翟睿瓊，姜利祥，田東波，劉宇明，姜海富

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

隨著空間站、高分辨率對(duì)地觀測(cè)系統(tǒng)等低軌道長(zhǎng)壽命航天器的研制，低軌道空間環(huán)境對(duì)航天器外露材料的影響正逐步受到航天器設(shè)計(jì)人員的關(guān)注。美國(guó)宇航局（NASA）及世界各國(guó)的航天機(jī)構(gòu)先后投入了大量的資金和精力，開(kāi)展飛行搭載及地面試驗(yàn)研究，獲得了大量空間環(huán)境下材料性能退化的數(shù)據(jù)。

空間結(jié)構(gòu)材料中碳纖維增強(qiáng)的熱塑性樹(shù)脂基復(fù)合材料（FR/TPCM）不僅具有密度小、比強(qiáng)高、比模高、熱膨脹系數(shù)小等一系列優(yōu)異特性[1]，而且在抗沖擊能力、耐濕熱性等方面優(yōu)于目前廣泛使用的碳/環(huán)氧熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料，符合航天器復(fù)合材料未來(lái)發(fā)展的需求[2—4]，因而在航天領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景?？臻g環(huán)境適應(yīng)性是影響航天器結(jié)構(gòu)材料選用的重要因素。原子氧作為低地球軌道（Low Earth Orbit，LEO）環(huán)境中殘余大氣的主要成分，具有極強(qiáng)的活性，其高速撞擊在航天器表面會(huì)改變表面材料的光學(xué)和力學(xué)特性，因此它被認(rèn)為是造成航天器材料失效的主要環(huán)境因素之一[5—7]。國(guó)外對(duì)FR/TPCM的原子氧環(huán)境效應(yīng)研究以飛行試驗(yàn)為主要手段，獲得了大量數(shù)據(jù)，關(guān)于地面模擬試驗(yàn)方面的研究較少。

文中針對(duì)國(guó)外飛行試驗(yàn)中獲得的部分FR/TPCM性能數(shù)據(jù)進(jìn)行了整理、分析和研究，為我國(guó)低軌道空間材料暴露試驗(yàn)的開(kāi)展提供了依據(jù)。

1 FR/TPCM空間暴露試驗(yàn)簡(jiǎn)介

空間暴露試驗(yàn)?zāi)軌蜃尣牧辖?jīng)歷最真實(shí)的空間環(huán)境考驗(yàn)，因而具有很高的可信度與應(yīng)用價(jià)值。從20世紀(jì)80年代至今，國(guó)外航天機(jī)構(gòu)通過(guò)多次空間飛行任務(wù)開(kāi)展了材料的原子氧環(huán)境效應(yīng)研究[8]，主要包括長(zhǎng)期暴露試驗(yàn)裝置（LDEF）、材料與原子氧作用效應(yīng)試驗(yàn)（EOIM）、哈勃太空望遠(yuǎn)鏡（HST）以及其他一些飛行任務(wù)（如AOE）。其中，搭載有熱塑性樹(shù)脂基復(fù)合材料的飛行試驗(yàn)主要是LDEF，EOIM-Ⅲ，LDCE。

1.1 長(zhǎng)期暴露試驗(yàn)裝置

長(zhǎng)期暴露試驗(yàn)裝置（Long Duration Experiment Facility，LDEF）是截止目前在軌時(shí)間最長(zhǎng)的空間材料暴露試驗(yàn)裝置，其上搭載了上千種材料樣品，返回后獲取的大量數(shù)據(jù)是研究和掌握原子氧環(huán)境效應(yīng)最寶貴的數(shù)據(jù)體系[9]。對(duì)未來(lái)長(zhǎng)壽命高可靠航天器的研制具有十分重要的參考和研究?jī)r(jià)值。

LDEF由STS 41-C航天飛機(jī)于1984年發(fā)射入軌，軌道高度約470 km，在軌時(shí)間為69個(gè)月，其所經(jīng)歷的低地球軌道空間環(huán)境如下：10-6～10-7torr高真空，100～400 nm紫外輻照強(qiáng)度為4 500～14 500 esh，電子與質(zhì)子輻射強(qiáng)度約為2.5×105rads，原子氧束流密度約103～9.02×1021atoms/cm2，0.1～2.5 mm 的微流星與空間碎片數(shù)＞36 000個(gè)，宇宙射線約為6 rads，大約經(jīng)歷了34 000個(gè)溫度區(qū)間在-29～71℃的熱循環(huán)。LDEF在服役期內(nèi)保持一端對(duì)地定向，其上各個(gè)樣品的定位以排（1—12）和列（A—F）的形式給出，如圖1所示[10]。研究人員對(duì)LDEF不同位置處的原子氧（AO）積分通量和紫外輻射劑量進(jìn)行了分析計(jì)算，如圖2和圖3所示[11—12]。在NASA對(duì)LDEF原子氧積分通量計(jì)算時(shí)考慮了分子熱運(yùn)動(dòng)的影響，因而比早期的MSIS-86模型所預(yù)估出來(lái)的值要高一些。

圖1 LDEF定向Fig.1 LDEF orientation

圖2 LDEF上各個(gè)位置所遭受的原子氧劑量Fig.2 Atomic oxygen fluence at each LDEF tray location

圖3 LDEF上各個(gè)位置經(jīng)受的等效太陽(yáng)照射時(shí)間Fig.3 Equivalent sun hours at the end of the mission at each LDEF tray location

1.2 材料與原子氧作用效應(yīng)試驗(yàn)-Ⅲ與長(zhǎng)期暴露候選試驗(yàn)

材料與原子氧作用效應(yīng)試驗(yàn)-Ⅲ（Effects of Oxygen Interactions with Materials-Ⅲ，EOIM-Ⅲ）飛行任務(wù)由STS-46航天飛機(jī)于1992年搭載升空，軌道高度為229 km，在軌時(shí)間為42.5 h。試驗(yàn)裝置不同位置所經(jīng)受的原子氧劑量為1.0×1020～3.5×1020atom/cm2。除EOIM-Ⅲ外，STS-46上還搭載了多個(gè)試驗(yàn)有效載荷，其中包括長(zhǎng)期暴露候選試驗(yàn)（Long Duration Candidate Exposure，簡(jiǎn)稱(chēng)LDCE）等。

1.3 飛行試驗(yàn)中選取的FR/TPCM材料種類(lèi)

上述LDEF暴露試驗(yàn)和STS-46航天飛機(jī)飛行試驗(yàn)中搭載的FR/TPCM種類(lèi)和所經(jīng)受空間環(huán)境的相關(guān)信息見(jiàn)表1[11]。其中給出了原子氧環(huán)境、紫外環(huán)境、真空環(huán)境等3種環(huán)境因素，試驗(yàn)樣品涉及11種熱塑性復(fù)合材料。

2 FR/TPCM飛行試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 原子氧反應(yīng)率

來(lái)自LDEF和STS-46上暴露于原子氧環(huán)境中FR/TPCM試件的厚度損失見(jiàn)表2，并計(jì)算了相應(yīng)的原子氧反應(yīng)率。數(shù)據(jù)表明，LDEF長(zhǎng)期暴露飛行試驗(yàn)中，聚砜樹(shù)脂體系復(fù)合材料的原子氧反應(yīng)率大致在1×10-24cm3/atom左右；航天飛機(jī)短期暴露獲得的聚醚醚酮樹(shù)脂體系復(fù)合材料的反應(yīng)率大致在3×10-24cm3/atom左右。事實(shí)上，短期暴露主要是原子氧與表面樹(shù)脂基體的反應(yīng)，而經(jīng)過(guò)長(zhǎng)期暴露的復(fù)合材料，其表面樹(shù)脂基體受到嚴(yán)重剝蝕，大面積的纖維區(qū)暴露出來(lái)，因此長(zhǎng)期暴露的原子氧反應(yīng)率主要決定于碳纖維與原子氧的反應(yīng)率[10]。復(fù)合材料碳纖維的原子氧反應(yīng)率比樹(shù)脂基體低得多，因而，同種復(fù)合材料短期暴露試驗(yàn)獲得的原子氧反應(yīng)率通常比長(zhǎng)期暴露獲得的數(shù)值大。

表1 飛行試驗(yàn)中低軌暴露的碳/熱塑性樹(shù)脂基復(fù)合材料種類(lèi)Table 1 Composite carbon/thermoplastic resin materials exposed to the LEO environment

表2 碳/熱塑性樹(shù)脂基復(fù)合材料的原子氧反應(yīng)率Table 2 Atomic oxygen erosion rates for carbon/thermoplastic resin composite materials

飛行試驗(yàn)中搭載的熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料的原子氧反應(yīng)率見(jiàn)表3，數(shù)據(jù)顯示，熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料的原子氧反應(yīng)率大致在1×10-24cm3/atom左右?？梢哉J(rèn)為，熱塑性樹(shù)脂基復(fù)合材料與熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料的原子氧反應(yīng)率基本相當(dāng)。

2.2 力學(xué)性能退化

2.2.1 拉伸性能

碳纖維增強(qiáng)聚砜樹(shù)脂（P1700）基復(fù)合材料位于LDEF的迎風(fēng)面，經(jīng)受的原子氧積分通量為8.99×1021atoms/cm2。這些樣品采用±45°鋪層，避免了纖維方向?qū)煨阅軠y(cè)試結(jié)果的影響。樣品寬為1.27 cm或0.953 cm，長(zhǎng)為20.32 cm，厚度為0.4064～0.6096 mm。試驗(yàn)結(jié)果分析表明，拉伸強(qiáng)度的損失與材料厚度損失并不成線性關(guān)系。

表3 碳纖維增強(qiáng)熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料的原子氧反應(yīng)率Table 3 Atomic oxygen erosion rates for composite materials of carbon-reinforced thermoset resin

幾種碳纖維增強(qiáng)聚砜樹(shù)脂（P1700）基復(fù)合材料在LDEF長(zhǎng)期暴露試驗(yàn)后的極限拉伸強(qiáng)度和拉伸模量變化如圖4所示[13]。C3000/P1700和C6000/P1700復(fù)合材料試樣在空間環(huán)境中暴露后拉伸強(qiáng)度和拉伸模量都有一定程度的退化，下降幅度均在15%～30%之間。同樣條件下的T300/934和T300/5208碳纖維/熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料在飛行試驗(yàn)后，拉伸強(qiáng)度下降了45%～65%，拉伸模量下降了20%～33%。

圖4 LDEF飛行試驗(yàn)對(duì)碳/聚砜樹(shù)脂復(fù)合材料力學(xué)性能的影響Fig.4 Effects of LDEF flight exposure on the mechanical property of carbon/polysulfone composite materials

織物T300/P1700聚砜樹(shù)脂復(fù)合材料拉伸樣品位于LDEF背風(fēng)面的D3位置，所經(jīng)受的原子氧劑量為1.32×1017atoms/cm2。飛行試驗(yàn)前后該樣品的拉伸強(qiáng)度和拉伸模量測(cè)試數(shù)據(jù)見(jiàn)表4。由于該樣品經(jīng)受的原子氧劑量較小，因此在飛行試驗(yàn)后拉伸性能沒(méi)有明顯的下降。

表4 [0，90]方向T300/P1700復(fù)合材料的拉伸性能Table 4 Tensile property of T300 carbon/P1700 polysulfone fabric[0，90]

飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，迎風(fēng)面試樣經(jīng)受原子氧飛行試驗(yàn)后，其拉伸性能有一定的下降。拉伸強(qiáng)度的退化程度小于同環(huán)境下的熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料，拉伸模量的退化程度與熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料基本相當(dāng)。背風(fēng)面試樣經(jīng)受的原子氧劑量小，飛行試驗(yàn)后拉伸性能無(wú)明顯退化，可見(jiàn)原子氧是空間環(huán)境中影響材料拉伸性能的重要因素。

2.2.2 彎曲性能

織物T300/P1700聚砜樹(shù)脂復(fù)合材料彎曲試樣位于LDEF迎風(fēng)面的D9位置，所經(jīng)受的原子氧劑量為8.99×1021atoms/cm2。飛行試驗(yàn)后，其強(qiáng)度和模量均有所下降，見(jiàn)表5。其中彎曲強(qiáng)度下降了約7%～10%，彎曲模量下降了約30%～40%。同樣條件下的GY70/X-30， GY70/CE-339，P75S/CE-339，P75S/934 和GY70/934等5種碳纖維增強(qiáng)熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料彎曲強(qiáng)度下降了約30%，彎曲模量降幅最大的是P75S/934，降幅達(dá)到了70%。

表5 [0，90]方向T300/P1700復(fù)合材料彎曲性能Table 5 Flexural property of T300 carbon/P1700 polysulfone fabric[0，90]

表5中同時(shí)列出了背風(fēng)面試樣的彎曲性能數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)顯示，背風(fēng)面材料的彎曲性能沒(méi)有明顯下降。根據(jù)樣品的彎曲性能測(cè)試結(jié)果，T300/P1700聚砜樹(shù)脂復(fù)合材料的彎曲模量按如下順序遞減：飛行前試樣、背風(fēng)面試樣、迎風(fēng)面試樣。強(qiáng)度值各有不同，其中以迎風(fēng)面樣品為最低。

試驗(yàn)結(jié)果表明，迎風(fēng)面試樣經(jīng)受原子氧飛行試驗(yàn)后其彎曲性能有一定的下降，但彎曲強(qiáng)度和彎曲模量的退化程度均小于同環(huán)境下的熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料。背風(fēng)面試樣經(jīng)受的原子氧劑量小，飛行試驗(yàn)后彎曲性能無(wú)明顯退化，可見(jiàn)原子氧是空間環(huán)境中影響材料彎曲性能的重要因素。

2.3 微裂紋

LDEF上搭載的織物T300/P1700聚砜樹(shù)脂復(fù)合材料在迎風(fēng)面（8排D列）和背風(fēng)面（4排D列）均有分布，它們既有直接暴露的，也有位于遮擋區(qū)域的。另外，在Aerospace公司還有一套完整的地面對(duì)比樣，這些樣品被控制在一定溫度和濕度環(huán)境下，并規(guī)避了環(huán)境中的燈光。LDEF所經(jīng)受的熱循環(huán)環(huán)境和T300/P1700復(fù)合材料樣品每英寸的微裂紋數(shù)見(jiàn)表6。

表6 碳/聚砜樹(shù)脂復(fù)合材料出現(xiàn)的微裂紋數(shù)/英寸Table 6 Microcracks/inch of carbon/polysulfone composite materials

如表6所示，試驗(yàn)中直接暴露的T300/P1700聚砜樹(shù)脂試樣出現(xiàn)了大量的微裂紋。被遮擋的試樣基本不受原子氧的侵蝕，并且經(jīng)歷的熱循環(huán)極限溫度范圍較小，樣品中微裂紋密度顯著低于未遮擋的試樣。

3 結(jié)論

通過(guò)飛行試驗(yàn)的結(jié)果分析，可以得出以下幾個(gè)方面的結(jié)論。

1）原子氧對(duì)FR/TPCM產(chǎn)生氧化剝蝕作用，造成FR/TPCM性能退化。

2）與熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料相比，熱塑性樹(shù)脂基復(fù)合材料的原子氧反應(yīng)率與其基本相當(dāng)，在10-24cm3/atom量級(jí)。

3）復(fù)合材料機(jī)械性能退化程度與材料厚度損失不成線性關(guān)系。

國(guó)內(nèi)對(duì)FR/TPCM的空間環(huán)境效應(yīng)研究起步較晚，尚未見(jiàn)到相關(guān)報(bào)道。雖然熱塑性樹(shù)脂基復(fù)合材料因其在抗沖擊性能等方面優(yōu)于傳統(tǒng)的碳/環(huán)氧復(fù)合材料，但其能否經(jīng)受得住空間環(huán)境的考驗(yàn)，滿足航天器研制的需求，進(jìn)而替代碳/環(huán)氧復(fù)合材料在航天器結(jié)構(gòu)上廣泛應(yīng)用，需進(jìn)一步開(kāi)展深入的研究工作。

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