王長國，衛(wèi)劍征，劉宇艷，苗常青，林國昌，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)國家級重點實驗室，哈爾濱150080)

0 引 言

近年來，隨著載人登月和深空探測等航天活動深入推進，各國為爭奪航天主導(dǎo)權(quán)，紛紛出臺航天創(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)的多個航天器方案與演示驗證尤為密集，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)計與地面試驗階段，部分關(guān)鍵技術(shù)雖然獲得在軌試驗驗證，但在實際航天應(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)鍵問題并重點進行研究綜述。

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褶皺的張力場理論

該理論假定研究對象為純薄膜，當(dāng)其受壓時結(jié)構(gòu)以面外變形釋放能量?；谠摾碚撗苌吮緲?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，通過本構(gòu)矩陣加以區(qū)分。在進行褶皺計算時，對單向壓縮本構(gòu)矩陣進行主對角線元素強化處理，使其剛陣求逆時不會出現(xiàn)奇異性。該理論由于直接對本構(gòu)矩陣進行處理，因此特別適合對不同材料進行褶皺計算。該理論能夠獲得褶皺面內(nèi)信息而無法得到褶皺面外信息和演化特征，因此不適合用來進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)時產(chǎn)生褶皺[1,5]?；谠摾碚摽梢灶A(yù)報薄膜的起皺臨界載荷、波長、幅值以及得到褶皺演化特征[6-7]。其中，褶皺幅值的預(yù)報精度遠低于褶皺波長的預(yù)報精度，這主要是因為力平衡分析中結(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]，主要涉及分岔點判定、剛度矩陣奇異性消除以及分岔路徑追蹤。Wang等[8]通過修改奇異位移分量并使用直擾力模擬技術(shù)，解決了褶皺計算中的分岔點判定、分岔路徑追蹤問題。收斂性是褶皺計算中的關(guān)鍵問題，Taylor等[12]采用顯式時間積分法來計算褶皺，并得到了褶皺在演化過程中的變形結(jié)果。這種處理方法雖然不存在收斂問題，但對理解褶皺演化本質(zhì)無益。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)型在演化過程中會發(fā)生突變，這種突變對應(yīng)薄膜的二次屈曲。這種二次屈曲會隨著載荷的增加從局部向整體演化，過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[15-16]針對薄膜二次屈曲機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理。二次屈曲是推進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)

在對充氣張力結(jié)構(gòu)進行本征屈曲載荷分析時多采用Euler-Bernoulli公式形式進行描述[17]，盡管其結(jié)果與試驗結(jié)果有一定的偏差，但是由于該模型相對較簡單，且可準(zhǔn)確考慮細長結(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)受載過程中的大位移和大轉(zhuǎn)動效應(yīng)，因此需要從能量平衡的角度出發(fā)進行非線性屈曲分析[18-20]。整體失穩(wěn)理論相對較成熟，對于大型復(fù)雜、整體細長且失穩(wěn)模式復(fù)雜的航天柔性結(jié)構(gòu)，可以采用整體失穩(wěn)理論對結(jié)構(gòu)承載能力進行初步評估。

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[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)的力矩平衡機理。上述研究集中在彎曲起皺與彎折失效載荷的預(yù)報，研究充氣梁受彎變形的失穩(wěn)全過程需要使用能量法。Liu等[27]采用傅立葉級數(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，因壁面欠剛度會發(fā)生大范圍失穩(wěn)和彎折失效，結(jié)構(gòu)承載設(shè)計中必須對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，通過分級及連續(xù)加載方式獲得了關(guān)鍵參數(shù)的實驗結(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)報了薄膜塑性彎折的臨界間距及臨界彎折力。通過數(shù)值分析獲得了薄膜塑性彎折區(qū)的應(yīng)力場及擴展規(guī)律。彎折會產(chǎn)生折痕，對薄膜折痕的考慮將有助于評估航天柔性材料的折疊損傷，是折疊展開設(shè)計中應(yīng)該給予重點考慮的問題之一。

1.3.2薄膜拉展變形研究

薄膜的拉展變形主要是通過等效梁模型對薄膜準(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程不變化且梁交點為固支約束。對于規(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。對于隨機折痕，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視為半剛性鉸，基于能量法，引入彎曲大變形、折痕轉(zhuǎn)動剛度、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)動能的耦合機制?；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)計中必要的有益的輔助。

1.4 充氣結(jié)構(gòu)展開動力學(xué)研究

充氣結(jié)構(gòu)展開通常是復(fù)雜的非線性動力學(xué)過程[34]。不同于機械結(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)。對于充氣結(jié)構(gòu)展開動力學(xué)研究可分為理論研究、實驗研究以及空間環(huán)境下展開過程驗證。

1.4.1展開動力學(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)動展開的鉸鏈[41]。對于卷曲折疊結(jié)構(gòu)，主要有基于剛體平面運動理論建立阿基米德螺旋線充氣展開動力學(xué)模型[42]和基于能量函數(shù)的彈簧-質(zhì)點模型[43]，還有基于預(yù)應(yīng)力初始化的顯式動力學(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]。基于任意拉格朗日-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折疊展開實驗研究

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，國內(nèi)外學(xué)者通過實驗方法研究Z形折疊展開過程增壓遲滯[50-52]、展開速度和展開穩(wěn)定性[53]等。在卷曲展開實驗方面，主要研究了卷曲折疊半徑對展開動力學(xué)的影響[54]和評估粘扣約束對展開有序性和穩(wěn)定性[55]。針對不同的折紙方法，研究了殘余氣體、折疊彈性勢能、增壓方式對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)境展開驗證

二十世紀(jì)末NASA對充氣展開薄膜天線進行了在軌試驗，Campbell等[50]通過微重力方法對充氣薄膜天線進行展開實驗。為了驗證基于卷曲折疊方法對有序約束展開過程控制，哈爾濱工業(yè)大學(xué)研制了一個長度3.0 m可展開重力梯度桿，采用充氣增壓驅(qū)動與漸進阻尼控制方法，在地面模擬了等效無重力展開，熱真空環(huán)境下充氣展開動力學(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，在軌折疊存儲約半年后，于2013年梯度桿成功展開到位[59]，這是國際上首次應(yīng)用充氣結(jié)構(gòu)展開技術(shù)在小衛(wèi)星實現(xiàn)重力梯度穩(wěn)定功能。2016年，首個充氣可擴展活動模塊BEAM進行了展開試驗[60]，首次沒成功后在航天員參與下才展開。這些試驗進一步驗證，展開過程動力學(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)屈后振動特性研究

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

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屈服應(yīng)力產(chǎn)生應(yīng)變硬化而實現(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)勢在于：無需剛化能量、地面儲存期長、可進行多次測試。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，2000年NASA的JPL實驗室開發(fā)了一種彈簧片加強鋁層合(STR)充氣支撐管，其優(yōu)點在于設(shè)計簡單、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材料構(gòu)成。該技術(shù)的研究始于20世紀(jì)60年代美國的空間充氣展開結(jié)構(gòu)發(fā)展計劃。ILC Dover公司和國內(nèi)哈爾濱工業(yè)大學(xué)均制備出室溫貯藏壽命達2年以上的基體樹脂，通過在結(jié)構(gòu)中嵌入熱阻元件，明顯提高了基體樹脂的固化質(zhì)量并延長了使用壽命[72-73]。熱剛化技術(shù)優(yōu)點在于：剛化過程可控、可預(yù)測；其不足在于：儲存時間短、剛化過程不可逆、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纖維組成，由太陽或結(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Hughes飛行器公司引導(dǎo)、美國空軍飛行器推進實驗室贊助的，采用玻璃纖維增強聚酯復(fù)合材料，應(yīng)用于可充氣太陽能收集器等結(jié)構(gòu)。國內(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]。近年來美國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)勢在于：地面存貯時間長；可在常溫、低溫環(huán)境進行；可利用太陽光進行剛化，能耗低，快速高效。不足在于：利用太陽光剛化會形成陰影區(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)來實現(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、儲存期近乎無限、剛化過程可逆，正逐漸成為研究的熱點[78]。美國L'Garde、CTD、ILC Dover等機構(gòu)和國內(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NASA空軍試驗室在“奮進號”航天飛機上驗證了這種剛化技術(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)度不宜過高，這勢必影響材料剛化效果。針對這一問題，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-展開測試，貯存壽命長；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)型面精度測試技術(shù)研究

目前，可用于航天柔性結(jié)構(gòu)的測量方法主要有數(shù)字?jǐn)z影測量法[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帆為重點，利用數(shù)字?jǐn)z影測量法獲得了大量型面精度測試試驗數(shù)據(jù)并進行了精度分析。文獻[86,88-89]利用數(shù)字?jǐn)z影測量法對柔性薄膜網(wǎng)面的型面精度進行了測量，依據(jù)測量結(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量法測試了充氣薄膜囊體的構(gòu)型，通過數(shù)據(jù)分析進行了掃描誤差的補償分析。利用數(shù)字圖像散斑處理法測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)變場分布。精度測試技術(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關(guān)鍵問題，這即涉及到材料問題也涉及到折疊設(shè)計問題。

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)前傳感與作動器技術(shù)限制而難以實現(xiàn)。

4)尺度關(guān)聯(lián)性問題

受地面模擬實驗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價問題

當(dāng)前，航天柔性復(fù)合材料尚無任何標(biāo)準(zhǔn)化的評價方法能夠闡述其在軌性能演化，更難以預(yù)報該類材料在空間環(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)的未來發(fā)展趨勢

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

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。深孔探測、高分辨率對地觀測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，柔性結(jié)構(gòu)剛性化是關(guān)鍵，智能制造可以同時兼顧剛?cè)徂D(zhuǎn)換和折疊展開，是該方向未來發(fā)展重點。

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

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

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

熱循環(huán)交變環(huán)境對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)的未來發(fā)展趨勢將由當(dāng)前的地面模擬實驗，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。

5)航天柔性材料將朝向耐候及多功能化方向發(fā)展

柔性材料需要面對復(fù)雜的空間環(huán)境，還要滿足長壽命要求，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)，對航天柔性材料提出了多功能需求，如何實現(xiàn)承載與多功能應(yīng)用，并最終實現(xiàn)自感知和自適應(yīng)等智能化是未來的重點。

4 結(jié)束語

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)的未來發(fā)展趨勢。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)展將對我國在探月、深空探測與通信等領(lǐng)域的航天能力提升與技術(shù)優(yōu)勢領(lǐng)先中發(fā)揮不可替代的重要作用。