可組裝輕質空間結構技術研究進展

熊 健，龔 程，韋興宇，李志彬

(1.哈爾濱工業大學航天學院復合材料與結構研究所，哈爾濱 150001；2.哈爾濱工業大學特種環境復合材料技術國家級重點實驗室，哈爾濱 150080)

0 引 言

隨著航空航天任務的發展，對有效載荷的大規模化需求愈發明顯[1-3]。大型空間結構技術作為衡量各國空間技術的重要指標，受到各個航天大國的高度關注。迄今為止，美國為首的航天強國資助了多項空間結構技術研究項目，提出了針對天文望遠鏡、大規模太陽能電池陣列、大型遮陽/隱星罩及行星勘探部組件等大尺寸空間結構的太空建構方案[4-6]，構建了從方案設計到關鍵技術地面驗證再到在軌驗證的空間結構技術研發體系，例如，美國的Dragonfly項目實現了大尺寸高精度機械臂的地面模擬太空環境的演示試驗；美國的韋伯望遠鏡實現了在軌展開重構。相比于國外大尺寸空間結構技術的研究，國內起步較晚，相關支撐項目主要以預研探索為主。中國空間技術研究院西安分院開展了大型天線的在軌組裝研究[7]，闡述了單元拼接構造大尺寸天線的設計方法，研究了在軌組裝和地面演示試驗方案。上海宇航系統工程研究所[8]研究了大尺寸空間膜式展開結構，通過理論研究建立了薄膜結構的動力學模型和在軌參數辨識。哈爾濱工業大學機電學院郭宏偉團隊陶磊[9]采用機械機構形式構造了空間可展開模塊化單元，并通過機械接口實現了在軌組裝方案的數值模擬演示。上述研究表明，組裝和展開是當前大尺寸空間結構的通用構建方法。如今，中國的大尺寸空間結構技術仍停留于概念性設計與實驗室驗證階段，離其工程應用轉化還有較長距離。

此外，當前大部分在軌的大尺寸空間結構主要依賴于內部驅動和控制系統展開重構。常見的驅動控制方法有微電機驅動、充氣驅動和智能材料驅動[10]。微電機驅動作為目前大尺寸航天結構應用最為廣泛的空間可展開結構的展開/關閉控制方法，有著高精度和高可靠性的優勢；充氣驅動有著結構形式更為簡易、質量更輕、便于包裝發射的特點；以彈性材料和形狀記憶材料為代表性的智能材料驅動則兼具了微電機驅動和充氣驅動的優勢，不僅具有高可控性，而且展開的驅動系統質量更輕。將柔性形狀記憶聚合物智能材料成功應用于太陽能電池系統，并實現了在軌展開試驗[11]，進一步證實了智能材料驅動空間可展開結構的優勢。通過應用創新機構、輕質柔性材料、功能-結構一體化支撐結構，實現了更穩、更快、更輕的空間結構展開控制。

但驅動和控制系統相較于主體結構本身而言屬于冗余部分，占用了較多的重量份額；而且，單獨依靠單一整體結構展開重構形成的空間結構尺度有限，難以達到百米級、千米級乃至更大尺度。基于組件裝配形成更大規模結構，開發可組裝輕質空間結構技術是滿足更大尺度構件的必然需求。雖然快速發展的機器人技術為自主組裝大規模空間結構提供了新的契機，以空間機械臂為代表[12]的國際空間站通過使用高精度機械臂實現了空間結構的自主裝配，但尚未形成大規模空間結構的構建方法，缺乏可組裝輕質空間結構設計、制備、表征及應用示范的完整工程體系。本文根據航空航天領域對大尺寸空間結構的需求，瞄準空間結構構型設計、制備工藝和性能表征，概述了當前各類可組裝輕質空間結構技術的構建方法，介紹了可組裝輕質空間結構技術在航空航天領域的典型應用，分析并討論了各種空間結構技術存在的優勢和不足，最后展望了空間結構技術的未來發展方向。

1 可組裝輕質空間結構技術構建方法

1.1 嵌鎖組裝

嵌鎖組裝作為一種將二維片層結構轉化為三維結構的有效方法，已成功用于制備結構形式較為簡易的格柵式蜂窩結構[13-14]。點陣結構作為另一種輕量化結構形式，被認為最具有開發新一代輕質高強多孔材料的潛力。增材制造技術的出現進一步促進了具有復雜微結構的點陣結構的發展，但由于打印機尺寸限制，這些點陣結構尺寸較小，通常為厘米級，難以滿足航空航天部組件的尺寸需求。嵌鎖組裝方法通過切割設備加工平板制備二維嵌片結構，再嵌鎖各二維結構得到三維點陣結構，簡化了制造工藝，增大了點陣結構的制造尺寸。相比于傳統的模壓成型和增材制造工藝，雖然增加了工藝流程步驟，但降低了對制造設備的要求，提高了工程應用潛力，尤其適用于航空航天結構中廣泛使用的纖維增強復合材料[15]。

采用嵌鎖組裝方法制備輕質高強的點陣結構受到當前研究人員的廣泛關注。Feng等[16]以金屬材料為母材，采用嵌鎖組裝方法設計并制備了新型沙漏型點陣結構，試驗證明沙漏型點陣結構相比于金字塔點陣具有更優的力學性能。針對點陣芯子和表面蒙皮之間的接觸面積較小，容易出現面芯脫粘的問題，Wu等[17]進行了面芯增強型點陣結構設計，同樣采用嵌鎖組裝方法制備了相應的實驗樣品。Dong[18]通過激光線切割鈦合金板、嵌鎖組裝后釬焊成型的方法成功制備了結構形式更為復雜的華倫桁架式點陣結構。針對曲面結構，Xiong團隊[19-20]基于嵌鎖組裝方法制備點陣夾芯筒和點陣夾芯殼結構(圖1(a))，并研究了其力學性能，證實了嵌鎖組裝方法制備復雜大尺寸空間結構的可行性。考慮到點陣結構工程應用中的周期性特性，孟凡壹[21]設計了一種新型多胞元點陣結構，采用穿孔、切割、溝槽嵌鎖及釬焊連接的工藝流程，制備了周期性多胞元的不銹鋼三維點陣結構并開展了結構承載性能研究，如圖1(b)所示，研究發現嵌片槽口的連接強度決定著整體三維點陣結構的失效模式及承載能力。

為了充分發揮纖維增強復合材料的高比強度/比剛度優勢，Xiong等[22]以碳纖維復合材料為原料，采用嵌鎖工藝制備并研究了金字塔和蛋殼型點陣結構，如圖1(c)所示，研究結果表明這些點陣結構壓縮響應曲線具有長且高的平臺階段，使得其吸能特性較其余格柵結構更優。Dong等[23]以碳纖維增強復合材料為基材，采用嵌鎖組裝方法制備了Octet碳纖維點陣結構，實驗證實了Octet結構的高各向同性力學性能。Xiong團隊Gao等[24-25]基于嵌鎖方法開發出了拉伸主導概念的高剛度負泊松比點陣結構，實驗表明該結構的剛度較同等密度的傳統負泊松比點陣結構提升了2個數量級以上。并且設計的負泊松比結構實現了結構性能的各向同性，具有應用于復雜工況下的航空航天結構的潛力。

受自然界中人骨、昆蟲殼、竹子等生物結構存在的多層級性能增強現象啟發，研究人員開發了具有更優性能的輕質高強多級點陣結構。熊健等[26]首次基于金字塔點陣結構提出了波紋板-金字塔多級點陣結構概念，在理論層次上初步研究了其失效機制和力學性能。Wu等[27]采用3D打印制備了二維波紋板-金字塔點陣結構嵌片，再嵌鎖粘接形成三維多級點陣結構，如圖1(d)所示。采用實驗初步評估了該多級點陣結構的力學性能，結果表明相比于單金字塔點陣結構，波紋板-金字塔點陣結構的力學性能更優。在此基礎上，Wu等[28]提出了金字塔-金字塔多級點陣結構，系統性地建立了多級金字塔點陣結構的失效模式和力學性能的理論模型。

圖1 嵌鎖組裝點陣結構[20-22,25,27]Fig.1 Interlocking assembly lattice structures[20-22,25,27]

考慮到整體結構成型質量受到加工尺寸的影響，美國麻省理工學院的Neil Gershenfeld教授在二十世紀初提出數字建造的概念[29]，具體含義為使用計算機控制工具進行建造，并采用單獨制造的離散單元結構體來建造大尺寸空間結構，有效解決了大尺寸空間結構建造的高成本和低效率問題。麻省理工學院研究人員以幾何多面體結構為原型，開發了帶嵌槽的數字點陣材料，采用結構嵌鎖和機械連接方式將多個離散單胞組裝成米級大尺寸空間點陣結構，如圖2所示。并針對生活中的典型應用場景，成功開發了一系列演示性空間結構[30-32]。這些數字建造空間結構的材料體系囊括了金屬、聚合物以及纖維增強復合材料。試驗結果表明基于數字點陣材料和嵌鎖連接的空間結構不僅具有模塊化、可逆性等優勢，還具有超輕高強的特點，填補了現有Ashby工程材料性能圖的空白部分[33]。

1.2 堆疊組裝

考慮到現有嵌鎖組裝得到的復合材料蜂窩結構存在纖維不連續和溝槽的應力集中問題，Alia團隊[34-35]采用真空輔助樹脂傳遞模塑法制備了具有連續纖維的復合材料蜂窩，實驗結果表明連續纖維蜂窩結構較嵌鎖蜂窩結構具有更優異的承載和吸能能力。考慮到模塑工藝制備蜂窩結構工序較為繁瑣，研究人員采用低成本的波紋板堆疊組裝方法制備了復合材料蜂窩結構。Pehlivan等[36]使用波紋板粘接方法制備了方形、波紋形和六邊形復合材料蜂窩結構，系統性地研究了單元形狀和結構幾何參數對蜂窩結構的性能影響規律，實驗結果表明所制得的復合材料蜂窩結構具有輕質高強的特點，填補了當前Ashby工程材料強度-密度圖的空白區域。

此外，金屬薄壁圓管作為常用的吸能構件，亦可通過將其堆疊組裝形成更大規模的空間結構。采用堆疊組裝圓管得到的空間結構橫向抗沖擊能力較差，結構很容易出現橫向飛濺。對此，傳統處理方式主要使用機械連接或粘接進行固定，無疑增加了結構的安裝時間和制造成本。針對堆疊組裝形成的空間結構在受沖擊過程中會遭遇零件飛濺的問題，Chen等[37]提出了一種具有啞鈴形橫截面的薄壁管結構，通過將啞鈴形管堆疊組裝形成了更大尺寸的空間結構，自鎖形式的結構無需額外的約束，降低了安裝和拆卸難度。在此基礎上，針對啞鈴形自鎖圓管連接板較長，從而降低材料利用率的問題，Chen等[38]提出了一種波紋管自鎖的快速組裝空間結構設計方法，如圖3所示，通過實驗、理論和數值模擬研究了波紋管組裝結構的性能，發現該方法既可以實現結構自鎖，又能提高材料吸能利用率，為研發防護空間結構提供了新的技術參考。

基于數字建造技術，采用機械臂對模塊化結構進行堆疊組裝形成空間結構是當前堆疊組裝的另一種有效方式。德國哈索-普拉特納研究所開發了可以建造大尺寸空間結構的TrussFab系統[39]。該系統以塑料瓶為單元梁，通過機械連接結構形成可承載的大規模空間結構。通過在組件關鍵部位添加驅動器，搭建的TrussFormer系統可以進一步實現動態可重構的空間結構構造[40]。該設計思想為開發新的航天任務執行器主體結構提供了新的設計思路。此外，采用高自由度機械臂可以在空間中直接構造金屬網模。蘇黎世聯邦理工研究人員通過對機械臂末端執行器的定制化設計，實現了機器人在空間中對鋼絲網進行切割、彎曲及焊接，堆疊形成了作為多孔模板的三維點陣結構[41-43]，如圖4所示。進一步澆筑混凝土可形成結構穩定的建筑物，有望取代現有的建筑物建造方式。其內部空間點陣增強結構除使用鋼絲外，還可以使用聚合物材料，進一步拓展了機械臂數字建造的應用材料體系。

圖3 堆疊組裝具自鎖效應的波紋管[38]Fig.3 Stacking assembled self-locking corrugated-tubes[38]

圖4 數字建造空間點陣網模[42-43]Fig.4 Digital fabricated space lattice mesh-mould[42-43]

1.3 折疊成型

基于折紙或剪紙思想的折疊成型技術具有高擴展性、可重構的優勢，可以有效地將二維片材在平面內扭曲形成具有復雜曲率的三維空間結構。當前通過折疊成型技術開發了系列連續生產設備，可加工金屬、芳綸紙及纖維增強復合材料等材料。這些折疊結構具有超越自然界材料的性能，因此又被稱為超材料。折疊結構的剛度通常是高度各向異性的，其內部表現為低剛度，以匹配結構的折疊變形模式。而在承載方向折疊結構往往具有較高的剛度，以此來承受外部載荷[44]。由于在折疊過程中折疊處存在明顯的應力和變形，折疊結構對內部形狀和使用的材料都有著較大的限制。例如，為實現整體的變形重構，折疊結構通常需要使用較大厚度差別或不同模量的材料，這無疑限制了其應用場景。

盡管研究人員已開發了多種可重構折疊結構[45]，例如Miura折紙、立方點陣、馬鞍拱形、Sarrus連桿和其他圖案等，但是大多數研究尚未達到工程所需的特定應用尺度，或者無法使用多種材料制造。而且當前折疊結構的研究主要集中于結構變形，對于其在典型載荷環境下的力學性能研究較少。此外，由于極其細長的折疊面，折疊成型的空間結構承載能力相對較弱。Xiong團隊Du等[46-47]對現有常規Miura折紙薄壁進行曲面化處理，得到具有更優力學性能的Miura曲面折疊結構，通過熱壓成型和二次粘接工藝成功制備了相應的碳纖維折疊結構試驗樣品，采用理論、試驗和有限元系統性地研究了該曲面折疊結構的平壓、剪切和三點彎曲性能。在此基礎上，針對航空航天典型筒殼結構需求，基于折疊性波紋結構[48]、折疊性點陣[49]以及折疊性棱柱筒[50]設計方法，研究人員開發了系列筒殼空間結構體，見圖5，評估了結構的承載能力，并論證了其可重構性，為當前折疊結構構造空間結構提供了新的參考思路。

在傳統折紙工藝基礎上，對被折疊的片層結構進行切割加工預處理，再折疊形成空間結構，有望實現快速大批量制備空間結構。Wei等[51]提出了一種裁切折疊蜂窩成型工藝，將平面預浸料沿著設計的路徑進行裁切，然后對裁切的面片進行折疊形成空間蜂窩結構。通過實驗和理論相結合的方式系統性地研究了復合材料蜂窩結構的面外壓縮、剪切、三點彎曲和面內壓縮力學響應[51-53]。結果表明使用裁切折疊法制備的蜂窩結構具有優異的力學性能，進一步拓展了當前輕質多孔材料庫。此外，針對當前蜂窩結構與包覆蒙皮結構的弱面芯結合問題，Wei等[54]進一步提出了基于裁切折疊工藝的面芯增強型蜂窩結構設計，實現了包括銅、芳綸紙、不銹鋼和碳纖維復合材料在內的多種材料體系的蜂窩結構制備，如圖6所示，論證了折疊成型構造空間結構的廣泛適用性。

圖5 折疊成型筒殼結構[48-50]Fig.5 Folding fabricated prismatic structures[48-50]

圖6 折疊成型蜂窩結構Fig.6 Folding fabricated honeycomb structures

1.4 充氣成型

基于充氣成型的充氣式結構以其高體積/重量比和高折疊率的特性，應用于大尺寸空間結構時有著十分輕巧、便于運輸和展開且成本低廉的優勢。其通常預裝配并折疊進太空飛船，一旦太空飛船到達目的地后，抽氣后的結構通過力學和自動進程進行展開和充氣膨脹活動。在充氣式結構中，常用高強度織物形成一個有效的支撐系統，以承載所施加的外部和各種內部荷載(如活荷載、壓力等)[55-56]。依托于國際空間站的探索性設計方案，如今已經形成較多類型的充氣式結構，并且正逐漸向融合結構健康監測的傳感能力和內部均壓成熟技術的充氣柔性商品研發轉變。

早期研究的充氣式結構具有規則的幾何形狀，例如球形可充氣式結構[57]和枕狀充氣式結構[58]。在這些概念中，充氣式結構的頂層和底層以及周圍側壁往往采用膜結構包覆，內部的復合材料支撐結構框架可在內部壓力損失情況下支撐充氣外殼。這些充氣式結構設計以內部使用體積最大化為目標，使用了具有耐壓特性的高韌性膜，制造出的模塊化單元尺寸和重量都滿足于今后空間大尺寸結構需求。

近年來，以產品研發為目標的充氣式結構技術體系愈發完整。美國ILC多佛公司設計并測試了一個圓柱體的充氣式結構[59]，如圖7(a)所示，其由兩端的剛性結構和中間的柔性部件組成。柔性部件在運輸過程中可折疊于兩端，展開后整體結構長度變為初始長度的2倍。該結構采用了獨特的織物葉瓣系統，與類似的金屬結構相比，其體積更大，重量更輕。約束層使用帶網結構與涂層織物，可承受高達62 kPa的壓力負荷。充填和展開試驗初步評估了該充氣式柔性結構的各項性能，為下一步的柔性產品與硬端蓋集成的全壓力測試、內部舾裝和現場作業做好準備。美國馬里蘭大學航空航天工程系為NASA設計、制作并測試了一個外觀類似于蒙古包的全尺寸充氣上層棲息地演示單元(HDU)[60]，如圖7(b)所示。該充氣式結構將通過NASA沙漠研究和技術研究D-RATS計劃，納入未來的模擬現場測試。該結構有一個直徑5 m的圓形覆蓋區域，內部容積為60 m3，在不加壓的情況下可保持其形狀。充氣外殼還包括一個模擬輻射防護層和一個隔熱層，并能夠抵抗80 km/h的風速。該單元模塊的總質量為372 kg。

圖7 充氣式結構演示樣品[59-60]Fig.7 Inflatable Structure Demonstration Samples[59-60]

1.5 張拉整體成型

由一組連續的拉桿和連續或不連續的壓桿張拉整體成型的具有自應力、自支撐的空間網格結構即為張拉整體結構。張拉整體結構由桿和粗紗網組成，當網線受拉會施加預應力到桿上，從而得到具有拓撲形狀和一定剛度的空間體。其最終形狀中的各個桿之間沒有相互連接。不完全像充氣式結構，其結構完整性不依賴于內部壓力，但卻有內部應力支撐整體結構(充氣式結構由氣體產生內壓，張拉整體結構則是桿預應力拉伸網線)的共同點[61]。由于張拉整體結構具有大面積覆蓋、輕質、可重構及快速建造的特性，相比于其它空間結構形式，張拉整體結構易于運輸和安裝。并且由于其承載通過拉力形式，較傳統結構可有效建造更大跨距的結構。這使得張拉整體結構成為太空大尺寸結構中最受歡迎的結構類型之一[62-63]。

Sultan等[64]提出了基于張拉整體結構的太空望遠鏡結構設計方法，成功替換了傳統桁架結構。該類設計優點在于沒有桿對桿接頭，且結構重量明顯降低，這非常有利于太空應用。Tibert[65]提出了一種新的可展開雙穩態的張拉整體性結構，如圖8(a)所示，系統性地研究了其靜態力學性能與穩定性，制備相關試驗樣品并開展了展開試驗，如圖8(b)所示，證實了張拉整體性結構應用于太空結構的可行性。這對于今后大尺寸空間結構的構造提供了良好的技術支撐。Khaled等[66]設計了基于張拉整體結構的微型鉆機，鉆孔試驗論證了輕型張拉整體結構用于太空鉆井系統的可行性。采用張拉結構提高了鉆機的移動性，降低了鉆井成本，這對于今后將張拉整體結構應用于工程器械空間結構提供了一個良好的應用模板。

圖8 雙穩態張拉整體結構[65]Fig.8 Bi-stable tensegrity structure[65]

2 可組裝輕質空間結構技術航空航天應用

與傳統的固定式空間結構相比，可組裝空間結構由于具有可重構特性，更適合于大規模建造大尺寸航空航天結構。考慮到運輸成本，結構輕量化設計同樣是空間結構的設計需求。在之前的內容中本文介紹了各種空間結構技術的研究現狀。本節針對具體應用案例，選取具有代表性的太空建造、月面棲息地和近空間飛行器三個方面來論述其應用現狀。

2.1 太空建造

在地外進行制造加工或自主組裝形成大尺寸空間結構(例如空間天文觀測平臺、大規模太陽能電池陣列、大型遮陽/隱星罩及行星勘探部組件)的太空建造技術作為未來深空探測任務的重大需求，以美國航空航天局NASA和歐洲航天局ESA牽頭的關于太空建造項目正如火如荼地開展。當前太空建造技術主要體現在制造和裝配兩個方面，見圖9。結構裝配包括內部驅動重構和外部機器人輔助裝配[67]，典型的如機器人系統的空間自主組裝。在制造方面，空間在軌增材制造技術作為當前太空制造技術的典型代表，已取得在軌驗證重大突破。

圖9 現有的太空建造技術Fig.9 Existing in-space construction technologies

考慮到當前航天器(除國際空間站外)都以一體形式通過運載火箭發射到預定位置使用，這無疑限制了航天器的重量、尺寸和性能。NASA在2015年發布了“大型結構系統太空裝配”SALSSA項目[4]，以實現太空中大尺寸空間結構的模塊化自主組裝為目標。該項目主要集中于數字材料、結構組裝和制造概念、結構連接方法、機器人組裝和操作等領域。同期的還有旨在實現機器人組裝在軌衛星的太空機器人制造與裝配的Dragonfly項目[5]和以空間結構制造與裝配一體化為目標的Archinaut項目[6]。經過數年發展，NASA已成功開發了系列太空技術，如長距離操縱肌腱驅動的輕型空間機械手(TALISMAN機械臂)、智能精密夾具機器人(IPJR機器人)以及電子束焊接技術等，完成了機械臂和機器人原型機地面演示試驗。針對當前太空結構對先進輕質材料和結構的需求，NASA LaRC研究人員將碳納米管紗線和工程塑料相結合開發了一種可用于3D打印的多功能輕質復合材料[68]；NASA ARC研究人員基于機器人平臺，將由碳纖維增強復合材料制成的數字材料進行機械嵌鎖組裝得到大尺寸空間點陣結構，可用于非結構化環境中[69]，例如太空望遠鏡。

德國在2010年啟動了用于在軌衛星服務和組裝的智能構建模塊的iBOSS項目。該項目開發的各個模塊iBLOCK類似于樂高積木，其以機械臂為執行器，對各個模塊的立方體衛星進行堆疊組裝，從而形成更大規模的衛星結構。在2018年對核心技術已完成了地面演示試驗。針對當前各個模塊結構組裝時對接口的需求，研究人員依托iBOSS項目開發了智能空間系統接口[70]，該接口的標準化和模塊化處理為今后開發不局限于衛星的空間結構提供了良好的參考。針對小型衛星可展開天線、輻射器以及太陽能電池板的緊湊結構需求，NASA聯合德國航空太空中心DLR開發了較傳統金屬材料更輕的折疊成型復合材料吊桿，完成了五個大約5英寸高、54英尺長的復合材料吊臂的制造，并將復合材料臂架與工程模型臂架展開機構一起進行了包裝和展開測試[71]。

此外，太空增材制造技術作為太空原位建造的一項舉措，依托于地面較為成熟的增材制造技術體系，目前已經完成了聚合物、金屬和復合材料的在軌驗證加工，實現了以熔融沉積工藝、光固化和粉末燒結為代表的太空增材制造，論證了太空微重力環境下逐層添加制造的可行性。盡管微重力環境通過影響粉末和液滴材料的堆積過程進而影響制品的成型質量，但通過添加粘結劑對打印材料改性，可有效改善制品成型質量[72]。

2.2 月面棲息地

作為后續深空探測任務的必然需求，行星棲息地的建造不僅需要考慮到行星自身的環境條件，還需要綜合考慮建造成本和技術成熟度。以月面棲息地建造為代表，考慮到月面晝夜大溫差、高頻長時月震的環境特點，結合基地建設成本和后期維護的便利性需求，對于月面棲息地的總體設計要求為：輕質、可擴展、裝配工作量小、模塊化、耐久性好、安全可靠和快速構造。對此，世界各國尤其是歐美國家對于月面棲息地建造提出了眾多技術方案。自阿波羅登月之后，經過半個世紀的發展，各類技術方案經過初步構想到演示試驗再到空間站在軌測試，形成了較為完整的棲息地建造體系。中國當前對于月面棲息地建造的研究仍停留于構想或實驗室初步評估階段。隨著中國探月工程四期任務的推進，對于月面棲息地的建造技術需求愈發明顯，科技部“十四五”重點研發計劃明確了相關任務。按照材料來源，月面棲息地建造可分為兩類，一方面為就地利用月壤的原位制造，其加工方式為典型的增材制造。依托機器人平臺，對原位制造得到的模塊化組件進行嵌鎖或堆疊組裝從而形成月面棲息地[73]，如圖10(a)。另一方面是在地球運輸材料到月球上進行組裝，具體表現形式有傳統模塊化棲息地、充氣式結構和張拉整體結構。

傳統的模塊化月面棲息地概念采用金屬鋁合金模塊堆疊組裝方式，整體質量較大。以Grandl提出的概念[74]為參考，如圖10(b)所示，結構整體質量約為10.2 t，搭建整個月球基地，載重12 t的阿里安5 ESC-B火箭需要飛11次，而且還需要大型設備吊裝。因而，基于運載和輕質需求的充氣式結構受到關注。Chow等[55]提出一種帶結構泡沫的雙層殼體可充氣膜結構概念。在這個概念中，結構形式采用雙層復合織物，內部填充結構泡沫，建造時需將月面棲息地的表面整平，然后將未膨脹的結構鋪在表面上。一旦環形子結構充氣，泡沫被注入充氣模塊。該結構輕巧便攜，易于展開且成本較低。美國多佛公司開發的可展開圓柱體充氣式結構[59](圖10(c))經過軟物接口、織帶和約束氣囊的組裝測試，驗證了該充氣模塊的有效性。其同樣具有高包裝效率(結構完全展開的體積與運輸時的體積比)，有利于火箭運輸。美國馬里蘭大學開發的全尺寸充氣上層棲息地起始概念經過實驗檢驗后，確定了最終配置[60]。團隊在設計過程中對該棲息地單元進行了一系列的分析研究以及實驗測試，包括織物拉伸強度測試、風洞測試、各種結構原型和模型的流體靜力測試，以及其所有關鍵部分的有限元分析。內部布局包括四個獨立的睡眠區，一個多功能的娛樂/醫療區，其具備存儲空間、窗戶、照明、通風、緊急出口和電源插座等一系列生活必需條件。該類設計方案較為完善地構建了月面棲息地建筑體系，對于當前充氣式結構棲息地建設方案提供了良好參考。

考慮到充氣式結構的承載能力有限，丹麥工程師依托于地面建筑設計方式，將啟發于折紙藝術的折疊結構應用于月面棲息地建筑設計[75]，通過密封的柔性接縫連接各薄鋁板，開發了便于運輸、結構緊湊的折疊型月面建筑LUNARK，如圖10(d)。并于2020年底在格陵蘭島北部寒冷多風區域進行了實地測試，結果表明該建筑結構表現良好，可以維持室內舒適的溫度。通過內部桿張拉力控制的張拉整體結構亦可作為另一套備選方案。張拉整體結構形成的穹頂可以覆蓋非常大的區域，且在它們的周圍只需要最小的支撐[76]。在較小的地基上懸空于地面之上的結構，使得這些懸空結構在某些地區可避開陸地的限制，可有效應對崎嶇未知地形。而且由于優良的彈性能力使得張拉整體結構可以耐受較大的結構沖擊，這對于月震頻發的月面棲息地建造有著積極意義。

圖10 現有月面棲息地設計方案[59,73-75]Fig.10 Existing design schemes of lunar habitat[59,73-75]

數字復合材料作為新興的結構材料，有著輕質、模塊化和可快速組裝的特點，非常契合月面棲息地的總體設計要求，可有效取代當前地球發射預組裝硬件、再重構建造的方案。NASA聯合美國休斯頓大學和麻省理工學院開展了自動可重構任務自適應數字裝配系統ARMADAS項目。該項目成功開發了可自主組裝材料，制造了各種尺寸、形狀的功能結構件。在2021年最新進展報道中，開展了地面演示試驗，采用機器人自主構建了由數百個零件組成的大尺寸空間結構。

2.3 近空間飛行器

近年來，近空間飛行器由于其獨特的空間巡航位置，有著快速的信息支援和物資投送優勢，受到研究人員們的廣泛關注，其包括了高空氣球、平流層飛艇、平流層無人機以及高超聲速飛行器在內的多種飛行器。作為結構主體需求，輕質空間結構技術在開發各類新型近空間飛行器發揮著重要作用。此處，以高空氣球和平流層無人機為例，介紹輕質空間結構技術的具體應用現狀。

考慮當前充氣式結構技術較為成熟，其被廣泛應用于氣球和飛艇。針對超壓平流層氣球的需求，除了對更輕更韌的膜結構進行研究外，對于氣球結構形式也展開了相關研究，日本宇宙科學研究所ISAS在2000年提出了一種南瓜狀的加壓氣球設計[77]，其中心線長度匹配于側部的密封線，降低了充氣過程中薄膜在密封線處的壓力，解決了氣球負載帶之間的薄膜膨脹受限的問題。在2010年，采用有限元分析了南瓜超壓氣球的膨脹過程，并使用該結構形式設計和制造了超壓氣球原型件，如圖11(a)，論證了帶葉圓柱體的南瓜型超壓氣球設計[78]。南瓜型超壓氣球結構設計可以適用于更大的超壓，便于其在近空間開展巡航任務。

NASA開展的超長航時氣球ULDB項目中超壓氣球(圖11(b))的結構形式同樣采用了南瓜狀外形。該超壓氣球項目的目標是創建一個新的飛行平臺，能夠在平流層恒定的漂浮高度(設計高度33.5 km)上飛行100天，且具有較大的有效載荷(設計目標2721 kg)，以替換成本更高的部分航天器[79]。2008年，NASA在南極洲釋放了編號591 NT的氣球，該氣球氣體容積為198212 m3，有效載荷680 kg，在30.5 km的高度完成了長達54天的航行。為了提高氣球的有效載荷，進一步擴大了氣球的直徑。在2015年，容積高達532357 m3，編號662 NT的巨型超壓氣球在33.5 km的高度平穩地飛行了32天；與662 NT相同大小的669 NT氣球在2016年測試中，搭載了一個重量為2268 kg的康普頓光譜儀和成像儀，完成了在平流層中飛行47天的任務[80]。該超壓氣球可耐受氣候變化所帶來的氣壓變化問題，且具有長航時和高負載的特點，這對于超壓氣球在近地空間執行監測、預報等任務提供了有力支撐條件。

考慮到當前超輕材料由于制造工藝的尺寸限制，仍然限制于實驗室桌面級尺寸，而平流層無人機有效載荷小，亟需米級的超輕質高強度材料。Cramer等[32]開發了一種可編程材料系統，將建造模塊分成點陣結構、接口和蒙皮三大類，通過嵌鎖和堆疊組裝方式可應用于大尺寸、超輕和符合空氣動力學的結構。采用注塑工藝制備了模塊化、點陣基超輕材料，其彈性模量約為2.6 MPa，表觀密度和典型的氣凝膠相當(5.6 kg/m3)，并開發了一個典型的4.27 m大翼展飛行器的主體結構，如圖11(c)。相比于當前其他點陣結構制造工藝，離散化的數字材料在大尺寸空間結構上的優勢更加明顯。該超輕飛行器結構的研發進一步凸顯了模塊化、超輕多孔材料在未來航空航天大尺寸空間結構研究的重要地位。

圖11 近空間飛行器空間結構設計[32,78,80]Fig.11 Space structure design of near-space vehicle[32,78,80]

3 技術對比及發展展望

3.1 各空間結構技術對比

此處，通過對各種空間結構技術之間的優勢和不足對比，具體見下表1，結合航空航天空間結構的具體應用分析，不難發現各種空間結構技術對于各類工程需求的匹配程度有差距。以月球探測任務為例，其可分為探索前期、中期和后期三個階段，前期階段主要以科研探索為主，將成功登月并短時間停留作為目標，中期階段以資源勘探為主，需要較長時間停留，到后期將變為人類殖民定居并開采資源。盡管多種結構形式都滿足于月面棲息地輕質、便攜的建造需求，但考慮到結構性能往往與使用材料有關，而不同材料又隨著其制備工藝的差距體現出明顯的差異性，尤其是在建造成本上。纖維增強復合材料作為當前廣泛應用于航空航天結構的輕質材料，由于制備工藝，采用其為基材建造地面建筑物的高昂成本是建筑商難以接受的。但將其應用于月面棲息地上，考慮到航天器超遠距離運輸成本的原因，反而是月面棲息地建筑物的一個良好選材。此外，混凝土作為地球建筑最廣泛使用的材料，與之相似地，基于月壤原位建造技術逐層添加制造月壤磚，進而組裝構造月面棲息地，被認為是月球探索中后期階段的最具可行性的方案。

對于月球探索初期前哨站的建設，人們更傾向于從地球運輸到月面進行組裝/展開的形式，這無疑需要結構具有模塊化、輕質及快速重構等特性。金屬和復合材料嵌鎖或堆疊組裝結構形式的月球基地結構形式，有著較強力學性能的優勢，例如質輕、強度高，對小型的隕石顆粒撞擊有一定的防護作用，便于模塊化制作，易于裝配和維護。但是相比于更輕的充氣成型和張拉整體成型的結構，此類結構的地月運輸費用較高。而充氣式結構在運輸、制造和建筑過程中要十分小心，避免膜和織物被損壞。此外，復合材料的膜結構不能實現利用原位資源進行生產，且復合材料膜結構難以滿足極端環境建筑的所有需求。張拉整體結構形式較為復雜，其展開過程極易受到外部干擾而失敗。故而，具體選擇何種結構技術需要針對具體應用需求，并綜合考慮技術成熟度和建造成本(包括制造、運輸和建筑)。

表1 各種可組裝輕質空間結構技術對比Table 1 Comparison of various space assembled and lightweight structure technologies

3.2 未來發展方向

隨著航空航天技術的進一步發展，雖然當前可組裝輕質空間結構技術取得長足進步，但仍存在明顯的不足，一方面，現有的結構技術很難在地面就完成一套完備的結構技術研發體系開發，最主要的原因就在于需求仍然不明確，而且還隨著時間在不斷變化。以月面棲息地為例，其有效驗證尚未可知，現有的設計方法實際設計和就地建造幾乎沒有任何實際上的聯系，這也就導致了現有的探索概念或項目難以提供一個定義良好且全面的設計問題。在缺乏這個定義情況下，任何設計概念都是單純基于設計師們自身對于設計問題的假設。另一方面，制備工藝的限制更是使得研究多集中于米級以下的小型空間結構，難以滿足大尺寸航空航天結構的需求。盡管數字建造概念的出現為構造更大尺寸的空間結構提供了一種新的技術思路，但是仍停留于實驗室概念演示階段，涉及的基礎科學問題尚未明確。通過對現有研究進展和航空航天應用需求的分析，本文對未來空間結構技術的發展進行了如下展望：

1)人工智能集成

人工智能作為計算機科學的一個分支，其開發了模仿人類認知計算能力的機器和軟件。該技術現在已被廣泛應用于日常生活中。于材料科學家而言，人工智能也可用于新材料的開發，進而用于結構工程和空間棲息地的建設。這項技術的使用無需復雜處理過程，最重要的是，基于人工智能的模型可以從過去的分析中進化和自我學習，以提高其預測能力。部分研究人員當前已經成功實現了人工智能和高級計算方法的結合使用，完成了本構材料規律的推導，解決了建筑和結構工程問題。進一步地，依托于元數據和云計算，可以拓寬庫存空間，顯著提高對空間環境下材料的理解，開發出更優性能的輕質空間結構材料。

2)增材制造技術推廣

傳統意義上，增材制造結構具有固定的幾何形狀，其結構尺寸集中于微觀和介觀尺度，一體成型米級乃至更大尺寸的空間結構受到極大限制。盡管針對大尺寸空間結構已開發了以D成型和輪廓成型為代表的3D打印技術，但其大尺寸設備的造價昂貴，且尚未進行太空環境演示驗證。而對于其余經過太空微重力環境加工驗證的增材制造工藝，打印結構尺寸難以滿足實際應用需求，如何協調加工尺度和制造成本之間的沖突是今后必然要面對的一個問題。數字建造所提出的離散數字材料組裝是當前大尺寸空間結構設計的一種良好參考。考慮到切割工藝獲取數字材料的原料損耗頗大問題，增材制造高原料利用率可有效解決原料損耗過大問題。故而，融合增材制造技術的數字建造是未來開發大尺寸空間結構的一個重要發展方向。

3)機器人自主裝配系統研發

考慮到后續大規模空間結構的應用，人們已開發出自主裝配空間結構的機器人平臺。尤其是地外未知環境的空間工程應用，開發能夠測量、收集和處理原位資源以制造建筑材料的機器人，自主加工和建筑系統至關重要。機器人自主裝配系統不僅可以確保航天員的安全，還可最大限度地提高施工速度和均勻性，避免因人為手工操作帶來的結構誤差。當前該類系統的核心技術主要在于開發更大尺寸和更高精度的機械臂，以及類似于蟻群的多機協同作業。故而，開發多機協同作業的高穩機器人自主裝配系統是今后建筑大尺寸空間結構的一個重要發展方向。

4)全生命周期研發管理

對于當前各類空間結構的研發，人們往往只關心于產品設計、制造和應用，對于產品壽命達到后的后續處理并未過多關注。實際上，這也是當前太空垃圾充斥近地軌道的最主要原因之一。可持續發展作為我國戰略目前已深入人心，對于研發商用化產品而言，全生命周期研發管理也必是今后輕質空間結構商業應用的一項有效舉措，打破當前各行業之間的信息壁壘，從市場需求出發，統一協調材料、工藝和結構設計，統籌兼顧。針對到期壽命產品，開發材料回收技術，實現原材料再利用，是未來空間結構商用化降低其成本的重要方向。

4 結束語

可組裝輕質空間結構技術突破了現有固定式空間結構技術受制于加工設備的尺寸約束，為大尺寸空間結構的建造提供了良好的技術參考。本文概述了可組裝輕質空間結構技術的研究進展，從具體的五種空間結構技術出發，介紹了各類空間結構技術研究現狀，歸納了其在航空航天領域的應用現狀，并通過對比分析各技術的優勢與不足，凝練出現有技術難點，對該技術的未來發展方向作出展望。考慮到各種空間結構技術的獨有特性，其工程應用不僅要考慮到結構承載能力，還要兼顧技術成熟度和建造成本。快速發展的增材制造技術作為空間結構的重要制備工藝，盡管其成型件有著尺寸限制，但基于數字建造的離散件組裝思路為增材制造技術拓寬了新視野。類似地，各類新技術(如人工智能、機器人系統和綠色制造)的發展也為輕質空間結構技術的應用轉化提供了新的契機。