國外熱塑性樹脂基復合材料低軌原子氧環境效應研究進展

翟睿瓊，姜利祥，田東波，劉宇明，姜海富

（北京衛星環境工程研究所，北京 100094）

隨著空間站、高分辨率對地觀測系統等低軌道長壽命航天器的研制，低軌道空間環境對航天器外露材料的影響正逐步受到航天器設計人員的關注。美國宇航局（NASA）及世界各國的航天機構先后投入了大量的資金和精力，開展飛行搭載及地面試驗研究，獲得了大量空間環境下材料性能退化的數據。

空間結構材料中碳纖維增強的熱塑性樹脂基復合材料（FR/TPCM）不僅具有密度小、比強高、比模高、熱膨脹系數小等一系列優異特性[1]，而且在抗沖擊能力、耐濕熱性等方面優于目前廣泛使用的碳/環氧熱固性樹脂基復合材料，符合航天器復合材料未來發展的需求[2—4]，因而在航天領域具有廣闊的應用前景。空間環境適應性是影響航天器結構材料選用的重要因素。原子氧作為低地球軌道（Low Earth Orbit，LEO）環境中殘余大氣的主要成分，具有極強的活性，其高速撞擊在航天器表面會改變表面材料的光學和力學特性，因此它被認為是造成航天器材料失效的主要環境因素之一[5—7]。國外對FR/TPCM的原子氧環境效應研究以飛行試驗為主要手段，獲得了大量數據，關于地面模擬試驗方面的研究較少。

文中針對國外飛行試驗中獲得的部分FR/TPCM性能數據進行了整理、分析和研究，為我國低軌道空間材料暴露試驗的開展提供了依據。

1 FR/TPCM空間暴露試驗簡介

空間暴露試驗能夠讓材料經歷最真實的空間環境考驗，因而具有很高的可信度與應用價值。從20世紀80年代至今，國外航天機構通過多次空間飛行任務開展了材料的原子氧環境效應研究[8]，主要包括長期暴露試驗裝置（LDEF）、材料與原子氧作用效應試驗（EOIM）、哈勃太空望遠鏡（HST）以及其他一些飛行任務（如AOE）。其中，搭載有熱塑性樹脂基復合材料的飛行試驗主要是LDEF，EOIM-Ⅲ，LDCE。

1.1 長期暴露試驗裝置

長期暴露試驗裝置（Long Duration Experiment Facility，LDEF）是截止目前在軌時間最長的空間材料暴露試驗裝置，其上搭載了上千種材料樣品，返回后獲取的大量數據是研究和掌握原子氧環境效應最寶貴的數據體系[9]。對未來長壽命高可靠航天器的研制具有十分重要的參考和研究價值。

LDEF由STS 41-C航天飛機于1984年發射入軌，軌道高度約470 km，在軌時間為69個月，其所經歷的低地球軌道空間環境如下：10-6～10-7torr高真空，100～400 nm紫外輻照強度為4 500～14 500 esh，電子與質子輻射強度約為2.5×105rads，原子氧束流密度約103～9.02×1021atoms/cm2，0.1～2.5 mm 的微流星與空間碎片數＞36 000個，宇宙射線約為6 rads，大約經歷了34 000個溫度區間在-29～71℃的熱循環。LDEF在服役期內保持一端對地定向，其上各個樣品的定位以排（1—12）和列（A—F）的形式給出，如圖1所示[10]。研究人員對LDEF不同位置處的原子氧（AO）積分通量和紫外輻射劑量進行了分析計算，如圖2和圖3所示[11—12]。在NASA對LDEF原子氧積分通量計算時考慮了分子熱運動的影響，因而比早期的MSIS-86模型所預估出來的值要高一些。

圖1 LDEF定向Fig.1 LDEF orientation

圖2 LDEF上各個位置所遭受的原子氧劑量Fig.2 Atomic oxygen fluence at each LDEF tray location

圖3 LDEF上各個位置經受的等效太陽照射時間Fig.3 Equivalent sun hours at the end of the mission at each LDEF tray location

1.2 材料與原子氧作用效應試驗-Ⅲ與長期暴露候選試驗

材料與原子氧作用效應試驗-Ⅲ（Effects of Oxygen Interactions with Materials-Ⅲ，EOIM-Ⅲ）飛行任務由STS-46航天飛機于1992年搭載升空，軌道高度為229 km，在軌時間為42.5 h。試驗裝置不同位置所經受的原子氧劑量為1.0×1020～3.5×1020atom/cm2。除EOIM-Ⅲ外，STS-46上還搭載了多個試驗有效載荷，其中包括長期暴露候選試驗（Long Duration Candidate Exposure，簡稱LDCE）等。

1.3 飛行試驗中選取的FR/TPCM材料種類

上述LDEF暴露試驗和STS-46航天飛機飛行試驗中搭載的FR/TPCM種類和所經受空間環境的相關信息見表1[11]。其中給出了原子氧環境、紫外環境、真空環境等3種環境因素，試驗樣品涉及11種熱塑性復合材料。

2 FR/TPCM飛行試驗結果分析

2.1 原子氧反應率

來自LDEF和STS-46上暴露于原子氧環境中FR/TPCM試件的厚度損失見表2，并計算了相應的原子氧反應率。數據表明，LDEF長期暴露飛行試驗中，聚砜樹脂體系復合材料的原子氧反應率大致在1×10-24cm3/atom左右；航天飛機短期暴露獲得的聚醚醚酮樹脂體系復合材料的反應率大致在3×10-24cm3/atom左右。事實上，短期暴露主要是原子氧與表面樹脂基體的反應，而經過長期暴露的復合材料，其表面樹脂基體受到嚴重剝蝕，大面積的纖維區暴露出來，因此長期暴露的原子氧反應率主要決定于碳纖維與原子氧的反應率[10]。復合材料碳纖維的原子氧反應率比樹脂基體低得多，因而，同種復合材料短期暴露試驗獲得的原子氧反應率通常比長期暴露獲得的數值大。

表1 飛行試驗中低軌暴露的碳/熱塑性樹脂基復合材料種類Table 1 Composite carbon/thermoplastic resin materials exposed to the LEO environment

表2 碳/熱塑性樹脂基復合材料的原子氧反應率Table 2 Atomic oxygen erosion rates for carbon/thermoplastic resin composite materials

飛行試驗中搭載的熱固性樹脂基復合材料的原子氧反應率見表3，數據顯示，熱固性樹脂基復合材料的原子氧反應率大致在1×10-24cm3/atom左右?？梢哉J為，熱塑性樹脂基復合材料與熱固性樹脂基復合材料的原子氧反應率基本相當。

2.2 力學性能退化

2.2.1 拉伸性能

碳纖維增強聚砜樹脂（P1700）基復合材料位于LDEF的迎風面，經受的原子氧積分通量為8.99×1021atoms/cm2。這些樣品采用±45°鋪層，避免了纖維方向對拉伸性能測試結果的影響。樣品寬為1.27 cm或0.953 cm，長為20.32 cm，厚度為0.4064～0.6096 mm。試驗結果分析表明，拉伸強度的損失與材料厚度損失并不成線性關系。

表3 碳纖維增強熱固性樹脂基復合材料的原子氧反應率Table 3 Atomic oxygen erosion rates for composite materials of carbon-reinforced thermoset resin

幾種碳纖維增強聚砜樹脂（P1700）基復合材料在LDEF長期暴露試驗后的極限拉伸強度和拉伸模量變化如圖4所示[13]。C3000/P1700和C6000/P1700復合材料試樣在空間環境中暴露后拉伸強度和拉伸模量都有一定程度的退化，下降幅度均在15%～30%之間。同樣條件下的T300/934和T300/5208碳纖維/熱固性樹脂基復合材料在飛行試驗后，拉伸強度下降了45%～65%，拉伸模量下降了20%～33%。

圖4 LDEF飛行試驗對碳/聚砜樹脂復合材料力學性能的影響Fig.4 Effects of LDEF flight exposure on the mechanical property of carbon/polysulfone composite materials

織物T300/P1700聚砜樹脂復合材料拉伸樣品位于LDEF背風面的D3位置，所經受的原子氧劑量為1.32×1017atoms/cm2。飛行試驗前后該樣品的拉伸強度和拉伸模量測試數據見表4。由于該樣品經受的原子氧劑量較小，因此在飛行試驗后拉伸性能沒有明顯的下降。

表4 [0，90]方向T300/P1700復合材料的拉伸性能Table 4 Tensile property of T300 carbon/P1700 polysulfone fabric[0，90]

飛行試驗結果表明，迎風面試樣經受原子氧飛行試驗后，其拉伸性能有一定的下降。拉伸強度的退化程度小于同環境下的熱固性樹脂基復合材料，拉伸模量的退化程度與熱固性樹脂基復合材料基本相當。背風面試樣經受的原子氧劑量小，飛行試驗后拉伸性能無明顯退化，可見原子氧是空間環境中影響材料拉伸性能的重要因素。

2.2.2 彎曲性能

織物T300/P1700聚砜樹脂復合材料彎曲試樣位于LDEF迎風面的D9位置，所經受的原子氧劑量為8.99×1021atoms/cm2。飛行試驗后，其強度和模量均有所下降，見表5。其中彎曲強度下降了約7%～10%，彎曲模量下降了約30%～40%。同樣條件下的GY70/X-30， GY70/CE-339，P75S/CE-339，P75S/934 和GY70/934等5種碳纖維增強熱固性樹脂基復合材料彎曲強度下降了約30%，彎曲模量降幅最大的是P75S/934，降幅達到了70%。

表5 [0，90]方向T300/P1700復合材料彎曲性能Table 5 Flexural property of T300 carbon/P1700 polysulfone fabric[0，90]

表5中同時列出了背風面試樣的彎曲性能數據，數據顯示，背風面材料的彎曲性能沒有明顯下降。根據樣品的彎曲性能測試結果，T300/P1700聚砜樹脂復合材料的彎曲模量按如下順序遞減：飛行前試樣、背風面試樣、迎風面試樣。強度值各有不同，其中以迎風面樣品為最低。

試驗結果表明，迎風面試樣經受原子氧飛行試驗后其彎曲性能有一定的下降，但彎曲強度和彎曲模量的退化程度均小于同環境下的熱固性樹脂基復合材料。背風面試樣經受的原子氧劑量小，飛行試驗后彎曲性能無明顯退化，可見原子氧是空間環境中影響材料彎曲性能的重要因素。

2.3 微裂紋

LDEF上搭載的織物T300/P1700聚砜樹脂復合材料在迎風面（8排D列）和背風面（4排D列）均有分布，它們既有直接暴露的，也有位于遮擋區域的。另外，在Aerospace公司還有一套完整的地面對比樣，這些樣品被控制在一定溫度和濕度環境下，并規避了環境中的燈光。LDEF所經受的熱循環環境和T300/P1700復合材料樣品每英寸的微裂紋數見表6。

表6 碳/聚砜樹脂復合材料出現的微裂紋數/英寸Table 6 Microcracks/inch of carbon/polysulfone composite materials

如表6所示，試驗中直接暴露的T300/P1700聚砜樹脂試樣出現了大量的微裂紋。被遮擋的試樣基本不受原子氧的侵蝕，并且經歷的熱循環極限溫度范圍較小，樣品中微裂紋密度顯著低于未遮擋的試樣。

3 結論

通過飛行試驗的結果分析，可以得出以下幾個方面的結論。

1）原子氧對FR/TPCM產生氧化剝蝕作用，造成FR/TPCM性能退化。

2）與熱固性樹脂基復合材料相比，熱塑性樹脂基復合材料的原子氧反應率與其基本相當，在10-24cm3/atom量級。

3）復合材料機械性能退化程度與材料厚度損失不成線性關系。

國內對FR/TPCM的空間環境效應研究起步較晚，尚未見到相關報道。雖然熱塑性樹脂基復合材料因其在抗沖擊性能等方面優于傳統的碳/環氧復合材料，但其能否經受得住空間環境的考驗，滿足航天器研制的需求，進而替代碳/環氧復合材料在航天器結構上廣泛應用，需進一步開展深入的研究工作。

[1] 李元珍，袁立，紀雙英.碳纖維織物/PEEK熱塑性樹脂基復合材料光學反射鏡研究[J].材料工程，2006（6）：17—19.LI Yuan-zhen，YUAN Li，JI Shuang-ying.Study on Optical ReflectorCF Fabric/PEEK Thermoplastic Composites[J].Journal of Materials Engineering，2006（6）：17—19.

[2] 董彥芝，劉芃，王國棟，等.航天器結構用材料應用現狀與未來需求[J].航天器環境工程，2010，27（1）：41—44.DONG Yan-zhi，LIU Fan，WANG Guo-dong，et al.Application and Future Demand of Materials for Spacecraft Structures[J].Spacecraft Environment Engineering，2010，27（1）：41—44.

[3] 賀福，王茂章.碳纖維及其復合材料[M].北京：科學出版社，1995 HE Fu，WANG Mao-zhang.Carbon Fiber and Its Composite Materials[M].Beijing：Science Press，1995

[4] 王建昌，安慶升，葉周軍，等.碳纖維復合材料衛星天線的研制[J].纖維復合材料，2007，24（1）：18—20.WANG Jian-chang，AN Qing-sheng，YE Zhou-jun，et al.Research and Production of Carbon Fiber Satellite Antenna[J].Fiber Composite，2007，24（1）：18—20

[5] 都亨，葉宗海.低軌道航天器空間環境手冊[M].北京：國防工業出版社，1996.DU Heng，YE Zong-hai.Manual of LEO Space Environment[M].Beijing：National Defence Industry Press，1996.

[6] 黃本誠.空間環境工程學[M].北京：宇航出版社，1993.HUANG Ben-cheng.Space Environment Engineering[M].Beijing：China Astronautic Publishing House，1993.

[7] 郭興，王鹢，田海，等.國外低地球軌道空間材料在軌環境試驗研究進展[J].航天器環境工程 ，2009，26（5）：424—430.GUO Xing，WANG Yi，TIAN Hai，et al.The Flight Experiments for Effects of LEO Space Environment on Spacecraft Materials[J].Spacecraft Environment Engineering，2009，26（5）：424—430.

[8] 童靖宇，向樹紅，蔡震波.電阻型傳感器原子氧密度及環境效應探測技術[J].裝備環境工程，2006，3（3）：19—24 TONG Jing-yu，XIANG Shu-hong，CAI Zhen-bo.Atomic Oxygen Flux and Environment Effect Detection Technique with Resistance Sensors[J].Equipment Environmental Engineer-ing，2006，3（3）：19—24.

[9]DOOLING D，FINCKENOR M M.Material Selection Guidelines to Limit Atomic Oxygen Effects on Spacecraft Surfaces[R].NASA/TP-1999-209260，Marshall Space Flight Center，1999.

[10]EDWARD M Silverman.Space Environmental Effects on Spacecraft：LEO MaterialsSelection Guide[R].NASA CR-4661，Langley Research Center，1995.

[11]BOURASSA R J，GILLIS J R.Atomic Oxygen Exposure of LDEF Experiment Trays，Long Duration Exposure Facility Materials Special Investigation Group-LDEF Supporting Data[R].NASA CR-19247，Boeing Defense and Space Group，1992.

[12]Bourassa R J，Gillis J R，Roussiang K W.Atomic Oxygen and Ultraviolet Radiation Mission Total Exposure for LDEF Experiments[C]//LDEF 1st Post-Retrieval Symposium.NASA CP-3134，1991：643—661.

[13]SLEMP W S，YOUNG P R，WITTE W G，et al.Effects of LDEF Flight Exposure on Selected Polymer Matrix Resin Composite Materials[C]//LDEF 1st Post-Retrieval Symposium.NASA CP-3134，1991：1149—1162.