赵长喜

（北京卫星制造厂，北京 100190）

0 引言

随着我国载人航天工程的顺利发展，建设长期在轨有人照料的空间站成为载人航天工程三期的重点项目。一方面，在空间站项目强有力的需求牵引下，为新材料和新工艺技术的研究应用提供了机遇；另一方面，空间站结构的长寿命（8～10年）、低漏率、高可靠、轻量化等要求，也给结构材料的选用、制造工艺技术带来很大的难度，尤其是在保证大尺寸载人密封舱体的长期在轨气密性以及结构精度上与国际先进技术还存在一定的差距，还需要进行大量的研究工作。

1 载人航天器工艺需求分析

1.1 低地球轨道环境对材料和工艺的影响

载人航天器运行在距离地面200～700 km的低地球轨道上，该轨道与其他轨道相比，显著不同的是更为恶劣的原子氧和热循环环境。而原子氧和热循环对材料和工艺影响很大。

NASA研究结果表明原子氧对一些材料（如：碳纤维复合材料、银等）的表面氧化腐蚀很严重。因此，在材料选用和表面防护处理工艺方面需要重点考虑。

载人航天器在低地球轨道运行期间反复进出地球阴影，每90 min左右沿轨道运行一圈，温度会在-160～+120℃范围内周期性变化。热循环会引起航天器零部件内部应力变化，材料内部的残余应力在热循环过程中会部分释放而引起变形，从而影响航天器部分仪器设备的精度。因此，在材料毛坯应力和制造过程应力的控制方面也需要重点考虑。

1.2 载人航天器对材料和结构的工艺要求

1.2.1 适应轻量化

航天器结构在满足一定强度和尺寸稳定性的前提下，要求尽量减轻重量。一方面，采用轻质高强的有色金属材料和复合材料，如铝合金、镁合金、钛合金、铝基碳化硅、碳纤维复合材料等；另一方面，采用轻型结构，如泡沫夹层结构、蜂窝夹层结构、整体壁板结构、桁架结构等。因此，工艺技术要适应新材料和轻量化结构的需求。

1.2.2 工艺稳定性

航天产品的高可靠性研制特点，对工艺的稳定性提出了很高的要求，不仅是要研制出产品，而且要求工艺过程可控、稳定，产品可检测。

1.2.3 工艺高精度

载人密封舱结构中的大尺寸密封面、密封槽的加工精度，特别是密封面的表面粗糙度，是直接影响整舱密封性能的重要因素；陀螺、相机、指向机构等产品精度在亚μm量级至μm量级。这既要求材料和结构具有良好的加工性能，又要求工艺具有精密加工及超精密加工能力。

1.2.4 材料稳定性

空间飞行器根据其功能不同，使用寿命从几天到十几年。要求长期工作在辐照、真空、零重力、高低温等特殊空间环境中的航天器材料与结构具有良好的尺寸稳定性，以满足航天器仪器设备对高精度的要求。

2 载人航天器工艺瓶颈

2.1 航天器薄壁结构残余应力控制

材料内部存在很大且分布不均匀的残余应力，而在切削加工中又会引起残余应力的部分释放和重新分布，从而导致加工变形。

零件加工完成后仍然存在很大的残余应力，在贮存过程中会缓慢释放，也能引起零件变形。

因此，对于航天器薄壁结构零件的变形控制是难点，需要对其工艺过程进行分析，重点从原材料或毛坯的状态、加工工艺方法和工艺过程、消除应力方法和时机、加工装夹方法等方面进行深入分析，以期找到有效的工艺措施。

2.2 载人航天器密封结构高可靠低应力焊接技术

焊接是载人航天器密封结构的重要工艺措施，是保证其密封性能和结构强度的重要手段。目前大部分结构焊接均实现了高可靠自动化焊接。

但在载人航天器结构中，大量复杂形状的焊缝（如球底、法兰等）仍需靠手工焊来完成。由于手工氩弧焊的热输入量大，焊接残余应力水平高，容易导致焊接结构变形增大、补焊次数增加。因此手工焊缝影响着舱体结构的密封性能，成为密封舱体主结构研制的薄弱环节。

载人航天器结构舱段壳体逐渐从半硬壳式结构发展到整体壁板结构。一方面，结构材料除成熟的5A06铝合金外，新型高强铝合金、铝镁钪合金、镁合金等新材料也不断得到发展和应用；另一方面焊接厚度从蒙皮结构的2～3 mm发展到壁板结构的5～8 mm，甚至厚达100 mm。因此，需要研发高可靠低应力的先进焊接技术。

2.3 碳纤维复合材料应用技术

随着载人航天事业进一步发展，对载人航天器的材料和结构重量比提出了更高的要求，即一方面要不断地降低材料与结构的重量，另一方面要求增加有效载荷的装载数量。因此，需要广泛地应用先进的碳纤维增强树脂基复合材料。

根据空间站长期在轨的载人密闭环境保障的要求，对碳纤维复合材料挥发性有机物含量的控制、防霉菌、阻燃性等提出了更高的要求。

因此，必须开展适用于载人密封结构的碳纤维复合材料及其工艺改进研究。

3 载人航天器材料与工艺技术对策

3.1 薄壁结构残余应力消除和变形控制

3.1.1 材料毛坯的选用控制

材料毛坯的加工方法和热处理状态，对材料内部的残余应力影响很大。锻造毛坯内应力远大于常规板料内应力；经热处理强化的 T4、T6状态的原材料残余应力明显大于没有经热处理强化的热处理状态。因此，选择合理的材料毛坯和热处理状态对铝合金薄壁结构零件的加工变形控制至关重要。

对于铝合金板料，应尽量选用经过预拉伸处理的板料。预拉伸材料内部残余应力小而均匀，且为拉应力状态，能够显著改善加工过程中的变形。

对于锻件毛坯材料，应尽量通过长时间的自然时效处理来降低其残余应力，并建议加工前安排合理的消除应力工序。

3.1.2 加工方法的选用控制

不同的加工方法，切削力和切削热差异很大，反映到零件上就是加工变形的大小。一般而言，车削加工、刨加工、镗加工等单刃单点的切削力较小，加工变形也小。铣加工铝合金薄壁结构，要尽量减小切削深度和进给量以减少切削力和切削热，并尽量采用锸铣和高速铣。

不同的加工顺序对加工变形影响也很大，安排工序时要尽可能早地释放材料毛坯的内应力，即采取必要合理的消除应力措施。

特种加工对铝合金薄壁结构也是一种很好的选择，除了常规的电火花加工、电火花线切割之外，电解加工、高效电火花铣削加工、超声振动加工等技术也逐渐成熟并得到推广应用。

3.1.3 装夹方法的选用控制

零件在加工前，为防止零件切削过程中移动和脱落，夹具应有足够的压紧力。在加工过程中由于零件侧壁逐渐变薄，刚性下降，且在夹具压紧力的作用下，容易使零件侧壁受压失稳变形，造成零件尺寸超差。因此，铝合金薄壁结构零件的装夹方法对零件的加工变形控制非常关键。既要保证定位和夹紧，又不能使夹紧力作用于薄壁结构而引起变形，比较可行的工艺措施是设计必要的装夹定位面和采用真空装夹技术。

3.1.4 残余应力的控制

常规的残余应力消除方法包括自然时效、人工时效、退火处理、机械振动等。对于铝合金薄壁结构而言，自然时效周期太长；人工时效因为温度低而效果不理想，退火处理后的材料性能又下降太多。机械振动多用于黑色金属铸件。因此，高强铝合金薄壁结构的应力消除难度很大。

随着振动消除应力技术的不断发展和完善，开始在有色金属领域应用。振动消除应力技术与常规的热处理退火、时效处理工艺相比，具有处理时间短、耗能少、适应范围广、对环境要求少、设备简单及成本低等优点且效果显著。

3.2 高可靠低应力密封结构焊接技术

3.2.1 先进焊接方法的应用研究

铝合金变极性等离子弧（VPPA）焊接技术是专门为铝合金材料而开发的一种高能束焊接技术，其综合了变极性TIG焊和等离子弧焊两方面的优点，能够有效控制焊接热输入，降低焊接变形。VPPA焊接工艺适合于中等厚度铝合金焊接，也是空间站密封舱结构焊接的最佳方法，其中国际空间站、航天飞机等载人航天器主结构均采用此焊接方法。经过近年的自主研发，我国已经突破并掌握了VPPA焊接工艺技术，并成功应用于“天宫一号”舱体的纵缝和环缝焊接，焊缝合格率达到100%。

搅拌摩擦焊（FSW）属于固相焊，无需保护气体和填料。但由于方法的限制，对被焊工件的加工精度、焊接装配精度、焊接工装刚性等都有很高的要求。因此，对结构复杂的载人航天器主结构焊接而言，存在工艺准备周期长、成本高，零部件超差（对于研制性质的产品而言是不可避免的）处理困难，甚至不能焊接的风险。而对于大型镁合金结构件的异种材料焊接，FSW无疑是一种比较好的工艺方法。

电子束焊也是一种很好的焊接方法，但对于大型载人航天器结构焊接而言，需要特别庞大的真空室，显然是很昂贵的；而对于复杂的焊缝又限制了真空电子束焊接方法的应用。因此电子束焊不适合大型载人密封舱结构的焊接，而比较适合于精密小型结构、机构件。

3.2.2 自动化焊接技术应用

推广使用自动化焊接技术，特别是空间曲线焊缝的自动焊接技术是载人航天器焊接工艺的发展趋势和亟需解决的工艺难题。应用机器人自动焊接技术，将多轴联动的机器人与TIG、MIG或VPPA焊接系统相集成，实现复杂空间曲线焊缝的自动焊接。

变极性等离子弧（VPPA）焊接方法对焊枪与工件的相对位置有严格要求，因此，实现复杂曲线焊缝的VPPA自动化焊接，要求采用多自由度的自动化焊接工艺设备，使焊枪与焊缝位置始终处于垂直向上的关系，且对装配精度、运动轨迹规划和焊缝跟踪装置要求更高。

法兰等空间曲线焊缝成为载人密封舱体研制的瓶颈，亟需开展空间曲线焊缝的低应力自动焊接技术研究。

3.3 碳纤维复合材料应用技术

3.3.1 复合材料树脂体系筛选

复合材料中的挥发性有机物及其毒性的累积效应是阻碍其在载人舱内应用的关键，也是最主要的技术难点。

目前常用于卫星和航天器结构制造的树脂基体系复合材料主要包括环氧树脂、氰酸酯、环氧改性氰酸酯和带有添加剂的改性氰酸酯等，其性质与工艺条件各不相同，产品性能也有一定差异，需要根据复合材料树脂基体自身的结构、性质、工艺条件及其对材料安全性的作用，通过综合性能评价与比较，选择适当的几种树脂基体系复合材料作为舱内安全性材料的备选项。

3.3.2 复合材料耐燃性和耐真菌性研究

复合材料的耐燃性和耐真菌性对载人密封舱内环境保障有着很重要的作用。国外载人航天早期的项目中，多次发生过由于耐燃性不符合要求而造成项目失败，甚至人员伤亡的惨痛教训。国内目前尚没有适合载人舱内复合材料耐燃性和耐真菌性测试方法与标准，可以参考借鉴美国NASA标准和美军标中相关内容。

3.3.3 低挥发复合材料体系工艺优化

根据材料筛选和测试结果，得到了能够满足舱内使用条件的复合材料树脂体系后，需要进行适用于密封舱内结构的工艺优化。考虑到舱内环境的高要求，尤其重要的是必须在工艺过程中彻底杜绝任何可能引入污染物和挥发性毒性成分的步骤、方法与设备。

4 结束语

针对载人航天器结构亟需解决的工艺技术瓶颈进行了分析，提出的对策与措施基本可以满足载人航天后续任务的要求。但从长远来看，为了适应我国载人航天器高可靠、长寿命的发展要求，还有很多问题亟待解决，如载人密封结构应力测试与评估技术等，需要大量的技术基础积累和关键技术突破，需要更进一步的工艺分析与研究，加强关键技术突破和技术基础积累，推动载人航天更好地发展。

（References）

[1]湛永钟, 张国定.低地球轨道环境对材料的影响[J].

宇航材料工艺, 2003, 33(1)Zhan Yongzhong, Zhang Guoding.Low earth orbit environmental effects on materials[J].Aerospace Materials & Technology, 2003, 33(1)

[2]关桥, 栾国红.搅拌摩擦焊的现状与发展[C]// 第十一次全国焊接会议, 2005