面向空间应用的薄膜可展开结构研究进展及技术挑战

彭福军，谢 超，张良俊

·特约稿件·

面向空间应用的薄膜可展开结构研究进展及技术挑战

彭福军1，2，谢 超1，张良俊1

（1．上海宇航系统工程研究所，上海201108；2．上海市空间飞行器机构重点实验室，上海201108）

空间可展开结构正向着大型化、轻量化和高精度的方向发展，薄膜可展开结构以其高收纳比、高比刚度等优势而成为大型空间可展开结构的重要实现手段之一。结合未来构建大型空间结构系统的需求，梳理了薄膜可展开结构在大面积电池阵、大口径星载天线、太阳帆、遮光板、再入减速装置及太空舱等多个方面的典型空间应用，介绍了各类空间薄膜可展开结构的研究进展，探讨了薄膜可展开结构在系统设计、柔性材料、收拢展开、结构控制和加工测试等方面存在的技术挑战。

空间结构；轻量化；薄膜结构；可展开结构；柔性结构

1 引言

可展开空间结构技术是解决航天器大尺寸结构发射包络限制问题的主要手段。自二十世纪60年代以来，可展开空间结构技术快速发展，尤其在大功率空间发电、天基遥感等重大应用需求牵引下，空间可展开结构正呈现出大型化、轻量化、高精度等发展趋势［1⁃2］。采用薄膜材料作为负载面的薄膜可展开结构因其具有收藏体积小、重量轻等优势而日益受到关注，并已相继在大面积太阳电池阵、太阳帆和充气舱等空间大型可展开结构中成功实现工程应用或在轨验证［3⁃6］。本文主要梳理大型薄膜可展开结构的典型空间应用及研究进展，探讨薄膜可展开结构应用所面临的技术挑战。

2 薄膜可展开结构的典型空间应用

近年来，载人航天、深空探测、大型太空望远镜、高分辨率对地观测及空间大型光电转换收集等任务的推进和实施，对空间大型薄膜展开结构的应用提出了迫切的需求，主要表现在以下几方面：

1）深空探测航天器大功率电推进系统、月球基地及太空发电站等需要大面积薄膜太阳电池阵展开结构

执行近月球空间探测、近地小行星探测、火星探测等深空探测任务速度增量高，传统化学燃料推进方式对推进剂的消耗量大、续航能力低，难以适用远距离、长时间的深空探测任务。目前正在研发的电推进技术可大幅减少深空探测的燃料消耗和任务成本，并能够降低对航天器总体重量的依赖程度［7］，是较为理想的新一代推进技术，被誉为“21世纪空间探测的革命”。美国已提出太阳能电推进（SEP）技术项目［8］，大力研发300 kW量级的大功率电推进航天器用于火星及小行星探测。其中，大面积轻质电池阵便是主要关键技术。该项目计划在近期研制大功率电推进卫星，配备有面积约100 m2左右、面密度1 kg／m2、具备20 kW供电能力的大面积轻质太阳电池阵。

此外，用于支持载人月球基地能源供应的月球太阳能电站，以及用于解决地球能源危机的太空发电站的发电量更是高达MW级甚至GW级［9］，迫切需要研制大面积、轻质、可模块化组装的太阳电池阵。如论证中的我国太空发电站发电功率为2 GW，太阳电池阵尺度达千米级［10］，目标面密度近0Ʊ 6 kg／m2。

2）高分辨对地观测需要大尺寸薄膜天线展开结构

高分辨率对地观测系统可为国民经济和航天活动提供重要保障，同时在地球资源勘探、防灾减灾、公共安全等应用领域发挥重要作用，是未来航天技术发展重点之一。星载雷达是广泛应用的对地观测手段之一，为进一步提高其监视和跟踪能力，美国ISAT计划提出研制300～600 m2量级的大型星载雷达天线［11］，其展开结构的轻量化技术是亟待突破的关键技术。

3）深空探测及增阻离轨任务需要太阳帆展开结构

借助光压推进的太阳帆航天器可实现更高效的地磁暴预警、太阳极区探测等深空探测等任务。为达到较高的特征加速度，深空探测太阳帆展开尺寸需要达到几十米甚至几百米的量级，面密度达到100 g／m2以下［12］，目前已有用于金星探测的日本IKAROS太阳帆完成飞行试验［5］。

近地轨道航天器增阻离轨是太阳帆技术的一个重要应用方向，通过展开薄膜帆面实现大气拖曳降轨，可大幅缩短废弃航天器的离轨时间［13］，美国已成功发射的Nanosail⁃D太阳帆已顺利实现在轨展开和离轨试验［14］。

4）大型空间望远镜需要超轻的遮光罩展开结构维持其工作环境

大型空间望远镜是人类探索宇宙的重要科学仪器，利用大口径太空望远镜可实现更远距离、更高质量的太空观测效果［15］。美国正在研发的James Webb望远镜配备了5层19Ʊ 8 m长的薄膜遮光罩，为主镜提供恒温条件，保护光学元件避免阳光直射［16］。

5）空间站物资下行及星球探测需要轻量化充气式再入减速装置

为适应空间站物资下行的及时性需求，进一步提高航天器再入返回或进入地外星球大气的有效载荷比重，国内外正在研究基于充气式柔性结构的再入减速装置［17］。该技术可突破防热结构尺寸受运载包络的限制，达到更大的阻力面，在稀薄大气段充分减速，显著改善再入热环境，降低研制成本。现已进入工程验证阶段。

6）空间站及地外基地构建需要低成本充气式密封舱体

未来空间探测对长期有人驻留、短期出舱活动的大型密封舱体的需求不断增大［6］。基于薄膜材料制造的充气展开密封舱具有重量轻、折叠效率高、展开方式可靠、工程实施方便等优势，可充分利用现有运载发射能力，将更大的舱体运送至更远的轨道或地外星球，为人类航天活动提供保障［18］。2016年，美国BEAM充气式密封舱已在国际空间站成功完成展开测试［6］，是该技术投入工程应用的重要标志。

3 薄膜可展开结构的研究进展

3Ʊ 1 薄膜电池阵展开结构

美国航天局（NASA）与欧空局（ESA）共同研制的哈勃太空望远镜较早采用了薄膜太阳电池阵结构［3］，如图1所示。该电池阵设计为周边框架式展开支撑构型，采用双稳态薄壁结构实现柔性太阳电池翼阵面与展开结构同步卷曲收拢和展开，单翼长度为12Ʊ 2 m，宽度为2Ʊ 5 m，总面密度约3Ʊ 3 kg／m2。但受限于当时的技术水平，项目采用金属材料制备可展开结构，在轨运行过程中存在结构热颤问题。

国际空间站（ISS）的薄膜电池阵是大面积薄膜可展开结构的典型案例［4］，如图2所示。太阳电池阵设计为中心桁架展开支撑构型，采用美国AEC⁃Able公司研制FAST Mast（Folding Articula⁃ted Square Truss Mast）构架式伸展臂展开，具备较高的承载能力，每个太阳翼展开尺寸为34 m ×12 m，总面密度约1Ʊ 8 kg／m2。

2014年，美国可展开空间系统（DSS）公司针对大功率电推进（SEP）技术项目，借鉴哈勃太阳翼的周边框架式展开支撑构型，并采用网膜负载及热稳定性更好的碳纤维复合材料薄壁展开结构，研制了一款轻型ROSA（Roll Out Solar Array）太阳电池阵工程样机［20⁃21］，如图3所示。其展开尺寸为5Ʊ 5 m×15 m，总面密度约1Ʊ 6 kg／m2，可实现单翼20 kW的发电功率。

美国ATK公司同样针对SEP项目研制了一款MegaFlex的扇形展开太阳电池阵［22］。MegaFlex继承了该公司UltraFlex系列太阳电池阵的圆面构型方案，具有展开跨度小，比刚度高等优势。MegaFlex电池阵可采用网膜负载，并设计了支撑肋二次折叠机构，从而进一步缩小收拢尺寸。MegaFlex电池阵工程样机直径为10 m，如图4所示，电池阵重量比功率可达到200 W／kg，可适应发电功率在1～400 kW量级的电池阵尺寸拓展应用需求。

上海宇航系统工程研究所正在研制我国空间站柔性太阳电池翼，将成为我国首个实现工程应用的大面积薄膜太阳电池阵结构，如图5所示。该电池阵长度约30 m，面积约90 m2，目前已经完成了一系列功能、力学、空间环境和可靠性考核试验。

航天器不断增长的能源需求，特别是空间发电站等大型空间设施的构建任务，给电池阵可展开结构提出了模块化扩展的需求。美国SEP计划为满足MW级发电功率需求，提出了基于RO⁃SA太阳翼展开单元的模块化组合方案（Mega⁃ROSA），如图6（a）所示［20］。针对GW级以上太空发电任务提出了超大型电池阵（3 km量级）模块化平台方案［10］，如图6（b）所示。

3Ʊ 2 薄膜天线展开结构

美国喷气推进实验室（JPL）于1996年开展了充气天线展开试验（IAE）［23］，如图7所示。该天线采用3根长28 m的充气支撑杆将直径14 m的充气反射面展开，整个天线总重量60 kg，展开精度小于2 mm（RMS），未达到设计要求的1 mm（RMS）以内。原因主要是天线展开过程没有得到有效控制。

美国于上世纪90年代提出研制L波段有源相控阵薄膜SAR天线。论证的薄膜天线有效尺寸为3 m×10 m，采用周边框架式展开支撑构型。发射时天线卷曲固定在收藏箱内，进入预定轨道后通过向支撑管内充气等使之展开，整个天线也随之展成预定形状。天线阵面为三层薄膜结构。图8是JPL分别与ILC Dover公司和L′Garde公司研制的薄膜SAR天线样机［25⁃26］。两个天线结构类型类似，尺寸均为3Ʊ 3 m×1Ʊ 0 m，是实物尺寸的1／3。其中，L′Garde天线边框采用充气式层合铝薄膜结构，重约11 kg，面密度为3Ʊ 3 kg／m2；ILC Dover天线结构则采用充气式热固化薄膜结构，面密度约为1Ʊ 6 kg／m2。两个天线展开结构都可对薄膜阵面进行双向张拉，从而实现较高的结构刚度和较好的形面精度。L′Garde天线的形面精度为±0Ʊ 28 mm，ILC Dover天线的形面精度为±0Ʊ 7 mm。

德国宇航中心（DLR）自2005年起开展P波段薄膜SAR天线的论证工作。天线包括矩形框架与薄膜阵面两部分，矩形框架由2根可缠绕支撑杆和两根端部支撑杆组成，三层阵面连接于矩形框架上。天线的展开尺寸18 m×4Ʊ 3 m，收拢状态尺寸0Ʊ 6 m×4Ʊ 3 m×0Ʊ 3 m，设计重量仅53 kg。图9所示为1／3比例的P波段薄膜SAR天线样机［2］。

JPL针对深空通信应用，论证了一种圆形口径的X／Ka波段双频微带反射阵天线，其展开直径达10 m。为验证方案的可行性，JPL研制了口径2Ʊ 2 m的薄膜天线样机［27］，如图10所示，该天线设计为周边框架展开构型，但为了缩小横向收拢尺寸，提出了折⁃卷结合的二维收展方案。天线横向“Z”型折叠收展，框架转动部位采用C型弹性铰链连接；纵向由两根充气自硬化管实现卷曲收展。

2004年，美国诺格公司（Northrop Grumman）与SRS技术公司合作研制了5 m口径的静电成形薄膜反射面可展开天线［28］，如图11所示。这类天线主要采用静电实现型面精度的拉力控制，通过控制膜面背部电极上电势的大小及分布来调整成形精度。该天线主要包括薄膜反射面、供电系统、展开支撑结构、电极和其他的辅助硬件，共装配了216个电极，由13个通道控制。

3Ʊ 3 薄膜太阳帆及遮光板展开结构

俄罗斯研制了COSMOS⁃1太阳帆，采用三角叶片构型，如图12所示。重量为100 kg，由8片长度为15 m左右的三角形高强度聚酯薄膜帆片组成，每片帆片的周边是充气展开薄膜支撑管，薄膜帆片材料是厚度5 μm的覆铝增强Mylar膜，帆片总面积达600 m2［29⁃30］。遗憾的是，该太阳帆分别于2001年和2005年两次发射失败。

日本于2010年成功发射并在轨展开了IKAROS太阳帆，采用自旋动力实现膜面展开，无需支撑机构［5］，如图13所示。IKAROS展开系统总重约300 kg，收拢构型为直径1Ʊ 6 m、高0Ʊ 8 m的圆筒状，帆面折叠卷绕收藏于中心圆筒结构外侧；展开时，通过旋转筒体，释放出安装在四角的质量块，利用离心力，使帆展开成边长约14 m的正方形。帆面选用7Ʊ 5 μm薄膜材料，膜上安装有厚度25 μm柔性薄膜太阳能电池片，成功完成了发电实验。帆面外围还安装有厚度70 μm液晶片，用于改变透光特性，从而调节光压面积以辅助实现姿态控制。

DLR和ESA于1999年合作研制了20 m× 20 m薄膜太阳帆原理样机，并成功进行了地面展开试验［2］，如图14所示。该方案采用四根弹性薄壁杆组成十字形支撑框架，展开四块三角形帆面。支撑杆在中心滚筒驱动下实现卷曲收拢和展开。三角帆面则折叠收藏于中心星体内部，由支撑杆带动实现展开。

美国ATK公司和L’Garde公司于2005年分别研制了20 m×20 m大面积太阳帆样机［31］，如图15、图16所示，均采用十字形展开支撑构型，样机总面密度接近0Ʊ 1 kg／m2。其中，ATK太阳帆采用盘绕桁架展开四个三角形膜面，L’Garde太阳帆采用充气固化结构展开四个三角形膜面。

在薄膜帆增阻离轨应用方面，NASA于2011年成功完成NanoSail薄膜帆在轨展开和拖曳离轨试验验证［32］，如图17所示。随后，美国行星协会又于2015年成功发射LightSail立方星，并顺利展开薄膜帆［33］如图18所示。两个薄膜帆均为十字形展开支撑构型，采用弹性薄壁杆展开，展开面积分别为10 m2和32 m2。

此外，英国萨里空间中心（SSC）也实施了旨在探究清理太空垃圾可行性的快速离轨实验项目（DeorbitSail计划）［34⁃35］，如图19所示。其设计的DeorbitSail立方星抓捕太空垃圾后展开十字形支撑薄膜帆，在气阻作用下，携带太空垃圾重返大气层并燃毁。DeorbitSail于2015年发射成功，但此次任务中，帆面未能成功展开。

日本大学也提出了在纳卫星上配备用于主动离轨的充气薄膜帆面［13］，如图20所示。该太阳帆同样为十字形支撑构型，其帆面设计有10°倾角，有助于提升其使用寿命。针对10 kg以下的纳卫星设计的薄膜帆子系统展开面积1Ʊ 44 m2，收拢体积低于800 cm3，总质量低于800 g。

薄膜帆面的另一个典型应用是航天器遮光板。NASA正在研制的James Webb望远镜采用展开尺寸19Ʊ 8 m×14Ʊ 4 m的5层薄膜遮光罩为光学主镜提供40～50 K的低温工作环境［16］，如图21所示。该项目采用四根充气／刚化展开支撑管组成十字交叉框架，在气压推动下依次向两个方向展开，并带动折叠收藏的多层薄膜面实现二维展开。

2016年，JPL为空间望远镜研制了一款名为“Starshade”的花型遮光板展开结构［36］。该结构由直径20 m的圆形膜面和多块花瓣形膜面组成总直径34 m的遮光板，采用环形桁架作为展开支撑结构，可先后实现Z型折叠和卷曲二维收展。JPL研制的1／2缩比样机如图22所示，已顺利完成了展开测试。

3Ʊ 4 再入减速装置

1986～1989年，美国一家航天回收系统公司研制出一种充气回收飞行器（Inflatable Reentry Vehicle，IRV），抛弃了刚性防热罩与降落伞系统，利用充气后的倒锥体结构保护再入载荷使之远离气动加热的影响。IRV的充气外形要求能够自动稳定，然后不断减速、下降，直至安全着陆，着陆时要求避免载荷受到过度冲击，如果落在海水中则不允许返回舱脱落或被浸没［37⁃38］。美国进行了一系列飞行及地面试验，随着研究深入，发掘更多潜在的应用需求，明确了相应关键技术。

目前为止，IRV共进行了三次飞行试验（IRVE）［37］。2007年，由于火箭问题导致IRVE⁃1失败。2009年，IRVE⁃2获得成功，飞行高度达211 km。2012年，IRVE⁃3发射升空，如图23所示，从451 km高度开始下落，IRVE⁃3承受比IRVE⁃2更剧烈的气动热载荷，峰值气动热载荷约为200 kW／m2，并验证了采用质心配平的方案使飞行器进行半弹道式返回，试验获得完全成功。

在IRVE系列飞行试验之后，NASA启动了HEART（High Energy Atmospheric Reentry Test）计划，研究更大载荷的大气进入降落技术，设计有效载荷为3Ʊ 3 t，充气防护罩直径约8Ʊ 5 m，再入速度

7 km／s。目前，已完成直径6 m的充气式再入减速结构风洞试验［38］，如图24所示。

俄罗斯也在充气减速装置技术方面进行了大量的研究和实验，开发了IRDT技术（Inflatable Reentry and Desent Technology）［39⁃40］。1996年，俄罗斯试图在多国联合的“火星96”着陆任务中试验IRDT技术，但未能正常入轨。IRDT技术的工作原理与美国的IRV类似，先是折叠在返回载荷外围，充气后生成巨大的倒锥形防热外壳，同时起着气动减速的作用。防热外壳起初可以压缩至非常小的体积，与返回载荷一起飞行直到再入阶段，再入大气后不久，防热外壳迅速充气，起到传统回收系统中刚性防热罩和减速伞的功能，然后一直减速到返回舱安全着陆。图25为IRDT工作状态示意图，再入载荷被包裹在巨大的充气柔性舱内，使它与外部的高温隔离。在IRDT的头部是特殊材料制作的防烧蚀顶盖，以抵御局部的高热流密度。2000—2005年，俄罗斯利用弹道导弹进行了三次亚轨道飞行试验，验证了相关技术的可行性。

针对未来重型载人飞船的火星着陆任务，俄罗斯提出了展开直径23 m的双层充气环构型方案，如图26所示，用于实现60 t舱体的充气式进入降落。

日本从2000年开始研究充气式再入降落技术，研制了一种利用充气圆环支撑的喇叭状飞行器，并于2004年利用高空气球抛离的方式，进行了降落飞行试验［41］。2012年，日本又利用探空火箭发射并完成了一次充气装置（直径1Ʊ 2 m）降落飞行试验［42］。日本后续还计划从LEO轨道释放和展开直径2Ʊ 5 m的充气减速装置，进行工程应用前最后阶段的降落飞行试验［43］，如图27所示。

3Ʊ 5 充气式密封舱结构

20世纪90年代，NASA启动了TransHab（Transit Habitation Module）充气式太空舱项目，旨在为空间站提供更廉价、更大型化的空间舱体结构［44］，如图28所示。TransHab采用周向展开方式，由复合材料中心承力筒结构及多层柔性外壳组成。太空舱发射状态下包络尺寸为Φ3Ʊ35 m× 10Ʊ97 m，展开后的包络尺寸为Φ8Ʊ23 m×10Ʊ97 m，有效空间大于300 m3。2000年前后，美国的Bigelow航天公司在全面继承了TransHab太空舱项目研究成果的基础上，分别于2006年和2007年先后成功发射了起源I号和起源II号充气式太空舱［45］（如图29所示），分别验证了柔性结构与金属连接的密封技术、折叠和包装技术、发射段承载能力、微重力环境下的增压展开和长期在轨环境适应性等。

2016年5月，Bigelow公司研制的BEAM（Bigelow Expandable Activity Module）充气舱在国际空间站成功展开［6］，如图30所示。该舱体发射重量1360 kg，收拢体积3Ʊ 6 m3，充气展开后体积为16 m3，展收比为4Ʊ 5。BEAM充气舱将开展为期2年的在轨实验，持续监测舱内压力、温度、辐射、空间碎片撞击感知等数据。

此外，NASA还针对未来月球以及火星探测任务，委托Bigelow公司开展B330充气舱研制［6］，如图31所示。该舱体长13Ʊ 7 m，直径6Ʊ 7 m，重量约20 t，内部容积330 m3，可容纳6名乘员，B330舱体柔性壁厚可达0Ʊ 46 m，其空间辐射和空间碎片防护能力比国际空间站的舱体更高，具有4个UV防护的舷窗。多艘B330可以级联在一起，组成充气空间站或者充气月球基地。

4 空间薄膜可展开结构的技术挑战

面向空间应用的薄膜可展开结构技术正处于加速发展期，并在各种新理念、新材料、新工艺等带动下，形成了更为柔性化、智能化和多功能的产品特性。然而，其中涉及的系统设计、柔性材料、收拢展开、结构控制及加工测试等关键技术和基础问题尚未完全解决，给薄膜可展开结构性能潜力的充分发挥和规模化应用带来了挑战。

4Ʊ 1 系统设计技术

为满足各类空间薄膜可展开结构的大型化、轻量化、高精度、高收纳比和多功能集成等多种应用要求，需要开展薄膜结构系统的优化设计。然而，现有空间展开结构的设计理论及方法主要是基于多连杆折展机构发展起来的［47］，针对大变形柔性可展结构构型设计方法不成熟，限制了空间薄膜可展结构的构型设计和展开技术的创新。另外，随着航天结构机构系统的复杂性越来越高，载荷与结构机构系统的耦合性越来越强，呈现出结构⁃机构⁃功能一体化发展的趋势，这也给薄膜类柔性展开系统的综合性能评价带来了挑战。美国以ROSA和Mega⁃ROSA太阳电池阵为对象，提出了考虑膜面张力影响的柔性太阳电池阵尺寸效应评估模型和优化分析方法，研究了柔性太阳电池阵构型和主要部件设计参数对整体结构关键性能的影响［48］，可为构型方案快速评估和优选提供一定支撑。但总体而言，仍缺乏合理的指标体系、评价准则及评价模型，且评价方法在工程实际中的积累和验证不足，主要依靠大量的仿真计算进行方案分析，难以快速预估产品综合性能及有效支撑方案选型决策。

4Ʊ 2 柔性材料技术

在航天器结构和机构的研制中，材料的选择和应用至关重要，需要进行专门研究。薄膜可展结构面向诸多不同的空间应用，对薄膜材料的机械性能、热力学性能、耐空间环境性能均提出了更高的要求。日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）通过国际合作攻克了PI薄膜的制备技术，自行研制了厚度仅7Ʊ 5 μm，耐空间环境性能良好的SAS⁃TPIR热塑性PI薄膜［49］，已应用于IKAROS太阳帆，而我国的薄膜材料制备技术与之较大差距［50］。另外，一些新材料技术的发展逐渐成为薄膜可展开结构产品更新换代的重要驱动因素，如弹性材料和形状记忆材料等高应变复合材料，在大型天线、薄膜电池翼和太阳帆获得了应用［2，51］，提升了结构的比刚度和展开精度。但总体来说，这些材料在复杂空间环境下的性能演化、改性与防护、设计与制备工艺、材料多场耦合本构建模与分析以及材料性能测试与评价等方面还需深入开展研究。

4Ʊ 3 收拢展开技术

大面积薄膜结构主要依靠张拉应力成形和承载。在收拢和展开过程中，由于膜面的松弛状态及负载约束条件限制，给薄膜折叠路径的优化、压紧方式及传力路径的设计与操作实施带来了较大困难。DLR研制20 m太阳帆样机和JAXA研制IKAROS太阳帆时，均研究了膜面折叠展开方法［52⁃53］，其中Miura⁃Ori折叠［54］和叶片仿生折叠［55］是两种典型的薄膜折叠方式。

在动力学分析方面，薄膜结构大量采用薄壳、索、膜等大变形、强几何非线性结构单元，在展开过程中会发生大变形和大转动，具有强非线性、复杂接触等特点，动力学建模与分析难度较大。JAXA针对自旋展开太阳帆进行了动力学建模和仿真分析，并与IKAROS在轨展开数据进行了比对，验证了分析方法的合理性［56］。北京理工大学也提出一套基于绝对节点坐标描述（ANCF）的太阳帆结构动力学建模和并行计算方法，完成了IKAROS自旋展开过程的数值模拟和真空环境下的展开实验验证［50］。但总体看来，现有的动力学建模与仿真方法在分析精度、收敛性和计算效率方面仍存在不足，难以对大变形、大转动柔性结构的力学性能进行高效而准确的分析。特别是在进行受控展开动力学分析中，由于动力学模型复杂，求解速度慢，难以高效开展多轮分析迭代，影响设计效率。在展开控制方面，传统控制方法难以适用于柔性结构展开模型时变性和非线性问题，特别是针对大尺寸、长时间展开对象，缺乏较为成熟的轨迹控制方法［57］。

4Ʊ 4 结构控制技术

大面积薄膜结构在轨展开后由于受到太阳辐照、姿／轨控、电池翼对日定向驱动等扰动因素影响，容易产生静态上的大变形和动态上的长时间振动。该振动响应一方面会对星体姿态产生反作用，影响平台稳定性和载荷的指向精度，同时也影响形面精度，甚至会引起结构疲劳失效，哈勃太空望远镜柔性翼热颤振问题就是其典型代表［3］。针对上述问题，需要研究带大挠性附件的卫星动力学控制技术、大面积薄膜结构与卫星平台的隔振技术，以减小薄膜结构对星体的扰动，降低薄膜结构与星体姿态的耦合效应；同时需要研究适用于大面积薄膜结构的主／被动振动抑制技术，实现对薄膜结构振动的整体抑制，保证薄膜结构的形状精度。但由于薄膜结构振动响应频率低、密集模态、非线性强、耦合度高，给建模和控制算法设计带来新的挑战。

4Ʊ 5 加工与测试技术

以星载薄膜天线为代表的大面积薄膜结构具有柔性大和层数多等特点，它不但要求具有与传统刚性天线相同的平面精度，还要满足层间距精度、层间对位精度等新要求。JPL研究了小口径薄膜天线的多层阵面装配和层间隔件限位制造工艺［27］，主要依靠人工和辅助工装实现薄膜阵列的加工集成。但这种方式并不适用于大面积薄膜结构的研制，存在人工操作可达范围不足、膜面易受挤压产生折痕、大型膜面空中位姿调整不便等困难。目前针对大面积薄膜结构的集成制造工艺尚不成熟，大型薄膜膜面裁剪、拼接等工艺的稳定性不高、成形精度差；多拼缝、大面积薄膜阵面形状控制难，张拉成形平面精度低；多层薄膜阵列集成精度低，层间相对位置精度难以控制；中间薄膜阵面非接触式测量困难，阵面形位精度无法有效评估等等。因此需要研发专用设备以提高加工的自动化水平和质量稳定性。

在地面展开试验技术方面，由于薄膜在展开过程中处于松弛状态，力传递路径不确定性强、薄膜应力与重力耦合度高，导致传统过质心吊挂方案难以对大尺寸薄膜结构进行有效重力消除。另外，展开过程往往存在支撑结构和负载的耦合运动，可能同时存在空间二维甚至三维运动，给展开过程中的重力跟踪消除带来了较大难度。

在动力学测试技术方面，大尺寸薄膜结构受重力和空气阻尼影响明显，难以准确测量其在微重力、真空环境下的动力学特性。NASA曾利用其设在Glenn研究中心（GRC）的30 m直径热真空罐，对ATK和L’Garde公司研制的边长20 m太阳帆进行了展开和振动测试［31］，对ATK和DSS公司研制的MegaFlex和ROSA太阳电池翼的进行了展开测试［20，22］，为真空环境下的薄膜结构动力学研究创造了条件，并提升了产品的技术成熟度。然而，对于更大尺寸的结构对象，仍然难以进行全尺寸的产品特性测试，需要开展缩比样机动力学测试技术研究，利用缩比样机测试结果验证并修正仿真分析方法，以实现对全尺寸薄膜结构的在轨动力学特性预示。日本Nihon大学以IKAROS太阳帆为对象建立了结构相似性准则，通过不同尺寸缩比样机在真空和微重力环境下自旋展开试验数据对比，初步验证了相似性准则的有效性，后续还需要与大尺寸薄膜太阳帆数值仿真数据进行对比验证［1］。

在型面精度测量方面，大面积薄膜展开结构多采用非接触式测量技术，但由于薄膜易产生褶皱和折痕，且具有随机性，一般摄影测量方法难以有效测取这类变形信息，需选择合适的测量手段对膜面纹理进行扫描测量，以准确测取型面精度。此外，由于薄膜结构一体化程度高，系统尺寸链封闭，需在薄膜结构制备、装配和展开等多个阶段，对部件和结构系统进行多次形状精度测量。因此需要研究大面积薄膜结构的标定方法、测量方法和数据处理方法，研制专用测量工装，实现形状精度的有效测取。

5 结论

薄膜负载与各类高应变柔性可展支撑结构的深度结合，使得薄膜可展开结构在轻量化、高收纳比以及功能⁃结构一体化等方面的优势不断得到提升，在太阳电池阵、星载天线、太阳帆、遮光板、再入减速装置以及太空舱等多类空间结构的实现方面表现出巨大的应用潜力，将对我国载人航天、高分专项、深空探测和在轨服务等重大航天工程后续发展起到重要的技术支撑作用。目前已有一些薄膜可展结构实现了在轨应用，但薄膜结构的质量轻、收拢体积小等优势并未得到充分发挥，代表更高水平的大口径高精度薄膜天线、超轻薄膜电池阵、大尺寸轻薄太阳帆、以及适应复杂空间环境或极端环境的薄膜可展开结构尚未实现工程应用，还需要在系统设计、材料技术、动力学与控制、加工与装配工艺、地面试验与评估等方面开展进一步的基础研究和关键技术攻关。

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（责任编辑：龙晋伟）

Advancement and Technical Challenges of Deployable Membrane Structure in Space Application

PENG Fujun1，2，XIE Chao1，ZHANG Liangjun1
（1．Aerospace System Engineering Shanghai，Shanghai 201108，China；2．Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanism，Shanghai 201108，China）

The deployable space structures are developing in the direction of large⁃scale，lightweight and high precision．The membrane structures have been widely used in large deployable space struc⁃tures due to its unique advantages in high stowing efficiency and high stiffness⁃to⁃weight ratio．This paper reviewed the advancement and the technical challenges of membrane structures in space appli⁃cations．First，some typical membrane deployable space structures were summarized including the large solar arrays，the large aperture antennas，the solar sails，the sunshields，the reentry and de⁃scent structures and the space capsules，etc．Then，the research progress of the membrane deploy⁃able structures was introduced．In the end，the technical challenges in the field of the structure de⁃sign，the flexible materials，the stowing and deployment，the structure control，as well as the fabri⁃cation and testing were discussed．

space structure；lightweight；membrane structure；deployable structure；flexible struc⁃ture

V423Ʊ 9

A

1674⁃5825（2017）04⁃0427⁃13

2017⁃05⁃15；

2017⁃07⁃05

载人航天预先研究项目（040203）

彭福军，男，博士，研究员，研究方向为空间结构与机构技术。E⁃mail：pfj＿tj＠126．com