管帥 濮海玲 孫偉 潘福明 高鴻

（1 北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

（2 國家國防科技工業(yè)局軍工項(xiàng)目審核中心，北京 100094）

（3 中國航天宇航元器件工程中心，北京 100094）

0 引言

太陽翼基板是太陽電池電路的安裝載體，為太陽電池電路提供安裝接口平面和定位，并提供良好的力學(xué)保護(hù)。目前使用最廣泛的剛性太陽翼基板，均采用高模量碳纖維或凱夫拉纖維網(wǎng)格面板/鋁蜂窩芯的夾層板結(jié)構(gòu)，滿足質(zhì)量輕、剛度高、強(qiáng)度大、結(jié)構(gòu)透氣、表面平滑等使用要求［1-3］。

對于蜂窩夾層板，蜂窩芯主要承受橫向剪力，并能支撐面板避免失穩(wěn)［4-5］。為減輕基板質(zhì)量，一般優(yōu)先采用壁厚18 μm的超薄蜂窩材料，僅在需要局部加強(qiáng)的部位采用加密蜂窩材料。國產(chǎn)加密蜂窩已經(jīng)過多年研制和驗(yàn)證，技術(shù)狀態(tài)成熟，但超薄蜂窩研究起步較晚，仍長期依賴進(jìn)口。為進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)超薄鋁蜂窩芯材料的自主可控，防止關(guān)鍵材料受制于人，2015年以來，國內(nèi)鋁業(yè)公司進(jìn)行了大量攻關(guān)和研發(fā)工作。

本文從太陽翼基板超薄鋁蜂窩芯材的性能需求出發(fā)，對國產(chǎn)超薄鋁蜂窩的研究和驗(yàn)證情況進(jìn)行分析，對國產(chǎn)超薄蜂窩在全尺寸太陽翼基板應(yīng)用進(jìn)行仿真分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，為國產(chǎn)蜂窩的后續(xù)應(yīng)用提供數(shù)據(jù)支撐。

1 太陽翼基板超薄鋁蜂窩芯材需求

太陽翼作為星外工作的展開大部件，除了對質(zhì)量和力學(xué)性能（剛度、強(qiáng)度等）要求比較苛刻，還要適應(yīng)空間環(huán)境。因此，基板鋁蜂窩芯材除了要具有優(yōu)異的力學(xué)性能、透氣性、質(zhì)量輕外，還要適應(yīng)衛(wèi)星產(chǎn)品空間熱真空、溫度交變，以及空間電離輻射等環(huán)境。在這些載荷環(huán)境下，如果發(fā)生鋁蜂窩芯與基板脫粘、鋁蜂窩芯自身力學(xué)性能下降等現(xiàn)象則會造成基板強(qiáng)度不足而破壞，進(jìn)而造成電路破壞，造成整個航天器能源不足或者喪失。

為減輕基板質(zhì)量，獲得更高的比力學(xué)性能，需開展超薄鋁蜂窩芯材的研制工作。太陽翼基板超薄鋁蜂窩需求為：蜂窩壁厚18 μm；芯格尺寸9.52 mm；平壓強(qiáng)度≥0.3 MPa；平壓模量≥60 MPa；平面剪切強(qiáng)度，L向≥0.36 MPa，W向≥0.24 MPa；平面剪切模量，L向≥103 MPa，W向≥47 MPa。

2 超薄鋁蜂窩芯材發(fā)展現(xiàn)狀

國外超薄鋁蜂窩芯研究起步較早，典型代表為美國HEXCEL 公司和PLASCORE 公司系列超薄鋁蜂窩，采用5052、5056 鋁合金，蜂窩的鋁箔厚度僅為18 μm，芯格尺寸可達(dá)9.52 mm，最小公稱密度為16 kg/m3，且具有良好的力學(xué)性能，5056 系列該尺寸蜂窩平壓強(qiáng)度0.41 MPa，平壓模量103 MPa，L向剪切強(qiáng)度0.38 MPa，剪切模量103 MPa，W向剪切強(qiáng)度0.24 MPa，剪切模量47 MPa［6-7］。

我國航空航天用鋁蜂窩芯的制備、評價、批產(chǎn)等方面具有一定的基礎(chǔ)，實(shí)現(xiàn)了壁厚30、40 及50 μm，邊長2、3、4、5 及6 mm 規(guī)格鋁蜂窩的批量生產(chǎn)，最小蜂窩壁厚為30 μm，最小公稱密度21 kg/m3，主要作為加密蜂窩在太陽翼基板上應(yīng)用。但國內(nèi)對于超薄鋁蜂窩的研究起步較晚，太陽翼基板所用超薄鋁蜂窩仍長期依賴進(jìn)口。

蜂窩密度由鋁箔厚度和蜂窩芯格尺寸決定；力學(xué)性能由鋁箔的抗拉性能、表面性能與蜂窩芯條膠的膠接強(qiáng)度決定。表1 列舉了目前國內(nèi)鋁蜂窩芯常用鋁箔參數(shù)，從表中可以看出，國產(chǎn)鋁蜂窩采用力學(xué)性能較低的3003、5A02（LF2）鋁箔，最小鋁箔厚度不小于30 μm，制成蜂窩后同規(guī)格下蜂窩容重大，比力學(xué)性能偏低，國外超薄鋁蜂窩采用力學(xué)性能更好的5052 和5056，蜂窩的體密度更小，比力學(xué)性能更高。但超薄鋁箔強(qiáng)度高、硬化速度快、脆性更大，軋制難度大，國內(nèi)的研究起步較晚。

表1 國內(nèi)常用鋁蜂窩芯用鋁箔參數(shù)Tab.1 Aluminum foil parameters for domestic aluminum honeycomb

2015 年以來，國內(nèi)鋁業(yè)公司突破了國產(chǎn)超薄鋁箔制備技術(shù)，抗拉強(qiáng)度369 MPa，延伸率1.5%，鋁箔厚度及偏差、鋁箔表面質(zhì)量等滿足蜂窩制備要求，試制蜂窩效果良好。研制出的鋁箔具有更高的Mg 含量及其他元素含量，屈服強(qiáng)度提高30%以上，所制備的蜂窩比力學(xué)性能更高。目前國產(chǎn)超薄鋁蜂窩剪切模量可達(dá)L向≥103 MPa、W向≥47 MPa，但存在批次穩(wěn)定性較差、剪切模量波動性較大的問題。

3 國產(chǎn)超薄鋁蜂窩太陽翼性能仿真分析

為研究國產(chǎn)鋁蜂窩芯是否滿足太陽翼基板使用需求，需在試驗(yàn)前開展仿真分析工作，為基板靜力試驗(yàn)提供依據(jù)。此外，考慮目前超薄蜂窩研制存在批次穩(wěn)定性較差、剪切模量波動性較大、可能小于標(biāo)稱值的問題，通過分析剪切模量對基板力學(xué)性能的影響，可對蜂窩性能評估提供依據(jù)。

3.1 分析模型

利用MSC.Patran/Nastran 軟件建立國產(chǎn)鋁蜂窩的太陽翼基板有限元分析模型，將基板簡化為殼單元，邊界條件為所有壓緊點(diǎn)固支，分別進(jìn)行標(biāo)稱狀態(tài)和低模量狀態(tài)的垂直板面方向準(zhǔn)靜態(tài)載荷下的靜力分析。其中，低模量狀態(tài)定義為：蜂窩剪切模量均為標(biāo)稱值的50%，用以模擬剪切模量低于標(biāo)稱值的實(shí)際產(chǎn)品狀態(tài)，分析模型中蜂窩參數(shù)設(shè)置見表2。

表2 鋁蜂窩參數(shù)設(shè)置Tab.2 Parameters of aluminum honeycomb

3.2 結(jié)果分析

（1）標(biāo)稱狀態(tài)下，基板蜂窩芯子最大橫向剪切應(yīng)力為0.345 MPa，小于剪切強(qiáng)度0.36 MPa，滿足強(qiáng)度要求，蒙皮碳纖維最大應(yīng)變?yōu)?77 με，基板最大位移為8.02 mm。蜂窩芯子橫向剪切應(yīng)力云圖見圖1。

圖1 蜂窩芯子橫向剪切應(yīng)力云圖Fig.1 Shear stress nephogram of honeycomb

（2）低模量狀態(tài)下，蜂窩芯子最大橫向剪切應(yīng)力為0.308 MPa，小于剪切強(qiáng)度0.36 MPa，滿足強(qiáng)度要求，蒙皮碳纖維最大應(yīng)變?yōu)?63 με，基板最大位移為8.57 mm。蜂窩芯子橫向剪切應(yīng)力云圖與圖1基本一致。

（3）相比于標(biāo)稱狀態(tài)，剪切模量降低后，基板蒙皮碳纖維最大應(yīng)變變化3%，蜂窩芯子最大橫向剪切應(yīng)力減小9%，基板最大位移增加7%。兩種狀態(tài)比對見表3。分析結(jié)果表明，蜂窩剪切模量減小50%，對基板的整體力學(xué)性能影響不大。

表3 基板靜力分析結(jié)果Tab.3 Substrate static analysis results

（4）在壓緊點(diǎn)固支狀態(tài)下，基板蒙皮碳纖維中最大應(yīng)變和蜂窩芯子最大橫向剪切應(yīng)力均發(fā)生在壓緊點(diǎn)附近，基板最大位移發(fā)生在基板長邊中點(diǎn)，因此在靜力試驗(yàn)中，可在壓緊點(diǎn)附近布置應(yīng)變測點(diǎn)，在基板邊框布置位移測點(diǎn)。

（5）根據(jù)分析結(jié)果可初步推斷，國產(chǎn)蜂窩基板具備在太陽翼基板上應(yīng)用的條件，需結(jié)合基板靜力學(xué)試驗(yàn)進(jìn)一步驗(yàn)證。

4 國產(chǎn)超薄鋁蜂窩在太陽翼基板上的試驗(yàn)驗(yàn)證

4.1 試驗(yàn)對象及試驗(yàn)方法

試驗(yàn)對象為國產(chǎn)5056 超薄鋁蜂窩蜂窩壁厚18 μm，芯格尺寸9.52 mm，高度24 mm，已通過中國航天宇航元器件工程中心的原材料級性能考核，主要包括力學(xué)性能、電性能、耐高低溫性能、耐空間環(huán)境性能、真空揮發(fā)性能等。在此基礎(chǔ)上，超薄鋁蜂窩在太陽翼基板上的驗(yàn)證分兩步進(jìn)行。

首先設(shè)計研制基板縮比件，驗(yàn)證國產(chǎn)蜂窩基板材料匹配結(jié)合性能、基板制造工藝及電池片的粘貼工藝，因此試驗(yàn)項(xiàng)目主要包括熱真空試驗(yàn)和高低溫沖擊試驗(yàn)?；蹇s比件尺寸600 mm×600 mm，采用國產(chǎn)高模量碳纖維CCM55J-6K/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料網(wǎng)格狀面板，蜂窩壁厚18 μm，芯格尺寸9.52 mm，高度24 mm，包含板套和埋件，并粘貼部分真實(shí)太陽電池片。

在基板縮比件試驗(yàn)驗(yàn)證完成的基礎(chǔ)上，開展全尺寸基板的研制和驗(yàn)證工作，全面驗(yàn)證采用國產(chǎn)超薄鋁蜂窩芯材制作太陽翼基板的技術(shù)可行性及工藝穩(wěn)定性。全尺寸基板所用材料及結(jié)構(gòu)形式與縮比件相同，尺寸與真實(shí)太陽翼相同，粘貼部分真實(shí)太陽電池片，其余部分采用模擬電池片模擬質(zhì)量和剛度特性。全尺寸基板主要進(jìn)行力學(xué)性能驗(yàn)證，包括靜力試驗(yàn)和粘貼太陽電池電路后的噪聲試驗(yàn)，驗(yàn)證基板承受衛(wèi)星發(fā)射段載荷的能力。

4.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

4.2.1 縮比件熱試驗(yàn)

縮比件熱真空和高低溫沖擊試驗(yàn)，主要進(jìn)行外觀檢查和電性能檢查，結(jié)果如下：

蜂窩與網(wǎng)格面板的膠接位置、聚酰亞胺薄膜與電池片的粘貼位置以及碳纖維網(wǎng)格面板與聚酰亞胺膜的粘貼位置均粘接牢固，無脫粘、無開裂。試驗(yàn)前后均進(jìn)行紅外探傷，通過對比，證明基板未發(fā)生損壞；

電性能方面，試驗(yàn)前后進(jìn)行接電檢查，電池與基板間絕緣電阻均大于100 MΩ，滿足指標(biāo)要求。圖2為熱試驗(yàn)后基板狀態(tài)。

圖2 基板縮比件熱試驗(yàn)后狀態(tài)Fig.2 Status of scaling substrate after thermal tests

通過縮比件熱試驗(yàn)驗(yàn)證了國產(chǎn)蜂窩與基板其他材料匹配性和工藝適配性。為后續(xù)進(jìn)行全尺寸基板性能考核奠定了基礎(chǔ)。

4.2.2 全尺寸基板靜力試驗(yàn)

靜力試驗(yàn)從1g逐級加載至滿量級，再反向逐級卸載至1g。利用應(yīng)變片測量碳纖維面板應(yīng)變，利用位移計測量基板變形量，位置根據(jù)靜力分析結(jié)果設(shè)置。

定義基板長邊方向?yàn)?°方向，根據(jù)測量結(jié)果分析碳纖維應(yīng)變分布，可以得出結(jié)論：0°方向應(yīng)變較大的區(qū)域位于各組壓緊點(diǎn)附近；90°方向應(yīng)變較大的區(qū)域?yàn)榛逯行牡膲壕o點(diǎn)附近區(qū)域、其他壓緊點(diǎn)附近測量值較小，遠(yuǎn)離壓緊點(diǎn)的位置應(yīng)變較小，小于100 με 量級。試驗(yàn)中獲取的最大應(yīng)變?yōu)?16 με（壓應(yīng)變），位于基板中心壓緊點(diǎn)附近，分析值為463 με，分析誤差為11.2%，誤差較大的原因是試驗(yàn)中應(yīng)變片粘貼位置距離分析最大響應(yīng)位置有一定偏離，因此測量值偏小。

基板上所有測點(diǎn)應(yīng)變-載荷曲線見圖3，由圖可見，應(yīng)變-載荷曲線線性度好，加載曲線與卸載曲線對稱性好，卸載后應(yīng)變曲線回零較好，說明基板結(jié)構(gòu)未發(fā)生改變和破壞?？疾旎鍖ΨQ位置點(diǎn)的應(yīng)變測量值，一致性較好。

圖3 靜力試驗(yàn)應(yīng)變曲線Fig.3 Strain response curves of static test

根據(jù)仿真分析結(jié)果，基板最大位移位于長邊中點(diǎn)附近，試驗(yàn)中在該處設(shè)置零位移測點(diǎn)，獲取的最大位移為9.12 mm，仿真結(jié)果為8.57 mm，分析誤差為6%，一致性較好。卸載后位移回零較好，說明基板結(jié)構(gòu)未發(fā)生改變和破壞。

試驗(yàn)過程產(chǎn)品無異常聲響，試驗(yàn)后檢查產(chǎn)品狀態(tài)正常，無纖維斷絲脫粘現(xiàn)象，并進(jìn)行紅外探傷，均無異常，說明基板強(qiáng)度滿足要求。

4.2.3 全尺寸基板噪聲試驗(yàn)

噪聲試驗(yàn)中在基板上粘貼了加速度測點(diǎn)，獲取試驗(yàn)過程中基板的加速度響應(yīng)。響應(yīng)較大的測點(diǎn)主要位于基板邊緣中點(diǎn)，總均方根達(dá)115grms，基板角部響應(yīng)較小，總均方根不超過65grms。典型位置的響應(yīng)見表4，最大響應(yīng)點(diǎn)位于短邊中點(diǎn)。

表4 噪聲試驗(yàn)典型位置響應(yīng)Tab.4 Typical acceleration response in acoustic vibration test

比較各測點(diǎn)在大量級試驗(yàn)前后響應(yīng)曲線的頻率特性，兩次曲線頻率復(fù)合性較好，典型測點(diǎn)響應(yīng)曲線見圖4，可見在大量級試驗(yàn)前后，基板的頻率特性未發(fā)生改變，說明基板結(jié)構(gòu)未發(fā)生損傷或性能改變。試驗(yàn)后檢查試件外觀，并進(jìn)行紅外探傷，未發(fā)生損傷或其他異?，F(xiàn)象，證明基板順利通過噪聲試驗(yàn)，可承受衛(wèi)星發(fā)射段載荷。

圖4 噪聲試驗(yàn)加速度響應(yīng)Fig.4 Acceleration response in acoustic vibration test

通過縮比件和全尺寸基板的力、熱試驗(yàn)，進(jìn)一步驗(yàn)證了采用國產(chǎn)超薄鋁蜂窩芯材制作太陽翼基板的技術(shù)可行性。

5 結(jié)論

（1）針對國產(chǎn)超薄鋁蜂窩在太陽翼基板的應(yīng)用需求，進(jìn)行有限元建模及仿真分析，結(jié)果表明在準(zhǔn)靜態(tài)載荷下，基板蜂窩芯子最大橫向剪切應(yīng)力為0.345 MPa，小于剪切強(qiáng)度0.36 MPa，滿足強(qiáng)度裕度要求。

（2）針對目前超薄蜂窩產(chǎn)品存在剪切模量波動性大的問題進(jìn)行仿真分析，分析結(jié)果表明：基板應(yīng)力應(yīng)變分布水平對剪切模量變化不敏感，蜂窩切模量降低50%后，基板蒙皮碳纖維最大應(yīng)變減小3%，蜂窩芯子最大橫向剪切應(yīng)力減小9%，基板最大位移增加7%，可為蜂窩評估提供數(shù)據(jù)支撐。

（3）通過國產(chǎn)超薄鋁蜂窩芯材的基板縮比件和全尺寸基板的力、熱等試驗(yàn)，試驗(yàn)過程中及試驗(yàn)后的外觀檢查和測試性能均滿足要求，進(jìn)一步驗(yàn)證了基板材料工藝匹配性和環(huán)境適應(yīng)性，可在太陽翼基板上應(yīng)用。

（4）分析和試驗(yàn)結(jié)果表明：國產(chǎn)超薄鋁蜂窩芯材性能滿足要求，可在太陽翼基板上應(yīng)用。