益。参考文献聂嘉阳.法国复合材料的应用和发展.出国考察技术报告.航天工业部第70 7研究所,198 4,(8):”RA.Stonier.13th National SA入 IP ETeehniealConf eren ee,1981H.L.Hil lesland.15thNationalSA氏 IP ETechnicalConf eren ee,1983赵坚成.法国卫星复合材料结构及模块设计技术.出国考察技术报告.航天工业部第7 07研究所,1 984,(l):212

28、7CarbonFiberandCarbonFiberComPositesAPPlieationonSatellitesXiaoShaobo(BeijingSatel l itePlant,Beijingl00080)Abstraet:Thispaperexpoundst hatthecarbonf ibe rcomposi tematerialhasbee omethemainstrueturalmaterialf orsatel l i te s,ReviewstheaPPlieationsofeomPosi tef orsatel l i tesathomeandabroad,f urt heri l lustratesthattheadoPtionofeomPosi tef orsatel l i testructure s15evenmoreef f eetive,raise sthePreliminaryviewPointf orthede veloPmentofeomPosi teteehni quef orsatel l ites.Keywords:carbonf iber,comPosite,satel litestrueture,aPPl ication,eomPositeteehnique