碳纤维复合材料在航天领域的应用

李 威，郭权锋

（中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，吉林长春130033）

碳纤维复合材料在航天领域的应用

李 威，郭权锋

（中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，吉林长春130033）

综述了碳纤维复合材料的应用现状和发展前景。首先，概述了碳纤维的分类和力学性能以及碳纤维复合材料的特性；重点介绍了碳纤维复合材料在国内外航天领域，特别是在卫星结构、运载火箭、精密支撑构件以及空间镜体等方面的应用情况。指出了目前碳纤维复合材料的主要问题是湿热效应。最后，结合我国国情，对碳纤维复合材料需要解决的问题提出了一些建设性的措施。

碳纤维复合材料；空间相机；湿热效应

1 引 言

随着科技的发展和进步以及各国对空间光学遥感器的进一步需求，空间遥感器必然向高分辨率、长焦距、大口径、大视场、大体积而质量更轻的方向发展［1］，然而，发展质量更轻的空间光学遥感器，必须采用性能优异的轻质结构材料，碳纤维复合材料（CFRP）的应用是实现这一要求的最好途径之一。

CFRP是以树脂为基体，碳纤维为增强体的复合材料［2］。碳纤维具有碳材料的固有本征特性，又有纺织纤维的柔软可加工性，是新一代军民两用的增强纤维。它优异的综合性能是任何单一材料无法与其比拟的，现在已经成为先进复合材料的主要增强纤维之一。

CFRP是20世纪60年代中期崛起的一种新型结构材料，一经问世就显示了强大的生命力［3，4］。当今，在众多的先进复合材料中，CFRP在技术成熟度与应用范围方面的表现尤为突出，它所具有的高比强度和比模量、性能可设计和易于整体成形等诸多优点，可以满足航天结构高结构效率的要求，易于得到尺寸稳定的结构。自从CFRP被广泛应用于军事、民用各个领域，尤其是航空航天领域后，其所展现出的优异特性使它已经成为一种不可或缺，同时又不可多得的多功能的特种工程材料。现在，CFRP已经与铝合金、钛合金、合金钢一起成为航空、航天领域的四大结构材料［5］。

2 碳纤维的分类和力学性能

按照原丝种类，碳纤维的原丝主要有PAN原丝、沥青纤维和粘胶丝。由这三大类原丝生产出的碳纤维分别叫做PAN基碳纤维、沥青基碳纤维和粘胶基碳纤维。其中，PAN基碳纤维占据主流地位，产量占碳纤维总量的90％以上，粘胶基碳纤维还不足1％。

航天用碳纤维的应用以高强、中模为主，高模也有少量应用。在各大碳纤维生产厂中，日本东丽公司［6］的品种较多，性能较好。表1为其产品的力学性能。

3 CFRP的特性

CFRP属于各向异性材料，与金属材料相比，材料本身及其结构上都有其独特的特点：

（1）密度小［7］。CFRP的密度与镁和铍基本相当，是其他几种金属材料密度的0.20～0.57倍（按碳纤维M40JB计算），一般来讲，采用CFRP作为结构件材料可使结构质量减轻30％～40％。

（2）比强度、比模量高［8］。用比强度（材料的拉伸强度与密度之比）和比模量（弹性模量与密度之比）的比较，很好地说明了CFRP在轻质高强方面的优越性。CFRP的轻质高强性能最为显著，其比强度比钢高5倍，比铝合金高4倍；比模量则是其它结构材料的1.3～12.3倍。若将这种性能优越的材料用在空间遥感器的结构构件中，必然会有助于解决许多传统材料无法解决的难题。

（3）设计上的先进性［9］。碳纤维增强复合材料是一种各向异性材料，表现出显著的各向异性，在沿纤维轴方向和垂直于纤维轴方向的电、磁、导热、比热、热膨胀系数以及力学性能等，都有明显的差别。CFRP的各向异性给设计带来较多的可选择性。CFRP的铺层取向可以在很宽的范围进行调整，由于铺层的各向异性特征，可通过选择合适的铺层方向和层数来满足强度、刚度和各种特殊要求，以获得满足使用要求、具有最佳性能质量比的复合材料结构，这为结构的优化设计开阔了巨大的发展空间，是各向同性材料所无法比拟的。

（4）良好的抗疲劳特性。疲劳破坏是指材料在大小和方向随时间发生周期性变化的载荷（即交变载荷）作用下，产生裂纹和断裂的现象。在CFRP中存在着许许多多的碳纤维和树脂基体界面，这些大量的界面能够阻止裂纹的扩展，延迟疲劳破坏的发生。复合材料比金属材料的耐疲劳性能高很多。通常情况下金属材料疲劳强度极限为拉伸强度的40％～50％，而碳纤维增强聚合物基复合材料的疲劳极限可以达到拉伸强度的70％～80％，说明在长期交变载荷条件下工作时复合材料构件的寿命高于传统材料构件。

（5）抗振性能好。受力结构的固有频率除和结构几何形状和尺寸有关外，还和材料的比模量平方根成正比。根据特点（2）中对于比模量的分析可知，CFRP具有较高的固有频率，同时复合材料基体纤维界面有较大的吸收振动能量的能力，因而材料的阻尼较高，这些特性都有利于提高复合材料结构的抗振性能。

（6）高温性能好。铝合金在温度400℃时，其弹性模量几乎下降到零，强度也显著下降。碳纤维-铝合金复合材料在400℃高温下，强度和弹性模量基本无变化。有的CFRP具有很好的烧蚀性能。弹头和再入飞船可借助表面烧蚀材料保护自身并保持其内部温度正常。

（7）破损安全性高。从力学的角度来看，CFRP内部存在着的大量界面以及碳纤维本身承载的特点，使其成为典型的超静定体系。研究表明复合材料的破坏需经历基体损伤、开裂、界面脱粘、纤维断裂等一系列过程，使用过程中，碳纤维复合材料构件即使过载而造成少量纤维断裂，其载荷也会通过基体的传递分散到其它完好的纤维上去，使整个构件不会在短时期内丧失承载能力，表现出较高的结构破损安全性。

（8）易于大面积整体成形。由于CFRP的树脂基体是高分子材料，虽然在CFRP的成形过程中，对其进行理论分析和机理预测比较困难，但是对于批量生产而言，当工艺流程文件确定后，CFRP构件的制作比较简单。许多方法可被用于CFRP构件的成形，其中包括整体共固化成形，这种成形技术大大减少了零件和紧固件的数量，简化了生产工序，缩短了生产周期。例如，美国洛克希德·马丁公司试制的JSF战斗机的复合材料垂直安定面，复合材料的零件数目减少到1个，原先众多的钣金铆接件被取代，取消了1 000多个机械紧固件，既简化了工序，又节省了工时，使装配协调问题更简单，制造成本减少了60％。此外，树脂基复合材料构件可采用拉拔、注射、缠绕、铺放技术进行，并容易实现成形自动化。

减轻结构重量对空间光学遥感器等航天仪器具有特殊重要的意义［10，11］。CFRP所具有的上述优异特性，若应用于航天结构，可比常规的金属结构减重30％左右，对减轻质量和可设计性而言是最具发展和应用潜力的先进材料。目前，CFRP已经被广泛应用在国内外航天领域中［12］。人们甚至将CFRP在航天结构上应用的规模视为衡量航天结构先进性的重要标志之一。

4 CFRP在国外航天领域的应用

CFRP在国外航天领域的应用主要体现在卫星结构、运载火箭、精密支撑结构件及光学镜体4大方面。

4.1 在卫星结构上的应用

（1）卫星本体结构

由于CFRP具有较高的比强度、较大的比刚度和良好的抗疲劳性能等特性，适于用来制造卫星本体的结构。CFRP在卫星本体上的应用主要包括卫星外壳、中心承力筒和各种仪器安装结构板等。

在法国电信一号通信卫星［9］本体结构中，带有4条环形加强筋的中心承力筒是由CFRP制成的，它通过螺接连接在由CFRP制成的仪器平台上。卫星的蒙皮是由 T300 CFRP制成。由于CFRP的比模量高，在日本JERS-1地球资源卫星壳体内部的φ500 mm的推力筒、仪器支架、8根支撑杆和分隔环都使用了M40JB CFRP，此外，卫星的外壳、一些仪器的安装板均采用了碳纤维/环氧蜂窝夹层结构。

（2）卫星能源系统—太阳电池阵结构

卫星在太空中工作所需要的电能是由太阳电池阵提供的，用电量较大。卫星发射时，大型太阳电池阵通常都是折叠的，在空中进行展开，面积较大，不能采用金属件制成。由于CFRP具有质量轻、比强度高、比刚度大以及线膨胀系数小的特点，因此，大型太阳电池阵通常采用CFRP。由德国MBB公司研制出并已应用于轨道试验卫星的一种刚性太阳电池阵是由CFRP面板、薄壁方形梁和铝蜂窝胶结而成，面积为11.4 m2。应用在国际通信卫星Ⅴ号［13］上的太阳能电池帆板的面积为18.12 m2，也采用了CFRP，每个帆板的长为7 m，宽为1.7 m。德国MBB公司研制的另外一种太阳电池阵是半刚性的，其上面的方管形桁架采用了CFRP。

（3）卫星通信系统—天线结构

天线是任何卫星都不可缺少的星载设备，它一般均安装于卫星外表面，当观察一颗卫星时，天线往往是最容易看到的部分，不同用途的卫星通常需要不同用途的天线，即便同一颗卫星，为了完成不同的功能要求，往往需要多种天线，如美国ACTS［14］卫星（如图1所示）上包含着各种用途的反射天线、接收天线、遥控天线和C波段全向天线等。

图1 美国ACTS卫星Fig.1 Advanced communication technology satellite

卫星上安装的大型抛物面天线等强方向天线要求在温度急剧变化的空间环境中仍然能够保持稳定的外形，这就需要采用线膨胀系数极小的材料，即具有较好的热稳定性。由于CFRP的可设计性，可以通过选择碳纤维的单层铺设角、铺层比和铺层顺序来获得抛物面天线所要求的刚度、强度以及极小的线膨胀系数。大型抛物面天线一般采用高强度和高刚度的CFRP蜂窝夹层结构，能承受主动段的静、动力载荷，以及良好的微波反射特性等。

图2 ATS卫星Fig.2 Applications technology Satellite

国外在卫星结构中较早应用CFRP的是应用技术卫星（ATS-F）（如图2所示）上的天线支撑桁架。为了使天线支撑桁架具有较高的结构刚度和较低的线膨胀系数，采用了8根CFRP制成的φ 66.3 mm，长度为4.4 m的圆柱形支撑杆组成桁架结构。用CFRP制成的桁架在满足使用要求的前提下，比相同结构的铝台金桁架质量减轻约50％［9］。国外用CFRP制成的卫星天线见表2。

表2 国外其它卫星天线应用CFRP的情况Tab.2 Application of CFRP in foreign satellite antennas

日本东丽公司近年来连续推出的T800和T1000等高强度纤维和 M40J、M50J、M55J及M60J等高模量碳纤维，使CFRP在卫星上的应用正大量从次承力结构件转入主承力结构件。

4.2 在运载火箭方面的应用

在运载火箭方面，由于CFRP具有耐高温、比强度高和比模量高等力学特性，常被应用在火箭的排气锥体、发动机的盖、壳体、燃烧室、发动机喷管、喉衬、扩散段以及整流罩等部位。目前，运载火箭上所采用的CFRP件在质量上比铝合金构件节省约10％～25％。

美国空军实验室1997年在国家导弹防御系统试验项目（BMDO CEP）支持下，成功设计并制造了以CFRP为加强筋的AGS整流罩［15］（如图3所示），重量仅 37 kg，同类型铝合金防护罩重97 kg，运用纤维缠绕技术实现了自动化生产，工艺周期缩短88％，比同类型蜂窝夹层结构制造复合材料整流罩减重40％，成本降低20％。

美国、日本、法国的固体发动机壳体主要采用CFRP，如美国三叉戟-2导弹［13］、战斧式巡航导弹、大力神-4火箭、法国的阿里安娜2型火箭（如图4所示）、日本的M-5火箭等发动机壳体，其中使用量最大的是美国赫克里斯公司生产的抗拉强度为5.3 GPa的IM-7碳纤维，性能最高的是日本东丽公司生产的 T800碳纤维，抗拉强度为5.65 GPa，杨氏模量为300 GPa。

图3 CEP火箭有效载荷整流罩Fig.3 Payload fairing of CEP launch rocket

图4 法国的阿丽亚娜火箭Fig.4 Ariane rocket from French

4.3 在精密支撑构件上的应用

随着空间技术的发展和对轻质复合材料的牵引，CFRP作为结构件逐步应用于空间光学遥感仪器结构中，尤其应用在支撑各光学元件的精密结构件中，且有逐步增长的趋势。

美国NASA的哈勃空间望远镜中有一台叫作FOC（FAINT OBJECT CAMERA）［16］的相机（如图5所示）。这是一台包括滤光镜、折叠镜、光屏以及检测器等多个通道的复杂光学系统的微弱目标相机。这些光学元件都安装在由高模量碳纤维/环氧复合材料制成的光学平台上。这个光学平台的纵向线膨胀系数为0±0.2×10-6/℃ ，横向线膨胀系数为-0.3×10-6/℃，在复杂的空间环境条件下都具有非常好的尺寸稳定性，可以观测到27等星。

图5 美国的FOC相机Fig.5 American faint object camera

图6 哈勃望远镜碳纤维桁架式支撑结构Fig.6 CFRP truss structure on Hubble space telescope

图7 国际紫外线探测卫星Fig.7 International UV explorer satellite

美国哈勃空间望远镜的主支撑结构采用了CFRP制成的精密桁架结构（如图6所示）。采用桁架设计是为了使主镜和次镜能够达到间隔漂移3 μm，偏心10 μm，倾斜2＂的对准精度［17］。该桁架结构由3个直径为2.4 m、横截面为“工”字形的支撑环和48根2.13 m长的支撑杆构成，这些构件都有严格的线膨胀系数要求，48根支撑杆的线膨胀系数为0.025±0.035×10-6/F，3个支撑环的线膨胀系数为0.25±0.15×10-6/F。每根支撑杆的结构都是由两种碳纤维组成的多层复合材料，T50纤维（2层）平行于支撑杆的纵轴放置，而T300纤维（1层）与该轴呈±59°放置。3个支撑环设计成网状结构，由3层T300/934纤维组成，每一层厚0.33 mm。支撑环的盖是多层复合材料，由2层0°铺层的T50纤维和1层±40°铺层的T300纤维构成。通过分析和测试证明，该CFRP桁架结构可以达到工作环境下高稳定性的要求。

在“国际紫外线探测卫星”（如图7所示）上，为了保证卫星的探测效果，经过详细的计算，要求卫星本体的轴向膨胀＜2 μm。常用的一些金属材料不能达到这个指标要求，因此，通过铺层设计采用了16根由碳纤维/环氧复合材料制成的桁架结构来支撑光学元件，不受空间温度变化的影响。

4.4 在空间光学镜体上的应用

为了满足空间光学遥感器中光学系统的高分辨率、小体积、轻质量的要求，CFRP不仅大量应用在精密支撑构件上，而且正在向精度和稳定性很高的空间光学镜体上发展。

美国复合材料光学制造公司（Composite Optics，Inc.，cot）从20世纪80年代开始研究发展CFRP镜面成型技术［18］。1995～1996年间，研制出了5种小型的镜面，有平面型和球面型的，制造精度在1～2 μm RMS之间［19］。

20世纪80年代，欧洲空间局开展了XMM研究，采用了高模量碳纤维/环氧复合材料制造镜面，并获得了初期成功［20］。20世纪90年代后期，为了降低空间天文望远镜的质量，提高望远镜的动力学特性，NASA戈达德宇航中心采用M55J/EX1515碳/氰酸酯复合材料，应用离子束抛光等技术获得了φ 420 mm、表面粗糙度＜1 nm、面密度＜2 000 g/m2的镜面［21～23］，对空间天文望远镜有极为重要的意义。

目前，采用CFRP所制造的镜面精度已能达到红外的精度，具有可见光精度的光学镜体还没有研制出来，相信随着未来碳纤维和树脂基体的进一步开发，采用特殊的光学加工技术，大口径、高精度的可见光甚至是紫外的空间光学镜体会研制成功，并且应用于空间光学遥感器中。

5 CFRP在国内航天领域的应用

我国在航天领域对CFRP结构的研究始于70年代，自从1984年我国东方红1号卫星上首次使用碳纤维/环氧复合材料以后，CFRP在我国卫星的结构件、大型运载火箭以及空间相机上获得了广泛的应用。

5.1 在国产卫星上的应用

目前，在我国自行研制的卫星结构中，大量采用CFRP结构。因为卫星结构纯属有效载荷，减重的经济效益很大，又因其空间环境恶劣，要求卫星结构的尺寸和性能稳定、变形一致，所以在卫星的主体骨架结构、外壳结构、太阳能电池板组件、桁架结构、天线结构、仪器安装板和支架结构等都在不断扩大使用CFRP。CFRP在国内卫星的应用情况见表3。

表3 国内卫星应用CFRP的结构件Tab.3 Application of CFRP to satellite at home

5.2 在大型运载火箭上的应用

近10多年来，我国已经在多种型号的大型运载火箭，特别是上面级结构中广泛采用CFRP，有效地减轻了上面级结构质量，对提高运载火箭发射有效载荷的能力具有十分明显的效果。CFRP在大型运载火箭的应用大致经历了由70年代的简单零部件，次承力件转化到80年代以来大型部段复杂结构，主承力结构件。CFRP在运载火箭中的具体应用实例见表4。

表4 CFRP在我国运载火箭上的应用Tab.4 Application of CFRP to carrier rocket at home

5.3 在空间相机结构件上的应用

图8 空间相机遮光罩Fig.8 Lens hood of space camera

图9 空间相机支架Fig.9 Bracket of space camera

CFRP应用在我国自行研制的空间相机上始于20世纪末21世纪初，最初只是应用在对强度要求较高的结构件中，如空间相机遮光罩（如图8所示）、光阑板、空间相机支架（如图9所示）等，所用的 CFRP的型号为 T300或 T700。基于CFRP的可设计性，自 2003年以来，高模量的CFRP逐步应用于空间相机的精密支撑结构件中，尤其是在对刚度要求较高、线膨胀系数要求极为严格的连接在光学元件之间的精密支撑结构件的应用越来越广泛，且有逐步增长的趋势。如在某空间相机中连接在各光学元件之间的“零”膨胀系数支撑杆（如图10所示），所用的CFRP型号为M40JB。我国在近年发射的某卫星中搭载的高分辨率空间相机，构成该相机光学系统的主镜、次镜、第三反射镜及折叠镜都安置在由 M40JB CFRP制成的相机框架（如图11所示）上，该相机框架具有较高的尺寸稳定性，能够保证相机在轨获得清晰的图像，这是我国首次在航天领域使用CFRP作为高精度光学元件的精密支撑结构件并获得成功。

图10 “零”膨胀系数支撑杆Fig.10 Pole with“0”thermal expansion coefficient

图11 空间相机精密框架Fig.11 Precision frame of space camera

5.4 在空间光学镜体上的研究进展

文献［20］指出，2001年，天文光学技术研究所正与南京航空航天大学协作，共同开展CFRP用于光学镜面的课题研究，预计不远的将来可以研制出用CFRP制成的光学镜面。

6 CFRP的湿热效应

CFRP在大气中存储和使用时，水分与温度的作用会使CFRP的力学性能明显下降。CFRP的基体是树脂，树脂吸湿后会引起体积膨胀，不仅会产生湿热变形与应力，同时还会降低材料本身的刚度和强度［24］。吸湿后的 CFRP在真空中一段时间后会产生放气现象，引起材料本身尺寸和质量的变化。

为了验证CFRP在湿热条件下的尺寸稳定性，作者对由M40JB碳纤维/环氧体系制成的某空间相机主次镜间精密支撑连接筒做了严酷的湿热试验。为了更加全面地了解CFRP连接筒对湿热环境的适应性，将湿热试验分为两个阶段，即按地面机载电子设备的湿热条件和按航天设备的湿热条件分别进行，先按照地面、机载电子设备的试验条件进行5个循环的湿热试验（1个循环为24 h），然后按照航天设备的湿热条件进行10个循环的湿热试验（1个循环为12 h）。图12为CFRP连接筒在湿热箱中准备做试验的照片。

图12 CFRP连接筒湿热试验Fig.12 Moist heat experiment of CFRP connecting cylinder

湿热试验后采用光学测量方法来测量连接筒两个端面的相对角度变化量。经过光学测试，湿热试验后连接筒两个端面的角度变化量为18＂，超出了要求的10″的精度。通过严酷的湿热试验，证明了CFRP对湿热有较大的敏感性。

1984年4月，NASA提供的长期暴露试验装置在近地轨道环境下暴露了5年零9个月。对搭载的CFRP试样空间暴露后的力学性能分析表明，断裂韧性明显下降，对弹性模量的影响也很大，拉伸、弯曲和层剪强度都有不同程度的降低。表面分析表明，近地轨道暴露使环氧树脂基体和碳增强纤维发生了侵蚀。空间暴露后试样发生了明显的质量损失，同时有析气现象发生，使试样的尺寸发生了很大变化［25～29］。

目前，国内外许多业内人士对CFRP的湿热效应做了大量深入的研究，一些对湿热不敏感的树脂基体相继涌现，使CFRP对空间复杂环境的适应性逐步增强，质量损失和尺寸变化越来越小，为CFRP更加广泛地应用于高精密的航天仪器提供了有力保障。

7 建设性措施

（1）目前，我国国产的CFRP的性能、质量、价格以及供货能力等方面还远远不能满足国防、航空航天以及民用领域的需求［30～31］，尤其在航天领域大多使用国外进口的高性能纤维。为了改变我国在高性能CFRP方面长期依赖进口的局面，应该重点研制出满足空间领域条件特殊需要的碳纤维。

（2）在研究CFRP力学性能的同时，对CFRP的湿热效应做进一步的研究，使湿热效应对复合材料结构件的力学性能影响降到最小。加强长时间空间环境对CFRP性能影响的研究工作。

（3）注意国外新发展的CFRP的新内容、新技术和新理论。选择一些有条件、有基础的单位，深入地进行研究。

（4）加强有关复合材料的教育工作，培养高水平人才，注意拓宽他们的学术知识面，因为复合材料的学术内涵是综合性和多学科性的。

8 结束语

CFRP作为先进复合材料的首选已经广泛应用于航空航天等领域，而且需求不断增长，发展前景看好。CFRP应用的多少已成为衡量一个国家在航天领域发展水平的重要标志之一。随着科学技术的不断进步，碳纤维的产量将不断增大，质量逐渐提高，生产成本稳步下降，各种性能优异的CFRP将会越来越多地出现在航天领域中。航天遥感仪器的先进性标志之一是结构的先进性，CFRP是实现结构先进性的重要物质基础。我国在航天领域对CFRP的需求会不断增大，却面临着国外技术的封锁和我国技术储备的不足。因此，必须坚持自主创新，在碳纤维复合材料的制造、设计、性能测试等方面有新的突破，为我国空间事业的发展做出更大的贡献。

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Application of carbon fiber composites to cosmonautic fields

LI Wei，GUO Quan-feng

（Changchun Institute of Optics，Fine Mechanics and Physics，Chinese Academy of Sciences，Changchun 130033，China）

Applications and development of Carbon Fiber Composites（CFRPs）are overviewed in this paper.Firstly，the classification and mechanical properties of carbon fibers are described，and the characteristics of CFRPs are discussed.Then，the applications of CFRPs to cosmonautic fields at home and abroad are introduced，especially in satellite structures，carrier rockets，precision components and space mirrors.By taking some experiments for examples，it points out that the hydrothermal effect is main problem for CFRPs.Finally，some constructive ideas are put forward based on national conditions in the course of CFRP development.

carbon fiber composite materials；space camera；hydrothermal effect

国家自然科学基金资助项目（No.60507003）

V447；V25

A

1674-2915（2011）03-0201-12

2011-01-26；

2011-03-25

李 威（1970—），男，吉林长春人，博士，研究员，主要从事空间光学遥感器的总体设计、结构设计及分析等方

面的研究。E-mail：leew2006@ciomp.ac.cn

郭权锋（1979—），男，河南禹州人，博士研究生，助理研究员，主要从事空间相机光机结构方面的研究。

E-mail：viking2000@sohu.com