沈自才，牟永強(qiáng)，張 帆

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點試驗室，北京 100094）

0 引言

在有限的運(yùn)載能力條件下，充分提高航天器的效能，是航天器研制工作的一個重要發(fā)展方向。輕型展開結(jié)構(gòu)具有成本低廉、存儲體積小、重量輕、可靠性高等優(yōu)點，能夠?qū)崿F(xiàn)傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)很難達(dá)到的性能，從而成為空間研究和開發(fā)的熱點。

航天器展開結(jié)構(gòu)主要應(yīng)用在大型天線、遮光罩、大型太陽能電池帆板、太陽帆等大型航天器上[1-5]，薄膜材料是該結(jié)構(gòu)的重要組成部分。同時，薄膜材料也是航天器熱控系統(tǒng)-外露熱控涂層的主要基體材料。然而，由于長期直接暴露在航天器表面，薄膜材料受到空間環(huán)境綜合作用的威脅，其力學(xué)性能可能會發(fā)生退化甚至失效。哈勃太空望遠(yuǎn)鏡的表面熱控薄膜出現(xiàn)了破裂，并由宇航員出艙修復(fù)[6]。因此，有必要加強(qiáng)航天器薄膜材料的力學(xué)性能評價研究。

與國外相比[7]，國內(nèi)的研究剛剛開展[8-9]，尚缺乏對其性能退化及機(jī)理的系統(tǒng)研究。

文章對目前航天器上廣泛采用的聚酰亞胺（PI）薄膜，以質(zhì)子輻照地面模擬試驗研究為對象，從材料自身性能、樣品加工、力學(xué)性能測試，以及試驗參數(shù)控制等角度，研究誤差可能對力學(xué)性能評價試驗帶來的影響，并給出控制措施。

1 誤差來源

在航天器用薄膜材料空間環(huán)境力學(xué)性能退化研究過程中，由于薄膜材料自身性質(zhì)、試驗參數(shù)等原因，可對其宏觀性能分析帶來影響。造成航天薄膜材料力學(xué)性能評價的誤差來源主要有：（1）薄膜材料樣品加工質(zhì)量；（2）薄膜本身微觀結(jié)構(gòu)；（3）空間環(huán)境試驗參數(shù)；（4）拉伸測試參數(shù)。

2 誤差分析

針對航天薄膜材料力學(xué)性能評價中可能引入誤差的來源，分析如下：

（1）薄膜材料樣品加工質(zhì)量

國標(biāo)GB13022-91《塑料、薄膜拉伸性能試驗方法》對薄膜材料的力學(xué)性能拉伸樣品制備進(jìn)行了規(guī)定，但薄膜材料試驗樣品在加工過程中，可能存在切割邊緣的毛刺、微裂口等，會引起拉伸過程中從有毛刺的地方斷裂，從而導(dǎo)致拉伸出現(xiàn)巨大的誤差。

（2）薄膜本身微觀結(jié)構(gòu)

在生產(chǎn)聚合物薄膜時，宏觀上由于薄膜軋制方向不同，微觀上聚合物的分子鏈排列和延伸的方向也不同。這可能會導(dǎo)致薄膜在不同方向上物理和化學(xué)性質(zhì)不同。以美國杜邦公司為代表的高端制造企業(yè)采用雙向拉伸工藝，但薄膜在經(jīng)緯向均一性仍存在一定差異，從而可對其力學(xué)性能帶來方向性影響。

（3）空間環(huán)境試驗參數(shù)

薄膜材料空間環(huán)境效應(yīng)試驗參數(shù)的選取對其力學(xué)性能有著較大影響，一方面，在空間環(huán)境效應(yīng)地面模擬試驗過程中，若采用過高的加速倍率，可能會對薄膜材料的力學(xué)性能拉伸帶來較大的影響[9]；另一方面，溫度的選擇可對試驗結(jié)果帶來較大的差異，這主要是由于溫度可造成薄膜材料分子結(jié)構(gòu)或鍵能發(fā)生一些變化。

（4）拉伸測試參數(shù)

薄膜材料在拉伸試驗過程中，拉伸速率可能對薄膜的力學(xué)性能測試結(jié)果帶來影響[8]。同時，如果拉伸試驗裝置上下夾具不在一個平面上，或者樣品拉伸方向有一定的傾斜角度等，也會對力學(xué)性能的拉伸帶來誤差。

3 誤差評估

3.1 樣品加工質(zhì)量帶來的誤差

根據(jù)國標(biāo)GB13022-91《塑料、薄膜拉伸性能試驗方法》，在薄膜材料力學(xué)性能研究過程中，可使用專用裁刀將薄膜裁制成15 mm×150 mm的長條型。但由于薄膜樣品的切割邊緣可能會存在毛刺等缺陷，成為拉伸過程中斷裂的來源，進(jìn)而會對其力學(xué)性能的測試帶來誤差。

因此，應(yīng)該在薄膜樣品加工完成后，利用照明放大鏡等輔助工具，檢測薄膜樣品切割邊緣的質(zhì)量，剔除有毛刺等微觀缺陷的樣品。

3.2 薄膜各向異性帶來的誤差

由于聚合物薄膜生產(chǎn)軋制方向不同，微觀上聚合物的分子鏈排列延伸的方向不同，沿各方向上的力學(xué)性能也可能有所不同。在力學(xué)性能測試中必須要考慮薄膜力學(xué)性能的影響。

對未輻照的PI薄膜（厚度為25μm）進(jìn)行平行拉伸（y方向）和垂直拉伸（x方向）的對比試驗，如圖1所示，每組10個樣品，取其試驗結(jié)果的平均值作為最終結(jié)果，拉伸試驗結(jié)果如表1所列。

圖1 拉伸方向示意圖

表1 垂直方向與平行方向拉伸試驗結(jié)果對比

由表1可知，PI薄膜的抗拉強(qiáng)度，在沿著與軋制方向的平行方向拉伸結(jié)果要明顯高于與軋制方向的垂直方向拉伸結(jié)果，其平行方向的抗拉強(qiáng)度比垂直方向的抗拉強(qiáng)度約高15%。從微觀上可推測分子鏈主鏈延伸的方向是沿平行拉伸的方向即軋制方向。

假設(shè)平行方向的最大載荷拉力為F1，垂直方向的最大載荷拉力為F2，實際拉伸方向與平行方向的夾角為θ，且F1>F2，則理論上的拉力為：

薄膜拉力理論示意圖如圖2所示。

圖2 薄膜拉力分析圖

因此在薄膜材料力學(xué)性能拉伸試驗中，為了消除薄膜的各向異性對力學(xué)性能的影響，薄膜樣品沿相同的方向進(jìn)行拉伸，建議拉伸方向為分子主鏈延伸方向的垂直方向。

3.3 模擬試驗誤差

在開展空間環(huán)境下薄膜材料力學(xué)性能退化模擬試驗過程中，試驗參數(shù)的選取與控制是力學(xué)性能研究的重要環(huán)節(jié)，包括加速倍率的選取、輻照均勻性的控制、溫度的選取與控制等。因此，有必要開展試驗參數(shù)對薄膜材料力學(xué)性能的影響研究，提高試驗參數(shù)監(jiān)測的精確度和輻照的均勻性，以控制空間環(huán)境下薄膜材料的力學(xué)性能退化研究的誤差。

以試驗溫度對聚酰亞胺（PI）薄膜材料力學(xué)性能影響研究為例，采用質(zhì)子輻照總注量為5×1014p/cm2，通量為6.34×109p/cm2/s。分別在溫度為-30℃、15℃和55℃下進(jìn)行輻照，輻照后薄膜材料的抗拉強(qiáng)度和斷裂伸長率變化如圖3所示。

圖3 溫度對PI薄膜材料力學(xué)性能退化的影響

由圖3中可知，在一定溫度范圍內(nèi)，薄膜在高溫時的抗拉強(qiáng)度和斷裂伸長率大于低溫輻照后的結(jié)果。說明薄膜在低溫輻照的過程中比高溫輻照時力學(xué)性能退化略微明顯，低溫輻照下更容易變脆、變硬、韌性下降。

以15℃溫度下的質(zhì)子輻照PI薄膜試驗結(jié)果為參考基準(zhǔn)，-30℃和55℃溫度環(huán)境下，PI薄膜的抗拉強(qiáng)度的絕對誤差分別為1.81%和3.8%，斷裂伸長率的絕對誤差分別為0.68%和0.81%。但在空間環(huán)境中，航天器經(jīng)常處于高低溫交變的環(huán)境中，高溫和低溫可達(dá)±200℃。因此還需要進(jìn)一步研究極端高溫、極端低溫及高低溫交變對薄膜力學(xué)性能的退化影響，尤其是極端低溫對薄膜材料力學(xué)性能的影響。

3.4 薄膜材料拉伸試驗誤差

在薄膜材料拉伸試驗過程中，可對其帶來拉伸誤差的主要有夾具應(yīng)力誤差、拉伸方向與薄膜樣品存在角度以及上下夾具不在一個平面等。

3.4.1 夾具應(yīng)力誤差

由于樣品裝載過程中可能出現(xiàn)樣品平面與上下夾具平面不平行，在拉伸過程中造成應(yīng)力集中。拉伸至斷裂時會出現(xiàn)中間斷裂、上夾具邊緣處斷裂、下夾具邊緣處斷裂三種情況，如圖4所示。

（1）中間部位斷裂:斷裂位置在上下夾具的中部，基本可以認(rèn)為能夠反應(yīng)薄膜斷裂的真實情況；

（2）靠近上夾具邊緣斷裂：在拉伸過程中由于裝載時薄膜表面與上下夾具表面不平行，薄膜平面出現(xiàn)扭曲，導(dǎo)致拉伸過程應(yīng)力集中而發(fā)生斷裂，并不能反映薄膜斷裂的真實情況；

（3）靠近下夾具邊緣斷裂：在拉伸過程中由于裝載時薄膜表面與上下夾具表面不平行，薄膜平面出現(xiàn)扭曲，導(dǎo)致拉伸過程應(yīng)力集中而發(fā)生斷裂，與靠近上夾具邊緣斷裂類似，同樣不能反映薄膜斷裂的真實情況。

從薄膜斷裂處可以看出，只有在中部斷裂的情況可以反應(yīng)出薄膜力學(xué)性能退化的真實情況，因此，在試驗過程中，應(yīng)該采用中間斷裂的薄膜樣品拉伸數(shù)值。

圖4 薄膜材料拉伸斷裂不同位置情況圖

3.4.2 薄膜拉伸方向與長度方向存在夾角

假設(shè)薄膜樣品的長度為L，寬度為b，厚度為d。拉伸方向與薄膜樣品在同一平面內(nèi)，且與薄膜長度方向的夾角為θ。薄膜樣品所受拉力為F，其應(yīng)為沿薄膜長度方向的拉力F1與所受拉力方向的垂直方向的橫向剪切力F2的合力。則有：

假設(shè)薄膜橫截面上受力是均勻的，則薄膜材料的理論抗拉強(qiáng)度σ0為：

但由于薄膜有一定的傾斜角度，因此，實際上的薄膜抗拉強(qiáng)度σ1為：

則誤差Δ大小為：

其誤差Δ與傾角θ之間的關(guān)系如圖5所示。

由圖5分析可知，傾角為8°時，誤差小于1%，傾角達(dá)到18°時，誤差達(dá)到5%，傾角達(dá)到25°時，誤差達(dá)到10%。因此，應(yīng)控制同一水平面傾角小于18°，當(dāng)傾角小于8°時，誤差可以忽略不計。

但如果剪切力導(dǎo)致薄膜在根部斷裂時，則樣品拉伸數(shù)據(jù)不可采用。

其橫向剪切力F2為：

圖5 薄膜抗拉強(qiáng)度誤差隨傾角的變化關(guān)系圖

由公式（5）和公式（7）可知，剪切力與拉力的比值為tanθ。

剪切力/拉力隨傾角的變化關(guān)系如圖6所示。

圖6 剪切力/拉力隨傾角的變化關(guān)系圖

由圖6分析可知，剪切力/拉力隨傾角的增大而增大；當(dāng)傾角為6°時，其比值約為0.1。

4 結(jié)論

通過以上分析可知，航天薄膜材料樣品加工質(zhì)量、薄膜本身微觀結(jié)構(gòu)、空間環(huán)境試驗參數(shù)、拉伸測試參數(shù)等可對其力學(xué)性能評價帶來影響，為此，可采取以下措施：

（1）采用光學(xué)照明放大鏡或其他手段，檢測并剔除邊緣有毛刺等微觀缺陷的樣品；

（2）為了消除薄膜的各向異性對力學(xué)性能的影響，薄膜樣品沿相同的方向進(jìn)行拉伸，建議拉伸方向為分子主鏈延伸方向的垂直方向；

（3）應(yīng)該采用拉伸試驗后中間斷裂的薄膜樣品的拉伸數(shù)值；

（4）應(yīng)將薄膜拉伸方向與長度方向之間的傾角控制在8°以內(nèi)，此時，力學(xué)性能誤差小于1%；

（5）當(dāng)薄膜拉伸方向與薄膜平面方向存在夾角時，也應(yīng)將薄膜拉伸方向與長度方向的夾角控制在8°以內(nèi)，此時，抗拉強(qiáng)度誤差也是小于1%。剪切力/拉力的比值隨傾角的增大而增大，當(dāng)傾角為6°時，其比值約為0.1；

（6）根據(jù)航天器在軌環(huán)境及理論分析，選取合適的地面模擬試驗參數(shù)如加速倍率、試驗溫度等，并進(jìn)一步開展試驗參數(shù)對薄膜材料力學(xué)性能退化的影響研究。

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