趙 偉 劉立武 孫 健 冷勁松 劉彥菊

（1 哈爾濱工業(yè)大學航天科學與力學系，哈爾濱 150001）

（2 哈爾濱工業(yè)大學復合材料與結構研究所，哈爾濱 150001）

文 摘 形狀記憶聚合物及其復合材料是一種在相應的外界刺激下可以在臨時形狀和初始形狀之間進行切換的智能材料，具有低密度、低成本、可回復變形大，刺激方式可控等優(yōu)點，在航天航空領域，如：空間可展開結構、鎖緊釋放機構、變體等，展現出來了巨大的應用潛力。這些應用大多處于開發(fā)階段，一部分完成了地面功能驗證，少部分進行了航天實驗。本文首先總結了形狀記憶聚合物（SMP）和形狀記憶聚合物復合材料（SMPC）的分類，以及惡劣的空間環(huán)境因素下SMP 的性能變化。隨后總結了SMPC 的空間可展開結構，包括：鉸鏈、桁架、太陽能電池陣；SMPC 的解鎖釋放結構；SMPC 的變體結構以及基于4D 打印的SMPC 可展開結構的潛在應用。最后，對形狀記憶材料和結構的發(fā)展前景進行了展望。

0 引言

自20世紀80年代發(fā)現形狀記憶聚合物（SMP）以來，國際上對該聚合物形狀記憶效應（SME）的研究興趣迅速增長。SMP 是一種具有刺激響應能力的智能材料，在相應的外部刺激的作用下可以產生很大的可回復變形［1?3］。在玻璃化轉變溫度（Tg）以下SMP相對較硬，模量較大，而在Tg以上，SMP 模量較小，相對較軟［4?5］。在Tg以上通過施加外力，SMP 可以被賦形成任意的臨時形狀，當冷卻并去除這種外力時，它們的臨時形狀可以長時間保持。然而，當再次加熱后，它們會由臨時形狀回復到初始形狀。

SMP不僅可以感應熱刺激，還可以響應包括磁［6?8］、光［9?10］、溶液［11］等的刺激。SMP存在許多潛在的優(yōu)勢，例如：與形狀記憶合金（SMA）和形狀記憶陶瓷相比具有更大的可回復變形、密度低、性能可調（Tg、模量、生物降解性等），最重要的是成本低?；谏鲜鰞?yōu)點，SMP、形狀記憶聚合物復合材料（SMPC）以及具備更多功能特性的新型SMP相繼被開發(fā)出來。例如，結合納米技術，各種SMP材料被開發(fā)出來以滿足生物醫(yī)學、傳感器、致動器或紡織品的特定需求。此外，大多數傳統的可展開裝置的結構均比較復雜，包含大量的連桿、鉸鏈和電機，成本高昂，控制復雜。而SMP和SMPC集傳感、驅動、功能于一體，以其輕質、低廉的優(yōu)勢，在航天航空領域逐漸發(fā)揮作用。目前，SMP和SMPC已經廣泛應用于空間可展開結構，包括鉸鏈、桁架、可展開電池陣以及可變翼的變形蒙皮等。本文對SMP、SMPC及其在航天航空可變形結構的應用進行系統、全面的概述。

1 典型形狀記憶聚合物材料簡介

與SMA 相比，SMP 具有質量輕、價格低廉、密度低、可塑造性好、變形能力強、可降解性好以及Tg可調等優(yōu)勢。據文獻［2］報道，SMP 的應變可高達600%，相比之下，SMA、形狀記憶陶瓷和玻璃的最大可回復應變分別小于10%、1%和0.1%。SMP 與SMA 相比，驅動力較小，但是其可回復應變較大，然而其低變形剛度和低回復應力在一定程度上限制了該類材料的應用［12?13］。為了克服這些缺陷，SMPC 被開發(fā)出來并在實際應用中得到了發(fā)展。SMPC 具有更高的強度和模量，通過添加某些填料可以賦予其相應的功能。另外，一些多功能形狀記憶材料，包括功能梯度SMP、雙向SMP、自愈合SMP 和SMP 泡沫材料等也相繼被開發(fā)出來。表1列出了SMA、SMP 和SMPC的主要性能。

表1 SMA、SMP與SMPC的性能比較Tab.1 Performance comparison of SMA，SMP and SMPC

根據增強材料的類型，一般可分為顆粒增強SMPC 和纖維增強SMPC。顆粒增強SMPC，其增強相為鎳粉、炭黑、碳納米管和Fe3O4納米顆粒等，多用于功能材料。纖維增強SMPC，其增強相包括碳纖維、玻璃纖維和凱夫拉爾纖維等，由于其良好的力學性能，通常被用作結構材料。對SMPC 的研究表明，SMPC 具有較高的強度、較大的回復力和較高的阻尼等特點，已被廣泛應用于紡織、微電子、生物醫(yī)學、航天航空等領域。表2概述了不同增強相對SMP 性能的影響。

表2 不同增強相對SMP性能的影響Tab.2 Influence of different enhancement on the properties of SMP

基于不同的分子交聯結構，SMP/SMPC 可分為熱塑性和熱固性兩種類型，而航天航空用的SMP 應該具有高模量，較高的Tg和環(huán)境耐久性。表3列舉了常見的航天航空用SMP以及相應的研究單位。

表3 常見的航天航空用SMP材料Tab.3 Common SMP materials for aerospace applications

航天航空用的材料需要滿足一系列的空間惡劣環(huán)境的考驗，如高真空、熱循環(huán)、紫外線輻射、原子氧、等離子體環(huán)境（離子和電子）、空間碎片等都有可能引起材料的退化，誘發(fā)元件或結構的損傷，降低系統的可靠性，甚至縮短航天器的使用壽命。表4列舉了SMP 在真空環(huán)境中的性能變化。此外，哈爾濱工業(yè)大學智能材料和結構研究團隊對擁有自主知識產權的航天航空用SMP?CRIV［41］和SMCTPI［42］材料進行了高真空、熱循環(huán)、紫外線輻射、原子氧等一系列測試。在真空度為5.4×10?4Pa 的條件下對SMCTPI［43］進行了熱循環(huán)實驗，其溫度變化范圍為?170 ～+170 ℃，循環(huán)次數分別為0、10、30 和50 次。傅里葉變換紅外（FTIR）光譜實驗表明，該材料經熱循環(huán)后官能團沒有發(fā)生變化，形狀記憶循環(huán)實驗結果表明，形狀固定性和回復率沒有顯著改變。對SMP?CRIV［41］和SMCTPI［42］進行了紫外輻照實驗，實驗結果表明經輻照后，材料表面顏色變暗、透明度降低；SMCTPI的Tg不變，SMP?CRIV 在3 000等效太陽小時的輻照條件下Tg降低7°C；SMCTPI 的抗拉伸強度和伸長率在輻照600 h 后分別下降了40.5% 和41.79%。然而，紫外輻射未改變材料的化學鍵類型，且形狀記憶性能保持穩(wěn)定。在輻照能為5 eV、輻照通量>2×1015AO cm–2s–1的條件下，對SMPEP［42］分別進行了33、66 和100 h 下的空間輻照實驗，結果表明材料的Tg升高3 ℃，力學性能隨輻射劑量呈下降趨勢。在輻照能為5 eV、輻照通量>5×1015AO cm–2s–1的條件下，對SMCTPI［43］分別進行了相同輻照時長的實驗，結果表明該材料的Tg下降1.6 ℃，但力學性能相對穩(wěn)定。但是，實驗結果均表明兩種材料的表面粗糙度均隨著AO輻射劑量的增加而增大。

表4 真空環(huán)境下SMP的性能變化Tab.4 SMP performance under vacuum environment

2 空間展開結構和鎖緊釋放機構

2.1 空間展開結構

目前，SMP/SMPC在航天航空領域的應用已經得到了廣泛的研究，包括桁架、太陽能電池板等。Tembo?EMC為美國CTD 公司開發(fā)的彈性記憶復合材料（Elastic memory composite，EMC），為了驗證該材料的應用前景，CTD公司開發(fā)了一種形狀記憶鉸鏈，并研究了截面形狀、末端固定裝置形狀以及驅動方法等。結果表明，兩個圓弧狀的EMC層合板對接，通過兩個45°角的端部夾具固定以及嵌入加熱電阻進行焦耳加熱驅動其展開是鉸鏈的理想狀態(tài)［40］，如圖1所示。

圖1 Tembo?EMC鉸鏈［40］Fig.1 Tembo?EMC hinge［40］

2016年，LI等［44］研發(fā)了一種基于碳纖維增強的SMPC太陽能陣列柔性基板原型（SMS?I），如圖2（a）所示。SMS?I由一顆實驗衛(wèi)星帶到地球同步軌道進行展開性能測試和長期反輻照觀測。該結構的初始形狀為平板狀，發(fā)射之前對其進行折疊以減小空間占比，其基體材料為環(huán)氧基SMP，Tg為85.4°C。發(fā)射13 d后該結構在太陽輻照的作用下逐漸回復到其初始形狀，回復率接近100%。8個月后，SMPC仍舊保持平直形態(tài)，無明顯裂縫，表現出了良好的長期抗輻照能力。SMS?I是中國開創(chuàng)性的關于SMPC 的軌道實驗，也是世界上第一個SMPC地球同步軌道實驗。該結構的成功部署表明了SMPC自展開機構用于空間可展開結構的可行性。2019年，LAN等［45］在沒有使用傳統的電火工品和電機/控制器的情況下，對SMPC 可展開柔性太陽能電池板系統（SMPC?FSAS）進行了研究開發(fā)、地面測試和在軌驗證。如圖2（b）所示，SMPC?FSAS包括一對可卷曲、可變剛度的環(huán)氧SMPC管狀結構，一對基于氰酸酯基SMPC的鎖緊釋放機構，中間為一塊柔性太陽能電池板。由環(huán)氧基SMPC制備的可變剛度梁為整個結構的框架，同時作為柔性太陽能電池陣列的執(zhí)行器。由氰酸酯SMPC制備的鎖緊釋放機構，具有高鎖緊剛度，可承受50g重力加速度和10 mm 的大解鎖位移。2020年1月5日，SMPC?FSAS在地球同步軌道上成功解鎖和部署，一對基于環(huán)氧樹脂的SMPC變剛度管，與柔性太陽能電池陣列相配合，緩慢展開，最終在加熱的情況下60 s內其形狀回復率接近100%。該結構是世界首個基于SMPC的柔性太陽能陣列系統在軌展示，將促進下一代釋放機構和空間可展開結構的研究，如具有低沖擊和可重復使用的新型釋放機構和超大空間可展開太陽能陣列。

圖2 柔性太陽能電池板系統Fig.2 Flexible solar panel system

基于SPMC 的智能鉸鏈具有自鎖、部署可控、沖擊小等優(yōu)點，可實現地面高剛度鎖定，入軌時主動驅動展開，集“解鎖、驅動、鎖定”三種功能于一身。目前，仍有許多研究人員專注于開發(fā)SMPC 鉸鏈以及基于SMPC 鉸鏈的空間可展開結構。有些目前雖未進行空間驗證，但它們的應用前景非常廣闊。LIU等［46］開發(fā)了一種基于SMPC 鉸鏈的太陽能電池板原型（SMS?Ⅲ），裝配在一顆試驗衛(wèi)星上。SMS?Ⅲ已通過機械振動測試、熱真空測試和展開測試等所有的地面功能驗證。如圖3（a）所示，在該電池板的兩側分別裝配有彎曲90°的鉸鏈和彎曲180°的鉸鏈各兩個，每塊電池板的質量為2.5 kg。通過氦氣球懸掛法抵消結構的重力，先后對彎曲90°的鉸鏈和彎曲180°的鉸鏈進行了失重條件下的展開實驗。通過電熱膜進行加熱驅動，該結構依次展開，驗證了該結構的空間可展開性能。LI等［47］研制了一種在頂部加端部載荷的空間可展開桁架結構，如圖3（b）所示。該結構的三級可伸長套筒作為桁架的主體框架，相鄰的套筒之間采用以120°圓心角環(huán)套筒呈圓周分布的SMPC柔性鉸鏈連接。套筒中心采用特殊的鎖緊釋放裝置固定收縮狀態(tài)下的構型，桁架的頂端裝載有1.3 kg的載荷。鉸鏈使用碳纖維增強氰酸酯基SMPC 制備，在航天器發(fā)射和上升階段，SMPC 鉸鏈被折疊成U形。當航天器到達指定位置時，首先通過加熱使鎖緊釋放裝置解鎖，使SMPC 鉸鏈溫度升高至195 ℃以上，該結構將會在鉸鏈的驅動下回復到其工作狀態(tài)。振動實驗結果表明，該結構頂部載荷為1.3 kg 時，該桁架可承受8g的正弦掃頻振動，加速度實驗結果表明，該桁架在三個正交方向上均能承受10g的加速度，通過1 600g的沖擊實驗表明該桁架具有良好的抗沖擊性能。

圖3 基于SMPC鉸鏈的可展開結構Fig.3 Deployable structure based on SMPC hinge

LIU等［48］提出了一種碳纖維增強的環(huán)氧基SMPC一體化鉸鏈設計方案，并研制了一種新型可展開結構。該鉸鏈由一個完整的SMPC 管制備而成，在結構的彎曲區(qū)域將其切割成兩個長度為100 mm、圓弧角度為120°的弧形對稱曲板，實現了SMPC鉸鏈的一體化設計。與一般可展開機構相比，新型可展開機構具有更高的可靠性和更好的展開性能，能夠在60 s內從180°展開到0°，并且展開后其剛度和強度更高，其展開過程如圖4所示。

圖4 基于SMPC的一體化鉸鏈可展開桁架［48］Fig.4 Integrated hinged deployable truss based on SMPC［48］

2.2 鎖緊釋放機構

傳統的基于火工品的解鎖釋放裝置被廣泛用于與運載火箭分離和太陽能電池板的部署，但是該分離技術通常伴隨著高沖擊和高污染的特點［49?50］。隨后，SMA 被用作衛(wèi)星、航天器、航天飛機和空間站的解鎖裝置［51］。但是基于SMA的解鎖裝置的缺陷仍不可忽視，并且往往設計都比較復雜、價格昂貴，這極大的限制了其應用。KEITH 等［52］提出了一種由交叉纖維制成的基于SMPC 的熱驅動解鎖釋放機構。該裝置在降低質量、結構復雜性和成本方面表現出了巨大的潛力，但是其解鎖效果并不理想。2015年，WEI等［53］提出了一種基于SMPC 的新型智能八角形、蓮花形和竹子形的解鎖釋放裝置，集功能、結構于一體，解鎖方便。其中，智能八角形裝置采用扭轉變形作為其部署機制，通過將內筒和外筒以22.5°的扭轉角將二者耦合在一起［圖5（a）］。如圖5（b）所示，蓮花形解鎖釋放裝置由不同直徑的內筒和外筒組成，在兩個筒的頂端切割成8 個長度為13.5 mm 的弧形可變形扣。將內筒和外筒的扣分別向不同的方向彎曲，便獲得了該結構在鎖定時的構型。如圖5（c）所示，基于竹子形的解鎖釋放裝置同樣由內筒和外筒組成，利用特殊的裝置將內筒和外筒的頂端調整成具有明顯直徑差的構型，并組裝到一起。這三種結構分別利用的扭轉變形、彎曲變形和收縮變形作為鎖緊和釋放的機制，通過電加熱均可以在30 s 內完成其解鎖過程。但是由于該結構的鎖緊機制限制，僅僅適用于承載不超過1 kN的場合。

圖5 基于SMP的解鎖釋放機構［53］Fig.5 Releasing device based on SMP［53］

為了提高解鎖釋放機構的承載能力，冷等［54］提出了一種基于纖維纏繞技術的高承載壓縮型解鎖釋放機構，如圖6（a）所示。該機構同樣由內筒和外筒構成，通過在該機構上面配置壓痕，調節(jié)壓痕的數量和尺寸便可以調節(jié)其承載力。經過實驗驗證，該結構的承載力可高達10 kN。ZHAO等［55］通過對該結構進行改進，設計了一種“沙漏型”低沖擊鎖緊釋放裝置，其結構示意圖如圖6（b）所示。該結構的內芯采用金屬制備而成，外筒為SMP 或者SMPC。鎖定時，將外套筒按照內芯上的凹陷進行壓縮；分離時，對外部套筒的凹陷部位進行局部加熱即可。同樣，該解鎖釋放機構的鎖緊力可以通過調節(jié)壓痕的數量和深度來調控。結合絲網印刷技術，ZHANG 等［56］開發(fā)了一種超輕的鉤形解鎖釋放裝置，用于解鎖和固定一個小立方體衛(wèi)星上的太陽能陣列。該解鎖釋放裝置采用氨綸纖維增強的環(huán)氧基SMPC 制備而成，通過絲網印刷技術將電阻嵌入到構件內部，賦予了其更好的柔韌性，該結構連同外部電路總質量為6 g。在立方體衛(wèi)星樣機上對該結構的性能進行了實驗，驗證了該釋放裝置的可行性、鎖定性能和可重復使用性。在3 V 電壓的驅動下，該結構用時25 s 展開，并且該解鎖釋放結構在20 個循環(huán)周期內性能穩(wěn)定，如圖6（c）所示。

圖6 不同樣式的解鎖釋放裝置Fig.6 Different styles of unlock releasing devices

3 可變形飛行器

可變形飛行器的概念來源于鳥兒在空中自由飛行的過程中可以根據氣流和飛行目的改變翅膀的形狀。例如：當鷹尋找獵物時，它的翅膀是完全展開的，但是一旦它發(fā)現獵物，它的翅膀會卷曲到身體上，迅速俯沖向獵物［57］。然而，傳統飛機在一次飛行中只能執(zhí)行單一任務，如用于攻擊任務的F?17，或用于長途運輸任務的波音747［58］?；谌蝿招枨蟮牟淮_定性，未來飛機應該擁有一些技術來改變機翼幾何構型來提高飛機的飛行性能。例如，飛機在執(zhí)行巡航任務時，其機翼是平的，一旦飛機遇到某種特殊情況，機翼可以通過折疊以提高飛行速度，如圖7（a）所示。Lockheed Martin 公司［59］提出了一種Z 形可變翼飛行器的概念，并通過地面和風洞測試驗證了無人飛行器飛行性能。然而，翼型變化時，可變形蒙皮的設計也面臨著一定的挑戰(zhàn)，不僅需要較高的強度以抵抗氣動載荷，又需要保證光滑的氣動表面。美國CRG 公司（Cornerstone Research Group）［60］提出了基于SMPC 的無縫蒙皮的制造技術，即在連接部位使用SMP材料，如圖7（b）所示，機翼蒙皮可以基于鉸鏈的收攏或展開的狀態(tài)而變形。在高溫下，SMPC 材料處于橡膠彈性狀態(tài)，無縫蒙皮容易折疊而不損傷，當再次加熱溫度時，形狀可以回復到其初始形狀。

YU等［61］人提出了一種由SMP/SMPC組成的變形翼的概念，并將碳纖維增強的SMPC 蒙皮的部署過程與SMA 線增強的SMPC 和彈性鋼片增強的SMPC 的部署過程進行了比較。結果表明，SMA 線和彈性鋼片增強的SMPC 蒙皮比碳纖維增強的SMPC 具有更高的回復速度。此外，YIN 等［62］提出了變弧度機翼的概念，并進行了相關的實驗來測量變形機理，選用布拉格光柵測量機翼的撓度，如圖7（c）所示。考慮到SMPC 在高/低溫下具有可變的力學性能，CHEN等［63?64］制備了碳纖維增強的變剛度苯乙烯基SMPC管，并嵌入柔性硅橡膠蒙皮中。實驗結果表明，變剛度SMPC 管對變形蒙皮變形有顯著影響：隨著時間的增加，撓度逐漸增大。此外，GARCIA 等［65］對無人機變形的概念、設計、技術和發(fā)展狀況進行了很好的總結，特別對各種技術的優(yōu)缺點進行了詳細的闡述。

圖7 可變翼和可變形蒙皮Fig.7 The morphing wing and deformable skin

宮曉博［66］研究了一種基于SMPC 變剛度波紋板的可變彎度機翼。該機翼由柔性表皮、變剛度波紋板、主動變形蜂窩結構以及充氣單元構成，如圖8（a）所示，其中變剛度波紋板采用碳纖維氈增強的環(huán)氧基SMPC 制備。該可變彎度機翼的原理樣機如圖8（b）所示，在氣壓的作用下，該機翼中的主動變形蜂窩構型發(fā)生變化，從而導致整個機翼的后緣發(fā)生偏轉，彎度發(fā)生變化。利用SMPC 的變剛度性質，通過電加熱使其升高到Tg以上，在氣壓的作用下，機翼后緣的變形量可達53 mm，表現出了較強的變形能力。變形翼尖技術可以通過改變固定翼的構型調節(jié)阻力、燃油消耗和起飛和降落的距離。SUN 等［67］提出了一種基于主動充氣蜂窩和SMPC 蒙皮的變形翼尖概念。兩種材料和結構子系統的結合允許翼尖在氣動肌肉的驅動下展開，并且氣動蒙皮也能夠承受一定的氣動載荷。該系統中的蜂窩結構由充氣管通過體積膨脹來驅動，并且該蜂窩結構為凹角構型，具有負泊松比效應。氣動纖維作為一種可以提供軸向推力的輕量化、低成本和高效的驅動器，還可以抵抗彎矩，圖8（c）為可變形翼尖的變形過程。

圖8 基于SMPC變剛度波紋板的可變彎度機翼Fig.8 Variable camber wing based on SMPC variable stiffness corrugated plate

4 4D打印可變形結構

隨著航天事業(yè)的發(fā)展，對探索越來越難以進入的空間環(huán)境以及對更多、更復雜的有效載荷的需求，使得對可展開系統的需求激增。盡管為了確保穩(wěn)健，對機械化裝載和展開過程進行了大量研究，但隨著系統越來越復雜，系統構成材料的固有行為成為實現大規(guī)?？烧归_系統部署的可行手段。而通過使用4D 打印技術，可以在可編程物質內嵌入和分布傳感、控制和驅動元件，展示出了一種制造一體化的可行方法。

CHEN 等［68］提出了一種基于SMP 的可展開太陽能電池板陣列概念，該結構采用商用打印機Stratasys Connex3 Objet500，利 用FLX9895（Tg為35 ℃）和RGD835（Tg為65 ℃）兩種材料制備而成。該自展開系統具有一個完整的旋轉周期，可通過對該結構提前進行編程，在相應的環(huán)境刺激下完成其自展開功能，其可重構功能和結構穩(wěn)定性利用組成材料的物理特性以及楔形單胞的結構來實現。該結構可以折疊成圓盤狀，也可以折疊成圓錐狀，其面積變化超過10 倍。在加熱的環(huán)境中，該機構經過40 s 逐漸展開，首先是系統整體的旋轉，之后呈放射性膨脹展開，如圖9（a）所示。QI等［69］提出了一種基于SMP的可展開鉸鏈，并利用該鉸鏈設計了可變形襟翼和可展開結構。同樣，該結構通過商用打印機Stratasys Connex3 Objet500，利用與機器配套的專用材料進行制備。該結構將活動鉸鏈與彈性柔性鉸鏈結合在一起，在編程過程中儲存彈性應變能，然后在驅動時釋放彈性應變能，從而有效提高結構的承載能力，并且在該結構中嵌入了電阻絲來實現局部焦耳加熱。通過多材料噴墨4D 打印技術提供了柔性鉸鏈的機械性能的高度可定制性，顯著提高了設計靈活性。圖9（b）和（c）分別展示了可變形襟翼和可變形結構在電驅動下的形狀回復過程，通過電阻加熱的方式可以有效地調控材料內部的溫度分布，并將其控制在一定的范圍。為了提高折紙結構的剛度和回復力，XIN等［70］利用4D 打印技術和形狀記憶打印絲采用熔融打印的方式，設計并制備了以拉脹力學超材料為夾芯結構的4D 打印SMP 折紙結構，如圖9（d）所示。研究了夾芯結構的面內拉伸、三點彎曲和形狀記憶性能，表征了折紙結構的快速響應、大收納比和高回復率等性能，該結構在空間可展開天線中具有廣闊的應用前景。4D打印雖然在空間可展開結構方面應用前景巨大，但是限于材料及打印設備的打印尺寸等，目前該技術尚處于研發(fā)階段。然而，關于4D 打印可變形結構的研究目前更多的是一個概念性的設計，其材料的性能是否滿足航天航空的需求尚需驗證。

圖9 4D打印可展開結構Fig.9 Deployable structures fabricated by 4D printing

5 展望

介紹了SMP 和SMPC 在航天航空領域的應用現狀和發(fā)展前景。在外部刺激下模量可改變是SMP 和SMPC 最顯著的特點，利用該性質SMPC 鉸鏈/臂架可以折疊、收攏，并利用其形狀記憶特性實現結構的形狀固定和形狀回復?；谥悄懿牧系目烧归_結構具有設計簡單、工藝性好以及Tg可調的優(yōu)勢，預計不久的將來在航天航空領域有多維度的發(fā)展。然而，SMPC 在航天航空領域的應用還面臨一些挑戰(zhàn)，如具有較高的Tg并能夠適應空間惡劣環(huán)境的SMP 和SMPC 的材料類型以及用于4D 打印的抗空間輻照的材料非常有限。因此，開發(fā)具有能夠抗空間輻照、具有較高Tg的SMP 和SMPC 以及適合4D 打印的材料是未來需要發(fā)展的方向之一?；赟MP 和SMPC 的結構大大降低了機械結構的復雜性，目前所報道的空間可展開結構包括太陽能陣列、太陽帆和天線等，其構型相對較小。而4D 打印技術在集傳感、控制和驅動于一體的空間可展開結構的制備上展現出了一定的優(yōu)勢。因此，通過對4D 打印設備進行合理的改進，并結合折紙等概念，制備具有更大的收納比的、更大型的結構也是未來可以探索的方向之一。