王長(zhǎng)國(guó)，衛(wèi)劍征，劉宇艷，苗常青，林國(guó)昌，謝志民，王友善，杜星文，譚惠豐

(哈爾濱工業(yè)大學(xué)特種環(huán)境復(fù)合材料技術(shù)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱150080)

0 引 言

近年來(lái)，隨著載人登月和深空探測(cè)等航天活動(dòng)深入推進(jìn)，各國(guó)為爭(zhēng)奪航天主導(dǎo)權(quán)，紛紛出臺(tái)航天創(chuàng)新技術(shù)優(yōu)先發(fā)展規(guī)劃，并積極開展在軌驗(yàn)證。這其中，以航天柔性展開結(jié)構(gòu)技術(shù)為主導(dǎo)的多個(gè)航天器方案與演示驗(yàn)證尤為密集，體現(xiàn)了航天柔性展開結(jié)構(gòu)技術(shù)作為主導(dǎo)技術(shù)在航天技術(shù)發(fā)展中的作用日益突顯。然而，現(xiàn)階段的航天柔性展開結(jié)構(gòu)中大部分尚處于概念設(shè)計(jì)與地面試驗(yàn)階段，部分關(guān)鍵技術(shù)雖然獲得在軌試驗(yàn)驗(yàn)證，但在實(shí)際航天應(yīng)用中尚存在在軌形狀控制和柔性材料環(huán)境適應(yīng)性等諸多技術(shù)難題亟待攻克。另外，部分理論難題和關(guān)鍵科學(xué)問題亟待解決，如大型復(fù)雜柔性體折疊展開動(dòng)力學(xué)分析和柔性體多模式耦聯(lián)失穩(wěn)理論等。

本文瞄準(zhǔn)航天柔性展開結(jié)構(gòu)技術(shù)的未來(lái)發(fā)展需求，以本領(lǐng)域理論難題和關(guān)鍵技術(shù)為牽引，凝練總結(jié)出如下關(guān)鍵問題并重點(diǎn)進(jìn)行研究綜述。

1 基礎(chǔ)理論問題與關(guān)鍵技術(shù)

1.1 薄膜褶皺問題的研究

褶皺是薄膜表面失穩(wěn)產(chǎn)生的大變形，是充氣天線等航天柔性展開結(jié)構(gòu)的主要失效模式[1-2]。

1.1.1褶皺的張力場(chǎng)理論

該理論假定研究對(duì)象為純薄膜，當(dāng)其受壓時(shí)結(jié)構(gòu)以面外變形釋放能量。基于該理論衍生了本構(gòu)矩陣修改、松弛能量密度以及變形梯度修改法等[3-4]。該理論中，將褶皺考慮為薄膜三類典型變形中的一種，與其它兩類變形，如均勻張拉和松弛變形，通過(guò)本構(gòu)矩陣加以區(qū)分。在進(jìn)行褶皺計(jì)算時(shí)，對(duì)單向壓縮本構(gòu)矩陣進(jìn)行主對(duì)角線元素強(qiáng)化處理，使其剛陣求逆時(shí)不會(huì)出現(xiàn)奇異性。該理論由于直接對(duì)本構(gòu)矩陣進(jìn)行處理，因此特別適合對(duì)不同材料進(jìn)行褶皺計(jì)算。該理論能夠獲得褶皺面內(nèi)信息而無(wú)法得到褶皺面外信息和演化特征，因此不適合用來(lái)進(jìn)行高精度航天柔性結(jié)構(gòu)的變形分析。

1.1.2褶皺的分岔理論

該理論假設(shè)結(jié)構(gòu)為薄板殼，能夠承受一定的壓縮和彎曲作用，當(dāng)結(jié)構(gòu)受壓失穩(wěn)時(shí)產(chǎn)生褶皺[1,5]?；谠摾碚摽梢灶A(yù)報(bào)薄膜的起皺臨界載荷、波長(zhǎng)、幅值以及得到褶皺演化特征[6-7]。其中，褶皺幅值的預(yù)報(bào)精度遠(yuǎn)低于褶皺波長(zhǎng)的預(yù)報(bào)精度，這主要是因?yàn)榱ζ胶夥治鲋薪Y(jié)構(gòu)幾何不連續(xù)和材料彈性假定造成的。利用解析方法獲取后屈曲階段褶皺的演化過(guò)程較為困難，因此，數(shù)值方法是當(dāng)前褶皺演化行為研究的一類主要方法[8-11]，主要涉及分岔點(diǎn)判定、剛度矩陣奇異性消除以及分岔路徑追蹤。Wang等[8]通過(guò)修改奇異位移分量并使用直擾力模擬技術(shù)，解決了褶皺計(jì)算中的分岔點(diǎn)判定、分岔路徑追蹤問題。收斂性是褶皺計(jì)算中的關(guān)鍵問題，Taylor等[12]采用顯式時(shí)間積分法來(lái)計(jì)算褶皺，并得到了褶皺在演化過(guò)程中的變形結(jié)果。這種處理方法雖然不存在收斂問題，但對(duì)理解褶皺演化本質(zhì)無(wú)益。該理論雖復(fù)雜且有收斂問題，但能夠得到精確的面外形變信息，是航天柔性結(jié)構(gòu)形狀控制的重要理論依據(jù)。

1.1.3薄膜的二次屈曲行為

研究[13-14]發(fā)現(xiàn)，褶皺構(gòu)型在演化過(guò)程中會(huì)發(fā)生突變，這種突變對(duì)應(yīng)薄膜的二次屈曲。這種二次屈曲會(huì)隨著載荷的增加從局部向整體演化，過(guò)程中不斷有新褶皺產(chǎn)生，這比薄板二次屈曲更為復(fù)雜。文獻(xiàn)[15-16]針對(duì)薄膜二次屈曲機(jī)理及特性開展了深入研究，建立了薄膜二次屈曲判定準(zhǔn)則，預(yù)報(bào)了二次屈曲臨界載荷，分析并獲得了褶皺構(gòu)型的突變特征，追蹤了分叉路徑并揭示了薄膜二次屈曲機(jī)理。二次屈曲是推進(jìn)褶皺演化的重要誘因，是航天柔性結(jié)構(gòu)形狀控制中需要重點(diǎn)關(guān)注的問題。

1.2 充氣張力結(jié)構(gòu)的屈曲失穩(wěn)研究

1.2.1整體屈曲失穩(wěn)

在對(duì)充氣張力結(jié)構(gòu)進(jìn)行本征屈曲載荷分析時(shí)多采用Euler-Bernoulli公式形式進(jìn)行描述[17]，盡管其結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果有一定的偏差，但是由于該模型相對(duì)較簡(jiǎn)單，且可準(zhǔn)確考慮細(xì)長(zhǎng)結(jié)構(gòu)和高氣壓情況，所以該模型仍被部分學(xué)者所接受。充氣結(jié)構(gòu)的屈曲特性分析需要考慮充氣壓力的作用，還需要考慮結(jié)構(gòu)受載過(guò)程中的大位移和大轉(zhuǎn)動(dòng)效應(yīng)，因此需要從能量平衡的角度出發(fā)進(jìn)行非線性屈曲分析[18-20]。整體失穩(wěn)理論相對(duì)較成熟，對(duì)于大型復(fù)雜、整體細(xì)長(zhǎng)且失穩(wěn)模式復(fù)雜的航天柔性結(jié)構(gòu)，可以采用整體失穩(wěn)理論對(duì)結(jié)構(gòu)承載能力進(jìn)行初步評(píng)估。

1.2.2局部褶皺失穩(wěn)與彎折失穩(wěn)

基于力平衡推導(dǎo)可以得到褶皺區(qū)和緊張區(qū)的撓曲微分方程，能夠獲得充氣梁局部起皺載荷與彎折失效載荷，以及充氣梁屈曲前后的撓度關(guān)系曲線[21-22]。文獻(xiàn)[23-26]系統(tǒng)研究了充氣梁的起皺與彎折特性，基于彎皺因子和力平衡條件，采用極值法預(yù)報(bào)了充氣梁的起皺與失效彎矩、起皺位置以及褶皺沿軸向和環(huán)向的分布特征，揭示了充氣梁彎皺失穩(wěn)的力矩平衡機(jī)理。上述研究集中在彎曲起皺與彎折失效載荷的預(yù)報(bào)，研究充氣梁受彎變形的失穩(wěn)全過(guò)程需要使用能量法。Liu等[27]采用傅立葉級(jí)數(shù)表述并基于能量法，引入非一致截面橢圓化假定，建立了充氣梁彎曲失穩(wěn)控制方程，采用連續(xù)分叉算法研究了充氣梁從平滑彎曲、橢圓化失穩(wěn)、褶皺失穩(wěn)、局部-整體耦合失穩(wěn)到彎折失效的全過(guò)程形變特征。充氣張力結(jié)構(gòu)作為航天柔性結(jié)構(gòu)主承力結(jié)構(gòu)時(shí)，因壁面欠剛度會(huì)發(fā)生大范圍失穩(wěn)和彎折失效，結(jié)構(gòu)承載設(shè)計(jì)中必須對(duì)該問題給予充分重視。

1.3 薄膜折痕力學(xué)行為研究

1.3.1薄膜塑性彎折變形研究

塑性彎折變形的機(jī)理十分復(fù)雜，需要考慮幾何、載荷、邊界和材料等諸多耦合因素[28]。作為典型的Z型彎折，多位學(xué)者開展了深入的研究[29]，明確了彎折力與彎折變形曲率及層間距的關(guān)系，對(duì)比分析了不同Z型彎折的彎折力、彎曲剛度及彎折變形關(guān)系，通過(guò)分級(jí)及連續(xù)加載方式獲得了關(guān)鍵參數(shù)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果。Xia等[30]認(rèn)為航天用薄膜多為彈塑性，基于冪硬化彈塑性模型分析了Z型彎折的變形行為，預(yù)報(bào)了薄膜塑性彎折的臨界間距及臨界彎折力。通過(guò)數(shù)值分析獲得了薄膜塑性彎折區(qū)的應(yīng)力場(chǎng)及擴(kuò)展規(guī)律。彎折會(huì)產(chǎn)生折痕，對(duì)薄膜折痕的考慮將有助于評(píng)估航天柔性材料的折疊損傷，是折疊展開設(shè)計(jì)中應(yīng)該給予重點(diǎn)考慮的問題之一。

1.3.2薄膜拉展變形研究

薄膜的拉展變形主要是通過(guò)等效梁模型對(duì)薄膜準(zhǔn)靜態(tài)反彎折行為分析獲得[31-33]。依據(jù)折痕角變化與否，可分為固定折痕角[31]和可變折痕角[32-33]兩種模型。固定折痕角模型中折痕角在拉展過(guò)程不變化且梁交點(diǎn)為固支約束。對(duì)于規(guī)則折痕，采用彈塑性折梁模型，分析了薄膜反彎折的彈性、塑性及硬化變形，推導(dǎo)了折痕薄膜的等效彈性模量。對(duì)于隨機(jī)折痕，采用彈性折梁模型，引入任意形式應(yīng)變轉(zhuǎn)移函數(shù)修正本構(gòu)關(guān)系，分析了隨機(jī)分布折痕的薄膜反彎折變形，研究了典型Miura-ori型薄膜的拉展變形行為?？勺冋酆劢悄Ｐ椭袑⒘航稽c(diǎn)視為半剛性鉸，基于能量法，引入彎曲大變形、折痕轉(zhuǎn)動(dòng)剛度、厚度與曲率的非線性等，建立了基于平面應(yīng)變梁的彈性鉸支梁模型，研究了薄膜折痕的拉展變形特征，揭示了薄膜拉伸應(yīng)變能、彎曲應(yīng)變能與折痕轉(zhuǎn)動(dòng)能的耦合機(jī)制?；诶棺冃畏治隹梢郧宄夭东@到折痕區(qū)應(yīng)力的變化，是航天柔性結(jié)構(gòu)折疊展開設(shè)計(jì)中必要的有益的輔助。

1.4 充氣結(jié)構(gòu)展開動(dòng)力學(xué)研究

充氣結(jié)構(gòu)展開通常是復(fù)雜的非線性動(dòng)力學(xué)過(guò)程[34]。不同于機(jī)械結(jié)構(gòu)展開方法[35-39]，柔性結(jié)構(gòu)展開與折疊方法、增壓方式、有序展開約束、結(jié)構(gòu)特征以及空間環(huán)境等因素密切相關(guān)。對(duì)于充氣結(jié)構(gòu)展開動(dòng)力學(xué)研究可分為理論研究、實(shí)驗(yàn)研究以及空間環(huán)境下展開過(guò)程驗(yàn)證。

1.4.1展開動(dòng)力學(xué)理論研究

充氣結(jié)構(gòu)折疊方法主要分為三種：Z形、卷曲與多邊形折疊等[40]，首先，不考慮結(jié)構(gòu)局部變形的展開動(dòng)力學(xué)模型有：線性鉸鏈模型和非線性鉸鏈模型。這兩種模型適合管狀充氣結(jié)構(gòu)展開，思想是管狀充氣結(jié)構(gòu)被離散為多段可轉(zhuǎn)動(dòng)展開的鉸鏈[41]。對(duì)于卷曲折疊結(jié)構(gòu)，主要有基于剛體平面運(yùn)動(dòng)理論建立阿基米德螺旋線充氣展開動(dòng)力學(xué)模型[42]和基于能量函數(shù)的彈簧-質(zhì)點(diǎn)模型[43]，還有基于預(yù)應(yīng)力初始化的顯式動(dòng)力學(xué)與罰函數(shù)接觸算法研究了開口薄殼結(jié)構(gòu)彈性自展開的穩(wěn)定性[44]以及展開耦合問題[45]。為了更精確描述柔性結(jié)構(gòu)膨脹變形，多氣室控制體積模型[46]提升了充氣結(jié)構(gòu)的膨脹展開變形仿真的準(zhǔn)確性[47-48]?；谌我饫窭嗜?歐拉法Wei等[49]研究了氣體與薄膜結(jié)構(gòu)膨脹展開之間的流-固耦合問題。

1.4.2折疊展開實(shí)驗(yàn)研究

由于柔性展開結(jié)構(gòu)通常初始處于壓緊折疊狀態(tài)，存在面與面接觸、非均勻的褶皺與折痕、層間摩擦以及初始預(yù)應(yīng)力等因素，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)初始折疊模型建模困難，于是，國(guó)內(nèi)外學(xué)者通過(guò)實(shí)驗(yàn)方法研究Z形折疊展開過(guò)程增壓遲滯[50-52]、展開速度和展開穩(wěn)定性[53]等。在卷曲展開實(shí)驗(yàn)方面，主要研究了卷曲折疊半徑對(duì)展開動(dòng)力學(xué)的影響[54]和評(píng)估粘扣約束對(duì)展開有序性和穩(wěn)定性[55]。針對(duì)不同的折紙方法，研究了殘余氣體、折疊彈性勢(shì)能、增壓方式對(duì)初始展開和二次展開穩(wěn)定性的影響[56-57]。

1.4.3在軌空間環(huán)境展開驗(yàn)證

二十世紀(jì)末NASA對(duì)充氣展開薄膜天線進(jìn)行了在軌試驗(yàn)，Campbell等[50]通過(guò)微重力方法對(duì)充氣薄膜天線進(jìn)行展開實(shí)驗(yàn)。為了驗(yàn)證基于卷曲折疊方法對(duì)有序約束展開過(guò)程控制，哈爾濱工業(yè)大學(xué)研制了一個(gè)長(zhǎng)度3.0 m可展開重力梯度桿，采用充氣增壓驅(qū)動(dòng)與漸進(jìn)阻尼控制方法，在地面模擬了等效無(wú)重力展開，熱真空環(huán)境下充氣展開動(dòng)力學(xué)等特征[58]。2012年，充氣式重力梯度桿搭載XY-1衛(wèi)星發(fā)射入軌，在軌折疊存儲(chǔ)約半年后，于2013年梯度桿成功展開到位[59]，這是國(guó)際上首次應(yīng)用充氣結(jié)構(gòu)展開技術(shù)在小衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)重力梯度穩(wěn)定功能。2016年，首個(gè)充氣可擴(kuò)展活動(dòng)模塊BEAM進(jìn)行了展開試驗(yàn)[60]，首次沒成功后在航天員參與下才展開。這些試驗(yàn)進(jìn)一步驗(yàn)證，展開過(guò)程動(dòng)力學(xué)特征與初始折疊接觸、增壓方式、柔性材料和空間環(huán)境等因素是相互耦合的。

1.5 薄膜結(jié)構(gòu)屈后振動(dòng)特性研究

薄膜屈后振動(dòng)分析是需要先進(jìn)行褶皺計(jì)算，然后再進(jìn)行振動(dòng)分析，因此可以根據(jù)褶皺分析方法將薄膜屈后振動(dòng)特性分析分為兩大類：一類是基于張力場(chǎng)進(jìn)行褶皺計(jì)算，然后進(jìn)行振動(dòng)分析；另一類是基于分岔理論進(jìn)行褶皺計(jì)算，然后進(jìn)行振動(dòng)分析。其中，基于張力場(chǎng)的褶皺計(jì)算主要是通過(guò)修改切向剛度矩陣來(lái)實(shí)現(xiàn)，基于這種策略多位學(xué)者進(jìn)行了薄膜褶皺計(jì)算，并分析了褶皺對(duì)振動(dòng)特性的影響[61-62]。研究中考慮了空氣阻尼的影響、不同結(jié)構(gòu)形式與屈后振動(dòng)特性的關(guān)聯(lián)關(guān)系等，研究發(fā)現(xiàn)，褶皺對(duì)振動(dòng)頻率和模態(tài)都產(chǎn)生了很大影響，這是因?yàn)轳薨櫢淖兞吮∧ぶ袘?yīng)力的分布特征。這種方法無(wú)法評(píng)估褶皺波形特征對(duì)振動(dòng)特性的影響。文獻(xiàn)[63-65]采用分岔理論建立褶皺控制方程，綜合運(yùn)用混合級(jí)數(shù)和有限差分法計(jì)算得到褶皺波形，在褶皺波形上建立薄膜振動(dòng)的Hamilton振動(dòng)控制方程并進(jìn)行了求解，分析了褶皺波形對(duì)振動(dòng)頻率和模態(tài)的影響。文獻(xiàn)[66-67]基于分岔理論采用直擾力技術(shù)模擬分析了褶皺對(duì)薄膜振動(dòng)特性的影響。上述研究表明，薄膜屈后振動(dòng)的高階模態(tài)與褶皺波形密切相關(guān)，褶皺程度越大薄膜屈后振動(dòng)頻率越高，這是由褶皺應(yīng)力和褶皺區(qū)參與振動(dòng)的有效質(zhì)量決定的。對(duì)于航天柔性結(jié)構(gòu)的振動(dòng)控制[68-69]，有必要采用分岔理論獲得褶皺并進(jìn)行屈后振動(dòng)特性分析，以指導(dǎo)有效的控制策略設(shè)計(jì)。

1.6 剛化材料及剛化技術(shù)研究

1.6.1鋁/聚合物薄膜剛化材料

鋁/聚合物薄膜由柔軟可延展的鋁箔與聚合物薄膜層合而成，當(dāng)充氣增壓后鋁箔受拉伸超過(guò)屈服應(yīng)力產(chǎn)生應(yīng)變硬化而實(shí)現(xiàn)剛化，該方法已成功用于Explorer IX、Explorer XIX、Echo I、Echo II等衛(wèi)星[70]。這種剛化技術(shù)的優(yōu)勢(shì)在于：無(wú)需剛化能量、地面儲(chǔ)存期長(zhǎng)、可進(jìn)行多次測(cè)試。不足在于：承載能力有限；易于形成褶皺缺陷造成結(jié)構(gòu)變形；易產(chǎn)生針眼型孔洞，造成氣體噴出改變航天器的方向。為改善上述缺點(diǎn)，2000年NASA的JPL實(shí)驗(yàn)室開發(fā)了一種彈簧片加強(qiáng)鋁層合(STR)充氣支撐管，其優(yōu)點(diǎn)在于設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單、空間自剛化、高負(fù)載能力、所需充氣展開壓力低、重復(fù)地面測(cè)試可逆等[71]。

1.6.2熱剛化材料

熱剛化技術(shù)的原材料主要由熱固性樹脂和纖維增強(qiáng)材料構(gòu)成。該技術(shù)的研究始于20世紀(jì)60年代美國(guó)的空間充氣展開結(jié)構(gòu)發(fā)展計(jì)劃。ILC Dover公司和國(guó)內(nèi)哈爾濱工業(yè)大學(xué)均制備出室溫貯藏壽命達(dá)2年以上的基體樹脂，通過(guò)在結(jié)構(gòu)中嵌入熱阻元件，明顯提高了基體樹脂的固化質(zhì)量并延長(zhǎng)了使用壽命[72-73]。熱剛化技術(shù)優(yōu)點(diǎn)在于：剛化過(guò)程可控、可預(yù)測(cè)；其不足在于：儲(chǔ)存時(shí)間短、剛化過(guò)程不可逆、固化所需能量高。

1.6.3紫外剛化技術(shù)

紫外固化復(fù)合材料由基體樹脂和增強(qiáng)纖維組成，由太陽(yáng)或結(jié)構(gòu)內(nèi)部光源提供紫外線能量引發(fā)剛化。該技術(shù)早期研究主要是美國(guó)Hughes飛行器公司引導(dǎo)、美國(guó)空軍飛行器推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室贊助的，采用玻璃纖維增強(qiáng)聚酯復(fù)合材料，應(yīng)用于可充氣太陽(yáng)能收集器等結(jié)構(gòu)。國(guó)內(nèi)研究者制備了玻璃纖維/環(huán)氧復(fù)合材料紫外剛化充氣展開結(jié)構(gòu)[74-75]。近年來(lái)美國(guó)Adherent Technologies公司開發(fā)了多種光固化材料用于空間充氣結(jié)構(gòu)[76-77]。該技術(shù)優(yōu)勢(shì)在于：地面存貯時(shí)間長(zhǎng)；可在常溫、低溫環(huán)境進(jìn)行；可利用太陽(yáng)光進(jìn)行剛化，能耗低，快速高效。不足在于：利用太陽(yáng)光剛化會(huì)形成陰影區(qū)，導(dǎo)致不均勻固化和結(jié)構(gòu)的變形；其剛化過(guò)程不可逆。

1.6.4熱塑性/形狀記憶剛化技術(shù)

熱塑性剛化技術(shù)是利用熱塑性樹脂在Tg上下所表現(xiàn)出的不同狀態(tài)來(lái)實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)剛化的。形狀記憶聚合物是指具有初始形狀的制品經(jīng)變形固定后，通過(guò)加熱等外界條件刺激可恢復(fù)其初始形狀的聚合物。熱塑性/形狀記憶剛化技術(shù)所需能量低、儲(chǔ)存期近乎無(wú)限、剛化過(guò)程可逆，正逐漸成為研究的熱點(diǎn)[78]。美國(guó)L'Garde、CTD、ILC Dover等機(jī)構(gòu)和國(guó)內(nèi)哈爾濱工業(yè)大學(xué)等開發(fā)了多種剛化樹脂，應(yīng)用于桁架、鉸鏈、天線、支撐管等空間可展開結(jié)構(gòu)[79-81]。2008 年 3月美國(guó)NASA空軍試驗(yàn)室在“奮進(jìn)號(hào)”航天飛機(jī)上驗(yàn)證了這種剛化技術(shù)在太空中應(yīng)用的可行性[82]。該技術(shù)也存在不足：為了便于折疊封裝，樹脂體系的交聯(lián)度不宜過(guò)高，這勢(shì)必影響材料剛化效果。針對(duì)這一問題，哈爾濱工業(yè)大學(xué)將二階段固化的思路引入形狀記憶環(huán)氧體系[83]，地面第一階段固化制備出具有良好形狀記憶性能的材料，發(fā)射前可多次折疊-展開測(cè)試，貯存壽命長(zhǎng)；在軌二階段固化后賦予材料優(yōu)異的耐空間環(huán)境能力，拓寬了形狀記憶剛化技術(shù)在空間展開結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用。

1.7 柔性結(jié)構(gòu)型面精度測(cè)試技術(shù)研究

目前，可用于航天柔性結(jié)構(gòu)的測(cè)量方法主要有數(shù)字?jǐn)z影測(cè)量法[84]、數(shù)字激光掃描法[85]以及數(shù)字圖像散斑處理法[86]。Pappa等[87]綜述了攝影測(cè)量法在NASA蘭利研究中心多種薄膜結(jié)構(gòu)型面精度中的應(yīng)用，以充氣天線反射面和薄膜太陽(yáng)帆為重點(diǎn)，利用數(shù)字?jǐn)z影測(cè)量法獲得了大量型面精度測(cè)試試驗(yàn)數(shù)據(jù)并進(jìn)行了精度分析。文獻(xiàn)[86,88-89]利用數(shù)字?jǐn)z影測(cè)量法對(duì)柔性薄膜網(wǎng)面的型面精度進(jìn)行了測(cè)量，依據(jù)測(cè)量結(jié)果提出了柔性薄膜網(wǎng)面精度調(diào)整方法。利用三維激光掃描測(cè)量法測(cè)試了充氣薄膜囊體的構(gòu)型，通過(guò)數(shù)據(jù)分析進(jìn)行了掃描誤差的補(bǔ)償分析。利用數(shù)字圖像散斑處理法測(cè)量了圓形織物薄膜以及充氣薄膜囊體鼓脹狀態(tài)下的變形，并得到了薄膜表面的應(yīng)變場(chǎng)分布。精度測(cè)試技術(shù)是柔性結(jié)構(gòu)形狀控制的關(guān)鍵[90-92]，更是在軌精度調(diào)整的重要依據(jù)[93-94]。

2 柔性展開結(jié)構(gòu)技術(shù)應(yīng)用中亟待解決的問題

1)無(wú)損/低損高效折疊收納問題

大型柔性結(jié)構(gòu)如何優(yōu)化折疊線使其損傷最小折疊效率最高是一個(gè)關(guān)鍵問題，這即涉及到材料問題也涉及到折疊設(shè)計(jì)問題。

2)自主展開與展開控制問題

大型柔性結(jié)構(gòu)在軌自主展開如何能同時(shí)滿足低能耗、平穩(wěn)有序和展開可重復(fù)是最關(guān)鍵的問題，結(jié)構(gòu)越復(fù)雜，尺度越大，這個(gè)問題越突出。

3)高保型柔性結(jié)構(gòu)的變形控制問題

柔性結(jié)構(gòu)在軌變形控制需要精確的感知、精確的調(diào)整算法、精確的調(diào)整執(zhí)行，但受空間交變溫環(huán)境以及當(dāng)前傳感與作動(dòng)器技術(shù)限制而難以實(shí)現(xiàn)。

4)尺度關(guān)聯(lián)性問題

受地面模擬實(shí)驗(yàn)裝置的尺寸與條件限制，大型柔性結(jié)構(gòu)的全尺模擬環(huán)境測(cè)試極其困難，可靠的縮尺相似規(guī)律研究尤為重要。

5)航天用柔性材料使役性能評(píng)價(jià)問題

當(dāng)前，航天柔性復(fù)合材料尚無(wú)任何標(biāo)準(zhǔn)化的評(píng)價(jià)方法能夠闡述其在軌性能演化，更難以預(yù)報(bào)該類材料在空間環(huán)境下的壽命、安全性、可靠性等。

3 柔性展開結(jié)構(gòu)技術(shù)的未來(lái)發(fā)展趨勢(shì)

1)航天柔性展開結(jié)構(gòu)將呈現(xiàn)大型高精度和小型多功能兩極化發(fā)展趨勢(shì)

以應(yīng)用需求為導(dǎo)引，決定了航天柔性結(jié)構(gòu)兩極化的發(fā)展趨勢(shì)。深孔探測(cè)、高分辨率對(duì)地觀測(cè)等亟需超大尺寸且精度高的柔性結(jié)構(gòu)。微小衛(wèi)星等亟需尺寸小且功能多的柔性結(jié)構(gòu)。

2)航天柔性結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)與制造將朝向剛?cè)峤M合體系及智能制造發(fā)展

單一柔性結(jié)構(gòu)無(wú)法滿足尺度大型化或是功能多樣化，剛?cè)峤M合體系是航天柔性結(jié)構(gòu)形式發(fā)展的必然趨勢(shì)，柔性結(jié)構(gòu)剛性化是關(guān)鍵，智能制造可以同時(shí)兼顧剛?cè)徂D(zhuǎn)換和折疊展開，是該方向未來(lái)發(fā)展重點(diǎn)。

3)簡(jiǎn)單可靠的折展策略將主導(dǎo)未來(lái)航天柔性展開結(jié)構(gòu)的主流模式

折紙、剪紙、充氣膨脹以及智能可變構(gòu)型等簡(jiǎn)單且可靠的展開策略，將極大地減少?gòu)?fù)雜機(jī)械傳動(dòng)以及復(fù)雜索系等展開控制難度。折展策略趨于簡(jiǎn)單可靠是未來(lái)航天柔性系統(tǒng)發(fā)展的必然趨勢(shì)。

4)形狀保持技術(shù)仍將是未來(lái)航天柔性結(jié)構(gòu)技術(shù)發(fā)展的關(guān)鍵，在軌形狀控制將是重點(diǎn)

熱循環(huán)交變環(huán)境對(duì)形狀的影響是決定航天柔性結(jié)構(gòu)在軌服役性能的關(guān)鍵，因此，形狀保持技術(shù)的未來(lái)發(fā)展趨勢(shì)將由當(dāng)前的地面模擬實(shí)驗(yàn)，轉(zhuǎn)到面向使役環(huán)境的在軌形狀控制方面，在軌褶皺形變控制與精度保持是難點(diǎn)。

5)航天柔性材料將朝向耐候及多功能化方向發(fā)展

柔性材料需要面對(duì)復(fù)雜的空間環(huán)境，還要滿足長(zhǎng)壽命要求，尤其是航天生命保障系統(tǒng)、在軌服務(wù)和登火探月等任務(wù)，對(duì)航天柔性材料提出了多功能需求，如何實(shí)現(xiàn)承載與多功能應(yīng)用，并最終實(shí)現(xiàn)自感知和自適應(yīng)等智能化是未來(lái)的重點(diǎn)。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文主要綜述了航天柔性展開結(jié)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀，梳理了相關(guān)基礎(chǔ)理論及關(guān)鍵技術(shù)并綜述了其研究狀態(tài)，評(píng)述了航天柔性展開結(jié)構(gòu)技術(shù)應(yīng)用中亟待解決的問題，分析了航天柔性展開結(jié)構(gòu)技術(shù)的未來(lái)發(fā)展趨勢(shì)。隨著理論研究的深入和關(guān)鍵技術(shù)的不斷突破，航天柔性展開結(jié)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展將對(duì)我國(guó)在探月、深空探測(cè)與通信等領(lǐng)域的航天能力提升與技術(shù)優(yōu)勢(shì)領(lǐng)先中發(fā)揮不可替代的重要作用。