近零膨脹材料在航空航天領域的研發與應用

梁宇靜 沈亞斌（中國直升機設計研究所，江西 景德鎮333001）

熱脹冷縮是材料的本質屬性，而材料的這種固有屬性可能會降低結構的穩定性和安全可靠性，削弱甚至破壞材料的功能特性。如高超聲速飛行器表面熱防護系統的溫差會引發不同材料之間的熱變形不匹配，極易造成層間熱應力失效；人造地球衛星運行中經歷的晝夜溫差會引發熱應力不匹配，造成結構破壞；通信衛星天線支架過大的熱變形會影響天線與地面之間正常通信。因此對材料的熱膨脹行為進行調控、使材料在環境溫度變化時獲得近零膨脹的優異性能具有極高的應用價值。

1 研究開發現狀

近零膨脹材料是指材料受到溫度變化產生較小的幾何尺寸變化，熱膨脹系數接近于零。目前材料實現近零膨脹性能的方法主要分為兩種：一是尋找自然界存在的近零膨脹材料；二是將具有不同熱膨脹系數的材料進行復合，利用疊加效應獲得近零膨脹性能。

1.1 近零膨脹均質材料

熱脹冷縮是材料的本質屬性，自然界絕大部分材料在溫度升高時幾何尺寸增大膨脹，只有少數一些陶瓷、氧化物、合金等具有反常的低、負膨脹系數。如磷酸鹽陶瓷材料具備較低的熱膨脹系數，可作為催化劑載體和航天技術中的涂層材料，但其熱膨脹性能呈各向異性，力學性能比較差；立方相硼酸鹽具有各向同性的近零膨脹性質，能夠將其應用在低溫復雜環境的高精度光學儀器中；殷鋼具有較好的力學性能但僅在0-100攝氏度的范圍內熱膨脹系數較低；固體材料的熱膨脹系數較低，但在大的溫度變化下，力學性能和耐久性較差。鑒于均質材料在性能方面的不足，暫難同時滿足近零膨脹、輕質、力學性能優異的要求。

1.2 近零膨脹復合材料

復合材料因其比強度高、可設計性強、抗疲勞性能好等優異性能，廣泛應用于航空航天領域。復合材料實現近零膨脹性能的方式除通過調整鋪層方式、鋪層角度外，還可通過選擇熱膨脹系數不同的材料以及設計微結構形式來使結構實現近零膨脹性能，滿足近零膨脹性能的復合材料實現方式有如下幾種：拉伸主導型、彎曲主導型、拓撲優化設計、泊松比效應等。

拉伸主導型復合材料的設計主要是通過桿件的拉壓變形使結構具有近零膨脹性能。Miller 最早提出了一種三角形點陣復合材料設計[1]，基于三角形斜邊伸長能夠引起高度的變化，通過合理設計微結構形式和材料布局，使結構實現近零膨脹。隨后Steeves 等人提出的平面點陣結構設計[2]，能夠使結構多個方向在溫度變化下滿足低膨脹、高剛度的性能要求。通過合理設計微結構的形式和選取材料可以使結構滿足近零膨脹性能要求。

彎曲主導型的設計主要是通過桿件的彎曲變形使結構具有近零膨脹性能。Lakes最早提出彎曲主導型的二維和三維點陣復合材料設計[3,4]，通過合理選取材料和設計結構的尺寸可以使結構滿足零膨脹。隨后，Lehman等人對肋條的截面形式進行了優化設計[5]，給出能夠獲得最大剛度的截面形式。Zhang等人設計了局部加強的三角形超材料單胞[6]，能夠同時滿足零膨脹和高剛度要求，單胞間連接方式簡單易制造。彎曲主導型復合材料實現近零膨脹性能需要材料在交界面處完美結合，因此雙材料肋條不同材料之間的連接和肋條間的連接是實際制備中的難點。

除此之外，還可以利用拓撲優化方法、泊松比效應、多層級思想等多種方式使結構實現近零膨脹。

2 應用進展

高超聲速飛行器在高速飛行時，氣動熱在熱防護系統表面產生的溫差高達上千攝氏度，劇烈的溫度變化會引發不同材料之間的熱變形不匹配，因此表面熱防護系統必須能夠承受大的溫度變化并且能夠保護內部結構，同時滿足輕質、高剛度、高強度要求。

Steeves 等人提出的能夠實現熱膨脹系數可調控的平面點陣結構設計[2]，這種單胞設計能夠在溫度變化下滿足低膨脹、高剛度的性能要求，基于其設計的這種三角形平面點陣復合材料，隨后他們又將其應用到高超聲速飛行器表面熱防護系統的設計中。Steeves等人給出了如圖1(a)所示的金屬三明治板熱防護系統[7]，由近零膨脹平面點陣復合材料、耐彎曲管、薄背板組成，縫隙中填充低密度陶瓷泡沫。外部的近零膨脹平面點陣復合材料可以使熱防護系統實現近零膨脹功能，耐彎曲管和平面點陣結構的設計能夠保證系統的剛度要求，這種熱防護系統有效的減少了飛行器在高速飛行時產生的熱應力和結構變形。隨后，Steeves等人基于其設計的平面點陣復合材料又提出三明治熱防護系統[8]，如圖1(b)，該熱防護系統能夠實現近零膨脹、承載、隔熱等功能，具有近零膨脹的熱防護系統能夠有效降低熱應力。通過對三明治熱防護系統的優化分析，給出該熱防護系統在滿足低熱膨脹系數條件下剛度、強度、結構尺寸的設計范圍。

圖1 熱防護系統

人造地球衛星在空間軌道上運行過程中，需經歷太陽直射面和地球陰影面，晝夜溫差大。而人造地球衛星的很多交聯結構是由多種材料組成，當其服役于大的溫度變化環境中時往往會引發熱應力不匹配，從而造成結構變形，導致結構破壞。Toropova等人提出了由兩種材料組成的具有各向異性的熱膨脹自適應結構設計方法[9]，如圖2所示，能夠消除熱應力不匹配和與之伴隨的后果。這種熱膨脹自適應結構的單胞是由三角形點陣復合材料組成，內部為熱膨脹系數高的不等邊三角形，外部為熱膨脹系數低的不等邊六邊形，通過調整三角形或六邊形的傾斜角度可以調節單胞的熱膨脹系數。根據不同的設計需求可以對單胞進行設計，不同的單胞之間可進行連接。通過對單胞進行設計、單胞進行連接、結構與基底連接可以緩和結構的熱應力不匹配，滿足實際需要。

圖2 熱膨脹自適應結構

3 結語

隨著航空航天領域技術的發展，目前國內外對材料熱膨脹系數可調控方面的研究逐漸增多，針對近零膨脹材料的研究，從實現機理和應用方面都取得了很大進展。材料實現近零膨脹性能的方式從最初的均質材料研究發展到通過多相復合材料設計實現，材料的性能也從滿足近零膨脹到兼具輕質、高強、可設計性強等[10]。但這些研究主要還是集中在理論研究的基礎上，在理論研究的可行性與實際制備過程中還存在很多問題，尤其是材料研制及其制備工藝的可行性、材料的多功能一體化、制造加工成型技術等方面的還需更進一步的開發和研究，將獲得綜合性強的復合材料由研究轉為應用。