PMI泡沫材料在航天器结构中应用的可行性研究

? PMI泡沫材料在航天器结构中应用的可行性研究(2010-9-27 14:03:31) ? ? 关键词：泡沫材料 夹层结构 性能 比较 应用前景 加入收藏>> ? ? 阅读(731)┆评论(0)┆收藏(0)

? 本文通过试验研究了两个牌号的PMI泡沫材料的物理性能、力学性能、吸湿性能、压缩蠕变性能和热真空性能，并与航天器结构常用的铝蜂窝芯材作了比较，分析了PMI泡沫材料用于航天器结构上的优势与劣势。

? 1 引言

目前，航天器夹层结构所用的芯材主要有铝蜂窝、Nomex蜂窝，其中铝蜂窝的用量最大，用于主承力结构和次承力结构。近年来，欧美航天领域开始在一些航天 器的结构上使用泡沫夹层结构，如Delta火箭的整流罩、鼻锥、隔热屏等结构，SAR天线的多边形夹层结构板、探测器桁架结构的支撑杆等。在众多的泡沫材 料中，聚甲基丙烯酰亚胺（简称PMI）是在相同密度的条件下，比强度和比模量最高的泡沫材料。目前已商品化的PMI泡沫有德国赢创德固赛（ Evonik Degussa ）公司生产的ROHACELL?和日本积水化学公司生产的FORMAC?。

虽然，泡沫夹层结构在国外的航天器上已使用多年，但国内航天领域对这种泡沫夹层结构的研究和应用才刚刚起步【1】【2】【3】，无论是在材料性能、还是工 艺研究方面，都还需广泛、深入地开展工作。本文针对ROHACELL?51WF（以下简称51WF）和ROHACELL?71XT(以下简称71XT)两 个牌号的泡沫材料进行了研究，得到了一些试验数据，并将其与常用的铝蜂窝芯材性能作了比较，分析了PMI泡沫材料用于航天器结构上的优势与劣势，展望了其 应用前景。 2 材料性能

本文通过试验研究了作为航天器材料的几个重要性能，包括物理性能、力学性能、吸湿性能、压缩蠕变性能和热真空性能，试验数据来源于中国空间技术研究院、德国赢创德固赛公司和美国航空航天局（NASA）等研究机构的试验报告。 2.1 物理性能

作为一般夹层结构的芯材，人们关注的物理性能指标，包括密度、热膨胀系数等；作为功能结构的芯材，除了这两个指标外，热性能和电性能也是重点考虑的因素。表1列出51WF和71XT的主要物理性能。 表1 物理性能

性能 密度 热膨胀系数（20℃） 热导率 热变形温度 介电常数（2.0GHz～26.5GHz） 单位 kg/m3 1 / K W/m*K ℃ 51WF 52 3.11x 10 -5 0.028～0.034 205 1.05～1.11 71XT 75 3.13x10 -5 － 240 － 损耗角正切值（2.0GHz～26.5GHz） 3~61 x 10-4 － 2.2 力学性能

作为夹层结构的芯材，PMI泡沫的基本力学性能是结构设计所需要的，表2给出了试验测得的51WF和71XT的各项力学性能。

表2 力学性能

Table 2 Mechanical properties

性能 压缩强度 拉伸强度 剪切强度 弹性模量 剪切模量 断裂延伸率 单位 MPa MPa MPa MPa MPa % 51WF 0.8 1.6 0.8 75 24 3 71XT 1.7 2.2 1.4 105 42 4 试验方法 ISO 844 ISO 527-2 DIN 53294 ISO 527-2 DIN 53294 ISO 527-2 2.3 吸湿性能

虽然，PMI是闭孔泡沫，但由于加工的原因，表面还是有开放性的微孔存在，在空气中会吸收水分子。吸湿会带来两方面不利的影响，一是降低了压缩蠕变性能， 使得泡沫夹层结构的尺寸稳定性变差；二是可能造成夹层结构的面板与芯材脱粘。因此，通过试验测试了51WF和71XT的吸湿性能。

图1是泡沫材料的吸湿量与存放时间的关系曲线，试验环境条件为温度23℃，相对湿度50%。由图1可以看出，51WF的饱和吸湿量为2.6%左右、 71XT的饱和吸湿量约为5%，而经过180℃，48h的干燥后，其吸湿量明显降低，饱和吸湿量约为3.7%。这两个牌号的泡沫材料均在约50d后吸湿达 到饱和。

注：1) 51WF和71XT测试前经过干燥处理：130℃ / 2h；

2) HT 表示经过高温热处理: 130℃ / 2h; 180℃ / 48h （以下HT如未特殊说明，其含义与此相同）

图1 吸湿量与存放时间的关系

2.4 压缩蠕变性能

除了物理性能、力学性能、吸湿性能以外，作为芯材还需要确认泡沫能不能满足夹层结构的成型工艺要求。通常在固化过程中，泡沫必须能够在一段时间内，承受温 度和压力的综合作用。所谓的蠕变性能是指材料在一定的温度情况下，经过一定的时间，在特定压力下产生的形变。作为聚合物泡沫材料，PMI具有一定的蠕变性 能。

通过热压罐试验测得未经干燥处理的51WF和71XT的质量损失率和压缩蠕变率，结果见表3。在试验条件1下，两种泡沫材料均发生了严重的收缩，横截面由原来的矩形变成了梯形。

表3 质量损失与压缩蠕变

热压罐试验条件1 牌号 51WF 71XT 165℃，0.55MPa，2h 质量损失率（%） 1.72 2.92 压缩蠕变率（%） —— —— 热压罐试验条件2 130℃，0.12MPa，2h 质量损失率（%） 1.97 1.08 压缩蠕变率（%） 3.46 3.98 针对51WF进行干燥（或干燥＋高温）处理后，测试了三个试验条件下的压缩蠕变率，结果见表4。

表4 51WF的压缩蠕变率

热压罐试验条件3 125℃，0.3MPa，2h 牌号 51WF 压缩蠕变率 1.5% 热压罐试验条件4 180℃，0.7MPa，2h 牌号 51WF-HT 压缩蠕变率 3.5% RTM试验条件 注射压力0.6MPa，固化温度180℃ 牌号 51WF 压缩蠕变率 1.5% 针对71XT进行干燥（或干燥＋高温）处理后，测试了在不同外压条件下的压缩蠕变率，图2是压缩蠕变率与压力的关系曲线。

注：1）71XT的试验条件180℃ / 2h；2）71XT-HT的试验条件190℃ / 4h。 图2 71XT的压缩蠕变率与压力的关系

2.5 热真空性能

航天器运行在空间环境中，其材料必须能耐受真空和冷热交变的考验，为此测试了51WF和71XT在热真空条件下的体积变化率和质量损失率。图3给出试验过程中温度、真空度与时间的关系曲线。 热真空试验条件如下： 1) 真空度 ≤ 1.3x10-3 Pa 2) 温度 -20℃ ～ +80℃ 3) 升降温速率 0.5℃ / min

4) 保温时间 首末循环6h，中间循环4.5h 5) 循环次数： 6.5次

图3 热真空试验条件

表5给出了热真空试验后51WF、71XT试样的体积变化和质量损失。

表5 热真空试验后的体积、质量变化

编号 51WF-1 51WF-2 71XT-1 70XT-2 体积变化率（％） 0.98 0.87 0.94 0.90 质量损失率（％） 1.48 1.25 2.13 2.01 注：所有试样未经预处理。

在真空环境下，材料释放出的物质在热控面板、太阳电池阵、光学部件等敏感表面上沉积造成污染，严重的表面污染会降低观测窗和光学镜头的透明度、改变热控涂层的性能、减少太阳电池片的光吸收率。因此，很有必要研究泡沫材料的真空放气性能。

按照ASTM E-595标准，针对三种不同预处理的51WF试样做了真空放气试验，试验结果见表6。

表6 放气性能

编号 1）总质量损失（TML） (%) 水蒸气回吸量（WVR） 挥发物凝聚量(CVCM) (%) 2.05 2.16 1.89 (%) 0.02 0.03 0.008 51 WF-HT 51 WF 2） 2.09 3.64 2.73 51 WF-HT 3） 注：1） 预处理方法：121℃ / 2h，160℃ / 20h，182℃ / 48h 2） 预处理方法：121℃ / 2h

3） 预处理方法： 121℃ / 2h， 82℃ / 16h

3.1 物理性能

目前，航天器夹层结构常用的铝蜂窝芯材的密度为27kg/m3~52kg/m3，51WF和71XT两种泡沫芯材的密度与之相比较高。

由表1的热膨胀系数可知，常温条件下51WF和71XT的热膨胀系数与铝合金接近，在同一数量级内，较复合材料的热膨胀系数要高一个数量级。

在所有传统的非真空隔热体中，闭孔泡沫材料PMI的热导率是最低的。

51WF和71XT的热变形温度均在200℃以上，能够耐受常用夹层结构的固化温度。 51WF泡沫材料在2.0GHz～26.5GHz的频率范围内，表现出低的、稳定的介电常数和低的损耗角正切值，意味着它是一种适合宽频域应用的高性能透波材料，适用于制造发射和传输电磁波的结构。 3.2 力学性能

选取了航天器夹层结构常用的两种铝蜂窝芯材HC-1、HC-2，以及另一种密度和71XT相近的铝蜂窝芯材HC-3与51WF、71XT对比了结构设计所关心的压缩强度和剪切强度，具体情况见表7和图4。

表7 泡沫芯材与铝蜂窝芯材的比较

编号 HC-1 HC-2 HC-3 51WF 71XT 密度 (kg/m3) 27 52 77 52 75 容重 （pcf） 1.69 3.25 4.81 3.25 4.69 压缩强度 （MPa） 0.45 1.50 2.88 0.80 1.70 剪切强度（MPa） 纵向(L) 0.44 1.15 2.18 0.80 1.40 横向(W) 0.24 0.67 1.25

图4 泡沫芯材与铝蜂窝芯材力学性能的比较

由以上数据看出，51WF、71XT相对于同等密度（或容重）的铝蜂窝芯材压缩强度低40%～50%；剪切强度介于铝蜂窝芯材横向剪切强度和纵向剪切强度之间，泡沫材料无方向性，这与铝蜂窝芯材不同。

为了提高泡沫夹层结构的压缩性能和剪切性能，近年来出现了几种新的工艺方法：

1）利用Z向纤维增强夹层结构 这种方法包括缝合法和穿刺法。缝合法是指借助专用的缝合设备，通过缝线将面板与泡沫芯材缝合在一起，西北工业大学的郑锡涛等人【4】对全厚度缝合泡沫夹层 结构的力学性能进行了研究。穿刺法是借助特殊的针具将面板增强材料中的部分短纤维植入泡沫芯材，在夹层结构成型过程中，树脂流入芯材的孔洞并浸渍其中的短 纤维，固化后成为复合材料柱，使得面板与芯材联为一体。国内哈尔滨工业大学的张剑、李地红、王兵等人【5】【6】研制出这种新型的泡沫夹层结构并研究了其 力学性能。 2）利用Z向销钉增强复合材料面板的夹层结构 Aztex公司利用Z-Fiber?(完全固化的纤维/树脂针)在厚度方向增强夹层结构，其产品包括X-CorTM和K-CorTM ，据Aztex公司的资料介绍，和未加强的泡沫材料相比较，剪切强度提高四倍以上，压缩强度十倍以上，损伤容限提高【7】。

3.3 吸湿与压缩蠕变性能

由吸湿性能研究结果得知PMI泡沫的吸湿率较高，如果不对泡沫材料进行干燥（或干燥＋高温）处理，经过热压罐工艺试验条件后，质量损失较大（1%～3 %）、压缩蠕变率也较大（>3%），有些甚至严重收缩。因此在使用前，泡沫芯材必须经过干燥（或干燥＋高温）处理。

一般认为，压缩蠕变率< 2%是可接受的。使用泡沫材料前，需通过试验找出压缩蠕变率与压力的关系（见图2），从而掌握泡沫材料所能承受的最高温度、最大外压以及保温时间。 在夹层结构固化成型过程中，有两个因素影响着尺寸稳定性，尤其是厚度方向。一个是压缩蠕变；另一个是泡沫材料受热膨胀而产生反压力。所以为了准确地控制泡沫夹层结构的厚度，需通过工艺试验来确定泡沫芯材的过盈量。

3.4 热真空性能

为了避免材料在真空环境下放气对航天器某些部位造成污染，一般对航天器用结构材料的放气性能要求如下【8】： 1）总质量损失 (TML) < 1%

2）挥发物凝聚量 (CVCM) < 0.1%

由热真空性能试验结果得知PMI泡沫的总质量损失为1%～4%，但通过比较水蒸气回吸量（WVR）发现，其质量损失主要是泡沫内部水气蒸发的结果，除去水蒸气的量，TML基本在1%以内，CVCM满足 < 0.1%的要求。

4 可行性及应用前景分析 4.1 可行性分析

如果仅作为承力结构考虑，一般的泡沫芯夹层结构和铝蜂窝芯夹层结构相比在结构效率方面处于劣势。但是，如果采用Z向纤维或Z向销钉增强的方法，则可以使力 学性能达到甚至超过相同容重的铝蜂窝夹层结构【9】，而且这种增强方法具有可设计性，能根据力学性能要求设计Z向纤维或销钉的角度、密度等。

4.2 应用前景

PMI泡沫材料具有独特的物理性能和优良的加工工艺性能，使得它在航天器的一些结构中有望得到应用，包括：

（1）多功能结构

1）利用低热导率的特性，可以设计出既有一定承载能力，又能有效隔热的结构舱/件。 2）利用优异的介电性能和隔热性能，制造微带阵单元。微带阵单元不仅可用于天线，也可作为卫星/飞船的结构板。

3）利用优异的介电性能，可制造夹层结构的集成电路板。此种夹层结构既可以作为结构件使用，也同时具备电路板的功能。

（2）变截面结构

航天器使用夹层结构的主要目的是提高结构的稳定性。对于封闭结构件来说，芯材如能在其 传递载荷的端部逐渐缩减，使内、外面板最终合在一起，不仅能使载荷能直接传递到夹层结构的内、外面板上，而且可以简化连接处的设计。此设计可以提高结构承 载效率，还可以大量减少金属连接件和泡沫胶的使用。加工变截面的铝蜂窝芯材难度较大，且精度不易保证，而使用泡沫芯材则可以有效地解决上述问题。

（3）杆、梁结构

分析表明，在杆件内填充轻质芯材可以提高壳结构的抗屈曲承载能力和承载效率。特别是复杂截面梁，泡沫夹层结构还可以通过共固化降低制造成本和周期，并且可以方便地设置连接接口。

（4）天线结构

1）对于固定反射面的天线，利用热成型+机加的工艺可以最大限度地减少泡沫芯材的内应力，从而提高反射面的精度。

2）对于平面螺旋天线和阵面天线安装板，结构的主要要求为：除螺旋线外，其余结构材料的介电常数要尽可能低，而PMI泡沫极低且稳定的介电常数刚好满足这一要求。 3）对于微带阵SAR天线，PMI泡沫的作用是不可替代的。

5 结论

通过研究发现，PMI泡沫材料在结构承载方面有一定的局限性，但由于它具有优良的介电性能、低的热导率、易于加工复杂外形和可设计性等特点，使得它有望在多功能结构、变截面结构、杆、梁结构、天线结构等方面得到应用，给航天器结构设计、制造提供了更多的选择。

参考文献（References） [1] 曹明法，胡培. 船用玻璃钢/复合材料夹层结构中的泡沫芯材，江苏船舶，2004, 21, (2): 3-6 [2] 唐妹红，居建国. PMI高性能泡沫夹层材料在航天产品中的应用研究，第十五届全国复合材料学术会议论文集（上），2008：434-436

[3] 孙春方，李文晓等. 高速列车用PMI泡沫力学性能研究，玻璃钢/复合材料，2006, (4): 13-15

[4] 郑锡涛，孙秦等. 全厚度缝合复合材料泡沫芯夹层结构力学性能研究与损伤容限评定，复合材料学报，2006, 23，(6): 29-36

[5] 王兵，吴林志等. 纤维柱增强泡沫复合材料夹芯板的力学性能研究，第十五届全国复合材料学术会议论文集（上），2008: 169-173 [6] 张剑，李地红等. 复合芯材夹芯结构成型工艺研究，材料科学与工艺，2008, 16, (1): 76-78 [7] Freitas G., Frusco, T. et al. Z-Fiber technology and products for enhancing composite design, Proc, of the 83rd Meeting of the AGARDSMP on “Bolted / Bonded Joints in Polymeric

Composites”, 1996, Sept. 2-3, Florence, Italy: 17-1~17-8

[8] 谭维炽，胡金刚. 航天器系统工程，北京：中国科学技术出版社，2009：19

[9] Thomas Carstensen，David Cournoyer et al. X-CorTM Advanced Sandwich Core Material, Advancing Affordable Materials Technology, 2001: 452-466

本文来源：https://www.bwwdw.com/article/eaw3.html