太阳帆材料研究进展 刘彪冀棉杨士勇 (中国科学院化学研究所高技术材料实验室,北京100190) 文摘太阳帆飞船由于无需动力等优势近年来引起了各国科学家的研究兴趣,并在深空探测领堿具有 重要的应用前景。太阳帆的结枃设计和材料选择是影响其性能的重要因素,本文结合太阳帆飞行环境的特点, 介绍了太阳帆的基本结构和飞行原理,重点针对目前几种比较典型的太阳帆设计,对其支撑材料以及帆面薄膜 材料进行了综述,并分析了各种材料和设计的性能特点。 关键词飞行器,太阳帆,结构,材料 Recent progress on solar Sail materials Liu biao Ji Mian Yang Sh shiyong Laboratory of Advanced Polymer Materials, Institute of Chemistry, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100190) Abstract Non-powered solar sails are arousing more and more research interest all over the world in recent years, which have significant potential applications in deep-space exploration due to their unique advantages. The structures and materials are critical factors for solar sails. According to the flight environment of solar sails, this paper introduced their basic structures and mechanisms, and reviewed the deployable boom materials and sail membrane ma- terials for some typical solar sail designs. The features of different materials and designs were also discussed Key words Aircraft, Solar sail, Structure, Material 0引言 太阳帆主要由帆面薄膜、支撑结构、太阳帆展开 太阳帆飞行器是利用太阳光压产生的推力为动组件等组成。为了减轻其质量,增大受力面积,需要 力进行空间探测的。当光子的动量作用在反射平面采用超大、超轻、超薄的太阳帆面。目前,太阳帆面用 上时,其造成的冲量会形成推力;当反射面足够大时薄膜主要采用聚酰亚胺或聚酯薄膜;为了增大帆面对 (如边长为100m的正方形帆面),就会形成比较可太阳光线的反射率,通常在薄膜表面蒸镀一层铝箔。 观的推力;在这种推力作用下,太阳帆飞行器会被逐 太阳帆的支撑架一般采用碳纤维复合材料,并要 渐推进到很高的飞行速度。因此,这种航天器正在逐求其帆面和支撑结构都能够折叠或者卷曲收藏,这对 步引起各国科学家的高度关注,目前从地面试验到空支撑架的选择和设计是一个很大的挑战。目前太阳 间飞行试验,都在不断地取得突破性进展[-2。 帆的构型主要由两种:一种是以日本 Ikaros为代表的 太阳帆材料对飞行器的性能具有重要的影旋转型太阳帆;另一种是较为常见的刚性太阳帆。 响3。为了使飞行器获得更大的加速度,减轻太阳 旋转型太阳帆是利用旋转离心力将帆面展开,并 帆承力结构的有效载荷使太阳帆面的展开更加容易保持形状。这种设计可以不使用支撑结构,实现 和安全,研制更加轻质的太阳帆材料成为太阳帆航天更高的质量效率;刚性太阳帆则采用支撑架为太阳帆 器发展的核心问题。除轻质外,太阳帆材料还必须具面提供支撑作用,实现三轴稳定, 有优异的空间稳定性,耐高低温性能,优良的综合力2太阳帆用主要材料 学性能及易于成型和大面积制备等特点。本文对太 目前,开展太阳帆研究项目的机构主要有德国航 阳帆用主要结构及材料进行概述。 空航天局(DLR)、欧洲航天局(ESA)、美国航空航天 1太阳帆的结构设计 局(NASA)及其相关机构、美国行星学会( The pla 收稿日期:2013-03-15;修回日期:2013-06-03 作者简介:刘彪,1986年出生,博士研究生,主要从事高性能聚酰亚胺树脂基复合材料的研究。E-mail:liubiao@iccas.ac.cn 宇航材料工艺http∥www.yhelgy.com2013年第4期
收稿日期:2013-03-15;修回日期:2013-06-03 作者简介:刘彪,1986 年出生,博士研究生,主要从事高性能聚酰亚胺树脂基复合材料的研究。 E-mail:liubiao@ iccas. ac. cn 太阳帆材料研究进展 刘 彪 冀 棉 杨士勇 (中国科学院化学研究所高技术材料实验室,北京 100190) 文 摘 太阳帆飞船由于无需动力等优势近年来引起了各国科学家的研究兴趣,并在深空探测领域具有 重要的应用前景。 太阳帆的结构设计和材料选择是影响其性能的重要因素,本文结合太阳帆飞行环境的特点, 介绍了太阳帆的基本结构和飞行原理,重点针对目前几种比较典型的太阳帆设计,对其支撑材料以及帆面薄膜 材料进行了综述,并分析了各种材料和设计的性能特点。 关键词 飞行器,太阳帆,结构,材料 Recent Progress on Solar Sail Materials Liu Biao Ji Mian Yang Shiyong (Laboratory of Advanced Polymer Materials,Institute of Chemistry,Chinese Academy of Sciences,Beijing 100190) Abstract Non-powered solar sails are arousing more and more research interest all over the world in recent years, which have significant potential applications in deep-space exploration due to their unique advantages. The structures and materials are critical factors for solar sails. According to the flight environment of solar sails,this paper introduced their basic structures and mechanisms,and reviewed the deployable boom materials and sail membrane materials for some typical solar sail designs. The features of different materials and designs were also discussed. Key words Aircraft,Solar sail,Structure,Materials 0 引言 太阳帆飞行器是利用太阳光压产生的推力为动 力进行空间探测的。 当光子的动量作用在反射平面 上时,其造成的冲量会形成推力;当反射面足够大时 (如边长为 100 m 的正方形帆面),就会形成比较可 观的推力;在这种推力作用下,太阳帆飞行器会被逐 渐推进到很高的飞行速度。 因此,这种航天器正在逐 步引起各国科学家的高度关注,目前从地面试验到空 间飞行试验,都在不断地取得突破性进展[1-2] 。 太阳帆 材 料 对 飞 行 器 的 性 能 具 有 重 要 的 影 响[3] 。 为了使飞行器获得更大的加速度,减轻太阳 帆承力结构的有效载荷,使太阳帆面的展开更加容易 和安全,研制更加轻质的太阳帆材料成为太阳帆航天 器发展的核心问题。 除轻质外,太阳帆材料还必须具 有优异的空间稳定性,耐高低温性能,优良的综合力 学性能及易于成型和大面积制备等特点。 本文对太 阳帆用主要结构及材料进行概述。 1 太阳帆的结构设计 太阳帆主要由帆面薄膜、支撑结构、太阳帆展开 组件等组成。 为了减轻其质量,增大受力面积,需要 采用超大、超轻、超薄的太阳帆面。 目前,太阳帆面用 薄膜主要采用聚酰亚胺或聚酯薄膜;为了增大帆面对 太阳光线的反射率,通常在薄膜表面蒸镀一层铝箔。 太阳帆的支撑架一般采用碳纤维复合材料,并要 求其帆面和支撑结构都能够折叠或者卷曲收藏,这对 支撑架的选择和设计是一个很大的挑战。 目前太阳 帆的构型主要由两种:一种是以日本 Ikaros 为代表的 旋转型太阳帆;另一种是较为常见的刚性太阳帆。 旋转型太阳帆是利用旋转离心力将帆面展开,并 保持形状[4] 。 这种设计可以不使用支撑结构,实现 更高的质量效率;刚性太阳帆则采用支撑架为太阳帆 面提供支撑作用,实现三轴稳定。 2 太阳帆用主要材料 目前,开展太阳帆研究项目的机构主要有德国航 空航天局(DLR)、欧洲航天局(ESA)、美国航空航天 局(NASA)及其相关机构、美国行星学会(The Plane- — 24 — 宇航材料工艺 http: / / www. yhclgy. com 2013 年 第 4 期
tary Society)、日本宇宙航空开发机构(JAXA)、英国的3.0μm厚的 Mylar薄膜,正面镀铝,背面镀铬,其 萨里大学萨里航天中心( Surrey Space Center)等,但面密度仅为6.36g/m2,不过最终因故未能在此太阳 至今只有JAXA的 Ikaros太阳帆和NASA的Nano帆上进行验证。 Sal-D进行了空间飞行试验。 表1DLR太阳帆帆面部分参数 2.1DLR-ESA太阳帆53 Tab. 1 Some parameters for DLR sail membranes l999年,欧洲航天局和德国宇航中心联合开发了帆面 厚度/薄膜带宽薄膜带帆面积区域质区域面密 材料 20m×20m的太阳帆模型,并且进行了地面模拟展开区域 度/mm数目/条/m2量/kg度/gm2 试验,2009年又进行了失重飞行中支撑架的模拟展开 82.61.0 实验。DIR-ESA太阳帆采用4块等腰直角三角形的 聚合物薄膜和4根14m长的支撑架结构(图1)。 C PEN 4.0 82.60.8 D Mylar 12.0 1.6 太阳帆采用碳纤维复合材料(CFRP),4根沿正 方形对角线分布的各长14m的支撑杆。通过树脂注 射成型(RI)技术,由超薄的碳纤维织物浸渍聚合物 树脂溶液,首先得到单层预浸料厚度只有10μm数 量级的预浸料,成型后得到两条截面为Ω形状的柔 性超薄板带;将其两个边缘进行粘接,成为管状的支 撑杆材料。这种支撑杆可以卷曲缠绕在中心轴上。 图1DLR研制的太阳帆 为了进一步提高支撑杆的耐热性能和空间稳定性,拓 g 1 Solar sail developed by DLR 宽应用范围,DLR的研究人员还开发出表面包覆 太阳帆面同时验证了3种聚合物薄膜材料,包括:Kapn薄膜的CFRP支撑杆(图3)。 (1)厚度为12.0μm的 Mylar聚酯(PT)薄膜,其正面 a 镀铝;(2)厚度为7.5μm的聚酰亚胺 Kapton薄膜,两 面镀铝;(3)厚度为4.0μm的聚萘酯(PEN)薄膜,两 面镀铝。图2是PEN和 Kapton薄膜的化学结构。 CH→C 图3可展开的CFRP支撑杆材料 Fig 3 Deployable CFRP boom materials (b)图为有、无 Kapton包覆的支撑杆对比 为了便于支撑杆充气刚化,可将厚度为12μm 图2PEN和 Kapton薄膜的化学结构 的气密性薄膜袋装填在中空的支撑杆管中(类似于 ig 2 Chemical structures of PEN and Kapton 车内胎的作用)。当展开时向其中充气,使支撑杆逐 验证3种薄膜材料的目的在于评估不同薄膜的可步展开,使支撑杆在展开后具有足够的刚度。表2是 操作性和工艺性能。聚酰亚胺 Kapton薄膜由于具有支撑杆的部分技术参数。 优良的空间稳定性和耐高低温性能而成为首选材料 表2CFRP支撑杆的刚度和弯曲力矩 厚度为4.0μm的PEN薄膜具有最薄的厚度,同样易Tab.2 Stiffness and buckling moments of CFRP booms 于操作,并且能够进行大面积的制备。薄膜正面的涂 层通常采用铝,其背面通常还会蒸镀高发射率的涂层, 非线性有限元 如铬等。表1是DLR太阳帆面的主要技术参数。 方向 非线性有限元方向分析结果/Nm 分析结果/N·m2 表1中的相关计算包括了薄膜边缘和角上的增E 强结构。使用更薄的薄膜材料可以有效地降低面密E, 度,同时粘接材料对整体质量的贡献也不可忽视,需 要尽可能降低粘接面积。除了上述3种薄膜材料, LE: 1)x=bending about curved stiffeners; y= bending about the plane DLR原计划采用JPL(NASA喷气推进实验室)提供 langes; torsion 宇航材料工艺htte://w.sheley.com2013年第4期
tary Society)、日本宇宙航空开发机构( JAXA)、英国 萨里大学萨里航天中心( Surrey Space Center) 等,但 至今只有 JAXA 的 Ikaros 太阳帆和 NASA 的 Nano Sail-D 进行了空间飞行试验。 2. 1 DLR-ESA 太阳帆[1, 5-8] 1999 年,欧洲航天局和德国宇航中心联合开发了 20 m × 20 m 的太阳帆模型,并且进行了地面模拟展开 试验,2009 年又进行了失重飞行中支撑架的模拟展开 实验。 DLR-ESA 太阳帆采用 4 块等腰直角三角形的 聚合物薄膜和 4 根 14 m 长的支撑架结构(图 1)。 图 1 DLR 研制的太阳帆 Fig. 1 Solar sail developed by DLR 太阳帆面同时验证了 3 种聚合物薄膜材料,包括: (1) 厚度为12. 0 μm 的 Mylar 聚酯(PET)薄膜,其正面 镀铝;(2)厚度为 7. 5 μm 的聚酰亚胺 Kapton 薄膜,两 面镀铝;(3)厚度为 4. 0 μm 的聚萘酯(PEN)薄膜,两 面镀铝。 图 2 是 PEN 和 Kapton 薄膜的化学结构。 图 2 PEN 和 Kapton 薄膜的化学结构 Fig. 2 Chemical structures of PEN and Kapton 验证 3 种薄膜材料的目的在于评估不同薄膜的可 操作性和工艺性能。 聚酰亚胺 Kapton 薄膜由于具有 优良的空间稳定性和耐高低温性能而成为首选材料; 厚度为 4. 0 μm 的 PEN 薄膜具有最薄的厚度,同样易 于操作,并且能够进行大面积的制备。 薄膜正面的涂 层通常采用铝,其背面通常还会蒸镀高发射率的涂层, 如铬等。 表 1 是 DLR 太阳帆面的主要技术参数。 表 1 中的相关计算包括了薄膜边缘和角上的增 强结构。 使用更薄的薄膜材料可以有效地降低面密 度,同时粘接材料对整体质量的贡献也不可忽视,需 要尽可能降低粘接面积。 除了上述 3 种薄膜材料, DLR 原计划采用 JPL(NASA 喷气推进实验室) 提供 的 3. 0 μm 厚的 Mylar 薄膜,正面镀铝,背面镀铬,其 面密度仅为 6. 36 g / m 2 ,不过最终因故未能在此太阳 帆上进行验证。 表 1 DLR 太阳帆帆面部分参数 Tab. 1 Some parameters for DLR sail membranes 帆面 区域 材料 厚度/ μm 薄膜带宽 度/ mm 薄膜带 数目/ 条 帆面积 / m 2 区域质 量/ kg 区域面密 度/ g·m -2 A Kapton 7. 5 1410 7 82. 6 1. 0 12. 4 B Kapton 7. 5 1410 7 82. 6 1. 0 12. 4 C PEN 4. 0 515 19 82. 6 0. 8 10. 5 D Mylar 12. 0 628 15 82. 6 1. 6 18. 9 太阳帆采用碳纤维复合材料(CFRP),4 根沿正 方形对角线分布的各长 14 m 的支撑杆。 通过树脂注 射成型(RI)技术,由超薄的碳纤维织物浸渍聚合物 树脂溶液,首先得到单层预浸料厚度只有 10 μm 数 量级的预浸料,成型后得到两条截面为 Ω 形状的柔 性超薄板带;将其两个边缘进行粘接,成为管状的支 撑杆材料。 这种支撑杆可以卷曲缠绕在中心轴上。 为了进一步提高支撑杆的耐热性能和空间稳定性,拓 宽应用范围,DLR 的研究人员还开发出表面包覆 Kapton 薄膜的 CFRP 支撑杆(图 3) [ 6] 。 图 3 可展开的 CFRP 支撑杆材料 Fig. 3 Deployable CFRP boom materials (b)图为有、无 Kapton 包覆的支撑杆对比 为了便于支撑杆充气刚化,可将厚度为 12 μm 的气密性薄膜袋装填在中空的支撑杆管中(类似于 车内胎的作用)。 当展开时向其中充气,使支撑杆逐 步展开,使支撑杆在展开后具有足够的刚度。 表 2 是 支撑杆的部分技术参数。 表 2 CFRP 支撑杆的刚度和弯曲力矩1) Tab. 2 Stiffness and buckling moments of CFRP booms 刚度 方向 非线性有限元 分析结果/ N·m 2 弯曲力矩 方向 非线性有限元 分析结果/ N·m EIx 5113 Mx 69. 6 EIy 5559 My 46. 9 EIz 2539 Mz 23. 5 注:1)x = bending about curved stiffeners; y = bending about the plane flanges;z = torsion. 宇航材料工艺 http: / / www. yhclgy. com 2013 年 第 4 期 — 25 —
DLR支撑杆采用T00/环氧(E1=230GPa)和GEO卫星和NASA的材料评估任务 M30/环氧(E1=294GPa)复合材料。目前,已经对这 些材料进行了静态拉伸、脱气及热/真空老化测试 2.2 Ikaros太阳帆10 Ikaros是日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)研 制的太阳帆飞船。2010年,Iaos成功在空间展开, 成为世界上首个试飞成功的太阳帆飞船。 Ikaros采用边长约为14m的正方形薄膜帆,质 量约300kg,表面5%的面积贴覆着柔性薄膜太阳能 图5 Nano sail-D支撑材料 电池组件(图4)。 Ikaros的帆面采用了两种聚酰亚胺薄膜材料,厚 度均为75pm(表3),聚酰亚胶-2薄膜由芳香族四支撑杆,由美国空军研究实验室研制可以绕在轴上, 其储存的形变能量提供了支撑杆和帆面展开的驱动 通过热压实现2层薄膜的自身粘接。 力(图5和图6)。 Nanosail-D仅限于小型卫星通信 顶端物 和地球轨道应用。 尘埃计数器 系链 薄膜太阳电池 液晶器件 图4 Ikaros太阳帆的结构 图6 Nano sail-D外观 Fig 4 Structure of lkaros solar sail 在靠近 Ikaros帆面边缘的地方装备有若干个液 Fig 6 Appearance of Nano Sail-D 2.4ATK和L' Garde的太阳帆2,1 晶组件,通过电流的通断改变其透光状态,从而产生 NASA授权 ATK Space Systems和L' Garde ine 转动力矩,以控制太阳帆的方向。 表3 lkaros太阳帆采用的聚酰亚胺薄膜材料 分别开展边长20m太阳帆的研制项目,两家研制的 Tab 3 Polyimides used in Ikaros solar sail 太阳帆尺寸均为20m×20m,采用四根14m长的支 撑架(图7)。 材料弹性模断裂强断裂伸厚度/面积质量/铝膜厚 ATK采用的帆面材料为2μm厚的CP1聚酰亚 量/GPa度/MPa长率/%mm2kg度/m胺薄膜,正面镀有100mm的铝,背面无镀层;而L 聚酰亚胺13.82637475~8.5144.31.6480 聚酰亚胺23.2132907.5~8.519.40.206>80 Garde采用的帆面材料为2μm厚的 Mylar聚酯薄膜, 正面为100mm的铝镀层,背面为20mm的铬镀层。 2.3 Nano sail-D太阳帆 这两种材料均通过了地面试验和空间飞行的验证,在 美国NASA开发的 Nano Sail-D太阳帆属于小长期暴露试验中虽然可能有强度上的损失,但由于作 型项目。2010年11月发射升空,成功进入近地轨道用在太阳帆上的力足够低,所以能够满足太阳帆飞行 并进行了展开实验。 的要求 Nano sail-D的帆面薄膜材料采用了2.0μm厚 两种太阳帆支撑架采用了不同的展开机理 的CP聚酰亚胺溥膜,正面镀有100m的铝箔,帆面ATK采用一种碳纤维复合材料制成的纤细的桅杆结 积约10m2。CP薄膜是高透明性含氟聚酰亚胺材构(mat),可将展开后142m长度的桅杆支撑架卷 料,由 Man Tech SRS公司制造,其使用温度从低温到曲压缩至12cm,压缩率可达0.85%。支撑架展开后 200℃以上,具有优异的耐紫外线辐射性能,而且具有截面直径大约为40cm,线密度为70g/m。这种设计 热封接性,已经通过了一系列地面性能验证(紫外 除了利用碳纤维复合材料自身的强度外,更多地依靠 电子辐射、质子和微流星体等),并应用于一些商用了结构的设计强度。 宇航材料工艺http∥www.yhelgy.com2013年第4期
DLR 支撑杆采用 T300 / 环氧(Ef = 230 GPa) 和 M30 / 环氧(Ef = 294 GPa)复合材料。 目前,已经对这 些材料进行了静态拉伸、脱气及热/ 真空老化测试。 2. 2 Ikaros 太阳帆[9-10] Ikaros 是日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)研 制的太阳帆飞船。 2010 年,Ikaros 成功在空间展开, 成为世界上首个试飞成功的太阳帆飞船。 Ikaros 采用边长约为 14 m 的正方形薄膜帆,质 量约 300 kg,表面 5% 的面积贴覆着柔性薄膜太阳能 电池组件(图 4)。 Ikaros 的帆面采用了两种聚酰亚胺薄膜材料,厚 度均为 7. 5 μm(表 3),聚酰亚胺-2 薄膜由芳香族四 酸二酐(a-ODPA)制备,具有优良的热封接性,可以 通过热压实现 2 层薄膜的自身粘接。 图 4 Ikaros 太阳帆的结构 Fig. 4 Structure of Ikaros solar sail 在靠近 Ikaros 帆面边缘的地方装备有若干个液 晶组件,通过电流的通断改变其透光状态,从而产生 转动力矩,以控制太阳帆的方向。 表 3 Ikaros 太阳帆采用的聚酰亚胺薄膜材料 Tab. 3 Polyimides used in Ikaros solar sail 材料 弹性模 量/ GPa 断裂强 度/ MPa 断裂伸 长率/ % 厚度/ μm 面积/ m 2 质量/ kg 铝膜厚 度/ nm 聚酰亚胺 1 3. 8 263 74 7.5 ~8.5 144. 3 1. 64 80 聚酰亚胺 2 3. 2 132 90 7.5 ~8.5 19. 4 0. 206 > 80 2. 3 Nano Sail-D 太阳帆[2,11-12] 美国 NASA 开发的 Nano Sail-D 太阳帆,属于小 型项目。 2010 年 11 月发射升空,成功进入近地轨道 并进行了展开实验。 Nano Sail-D 的帆面薄膜材料采用了 2． 0 μm 厚 的 CPI 聚酰亚胺薄膜,正面镀有 100 nm 的铝箔,帆面 积约 10 m 2 。 CPI 薄膜是高透明性含氟聚酰亚胺材 料,由 ManTech SRS 公司制造,其使用温度从低温到 200℃以上,具有优异的耐紫外线辐射性能,而且具有 热封接性,已经通过了一系列地面性能验证(紫外、 电子辐射、质子和微流星体等),并应用于一些商用 GEO 卫星和 NASA 的材料评估任务。 图 5 Nano Sail-D 支撑材料 Fig. 5 Boom materials for Nano Sail-D Nano Sail-D 支撑杆是一种可卷曲的人字形金属 支撑杆,由美国空军研究实验室研制,可以绕在轴上, 其储存的形变能量提供了支撑杆和帆面展开的驱动 力(图 5 和图 6)。 NanoSail-D 仅限于小型卫星通信 和地球轨道应用。 图 6 Nano Sail-D 外观 Fig. 6 Appearance of Nano Sail-D 2. 4 ATK 和 L’Garde 的太阳帆[2,11-15] NASA 授权 ATK Space Systems 和 L’Garde Inc. 分别开展边长 20 m 太阳帆的研制项目,两家研制的 太阳帆尺寸均为 20 m × 20 m,采用四根 14 m 长的支 撑架(图 7)。 ATK 采用的帆面材料为 2 μm 厚的 CP1 聚酰亚 胺薄膜,正面镀有 100 nm 的铝,背面无镀层;而 L’ Garde 采用的帆面材料为 2 μm 厚的 Mylar 聚酯薄膜, 正面为 100 nm 的铝镀层,背面为 20 nm 的铬镀层。 这两种材料均通过了地面试验和空间飞行的验证,在 长期暴露试验中虽然可能有强度上的损失,但由于作 用在太阳帆上的力足够低,所以能够满足太阳帆飞行 的要求。 两种太阳帆支撑架采用了不同的展开机理。 ATK 采用一种碳纤维复合材料制成的纤细的桅杆结 构(mast),可将展开后 14. 2 m 长度的桅杆支撑架卷 曲压缩至 12 cm,压缩率可达 0. 85% 。 支撑架展开后 截面直径大约为 40 cm,线密度为 70 g / m。 这种设计 除了利用碳纤维复合材料自身的强度外,更多地依靠 了结构的设计强度。 — 26 — 宇航材料工艺 http: / / www. yhclgy. com 2013 年 第 4 期
(a)ALK研制样品 (b)L' Garde研制样品 图720m×20m太阳帆 Fig 7 20 mx20 m solar sail (a)展开时 (b)展开后 图8ATK研制的桅杆式支撑结构 Fig8 The mast structures of atk solar sail L' Garde采用可充气式的管状支撑杆结构。主提高横梁的剪切载荷。支撑杆整体的线密度可达36 体材料采用沿伸展方向的单向纤维复合材料浸渍树g/m,显著低于ATK太阳帆的。 脂为一种低温硬化(Cold- Temperature Rigidizable)的3正在研制的太阳帆新材料 树脂,可以在-20℃下实现硬化。支撑杆外部表面有 美国 William and Mary大学研究了一种一步法合成 Kaylar纤维螺线型的包裹,以对单向纤维结构进行加表面覆有银箔的聚酰亚胺薄膜,其合成路线见图9。 固;内部表面采用 Kapton和 Mylar薄膜进行封装,以 Poly(amie acid) solution added Films east and thermally cured -CH3+ 6FDA/4-BDAF poly(amie acid) A h+ ch3cooH Heat -2 Ho(hexafluoroace pKa=4.75 cast film metallized silver-6FDA/4-BDAF polyimide film 图9表面金属化的聚酰亚胺薄膜的合成 ig. 9 Synthesis of surface-metallized polyimide film 将 AghA和6FDA4-BDAF聚酰胺酸的DMAc采用不同的表征方式对比了不同热处理温度下得到的 溶液混合,加热至300℃固化,得到了高反射率、表面金薄膜的反射率,发现在275-300℃固化得到的薄膜反 属化、柔性的聚酰亚胺薄膜,其中的银含量很低。实验射率最高,可以达到约90%,300℃继续处理将导致薄 宇航材料工艺htp:∥/ww.sheley.com2013年第4期
图 7 20 m×20 m 太阳帆 Fig. 7 20 m×20 m solar sail 图 8 ATK 研制的桅杆式支撑结构 Fig. 8 The mast structures of ATK solar sail L’Garde 采用可充气式的管状支撑杆结构。 主 体材料采用沿伸展方向的单向纤维复合材料,浸渍树 脂为一种低温硬化(Cold-Temperature Rigidizable) 的 树脂,可以在-20℃ 下实现硬化。 支撑杆外部表面有 Kavlar 纤维螺线型的包裹,以对单向纤维结构进行加 固;内部表面采用 Kapton 和 Mylar 薄膜进行封装,以 提高横梁的剪切载荷。 支撑杆整体的线密度可达 36 g / m,显著低于 ATK 太阳帆的。 3 正在研制的太阳帆新材料 美国 William and Mary 大学研究了一种一步法合成 表面覆有银箔的聚酰亚胺薄膜[16] ,其合成路线见图9。 图 9 表面金属化的聚酰亚胺薄膜的合成 Fig. 9 Synthesis of surface-metallized polyimide film 将 AgHFA 和 6FDA/ 4-BDAF 聚酰胺酸的 DMAc 溶液混合,加热至 300℃固化,得到了高反射率、表面金 属化、柔性的聚酰亚胺薄膜,其中的银含量很低。 实验 采用不同的表征方式对比了不同热处理温度下得到的 薄膜的反射率,发现在 275 ~ 300℃固化得到的薄膜反 射率最高,可以达到约 90% ,300℃继续处理将导致薄 宇航材料工艺 http: / / www. yhclgy. com 2013 年 第 4 期 — 27 —
膜的反射率降低。所得到的表面银化的聚酰亚胺薄膜 [1] Leipold M, et al. Solar sail technology development and 具有良好的热稳定性,而且可保持其固有力学性能,有 demonstration[ Acta astronautica,2003,52(2/6):317-326 望应用于包括太阳帆在内的空间飞行器。 [2]Johnson L, et al. Status of solar sail technology within 德国和澳大利亚的研究人员研究了一种可以在MASA[J. Advances in Space Research,01,48(11):1687-164 近地轨道进行光聚合的复合材料。可充气式的支 3] Albarado T L, et al. Electron exposure measurements of 撑架结构在展开前较柔软以便进行储藏,而展开后需 candidate solar sail materials[J]. Journal of Solar Energy Eng eering-Transactions of the Asme, 2005, 127(1): 125 要具有一定的强度以对太阳帆进行支撑。对材料进 [4fernandezJM,LappasVj,Daton-lovettAj.com- 行钢化处理的一个较理想方法是在空间环境中材料plt tely stripped solar sail concept using bi-stable reeled composite 的化学聚合,而在这种环境下的聚合反应会受到各种 booms[]. Acta astronautica,2011,69(1/2):78-85 因素的影响,包括微重力条件、高真空、原子氧、紫外 [5] Straubel B J M, Wiedemann M. Ultralight deployable 辐射、热循环、高能电子等。研究人员模拟了近地轨 booms for solar sails and other large gossamer structures in space 道的空间环境对可充气式结构的光聚合进行了各种[], Acta Astronaut,0168(7/):94-92 影响因素的试验和分析。实验采用的材料是紫外固 ses and tests for the cfrp booms of a solar sail [c]//European 化树脂R36-43X以及R43R53R36/38组分的混合 Spacecraft Structures, Materials and Mechanical 物,增强纤维采用玻纤织物。模拟结果显示,在温度 Testing, 2002, CNES, Toulouse, France 辐照等因素的共同作用下,复合材料的模量发生显著 [7] Herbeck L, et al. Development and test of deployable 变化,可以发生高效率的光引发聚合反应,从而使支ulma- lightweight cfrp- booms for a solar sail[CJ∥ European Con- 撑材料得到硬化处理。这种技术可以用于地球轨道 ference on Spacecraft Structures, Materials and Mechanical Tes 大尺寸的充气式结构,尤其是太阳帆的支撑结构。 ting, Proceedings, 2001, 468: 107-112 4空间环境对太阳帆材料的影响 [8 Leipold M H, Sickinger R C. Large sar membrane anten- 在宇宙的空间环境中存在着各种来源的辐射和不 ightweight deployable booms[C]//28 ESA Antenna 利于材料的环境因素,包括电子辐射,紫外辐照,原子氧 Workshop on Space Antenna Systems and Technologies 2005 ESA/ESTEC 侵蚀等。作为实际应用的太阳帆,必须要考虑到这些因 sail demonstra- 素的影响。 NASA Mashall研究中心的研究人员对几种 tion by IKAROS[c]/∥27 International Symposium on Space 太阳帆候选材料的电子辐射耐受性进行了研究 Technology and Science 2009, Tsukuba 实验条件采用了低能电子测试系统,可以模拟空 [ 10] Tsuda Y, et al. Flight status of IKAROS deep space solar 间环境中的电子辐射。采用95keV的电子射线能量 ail demonstrator[J]. Acta Astronautica,01,69(910):833-840 验试验结果表明,镀铝 Kapton薄膜在95keV电子 tion mission[J]. Acta Astronautica,201.08(5/6):55 对两种表面镀铝的薄膜材料(表4)进行模拟暴露试 1] Johnson L, et al. 辐照能量和辐照总通量约为706Mrad的条件下,材 [12] Johnson L, Young R M, Montgomery E E. Recent ad- 料的性能没有产生明显的变化,而镀铝 Mylar薄膜在 ances in solar sail propulsion systems at NASA[J]. Acta Astro- nautica,2007,61(1/6):376-382 相同条件下其性能很明显地发生劣化,表明聚酰亚胺 [13 Murphy D M, et al. Demonstration of a 20-m Solar 薄膜比 Mylar聚酯薄膜具有更好的耐电子辐射性。 Sail System[c]//46 th AIAA/ ASME/ASCE/AHS/ASC Struc- 表4太阳帆面材料的参数 tures, Structural Dynamics Materials Conference 2005, Austin Tab. 4 Some parameters for materials of sail membranes Texas 试样基底材料基底厚度/正面铝镀背面铝镀 [14] Johnson L, et al. Solar sail propulsion: enabling new 层厚度/1 厚度/ apabilities for heliophysics[ R]. 2010 NASA Technical Report 2.550 [15] Young R M, Adams C L TRL assessment of solar sail technology development following the 20-meter system ground dem- 5结语 onstrator[R]. Hardware Testing, 2010, NASA, Technical Report 随着太阳帆技术的快速发展,国外正在加大力度 [16] Davis L M, et al. Silver-polyimide nanocomposite mem- 研制更加轻质、反射率更高、超大面积的太阳帆材料 branes. macromolecular-matrix-mediated metallization of an aro- 制备技术开展一些理论研究。随着未来太空资源竞争200,103(4):20y< wielding highly reflective films at low 而国内相关研究还比较少,目前只针对太阳帆材料的mti, urinated polyimide metal concentrations[J]. Journal of Applied Polymer Science 的逐步加剧,太阳帆航天器作为一种新型的航天器将 [17] Kondyurin A B, Vogel L R Photopolymerisation of 发挥极其重要的作用。因此,加大太阳帆材料的研制 posite material in simulated free space environment at low 力度,对于新一代太阳帆飞行器的发展具有重要意义。 earth orbital flight[J]. European Polymer Journal,2006,42 参考文献 (10):2703-2714 编辑吴坚) 宇航材料工艺htp://ww.yhelgy.com2013年第4期
膜的反射率降低。 所得到的表面银化的聚酰亚胺薄膜 具有良好的热稳定性,而且可保持其固有力学性能,有 望应用于包括太阳帆在内的空间飞行器。 德国和澳大利亚的研究人员研究了一种可以在 近地轨道进行光聚合的复合材料[17] 。 可充气式的支 撑架结构在展开前较柔软以便进行储藏,而展开后需 要具有一定的强度以对太阳帆进行支撑。 对材料进 行钢化处理的一个较理想方法是在空间环境中材料 的化学聚合,而在这种环境下的聚合反应会受到各种 因素的影响,包括微重力条件、高真空、原子氧、紫外 辐射、热循环、高能电子等。 研究人员模拟了近地轨 道的空间环境,对可充气式结构的光聚合进行了各种 影响因素的试验和分析。 实验采用的材料是紫外固 化树脂 R36-43Xi 以及 R43 R53 R36 / 38 组分的混合 物,增强纤维采用玻纤织物。 模拟结果显示,在温度、 辐照等因素的共同作用下,复合材料的模量发生显著 变化,可以发生高效率的光引发聚合反应,从而使支 撑材料得到硬化处理。 这种技术可以用于地球轨道 大尺寸的充气式结构,尤其是太阳帆的支撑结构。 4 空间环境对太阳帆材料的影响 在宇宙的空间环境中,存在着各种来源的辐射和不 利于材料的环境因素,包括电子辐射,紫外辐照,原子氧 侵蚀等。 作为实际应用的太阳帆,必须要考虑到这些因 素的影响。 NASA Mashall 研究中心的研究人员对几种 太阳帆候选材料的电子辐射耐受性进行了研究[3] 。 实验条件采用了低能电子测试系统,可以模拟空 间环境中的电子辐射。 采用 95 keV 的电子射线能量 对两种表面镀铝的薄膜材料(表 4)进行模拟暴露试 验,试验结果表明,镀铝 Kapton 薄膜在 95 keV 电子 辐照能量和辐照总通量约为 706 Mrad 的条件下,材 料的性能没有产生明显的变化,而镀铝 Mylar 薄膜在 相同条件下其性能很明显地发生劣化,表明聚酰亚胺 薄膜比 Mylar 聚酯薄膜具有更好的耐电子辐射性。 表 4 太阳帆面材料的参数 Tab. 4 Some parameters for materials of sail membranes 试样 基底材料 基底厚度/ μm 正面铝镀 层厚度/ nm 背面铝镀 层厚度/ nm A Mylar 2. 5 50 50 B Kapton 8. 0 30 20 5 结语 随着太阳帆技术的快速发展,国外正在加大力度 研制更加轻质、反射率更高、超大面积的太阳帆材料; 而国内相关研究还比较少,目前只针对太阳帆材料的 制备技术开展一些理论研究。 随着未来太空资源竞争 的逐步加剧,太阳帆航天器作为一种新型的航天器将 发挥极其重要的作用。 因此,加大太阳帆材料的研制 力度,对于新一代太阳帆飞行器的发展具有重要意义。 参考文献 [1] Leipold M, et al. Solar sail technology development and demonstration[J]. Acta Astronautica,2003,52(2 / 6):317-326 [2] Johnson L, et al. Status of solar sail technology within NASA[J]. Advances in Space Research,2011,48(11):1687-1694 [3] Albarado T L,et al. Electron exposure measurements of candidate solar sail materials[ J]. Journal of Solar Energy Engineering-Transactions of the Asme,2005,127(1):125-130 [4] Fernandez J M, Lappas V J,Daton-Lovett A J. Completely stripped solar sail concept using bi-stable reeled composite booms[J]. Acta Astronautica,2011,69(1 / 2):78-85 [5] Straubel B J M, Wiedemann M. Ultralight deployable booms for solar sails and other large gossamer structures in space [J]. Acta Astronautica,2011,68(7 / 8):984-992 [6] Christoph Sickinger L H. Deployment strategies, analyses and tests for the cfrp booms of a solar sail [ C] ∥European Conference on Spacecraft Structures, Materials and Mechanical Testing,2002,CNES,Toulouse, France [7] Herbeck L, et al. Development and test of deployable ultra-lightweight cfrp-booms for a solar sail[C]∥European Conference on Spacecraft Structures, Materials and Mechanical Testing, Proceedings,2001,468:107-112 [8] Leipold M H,Sickinger R C. Large sar membrane antennas with lightweight deployable booms [ C] ∥28 th ESA Antenna Workshop on Space Antenna Systems and Technologies 2005, ESA/ ESTEC [9] Mori O H,Funase S R. First solar power sail demonstration by IKAROS [ C] ∥27 th International Symposium on Space Technology and Science 2009, Tsukuba [10] Tsuda Y, et al. Flight status of IKAROS deep space solar sail demonstrator[J]. Acta Astronautica,2011,69(9/ 10):833-840 [11] Johnson L, et al. NanoSail-D:A solar sail demonstration mission[J]. Acta Astronautica,2011,68(5 / 6):571-575 [12] Johnson L,Young R M,Montgomery E E. Recent advances in solar sail propulsion systems at NASA[J]. Acta Astronautica,2007,61(1 / 6):376-382 [13] Murphy D M, et al. Demonstration of a 20 -m Solar Sail System [ C] ∥ 46 th AIAA/ ASME/ ASCE/ AHS / ASC Structures, Structural Dynamics & Materials Conference 2005, Austin, Texas [14] Johnson L,et al. Solar sail propulsion: enabling new capabilities for heliophysics[R]. 2010 NASA Technical Report [15] Young R M,Adams C L. TRL assessment of solar sail technology development following the 20-meter system ground demonstrator[R]. Hardware Testing,2010,NASA,Technical Report [16] Davis L M,et al. Silver-polyimide nanocomposite membranes:macromolecular-matrix-mediated metallization of an aromatic, fluorinated polyimide yielding highly reflective films at low metal concentrations [ J]. Journal of Applied Polymer Science, 2007,103(4):2409-2418 [17] Kondyurin A B, Vogel L R. Photopolymerisation of composite material in simulated free space environment at low earth orbital flight [ J ]. European Polymer Journal, 2006, 42 (10):2703-2714 (编辑 吴坚) — 28 — 宇航材料工艺 http: / / www. yhclgy. com 2013 年 第 4 期