大尺寸构件

摘要：航天器用各种大尺寸构件都普遍要求超低膨胀系数以保证构件尺寸的稳定性，传统热膨胀系数测试只针对长度100mm以下的小试样，已无法满足大尺寸构件的超低热膨胀系数测量，需要精确测量整个构件的超低热膨胀系数。本文对国内在大尺寸构件热膨胀系数整体测量方面的研究工作进行了综述，以了解国内目前的发展状况，给今后开展此方面工作提供参考和借鉴。1. 前言 在太空运行的各种航天器，由于没有大气层的保护，其环境温度变化很大，受阳面温度可高达上百摄氏度，而被阳面温度却在零下几十摄氏度。因此，航天器在空间环境中，由于材料的热膨胀，会引起航天器结构的尺寸变化。但是从航天器的某些部件和仪器的技术要求考虑，希望航天器的某些结构的稳定性要好，这一点对通讯卫星天线结构及敏感元件、太空望远镜的镜筒支架等的使用和安装尤为重要。尤其是卫星和望远镜桁架结构更要求其在一定的环境温度变化范围内不因热应力产生变形或者变形极小，即所谓零膨胀。传统热膨胀系数测试只针对长度100mm以下的小试样，已无法满足大尺寸构件的超低热膨胀系数测量。为适应航天器制造的要求，特别是对于以m为长度单位的E-08/K量级材料热膨胀系数需要更加准确的测试。因此，研究航天器用复合材料工程构件的超低膨胀测试方法和相应的测试设备，具有重要的科学意义和实用价值。 本文将介绍国内在工程构件级热膨胀系数测试方法和测试设备方面所开展的工作。2. 光纤位移传感器测试方法（1） 针对卫星用低膨胀纤维增强复合材料杆件，上海复合材料科技有限公司与国防科技大学合作开展相应的热膨胀系数测试系统研究，具体的测试要求为： （1）测试件是碳纤维复合材料杆件，杆件形状为圆杆或矩形杆。长度尺寸1m，圆杆直径φ10～80mm，壁厚为2mm左右。矩形杆的截面不超过100mm×100mm，壁厚2mm左右。 （2）能测量在温度范围-70～+100℃的轴向伸缩量，并测量相应温度，从而得出工程试件的热膨胀曲线。测量误差不大于±3%。 （3）试验箱能按要求的程序升温，升温程序可调，并能实时控制。对设定点的温度控制精度优于±1℃，测量精度优于0.5℃。试件周边温度的均匀性优于±2℃。 上海复合材料科技有限公司研制的这套热膨胀测试系统主要由温度控制系统、机械系统、数据采集系统、计算机控制与分析系统四大部分构成。 （1）温度控制系统：采用高低温试验箱，满足温度范围和温度控制要求。 （2）机械系统：包括测试系统的基座、测试基准、试件支架。 （3）数据采集系统：包括光纤位移传感器。 （4）计算机控制与分析系统：主要用于控制整个测试过程，实现测试数据的自动采集、分析、存储与测试结果的显示。 位移采集采用MTI2000光纤位移传感器，其特点是非接触式，最大量程2mm，分辨率为0.25um。MTI2000光纤位移传感器包含一组发射光光纤和一组接收光光纤，如图 2 1所示，发射光光纤和接受光光纤以三种不同方式排列（不规则、半圆心及同心圆形状），卤钨灯提供光源，光传输到光纤中，光纤探头发出的光照射在被测物上，被测物反射回来的光进入接受光光纤并传入到MTI-2000中。http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610221657_614789_3384_3.png图 2-1 光纤分布示意图 如图 2-2所示，当光纤与被测物接触时，没有光能传输给接收光光纤，输出信号为“零”。随着探头与被测物之间距离的增加，接收光纤接收的光也增加，并且增加的光和距离之间非常敏感，与信号输出也呈很好的线性。随着距离的继续增加，接收光光纤接收到的光达到峰值，如果探头和被测物之间的距离继续增加，接收到的光将会持续减少，结果是具有第二个很灵敏且具有大量程和标准距离的测量范围。 http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610221657_614790_3384_3.png图 2-2 MTI2000光纤位移传感器输出信号与位移的变化关系 整个测量系统的测量基准利用低膨胀系数材料殷钢制作，测量基准包括殷钢连杆、传感器微调台和殷钢传感器夹具。测量基准至于试验箱外，因醋不受试验箱内温度变化影响，而且整个测量基准能够控制在0.5um/m℃以下。 被测件通过试件支架安装在试验箱内，试件支架包括殷钢V形架、低导率材料升降杆和剪式升降台，被测件水平置于V形架内，由V形架自动定心，从而保证被测件轴心与两个传感器侧头平行。被测件支架通过剪式升降台固定在大理石基础件上，不与试验箱体接触。 剪式升降台能够调整被测件在试验箱内高度，从而保证能够测量不同直径的被测件的热膨胀系数。在温度快速变化的情况下保证箱体和支架对称变形，同时减小支架的质量，以减小其热容，防止测量时受到支架变形影响而产生的缓慢漂移。 文献中并未报道此测试系统的结构，但根据分析可以大概此测试系统为双端面测试结构，即将两路光纤位移传感器对准被测件的两个端面，同时测量两个端面的位移，最终得到整个测试件的热膨胀长度变化。整个测试系统的结构如图2-3所示。http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610221657_614791_3384_3.png图 2-3 低膨胀纤维增强复合材料杆件热膨胀系数测试系统结构示意图 从文献报道分析这套大尺寸构件热膨胀系数测试系统技术指标和测试结果，可以得出以下初步的结论： （1）位移传感器分辨率为0.25um，那么测量准确度基本也就在1um左右，这个测量准确度基本与千分表相同，所能测试的热膨胀系数最小也就在1E-06/K左右，还无法测试-7量级甚至-8量级的零膨胀系数材料。而目前的2m长构件热膨胀系数可以达到5E-08/K水平，由此可见采用这种测试方法无法满足目前零膨胀构件的测试需求。 （2）采用光纤式位移传感器所进行的位移测量，是一种相对测试方法，实际测量精度还需要采用更高级别仪器进行计量标定才能保证热膨胀系数测量准确性。 （3）采用已知热膨胀系数的铝材Ly12CZ（淬火状态）制成的测试件进行测量精度考核，测试件直径为φ20mm，常温下长度1m，壁厚为2.5的管型材。在-50?20℃测试温度范围内，测定的平均热膨胀系数为19.9E-6/K，20～100℃测试温度范围内，测定的平均热膨胀系数为21.4E-6/K。文中得出的结论是对于这种E-06/K量级的热膨胀系数测试偏差在7%以内。由此试验证明这套大尺寸只能测试E-06/K量级的热膨胀系数。 （4）文中报道了对直径?20mm、壁厚2mm、长度为1m的碳纤维复合材料圆杆热膨胀系数测试结果，测试温度范围为10～30℃。测试结果显示热膨胀长度变化量为-17.47um，线膨胀系数为-0.87E-06/K。文中仅报道了两次重复性测量，两次重复行测量重复精度为1.3%。由此可见这种碳纤维复合材料圆杆热膨胀系数很大，距离所需要的零膨胀系数差距很大。 （5）从文中报道可以看出，整个测试是以殷钢基座为基准，理论上这个测量基准能够控制在0.5um/m℃以下。但考虑到伸入试验箱内光纤长度的变化，以及并未采用同侧差分测量抵消光纤长度的技术手段，很大可能会出现碳纤维复合材料圆杆实际热膨胀系数很小，但此套装置并不能准确测试，测试结果反而是此装置的系统误差，即碳纤维复合材料圆杆很小的热膨胀以及完全淹没在测试系统误差内。 （6）尽管文中报道的碳纤维复合材料圆杆热膨胀系数测试结果在-0.87E-06/K左右，这表现出碳纤维复合材料圆杆生产工艺还未能实现整体圆杆的零膨胀，更表现出测试方法自身精度完全无法达到零膨胀测试需要，但这是目前国内对大尺寸管件低膨胀测试的首次尝试，尽管不成功但意义非常重大。从对1m长的圆杆测试结果可以看出，在10?30℃温度范围内，圆杆收缩了17.47um。那么如果采用取样方式进行热膨胀测试，取样尺寸如果为100mm，那么100mm小试样的受热收缩也仅仅为1.7um左右。对于这种不到2um的热膨胀，采用目前常规的热膨胀仪器都无法进行测量。文中所报道的1m长碳纤维复合材料圆杆热膨胀系数测试恰恰证明了低膨胀构件整体热膨胀系数测试的必要性，这点在超低热膨胀系数构件中显得更为突出。[color=#ff000

摘要：航天器用各种大尺寸构件都普遍要求超低膨胀系数以保证构件尺寸的稳定性，传统热膨胀系数测试只针对长度100mm以下的小试样，已无法满足大尺寸构件的超低热膨胀系数测量，需要精确测量整个构件的超低热膨胀系数。本文对国外在大尺寸构件热膨胀系数整体测量方面的研究工作进行了综述，以了解国外技术的发展状况，给今后开展此方面工作提供参考和借鉴。1. 前言 在太空运行的各种航天器，由于没有大气层的保护，其环境温度变化很大，受阳面温度可高达上百摄氏度，而被阳面温度却在零下几十摄氏度。因此，航天器在空间环境中，由于材料的热膨胀，会引起航天器结构的尺寸变化。但是从航天器的某些部件和仪器的技术要求考虑，希望航天器的某些结构的稳定性要好，这一点对通讯卫星天线结构及敏感元件、太空望远镜的镜筒支架等的使用和安装尤为重要。尤其是卫星和望远镜桁架结构更要求其在一定的环境温度变化范围内不因热应力产生变形或者变形极小，即所谓零膨胀。 传统热膨胀系数测试只针对长度100mm以下的小试样，已无法满足大尺寸构件的超低热膨胀系数测量。为适应航天器制造的要求，特别是对于以m为长度单位的E-08/K量级材料热膨胀系数需要更加准确的测试。因此，研究航天器用复合材料工程构件的超低膨胀测试方法和相应的测试设备，具有重要的科学意义和实用价值。 本文将介绍国外在工程构件级热膨胀系数测试方法和测试设备方面所开展的工作。2. 波音公司激光扫描干涉仪在大尺寸桁架热变形测试中的应用 美国波音公司的Bond等人在1971年首次报道了多通道激光干涉仪监测大直径天线在空间模拟腔体内的热应变动态行为和大尺寸桁架热膨胀系数的测试，经过将近20年的研究并经历了三代技术的迭代，在1990年研发出扫描式激光干涉仪并在工程中得到应用。有关波音公司在多通道激光干涉仪技术上的发展进程参见文献，这里不再进行详细介绍，本文主要概述波音公司扫描式激光干涉仪在大尺寸构件热膨胀系数测试中的应用。 美国波音公司多通道激光干涉仪技术经历了三代技术发展，尽管可以实现多通道的测试，但每个通道都需要独立的光路和相应光学器件，特别在多通道同时测试时会存在众多光束和配置众多器件，这种光路和器件上的复杂性给实际工程实现带来很大困难。为此，Bond等人又开发了一种扫描式激光干涉仪并获得了专利。 扫描式激光干涉仪在理想情况下，扫描干涉仪应包含连续激光源、将激光分离为参考光和信号光的分光器以及由信号控制的信号光偏光器。所产生的控制信号致使大多数偏转信号光具有连续性，从而使得每一束偏转的信号光都指向相应的测量位置。在每个测量位置处将会对入射的偏转后的信号光进行反射从而形成反射信号光。每一束反射后的信号光与参考光重合产生干涉条纹，光电探测器读取干涉条纹形成相应的条纹信号，信号处理装置对每一束偏转信号光的条纹信号进行周期性测量，最终得出每个测量位置上位移。 一般情况下，每束反射光将会产生9条反射后的信号光束，其中包含了相应测量位置点的位置和取向信息。混合光则将每一束反射后信号光与参考光进行混合并产生一个干涉条纹图案，探测装置包含了9个光电探测器来测量相应干涉图案中相应点的辐照度并产生相应的条纹信号，信号处理器则会周期性的测量每个条纹信号的相移，从而得到测量位置处的位移变化量。如果进一步的发展，干涉仪可以设法在相应的第一和第二频率处对信号光和参考光进行调制，信号处理后所得到的参考信号的频率等于第一和第二频率之差。 这种扫描式激光干涉仪的光路俯视图如图 2-1所示，这种扫描式激光干涉仪的光路设计可以用来对放置在密闭环境12中试件10的热变形进行测量，特别是这种干涉仪测试光路设计还适合用于测量试件10上21-24位置处的相对位移，由此可见这种干涉仪可以很方便的扩展用于测量10个以上位置的相对位移。http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610311050_615393_0_3.png图 2-1 波音公司激光扫描干涉仪光路结构示意图 激光器30发出一连续激光束32，激光束32穿过旋转偏振器34形成新的光束36，光束36穿过偏振光分光器38被分割为参考光束40和信号光束42。采用旋转偏振器34的目的是实现参考光和信号光相对光强的调整而不用对光学器件进行重新准直。参考光束40经过声光调制器（AOM）50形成调制后的参考光束52，参考光束52经过一系列反射镜54-56照射到声光偏转器（AOD）90。 同时，信号光束42经过声光调制器（AOM）60形成调制后的信号光束62，信号光束62穿过中继透镜照射到半波片66，半波片66改变信号光束62为水平偏振光以匹配参考光束的偏振方向。改变为水平偏振方向的信号光62经过中继反射镜68和70进入过滤/合成器80。过滤/合成器80包含一个作为空间过滤器或光束清洁器使得信号光空间连续性更好作用的椭圆微型反射镜。经过空间过滤后的信号光62经微型反射镜反射后通过透镜84和反射镜86照射到声光偏转器（AOD）90。 声光偏转器（AOD）90经信号控制将信号光62在水平面内偏转成四束信号光束91-94，同时声光偏转器（AOD）90还将参考光52偏转为四束参考光96-99。虽然偏转后的参考光束与偏转后的信号光都偏转了相同角度，但由于反射镜56略微处于反射镜86上方使得偏转后的信号光与参考光并未重叠，如图 2-2所示，因此偏转后的参考光束96-99全部照射在球面反射镜100上并全部按照原光路全部返回AOD 90中。AOD 90将这些反射回的参考光全部转换为一单数参考光72。球面镜100的取向确定需要使得反射回的参考光72位置略微高于经反射镜56反射的入射过来的参考光52。参考光72经过中继反射镜74和76的反射进入并透过透镜组78进入滤波/合成器80。在这种光路安排中，参考光两次通过AOD 90以便补偿信号光在AOD中的频率漂移。http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610311050_615394_0_3.png图 2-2 声光偏转器光路示意图 偏转的信号光束91-94经过球面反射镜100上方照射到中继反射镜111-114上，通过这些中继反射镜，偏转后的信号光束91-94分别依次指向试件10上的21-24位置所对应的测量结构件121-124。偏转后的信号光束91经反射镜111、反射镜130、透镜组132、反射镜134和反射镜136照射到测量结构件121处。采用同样方式，偏转后的信号光束92经过反射镜112、反射镜138、透镜组140和反射镜142照射到测量结构件122处。偏转后的信号光束93经过反射镜113、透镜组144、反射镜146和反射镜148照射到测量结构件123处。最终，偏转后的信号光束94经过反射镜114、透镜组150、反射镜152和反射镜154照射到测试结构件124处。这样每个测量结构件中121-124处都会接收到一束偏转后的信号光，由此共产生9束偏转后的信号光，这9束信号光将按照原光路返回到AOD 90中。这9束由测量结构件121-124产生的偏转后的信号光分别被指定编号为101-104。AOD 90将产生9束偏转后信号光束经反射镜86反射后形成一组信号光116并通过透镜组84进入滤波/合成器80，并在滤波/合成器80中的微型反射镜上形成9束信号光束的衍射图案，此衍射图案要原大于微型反射镜，由此微型反射镜使得偏转信号光的光学损失较低。滤波/合成器80通过透镜组84接收了9束偏转后的信号光束，滤波/合成器80将每束偏转后的信号光与通过透镜组78接收到反射后的参考光束72进行汇合，每束汇合后的信号和参考光束入射到9只光电探测器阵列118中的一只光电探测器上。每束信号和参考光的汇合都会产生一个干涉图案，相应的光电探测器测量干涉图案中辐照度得到相应的条纹电子信号。如果参考光和信号光的光程发生变化，则会引起干涉图案位置偏移，从而产生随时间变化的条纹电子信号，由此可以检测试件10的位移变化。http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610311050_615395_0_3.png图 2-3 测量结构件结构示意图 测量结构件如123的结构如图 2-3所示，主要包括准直器160、参考结构162和测试板164。准直器160和参考结构162

摘要：航天器用各种大尺寸构件都普遍要求超低膨胀系数以保证构件尺寸的稳定性，传统热膨胀系数测试只针对长度100mm以下的小试样，已无法满足长度1m以上大尺寸构件的超低热膨胀系数测量，多数航天器用大尺寸构件需要精确测量整个构件的超低热膨胀系数。本文对美国波音公司在太空望远镜大尺寸桁架超低热膨胀系数整体测量方面的研究工作进行了综述，以了解国外技术发展状况，给今后开展此方面工作提供参考和借鉴。1. 前言 在太空运行的各种航天器，由于没有大气层的保护，其环境温度变化很大，受阳面温度可高达上百摄氏度，而被阳面温度却在零下几十摄氏度。因此，航天器在空间环境中，由于材料的热膨胀，会引起航天器结构的尺寸变化。但是从航天器的某些部件和仪器的技术要求考虑，希望航天器的某些结构的稳定性要好，这一点对通讯卫星天线结构及敏感元件、太空望远镜的镜筒支架等的使用和安装尤为重要。尤其是卫星和望远镜桁架结构更要求其在一定的环境温度变化范围内不因热应力产生变形或者变形极小，即所谓零膨胀。 传统热膨胀系数测试只针对长度100mm以下的小试样，已无法满足大尺寸构件的超低热膨胀系数测量。为适应航天器制造的要求，特别是对于以1m以上长度的E-08/K量级材料热膨胀系数需要更加准确的测试。因此，研究航天器用复合材料工程构件的超低膨胀测试方法和相应的测试设备，具有重要的科学意义和实用价值。 本文将介绍美国波音公司在太空望远镜桁架超低热膨胀系数测试方法和测试设备方面所开展的工作。2. 波音公司激光干涉法第一代热膨胀系数测试技术 早在1971年波音公司的Bond等人就开始研究一种用于监测大直径天线在空间模拟腔体内动态行为的多通道激光干涉法测试技术【1】，其中采用了可反转条纹计数技术来测量安装在试验箱体外测量装置与安装在腔体内天线上7个光学反射镜之间的距离。 试验腔外测试仪器距离腔体内部天线的距离将近5m，干涉仪采用了Twyman-Green干涉仪，其中参考光束的相位在13.5kHz频率处进行调节以便对每个通道进行可反转条纹计数，每根条纹计数对应的距离变化增量为7.9nm（0.125倍激光波长），整个光学系统结构如图 2-1所示。 http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610252327_615105_3384_3.png图 2-1 多通道激光干涉仪光学系统结构示意图 基于上述技术，波音航空公司在1974年至1975年期间针对大型空间望远镜（LST）项目中的石墨环氧测量支架进行了热膨胀系数测试考核【2】。具体测试考核包括了两方面的内容，一方面是测试管状支架和H型支架的热膨胀系数，另一方面是对管状支架热膨胀系数进行了热循环效应考核。 热膨胀系数测试试件为91.44厘米长的截面分别为圆形和H型的管材，被测试件放置在真空腔内并稳定24小时后再进行测试，图 2-2所示为测试装置的结构示意图。如图所示，被测试件悬浮在含有加热套的真空腔内，激光干涉仪的光学部件放置在真空腔外的底部位置，形成立式结构热膨胀系数测量装置，用来测量试件长度变化的聚焦光束垂直进入真空腔底部的光学窗口，整个测量装置实物如图 2-3所示，激光干涉仪测量装置实物如图 2-4所示。 http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610252327_615106_3384_3.png图 2-2 热膨胀系数测试系统结构示意图http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610252327_615107_3384_3.png图 2-3 热膨胀系数测试系统整体照片http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610252328_615108_3384_3.png图 2-4 热膨胀系数测试系统激光干涉仪测量装置 每个被测试件上安装了三只测温热电偶和四个角反射镜，如图 2-5所示。激光干涉仪测量得到四个角反射镜的位移变化，由此得到热变形量和监视试件的倾斜。在被测试件的顶部安置一个参考反射镜用来抵消被测试件和干涉仪之间相对运动所带来的影响。 测试中真空腔内部气压低于1Torr以下并使真空度稳定16个小时，然后使试件温度升到37.8℃（100℉）后在冷却下来，整个加热冷却过程中，每隔2.8℃（5℉）测试一次热变形量，每隔14℃（25℉）进行一次30分钟的恒温。整个温度变化过程直到试件冷却到-73.3℃（-100℉）停止。 http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610252328_615109_3384_3.png图 2-5 热膨胀系数测试系统测温传感器和光学器件安装位置示意图 铺层方向为(02±50)s 的管状试件热变形量测试结果如图 2-6所示，整个过程的平均线膨胀系数为 7.2E-08/℃（4E-08/℉）。图 2-7所示为管状构件热膨胀系数测试与计算之间的比较结果，从比较结果可以看出板层方向的有效性，这种特性可以用来设计特殊性能的复合材料。 在进行管件热膨胀系数热循环考核试验中，先沿着试件长度方向上安装两只1英寸宽的电阻加热器以建立起与热真空试验相同的试件状态，在热真空试验中，电阻加热器是用来控制管件的温度，而在管件热膨胀系数热循环试验中，加热电阻器只是实现相同的结构状态，热循环试验的温度控制则是采用真空腔内的加热套来实现。 http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610252328_615110_3384_3.png图 2-6 试件热变形量随温度变化的测试结果http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610252329_615111_3384_3.png图 2-7 测试与设计结果的比较 在热膨胀系数热循环考核试验中，反射镜和温度传感器的安装与热膨胀系数测试时完全相同。热循环测试时也是先抽真空使得试件进行一两天的除湿，然后进行+38℃～-78℃（+100℉～-100℉）温度范围内的208次的冷热循环，大约间隔50次循环进行一次测量，在最后一次循环时，测试将电阻加热器取出后的试件热膨胀系数。热循环过程中试件的热膨胀系数随温度变化测量结果如图 2-8所示。 http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610252329_615112_3384_3.png图 2-8 热循环过程中试件热膨胀系数随温度变化的测量值[/