楊淑利 濮海玲 邵立民 羅盼 任守志 高鴻

（1 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

（2 北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100094）

（3 中國空間技術研究院，北京 100094）

文摘 基板是空間太陽電池陣電池電路的安裝基礎，“上下碳纖維復合材料網格面板+鋁蜂窩芯+聚酰亞胺膜”是基板的典型結構。高模量碳纖維作為太陽翼核心關鍵原材料，必須實現(xiàn)自主可控，避免受制于人。為此，開展了國產高模碳纖維CCM40J-6K/環(huán)氧復合材料在太陽翼基板上的應用試驗研究，提出了CCM40J-6K/環(huán)氧復合材料在產品應用上的宏觀力學、微觀網格抗拉脫、聚酰亞胺膜粘貼等三個關鍵環(huán)節(jié)，針對性地設計并實施了常溫和高低溫交變力學性能、網格面板節(jié)點結合力、聚酰亞胺膜粘貼性能以及基板結構熱循環(huán)性能等5 個方面的測試驗證。驗證結果表明：CCM40J-6K 太陽翼基板各項力學性能與進口M40JB-6K 相當，可以沿用原M40JB-6K 相關基板成型工藝，單層及多層鋪層基板試驗件能夠經受高低溫交變及熱循環(huán)惡劣環(huán)境，試驗件試驗前后力學性能無明顯變化，且聚酰亞胺膜無脫粘現(xiàn)象，網格節(jié)點拉伸強度國產碳纖維網格面板相比進口碳纖維網格面板高18.9%。說明國產碳纖維CCM40J-6K能夠應用于太陽翼基板結構研制。

0 引言

空間太陽電池陣是航天器的核心供電設備，空間太陽電池陣基板是太陽電池片的安裝基礎［1］。多板展開式空間太陽電池陣采用剛性基板，面密度為1.0～1.5 kg/m2，基板占整個電池陣總質量的45%～60%?！颁X蜂窩芯+碳纖維復合材料網格面板+聚酰亞胺膜”是剛性基板的典型結構（圖1）?；灞砻嫠迟N的聚酰亞胺膜，用以滿足太陽電池與基板間的絕緣要求。

圖1 太陽翼基板組成示意圖Fig.1 Schematic diagram of the composition of the solar array′s substrate

太陽翼基板為太陽電池電路提供支撐和良好的力學環(huán)境，要求具有輕質、高剛度、高強度、大尺寸穩(wěn)定的特性，這些特性主要取決于構成基板主要結構的高模量碳纖維。近年來，進口高模量碳纖維等原材料日益受限、成本高漲；另外，關鍵原材料自主可控是航天技術高質量發(fā)展的前提，往往作為重大型號研制的前置條件。因此，研究國產高模碳纖維在太陽翼基板上的應用研究越來越迫切［2-3］。

文獻［4］研究 了3 種國 產（CCM40J，CCM40，CCM46J）和1 種進口（東麗M40JB）高模碳纖維的表面特性及結晶結構，并對高模碳纖維與環(huán)氧樹脂的微觀界面及復絲力學性能進行了研究，但并未闡述這幾種國產碳纖維/環(huán)氧樹脂復合材料適合應用的對象。文獻［5］針對太陽翼基板用進口HM40-3K/環(huán)氧TDE-86、國產BSCHM40-3K/環(huán)氧TDE-86 兩種復合材料對固化吸膠過程吸膠系統(tǒng)的設定和含膠量進行了分析，但也指出不同的纖維、樹脂組合需要根據實際情況調整吸膠系統(tǒng)，纖維與樹脂的浸潤性越好，纖維與樹脂的結合力越大。

本文以進口M40JB-6K碳纖維為對比對象，分析國產CCM40J-6K 碳纖維材料在太陽翼碳纖維網格基板上應用的關鍵環(huán)節(jié)以及對應的工藝驗證、環(huán)境適應性驗證項目，給出試驗樣件的研制及驗證結果，以此為基礎明確國產碳纖維應用驗證項目，擬為產品實際應用提供技術參考。

1 兩種碳纖維性能數據對比

M40JB-6K 由日本東麗公司生產，國產CCM40J-6K 由威海拓展纖維有限公司生產，通過國產CCM40J-6K 與M40JB-6K 兩種纖維性能對比（表1），CCM40J-6K 碳纖維拉伸模量比M40JB-6K 碳纖維高3%，拉伸強度高14%，延伸率優(yōu)于M40JB-6K 碳纖維，CCM40J-6K 碳纖維與M40JB-6K 碳纖維體密度相同。

表1 兩種碳纖維性能對比表Tab.1 Performance comparison of two kinds of carbon fibers

2 關鍵設計環(huán)節(jié)及驗證矩陣

根據M40JB-6K碳纖維應用經驗，高模量碳纖維產品設計關鍵環(huán)節(jié)主要包括：不同溫度條件下的整體力學性能（剛度和強度）、網格面板節(jié)點微觀抗拉脫性能、聚酰亞胺膜粘貼性能等。

為進一步證明CCM40J-6K 碳纖維應用于太陽翼基板的可行性，根據前文所述太陽翼基板設計關鍵環(huán)節(jié)，圖2 給出了開展的工藝驗證矩陣，需要從CCM40J-6K 碳纖維/環(huán)氧復合材料試驗件常溫力學性能、高低溫交變后的力學性能、網格面板節(jié)點性能、聚酰亞胺膜粘貼性能、基板試驗件熱循環(huán)性能5個方面進行測試及試驗，獲得基于CCM40J-6K/環(huán)氧復合材料的太陽翼基板成型工藝參數，使之能適應衛(wèi)星發(fā)射段的力學載荷，以及在軌-170～120 ℃的真空高低溫交變影響［5-8］。

圖2 CCM40J-6K網格纖維試驗件驗證矩陣Fig.2 Verification matrix of test pieces based on grid pattern of carbon fiber/epoxy

3 CCM40J-6K 碳纖維/環(huán)氧復合材料試驗件常溫力學性能

該項試驗主要檢驗CCM40J-6K 碳纖維構成基板結構后的力學性能是否滿足總體要求，要求試件結構、成型工藝與真實產品一致。

CCM40J-6K/環(huán)氧樹脂復合材料的制備采用纏繞鋪疊成型工藝，即在控制纏繞張力、纏繞速度和預定線型的條件下，將連續(xù)的高模量碳纖維絲束浸漬環(huán)氧樹脂膠液、連續(xù)地纏繞在相應制品尺寸的芯模上，然后對其進行裁剪下料、鋪疊成型，最后在加熱條件下使之固化制成相應尺寸的CCM40J-6K/環(huán)氧樹脂復合材料網格面板制品。

試驗件為碳纖維網格面板鋁蜂窩芯夾層結構，上下面板為單層正交碳纖維網格面板（CCM40J-6K碳纖維/環(huán)氧樹脂），夾層為鋁蜂窩（高度24 mm），如圖3及圖4所示。

圖3 太陽翼基板試驗件規(guī)格Fig.3 Specification of solar array’s substrate

圖4 力學性能試驗件Fig.4 Test pieces of solar array’s substrate for mechanical property test

測量太陽翼基板試驗件彎曲剛度采用三點外伸法。彎曲強度測試采用四點加載，按《夾層結構及芯子性能試驗方法》中相關規(guī)定執(zhí)行。

試驗結果如表2所示?？傻贸鋈缦陆Y論：

表2 CCM40J-6K碳纖維/環(huán)氧復合材料試驗件常溫測試結果1）Tab.2 Results of test pieces based on carbon fiber/epoxy composite at room temperature1）

（1）對于網格間距均為6 mm×4 mm 的試驗件，鋁蜂窩L向沿長邊比鋁蜂窩W向沿長邊的試驗件彎曲剛度高2.4%，剪切剛度高52%，破壞載荷高7.6%，彎曲強度高7.5%；

（2）對于網格間距均為5.3 mm×3.8 mm 的試驗件，鋁蜂窩L向沿長邊比鋁蜂窩W向沿長邊的試驗件彎曲剛度高8.1%，剪切剛度高71%，破壞載荷高0.4%，彎曲強度高0.5%；

（3）在同一網格間距下，鋁蜂窩L向沿試驗件長邊方向可大幅提升試驗件的剪切剛度，而彎曲剛度、破壞載荷、彎曲強度有小幅增大；

（4）對于鋁蜂窩L向均沿長邊方向，網格間距5.3 mm×3.8 mm相比網格間距6 mm×4 mm 的試驗件彎曲剛度高10.3%，剪切剛度高7.4%，破壞載荷高5%，彎曲強度高5%；

（5）對于鋁蜂窩W向均沿長邊方向，網格間距5.3 mm×3.8 mm相比網格間距6 mm×4 mm 的試驗件彎曲剛度高4.5%，剪切剛度高4.7%，破壞載荷高12.5%，彎曲強度高12.2%；

（6）綜上，在鋁蜂窩方向一致的情況下，網格間距越密，其彎曲剛度、強度、剪切剛度、破壞載荷都有一定程度的增大，相應的質量也有所增加。這種變化趨勢與進口M40JB-6K 碳纖維應用情況一致，表明國產CCM40J-6K碳纖維的常溫力學環(huán)境是滿足設計要求及工藝要求的。并且設計碳纖維網格間距時，仍需要綜合考慮基板的力學性能與質量間的最優(yōu)解。

4 CCM40J-6K 碳纖維/環(huán)氧復合材料試驗件高低溫交變后的力學性能

該項試驗是在常溫試驗基礎上，模擬太陽電池陣在軌進出高溫交變環(huán)境，主要檢驗CCM40J-6K 碳纖維+環(huán)氧樹脂構成基板結構的抗溫度交變及溫度梯度性能，保證經歷空間惡劣環(huán)境之后的結構完整性和主要力學性能。

選取試驗件A 及試驗件C 各5 件，在液氮罐內（～-196℃）浸泡15 min；在室溫停留 10 min；在保溫箱達到（120±5）℃，保溫120 min；在室溫停留 60 min（恢復常溫即可進行下一循環(huán)試驗）；以上過程進行6次循環(huán)。

高低溫交變后，按《夾層結構及芯子性能試驗方法》測試其彎曲剛度、強度、剪切剛度等力學性能，試驗結果如表3所示。

表3 CCM40J-6K碳纖維/環(huán)氧復合材料試驗件常溫/高低溫交變后的測試結果1）Tab.3 Results of test pieces based on carbon fiber/epoxy composite at room temperature/high and low temperature1）

由表3可得出如下結論：

（1）對于試驗件A，高低溫交變后，相比常溫狀態(tài)，其彎曲剛度高3.5%，剪切剛度高11%，破壞載荷低7.1%，彎曲強度低7.2%；

（2）對于試驗件C，高低溫交變后，相比常溫狀態(tài)，其彎曲剛度高9.6%，剪切剛度低1.6%，破壞載荷低4.0%，彎曲強度低4.2%；

（3）試驗件在經歷高低溫交變后，其彎曲性能、剪切性能、破壞性能略微增加或降低。總的來說，與高低溫交變前相比，CCM40J-6K 碳纖維/環(huán)氧復合材料試驗件的力學性能未明顯降低，一定次數的冷熱循環(huán)之后，樹脂或界面的變形已能有效地松弛熱應力，力學性能會逐漸趨于穩(wěn)定。證明國產碳纖維產品成型后與環(huán)氧樹脂結合良好，能夠耐受空間高低溫交變的考核。

5 網格面板節(jié)點性能

碳纖維構成的網格面板節(jié)點的結合牢固性體現(xiàn)出材料微觀抗拉脫性能，是保證網格面板結構完整性及平面度的關鍵。為測試國產碳纖維網格面板節(jié)點抗拉脫性能，需要測試網格十字節(jié)點的拉伸強度。網格節(jié)點示意圖如圖5所示。節(jié)點拉伸強度=p/(a×b)，式中，p為節(jié)點破壞力，a為節(jié)點長度，b為節(jié)點寬度。

圖5 網格十字節(jié)點示意圖Fig.5 Schematic diagram of grid cross node

對兩種碳纖維CCM40J-6K 和M40JB-6K 纖維網格面板進行節(jié)點拉伸性能測試，結果如表4所示。

由表4可得出如下結論：

表4 網格節(jié)點拉伸性能測試結果1）Tab.4 Results of tensile Performance for mesh nodes1）

（1）對于國產碳纖維CCM40J-6K，環(huán)氧樹脂含膠量31%相比34%，其網格面板的節(jié)點破壞力平均高44.8%，平均節(jié)點拉伸強度高6.1%，因此，環(huán)氧樹脂含膠量越小，網格節(jié)點拉伸強度越大，但環(huán)氧樹脂含量的多少還與碳纖維表面狀態(tài)有關，在滿足碳纖維能夠完全浸潤的情況下，盡量控制環(huán)氧樹脂含膠量；

（2）在相同環(huán)氧樹脂含膠量情況下，進口碳纖維網格面板的節(jié)點破壞力平均高31.3%，平均節(jié)點拉伸強度低18.9%。

6 聚酰亞胺膜粘貼性能

選取試驗件共2件（試驗件上下碳纖維面板均為單層鋪層，網格間距為4 mm×6 mm），在液氮罐內（～-196 ℃）浸泡15 min；在室溫停留10 min；在保溫箱達到（120±5）℃，保溫120 min；在室溫停留60 min（恢復常溫即可進行下一循環(huán)試驗）；以上工藝進行9 次循環(huán)，如圖6所示。

完成試驗后對試驗件表面狀態(tài)進行檢查發(fā)現(xiàn)：試驗件中2件試驗件背面面板網格十字節(jié)點及基板正面（貼聚酰亞胺膜面）均未發(fā)現(xiàn)有脫粘現(xiàn)象，證明國產碳纖維成型基板后的微觀表面特性滿足聚酰亞胺粘貼要求，能夠為電池電路安裝提供可靠的安裝基礎。

7 基板試驗件熱循環(huán)性能

在材料級小尺寸試件通過考核基礎上，必須進一步驗證國產碳纖維在大尺寸基板構件應用上的適應性，為最終在全尺寸太陽翼基板上的應用提供證據。

一般采用具有綜合接口的試驗件進行驗證，研究工作所制作的2件基板試驗件如圖7所示。

圖7 基板試驗件示意圖Fig.7 Schematic diagram of multi-layer substrate

（1）區(qū)域1為一層網格間距4 mm×6 mm（頂層）。

（2）區(qū)域2 為兩層（頂層+第二層6 mm×4 mm）正交網格。

（3）區(qū)域3 為三層（頂層+第二層6 mm×4 mm+第三層4 mm×6 mm ）正交網格。

（4）區(qū)域 4 為四層（頂層+第二層6 mm×4 mm+第三層4 mm×6 mm+第四層6 mm×4 mm）正交網格。

（5）區(qū)域5 為三層（頂層+第二層6 mm×4 mm+第三層4 mm×6 mm）正交網格。

（6）區(qū)域6 為三層（頂層+第二層6 mm×4 mm+第三層4 mm×6 mm）正交網格且加密蜂窩芯。

選取試驗件共2件進行測試，如圖8所示。

圖8 基板試驗件熱循環(huán)試驗Fig.8 The solar array’s substrate for thermal-cycle test

（1）高溫：單點溫度保持在（120±5）℃，且正面監(jiān)控點平均溫度大于120 ℃。

低溫：平均溫度低于-170 ℃（低溫時不作均勻性要求）。

（2）降溫速率：從高溫工況到低溫工況以設備的最大能力降溫。

（3）升溫速率：從-165 到80 ℃升溫時間應在45 min左右，最大升溫速率不大于40 ℃/min。

（4）循環(huán)次數：共12.5次循環(huán)，循環(huán)從低溫開始。

完成試驗后對試驗件表面狀態(tài)進行檢查發(fā)現(xiàn)：2件試驗件正反兩個面的碳纖維正交節(jié)點處的膠接狀態(tài)良好，無脫粘節(jié)點，碳纖維與鋁蜂窩芯的膠接狀態(tài)和聚酰亞胺膜與碳纖維的粘貼狀態(tài)良好，無脫粘和虛粘接問題，證明了國產碳纖維在大尺寸結構件上應用的可行性。

8 結論

（1）國產CCM40J-6K 碳纖維可以用于太陽翼基板的生產，原有結構設計及工藝設計滿足產品性能要求，綜合性能與進口M40JB-6K相當。

（2）在同一網格間距下，鋁蜂窩L向沿試驗件長邊方向可大幅提升試驗件的剪切剛度，而彎曲剛度、破壞載荷、彎曲強度有小幅增大。

（3）在鋁蜂窩方向一致的情況下，網格間距越密，其彎曲剛度、強度、剪切剛度、破壞載荷都有一定程度的增大，相應地，質量也有所增加，因此設計碳纖維網格間距時，要綜合考慮基板的力學性能與質量間的最優(yōu)解。

（4）試驗件在經歷高低溫交變后，其彎曲性能、剪切性能、破壞性能略微增加或降低?？傮w來說，與高低溫交變前相比，CCM40J-6K 碳纖維/環(huán)氧復合材料試驗件的力學性能未明顯降低，一定次數的冷熱循環(huán)之后，樹脂或界面的變形已能有效地松弛熱應力，力學性能會逐漸趨于穩(wěn)定。

（5）網格節(jié)點拉伸強度國產碳纖維網格面板相比進口碳纖維高18.9%；環(huán)氧樹脂含膠量越小，網格節(jié)點拉伸強度越大。但環(huán)氧樹脂含量的多少還與碳纖維表面狀態(tài)有關，在滿足碳纖維能夠完全浸潤的情況下，盡量控制環(huán)氧樹脂含膠量。

（6）國產CCM40J-6K 碳纖維基板試驗件順利通過了高低溫熱循環(huán)試驗，且試驗前后碳纖維表面均無脫粘。