开云 Composite Technology Development 基于EMC的下一代可展开臂杆技术：轻量化与结构简化设计

发布日期：2026-01-23 01:21    点击次数：190

小型卫星上搭载可展开结构的理由日益增加。例如，将传统的质量排出式控制推进器替换为安装在可伸展臂杆上的微型推进离子推力器，可显著降低姿态控制系统所需的燃料质量。然而，若要求满足能够证明此类变更合理性的严格质量与机械要求，当前具备飞行传承的臂杆就显得不足。为弥补现有臂杆技术的不足，必须开发新一代可展开结构。在此努力中，至关重要的一点是能够将新材料融入下一代可展开空间结构的设计中。一种用于可展开臂杆纵梁构件前景广阔的新材料/技术是弹性记忆复合材料（EMC）。EMC保持了传统纤维增强复合材料的结构特性，即高刚度质量比，同时具备作为形状记忆材料表现的能力。这些特性使得臂杆的主要结构部件能够额外充当主要的展开机制。本文将重点介绍在将EMC从材料概念发展为可行的臂杆技术过程中所遇到的开发工作。特别是，本文将介绍一系列可展开的EMC臂杆，然后概述在美国空军学院FalconSAT-3微型卫星基准臂杆开发过程中所采用的筛选流程。

一、引言

小型卫星通过增加可展开臂杆，能够显著提升任务能力，此类臂杆可携带多种末端有效载荷。例如，在可伸展臂杆末端用微型推进离子推力器替换传统的质量排出式控制推力器，可大幅降低姿态控制系统所需的燃料质量。然而，要完全实现这些潜在的质量节省，需要新一代轻质、可伸展的臂杆，将推力器的力臂（相对于卫星质心）增加一到两个数量级。为应对这一技术需求，必须开发新的可展开臂杆，以克服当前具备飞行传承的臂杆存在的显著缺陷。特别是，必须开发出兼具机械结构简单与质量效率的下一代臂杆设计。

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一项有望彻底改变可展开臂杆设计的近期创新是形状记忆材料的开发及其在展开机构设计中的引入。形状记忆“机构”可以消除对传统高度复杂的机械展开装置、大型发射筒以及独立的展开控制系统的需求。此外，这些形状记忆机制可以带来设计极为简化的臂杆，包含更少的“寄生”（即非结构）部件，因而重量更轻。弹性记忆复合材料（EMC）是形状记忆材料家族中相对较新的成员。与形状记忆合金和形状记忆陶瓷相比，EMC材料的关键优势在于其密度显著更低、应变能力更高以及阻尼更高。因此，EMC材料展现出许多适用于可展开空间结构的优良特性，并在可展开空间结构产业界引起了广泛兴趣。

本文介绍一系列创新、高效的新一代可展开臂杆。该系列利用复合材料技术开发公司（CTD）的TEMBOT™ EMC材料类别，作为可展开臂杆设计的基础。该系列EMC材料是“热激活”的，这意味着这一特定的EMC材料利用的是材料在临界层压板温度下发生的机械性能转变。温度超过此临界温度将导致形成“橡胶态”的复合材料结构，从而能够实现高水平的应变。低于此临界温度的层压板性能则与传统的“刚性”复合材料结构相当。这允许通过将变形后的层压板冷却至临界温度以下，将应变能“冻结”在EMC结构中。反之，通过施加足够热量将“冻结”的层压板加热至临界温度以上，即可触发封装层压板的展开。

该系列臂杆围绕一个核心通用要素设计：带有嵌入式加热器的EMC纵梁。这些EMC纵梁既是主要的展开机构，也是臂杆的主要结构部件。EMC纵梁提供了一个独特的通用平台，基于此可衍生出多种臂杆设计。在美国空军学院FalconSAT-3微型卫星任务中，从该系列臂杆中确定了两种设计作为潜在候选方案。这些候选方案包括一个三纵梁桁架构型和一个双纵梁“管状”设计。一项设计工作采用了3D CAD建模，使这些概念性EMC臂杆构型均能适应FalconSat-3任务的限制条件和要求。这些CAD模型用于评估任务要求与两种候选设计特性之间的匹配度。据此，确定了一个基准臂杆构型。随后，一项权衡研究比较了基准设计内的不同变体，并确定了两个可行的应急设计。

二、背景

2.1 姿态控制系统

典型的三轴高稳定性姿态控制系统（ACS）结合使用推力器和反作用轮来稳定航天器的轻微摆动（见图1）。反作用轮消除重力梯度摆动，并允许对飞行器进行精确控制，从而为成像和数据传输提供一个稳定的平台。推力器协助航天器控制，但也执行因反作用轮阻力所需的关键动量卸载操作。尽管有效，但这种姿态控制方法确实需要为存储推力器推进剂分配显著的质量。因此，人们投入了大量精力开发微型推进离子推力器。理论上，利用离子微推力器替代当前的质量排出式控制推力器技术，可以大幅减少推进剂质量和/或延长航天器寿命。然而，随着推力器输出力的减小，需要推力器与航天器质心之间成比例地线性增加距离。这种间距通过使用可展开臂杆将微型推力器延伸到远离航天器来实现。作为姿态控制系统不可或缺的一部分，在选择这种臂杆时需要格外谨慎。

图1：典型的三轴姿态控制系统。

2.2 当前最先进的可展开臂杆技术

目前所有可用的航天器可展开臂杆均基于已存在超过30年的设计。一般而言，这些传承的臂杆设计可分为两类：1）管状可伸展臂杆（见图2），其机械结构简单但质量效率低；以及可折叠桁架臂杆（见图3），其机械结构复杂但质量效率高。例如，可储存管状可伸展构件（见图2a）是最古老的管状臂杆设计之一，最早于1962年飞行。然而，由于使用铍铜或不锈钢，它们往往很重，并且由于其在发射封装状态下储存的应变能很高，尺寸最大直径限制在大约2°。类似地，目前在许多微型卫星上使用的STACER臂杆设计（图2b）可追溯到20世纪60年代，其缺点是封装应变能高，展开后刚度和强度低。

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a) STEM臂杆

b) STACER臂杆图2：最先进的管状可伸展臂杆。

相比之下，可折叠桁架臂杆（图3）本质上比管状可伸展臂杆质量效率更高，但它们涉及机械结构复杂的设计，并且存在与发射约束筒和展开控制系统相关的质量代价。例如，可盘绕纵梁臂杆在封装过程中被扭成紧密的螺旋形。这种封装方案导致这些臂杆的可盘绕纵梁中储存了非常高的应变能，因而必须使用笨重的发射约束筒。为了减少储存的应变能，研究人员开发并发射了铰接纵梁臂杆设计（图3(b)）。然而，大多数铰接纵梁臂杆需要某种类型的重型展开机构来驱动和控制其展开。

a) 可盘绕纵梁桁架臂杆

b) 铰接纵梁桅杆图3：最先进的可折叠桁架臂杆。

三、EMC臂杆设计

3.1 EMC臂杆系列

为应对现有技术的不足，复合材料技术开发公司（CTD）正在开发一系列新一代可展开臂杆，其特点是采用了创新、高效的EMC纵梁。该系列的共性体现在这些单带EMC纵梁上，它们通过不同排列构成各式臂杆构型。这些构型的示例包括多种桁架变体和上一节描述的“圆柱形”管状臂杆类别。封装应变能通过在每个纵梁内使用离散嵌入的加热器（见图4）来存储和释放。这些加热器在预定的铰链位置提供局部加热。改变加热器尺寸、纵梁横截面和/或复合材料层合板的结构，即可在任一给定类别内探索多种臂杆布局（例如，本文后面将评估“管状”类别的多种设计变体）。这种灵活性使得能够开发出专门且高效满足任务要求的可展开结构。

图4：共享通用EMC纵梁组件的EMC臂杆配置系列。

这些臂杆展现了机械结构的简单性和质量效率，因为其EMC纵梁基本上没有寄生（即非结构）的机械部件或可能降低结构性能的机械接口。典型的纵梁是多功能的，它提供展开力和阻尼，同时兼作展开后臂杆的主要承力元件。因此，臂杆设计得以简化，因为这一特性消除了对次级展开驱动机构的需求。

除了阻尼之外，通过控制前述嵌入加热器的启动顺序，可以获得进一步的展开控制。这协调了臂杆的展开，并可以省去次级机械同步装置的质量。

3.2 美国空军学院FalconSAT-3任务要求

空军研究实验室目前正在资助开发一个轻质微推进姿态控制系统，该系统计划用于即将到来的美国空军学院FalconSAT-3任务（见图5）。

图5：航天器布局与展开的臂杆。

3.2.1 物理约束

如前所述，只有当微型推力器被放置到距离航天器足够远的位置，使得姿态控制所需的推进剂质量减少量超过臂杆所增加的额外质量时，采用该系统的理由才能成立。除了展开该系统有效载荷外，FalconSAT-3任务的可展开臂杆还额外需要为航天器提供被动的重力梯度稳定性。这些要求，以及运载火箭尺寸带来的约束，产生了如图6所示的包络要求。

图6：封装体积与展开长度。

FalconSAT-3臂杆的质量要求源于其重力梯度要求，具体如下：

末端质量 = 7.8 公斤。 臂杆系统总质量不得超过 9.0 公斤。

3.2.2 推导的频率要求

对于必须响应谐波载荷的结构，重要的是结构的频率要与载荷频率充分分离，以避免显著的动态放大。根据研究，放大系数 Δ 可以表示为方程（1）的形式。

其中，Ω 是激励载荷的频率，f 是结构的固有频率，ζ 是阻尼因子。如果忽略阻尼，动态放大系数可简化为方程（2）。

根据方程（2），若要避免显著的动态放大（即 Δ > 1.0），臂杆系统的固有频率必须比激励频率高一个数量级，或者低至其 1.41 倍以下。

对于 FalconSAT-3 臂杆，有两种谐波载荷条件必须考虑。第一种载荷条件由航天器和臂杆系统在重力梯度场中的俯仰/横滚天平动振荡定义。重力梯度天平动频率非常低，因此在重力梯度臂杆系统的设计中，臂杆的基本振动频率通常比航天器的俯仰天平动频率高一个数量级。方程（3）给出了俯仰天平动频率 f_pitch 的近似值。

FalconSAT-3 航天器将在低地球轨道运行，其近似轨道周期 P_orb = 90 分钟。因此，最小弯曲和扭转频率 f_b 和 f_t 分别为：

第二种谐波载荷条件是系统推力器 2 Hz 的脉冲点火频率。为了避免该推力器载荷产生显著的动态放大，期望臂杆展开后的频率要么比此工作频率高一个数量级，要么至少低至其 1.41 倍以下。由于质量预算紧张，选择臂杆的目标展开频率为推力器激励频率的 1.41 倍以下。因此，综合考虑重力梯度天平动和推力器工作频率，展开后臂杆系统振动频率的可接受范围由方程（5）给出。

3.3 候选臂杆的选择

从该系列臂杆中选择了两种构型作为 FalconSAT-3 任务的潜在候选方案。第一个候选方案由两个半圆柱形 EMC 纵梁构成，展开后形成一个中心分裂的“管状”臂杆设计。第二种构型是三纵梁桁架构型（见图7）。相关领域的研究人员为这两种结构提供了机械飞行硬件设计方面的专业知识。

a) 双纵梁圆柱构型 b) 三纵梁桁架构型图7：EMC候选臂杆构型。

详细的3D CAD模型将概念性的候选臂杆、机械飞行系统设计的基本原理以及TEMBO™ EMC的设计基础，整合到FalconSAT-3任务的封装包络、展开长度和系统质量参数中（见图8和图9）。这项工作使得候选臂杆设计之间能够进行具有代表性的比较。通过能够进行简化包装和展开测试的“概念验证”桌面模型（见图10），进一步验证了每种设计的可行性。这些模型是全尺寸复制品，分别代表桁架构型的两个格段和圆柱形臂杆构型的一个格段。进行了初步展开测试以验证设计可行性。在测试模型展开过程中发现了一些小问题。双纵梁圆柱形设计因撑杆围绕导向杆旋转而卡滞，而三纵梁模型上刚性的玻璃纤维对角杆件难以固定。不过，这些问题应能得到解决，两种概念均已被认为是可行的。

图8：拟议的FalconSAT-3双纵梁EMC臂杆。

图9：拟议的FalconSAT-3 EMC桁架臂杆。

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a) 三纵梁桁架 b) 双纵梁系统图10：概念验证模型。

刚度计算表明，三纵梁桁架构型略微超出了之前描述的“安全”频率上限（见表1）。然而，这种理论偏差很小，并且假定可以进行足够的修改以有效地将臂杆频率降至合规范围。双纵梁圆柱形构型符合所有频率要求。

表1：候选臂杆构型比较。

桁架设计更高的弯曲和扭转刚度意味着它将达到更高水平的展开精度。但是，由于当前模型的限制，验证这一假设的测试尚未进行。桁架设计确实受益于更高效的EMC包装方案，因为每个纵梁的折叠路径不受相应展开导向杆的阻碍。因此，可以利用简单的二维平面内包装方案。

同时，双纵梁圆柱形臂杆展示了更少的零件数量，以及总体上更简单的机械设计。结合零件数量更少的优势，双纵梁系统的质量也略低于桁架设计。

当前双纵梁系统的展开可靠性存在疑虑。其面外折叠方案需要多个非约束铰链。这些铰链在约束铰链之间“浮动”，而约束铰链与撑杆配件相连。将进行进一步的测试来研究纵梁在这些非受控铰链处的运动学特性。这些测试将评估这种包装方案的潜在风险。

需要指出的是，两种设计的质量计算主要基于CAD模型。这些数值包含了所有部件20%的应急裕度。

最终，对于美国空军学院而言，简单的机械设计最具吸引力，因此双纵梁圆柱形臂杆被选为FalconSAT-3任务的基准系统。

3.4 基准设计进展

随着基准臂杆构型的确定，在下一阶段开发中确定了两个优先重点关注的领域。第一个领域是圆柱形EMC臂杆的结构工程模型的设计与制造。该模型将实证验证基准构型在固定于FalconSAT-3航天器上时的收纳频率。研究人员采用有限元分析来验证SEM的分析设计（见图11）。同时，相关实验室提供了制造该模型所需的资源（见图12）。SEM的制造已完成；然而，由学院学员进行的集成测试结果未包含在本报告中。

图11：SEM的有限元分析。

图12：在AFRL进行的SEM制造。

另一个开发领域侧重于进行一项权衡研究，以确定包装布置和/或纵梁的变体方案。此项研究的目的是满足这种可能性：随着开发的推进，现有圆柱形臂杆的某个变体可能显得比基准设计更具吸引力，尤其是在测试验证了对使用基准面外EMC纵梁包装方案的担忧时。如果出现可行的变体，它们可以作为基准设计的应急方案。

此项权衡研究的设计参数之一假定弯曲刚度需要与基准布置相匹配。其他要求则保持了层合板应变水平、展开长度和封装包络。

此项研究产生了两种替代方案。第一种替代方案采用了比基准设计更薄的层合板。该替代方案的横截面由四分之一圆弧（90°）构成，而非基准的半圆弧（180°），单个纵梁的半径为1.11英寸（见图13）。为了匹配弯曲频率，纵梁之间的间距增加了超过3/4英寸。这导致臂杆在展开时自身无法“闭合”。已生成了该替代方案的封装和展开CAD模型，以验证其是否符合FalconSAT-3的封装包络要求（见图14）。

a) 基准设计 b) 替代方案1 c) 替代方案2图13：设计权衡研究中调查的横截面。

a) 展开状态。 b) 封装状态。图14：设计权衡研究替代方案1。

第二种替代方案由三个独立的纵梁组成。每个纵梁的横截面构成一个圆的1/3（120°）。展开后，这些纵梁连接形成“闭合”的圆柱形臂杆。包装通过将纵梁“叠层”以彼此呈120°角径向排列来实现（见图15）。要将全长臂杆包装进此方案中，需要更小的弯曲半径。为了符合层合板应变限制，更小的弯曲半径要求层合板厚度为基准设计的一半。由于层合板更薄，圆柱形臂杆需要0.625英寸的展开“管状”半径以保持同等的弯曲刚度（见图13）。

a) 展开状态。 b) 封装状态。图15：设计权衡研究替代方案2。

这两种替代方案都可以包装在规定的包络内。此外，两者都满足展开频率和长度要求。表2比较了替代设计与基准设计。

表2：替代臂杆比较。

表中的所有值均已相对于基准构型进行归一化。基于这些计算，当前基准的双纵梁臂杆布置确实显得是最具吸引力的设计。

四、结论与未来工作

本项目启动之初，旨在推介并推动该系列臂杆作为一种可行的新一代可展开臂杆替代方案。这些工作的合理性源于空军研究实验室微推进离子推力器实验对可展开结构的要求，该实验计划搭载于美国空军学院FalconSAT-3微型卫星任务。

在本项目过程中，确定了两种臂杆构型作为进一步开发的候选方案。每个候选方案都将复合材料技术开发公司专有的弹性记忆复合材料系列融入纵梁，这些纵梁能够构成定义明确的臂杆系统。基于这些设计，制造了桌面模型以验证封装和展开的“概念可行性”。通过一系列分析计算比较了两个候选系统，并根据结果选择双纵梁圆柱形臂杆作为FalconSAT-3飞行实验的基准臂杆。随着开发的推进，创建了基准圆柱形臂杆构型的两个变体作为应急设计。

基于本项目当前的状态，宣布已开发出经过验证的“新一代”臂杆设计为时过早。然而，此项技术的进展已经揭示了此类设计的可行性。此外，正在进行中的未来工作将实证关联臂杆系统的输出力与诸如层合板横截面、复合材料铺层结构和封装应变等变量。与此同时，空军研究实验室正在制造一个纵梁测试装置和一个重力卸载系统，该系统将能够对本次研究中确定的两种原始候选臂杆构型进行资格认证。

由于复合材料技术开发公司和空军研究实验室测试计划的积极进取性质，有理由认为FalconSAT-3臂杆的资格认证正按计划进行，以满足目前发射前安排的所有关键里程碑。此外，通过利用在开发基准FalconSAT-3臂杆的EMC纵梁过程中获得的知识，该系列臂杆将具备良好的定位，成为一种可行的“新一代”可展开臂杆技术。

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