本发明涉及一种空间热循环加速试验方法。
背景技术：
航天器在轨运行期间反复进出地球阴影，环境温度交替变化。低地球轨道运行周期约90min，航天器表面温度一般在172～366k范围内变化，极限情况可达151～395k；地球同步轨道运行一周约24h，温度变化范围更大，一般在123～423k范围内变化。在循环温度场作用下，对于应用于航天器上的复合材料，由于增强相(尤其是长纤维)与基体之间存在线膨胀系数相差近一个数量级，或是不同取向的铺层间的线膨胀系数的较大差异，在热循环作用下会造成基体与增强相之间的热应力，随着热应力累积会使材料内部产生微裂纹，最终导致材料力学性能和尺寸稳定性下降，影响航天器运行的可靠性和使用寿命。为了获得在空间热循环作用下聚合物基碳纤维复合材料力学性能和尺寸稳定性的变化规律，通常采用地面热循环模拟试验来实现。在热循环试验过程中，如果热循环周期采用地面与空间一致(即1:1试验)时，不但试验时间长，而且耗费人力和物力。然而，目前国内外针对航天器用聚合物基碳纤维复合材料空间热循环加速试验方法尚未见公开报导。因此，建立合理的空间热循环加速试验具有重要的工程实际意义。
技术实现要素：
本发明为了解决现有针对航天器用聚合物基碳纤维复合材料的空间热循环试验的试验时间长的问题，提出一种航天器用聚合物基碳纤维复合材料空间热循环加速试验方法。
本发明航天器用聚合物基碳纤维复合材料空间热循环加速试验方法按以下步骤进行：
一、选择航天器用聚合物基碳纤维复合材料
所述航天器用聚合物基碳纤维复合材料的纤维排列方式为横向单向排列或纵向单向排列；
二、测试航天器用聚合物基碳纤维复合材料的微观结构；
所述微观结构为航天器用聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量和种类；
其中，测试航天器用聚合物基碳纤维复合材料的微观结构的测试分析通过电子顺磁共振分析方法进行；
三、空间热循环条件确定
确定航天器用聚合物基碳纤维复合材料所应用的空间轨道的热循环温度区间t1～t2、温度变化速率v1、循环次数n1和空间热循环周期w1；所述10次＜n1＜1000；所述w1＝2(t2-t1)/v1；
所述温度变化速率v1为升温速率和降温速率；
四、在空间热循环条件下对航天器用聚合物基碳纤维复合材料进行空间热循环试验，并测定空间热循环试验后的聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量a和种类；
五、确定地面加速热循环试验条件
地面加速热循环试验时设定热循环温度区间为t1～t2、温度变化速率为v2和循环次数为n2，并且保证v2＞3v1，n2＝n1；
六、在地面加速热循环试验条件下对航天器用聚合物基碳纤维复合材料进行地面加速热循环试验，并测定地面加速热循环试验后的聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量b和种类；
七、将在温度变化速率为v2下地面加速热循环试验得到的聚合物基碳纤维复合材料与空间热循环试验得到的聚合物基碳纤维复合材料进行对比：
如果自由基的种类变化相同，并且自由基的数量满足∣a-b∣/a≤5％，则可以确定地面加速热循环的温度变化速率v2，然后计算地面加速热试验的空间热循环周期w2，并进行步骤八；
如果自由基的种类变化不相同，或者自由基的数量不满足∣a-b∣/a≤5％，则重新选择地面加速热循环的温度变化速率v2，并重复步骤五～七；
所述w2＝2(t2-t1)/v2；
八、计算加速因子n，所述n＝w1/w2或v2/v1。
本发明原理及有益效果为：
对于聚合物基碳纤维复合材料而言，热循环对材料宏观性能影响取决于微观结构的变化，微观结构的变化也就是聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量和种类的变化，因此，复合材料宏观性能变化，即复合材料的热膨胀系数、剪切强度或拉伸强度的变化取决于聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量和种类的变化；
本发明是种基于失效物理的聚合物基碳纤维复合材料空间热循环试验加速因子确定方法，本发明通过提高空间热循环条件中的温度变化速率对聚合物基碳纤维复合材料进行地面加速热循环试验，并进行微观结构的变化趋势的对比，本发明在更高的温度变化速率v2下的聚合物基碳纤维复合材料的微观结构的变化趋势相同，说明在更高的温度变化速率v2下聚合物基碳纤维复合材料失效的物理本质相同，即更高的温度变化速率v2条件下真实的反映了空间轨道的空间热循环条件下聚合物基碳纤维复合材料的损伤机制，且没有改变材料的损伤机制。
通过将地面加速热循环试验后的热膨胀系数、剪切强度或拉伸强度与空间热循环试验后的热膨胀系数、剪切强度或拉伸强度进行对比，结果显示两种热循环试验的后材料的热膨胀系数、剪切强度或拉伸强度的误差≤5％，进一步说明本发明方法真实的反映了空间轨道的空间热循环条件下聚合物基碳纤维复合材料的损伤机制且没有改变材料的损伤机制。
通常，碳纤维聚合物复合材料在轨服役时间长，经历热循环次数高达到几万次，为了快速预估该复合材料性能变化，根据本发明在10次～1000次之内确定的加速因子n后，可以制定地面加速热循环试验，缩短试验周期，降低试验成本。
附图说明
图1为实施例1中90度单向碳纤维/氰酸酯复合材料自由基数量变化曲线；其中，■对应的曲线为空间热循环试验中自由基数量变化曲线，●对应的曲线为地面加速热循环试验中自由基数量变化曲线；
图2为实施例1中90度单向碳纤维/氰酸酯复合材料的剪切强度变化曲线；其中，■对应的曲线为空间热循环试验中剪切强度变化曲线，●对应的曲线为地面加速热循环试验中剪切强度变化曲线；
图3为实施例1中90度单向碳纤维/氰酸酯复合材料地面加速热循环试验和空间热循环试验条件下，不同热循环次数自由基种类和数量变化曲线；其中，■对应的曲线为空间热循环试验50次自由基种类和数量变化曲线；□对应的曲线为地面热循环试验50次自由基种类和数量变化曲线；▲对应的曲线为空间热循环试验400次自由基种类和数量变化曲线；△对应的曲线为地面热循环试验400次自由基种类和数量变化曲线；
图4为实施例2中0度单向碳纤维/氰酸酯复合材料自由基数量变化曲线；其中，■对应的曲线为空间热循环试验中自由基数量变化曲线，●对应的曲线为地面加速热循环试验中自由基数量变化曲线；
图5为实施例2中0度单向碳纤维/氰酸酯复合材料的剪切强度变化曲线；其中，■对应的曲线为空间热循环试验中剪切强度变化曲线，●对应的曲线为地面加速热循环试验中剪切强度变化曲线；
具体实施方式：
本发明技术方案不局限于以下所列举具体实施方式，还包括各具体实施方式间的任意合理组合。
具体实施方式一：本实施方式航天器用聚合物基碳纤维复合材料空间热循环加速试验方法按以下步骤进行：
一、选择航天器用聚合物基碳纤维复合材料
二、测试航天器用聚合物基碳纤维复合材料的微观结构；
所述微观结构为航天器用聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量和种类；
三、空间热循环条件确定
确定航天器用聚合物基碳纤维复合材料所应用的空间轨道的热循环温度区间t1～t2、温度变化速率v1、循环次数n1和空间热循环周期w1；
四、在空间热循环条件下对航天器用聚合物基碳纤维复合材料进行空间热循环试验，并测定空间热循环试验后的聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量a和种类；
五、确定地面加速热循环试验条件
地面加速热循环试验时设定热循环温度区间为t1～t2、温度变化速率为v2和循环次数为n2，并且保证v2＞3v1，n2＝n1；
六、在地面加速热循环试验条件下对航天器用聚合物基碳纤维复合材料进行地面加速热循环试验，并测定地面加速热循环试验后的聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量b和种类；
七、将在温度变化速率为v2下地面加速热循环试验得到的聚合物基碳纤维复合材料与空间热循环试验得到的聚合物基碳纤维复合材料进行对比：
如果自由基的种类变化相同，并且自由基的数量满足∣a-b∣/a≤5％，则可以确定地面加速热循环的温度变化速率v2，然后计算地面加速热试验的空间热循环周期w2，并进行步骤八；
如果自由基的种类变化不相同，或者自由基的数量不满足∣a-b∣/a≤5％，则重新选择地面加速热循环的温度变化速率v2，并重复步骤五～七；
八、计算加速因子n，所述n＝w1/w2或v2/v1。
本实施方式原理及有益效果为：
对于聚合物基碳纤维复合材料而言，热循环对材料宏观性能影响取决于微观结构的变化，微观结构的变化也就是聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量和种类的变化，因此，复合材料宏观性能变化，即复合材料的热膨胀系数、剪切强度或拉伸强度的变化取决于聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量和种类的变化；
本实施方式是种基于失效物理的聚合物基碳纤维复合材料空间热循环试验加速因子确定方法，本发明通过提高空间热循环条件中的温度变化速率对聚合物基碳纤维复合材料进行地面加速热循环试验，并进行微观结构的变化趋势的对比，本实施方式在更高的温度变化速率v2下的聚合物基碳纤维复合材料的微观结构的变化趋势相同，说明在更高的温度变化速率v2下聚合物基碳纤维复合材料失效的物理本质相同，即更高的温度变化速率v2条件下真实的反映了空间轨道的空间热循环条件下聚合物基碳纤维复合材料的损伤机制，且没有改变材料的损伤机制。
通过将地面加速热循环试验后的热膨胀系数、剪切强度或拉伸强度与空间热循环试验后的热膨胀系数、剪切强度或拉伸强度进行对比，结果显示两种热循环试验的后材料的热膨胀系数、剪切强度或拉伸强度的误差≤5％，进一步说明本实施方式方法真实的反映了空间轨道的空间热循环条件下聚合物基碳纤维复合材料的损伤机制且没有改变材料的损伤机制。
通常，碳纤维聚合物复合材料在轨服役时间长，经历热循环次数高达到几万次，为了快速预估该复合材料性能变化，根据本实施方式在10次～1000次之内确定的加速因子n后，可以制定地面加速热循环试验，缩短试验周期，降低试验成本。
具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：步骤一所述航天器用聚合物基碳纤维复合材料的纤维排列方式为横向单向排列或纵向单向排列。其他步骤和参数与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同的是：步骤三所述10次＜n1＜1000。其他步骤和参数与具体实施方式一或二相同。
具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是：步骤三所述w1＝2(t2-t1)/v1。其他步骤和参数与具体实施方式一至三之一相同。
具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一至四之一不同的是：步骤三所述温度变化速率v1为升温速率和降温速率。其他步骤和参数与具体实施方式一至四之一相同。
具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式一至五之一不同的是：步骤七所述w2＝2(t2-t1)/v2。其他步骤和参数与具体实施方式一至五之一相同。
采用以下试验验证本发明的有益效果：
实施例1：
本发明航天器用聚合物基碳纤维复合材料空间热循环加速试验方法按以下步骤进行：
一、选择航天器用聚合物基碳纤维复合材料
所述航天器用聚合物基碳纤维复合材料的纤维排列方式为90度单向排列；所述航天器用聚合物基碳纤维复合材料为碳纤维/氰酸酯复合材料，碳纤维含量为60％；
二、测试航天器用聚合物基碳纤维复合材料的微观结构；
所述微观结构为航天器用聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量和种类；
其中，测试航天器用聚合物基碳纤维复合材料的微观结构的测试分析通过电子顺磁共振分析方法进行；
三、空间热循环条件确定
确定航天器用聚合物基碳纤维复合材料所应用的空间轨道的热循环温度区间-50℃～50℃、温度变化速率v1＝2.2℃/min、循环次数n1＝400次和空间热循环周期w1；所述w1＝2(t2-t1)/v1；
所述温度变化速率v1为升温速率和降温速率；
四、在空间热循环条件下对航天器用聚合物基碳纤维复合材料进行空间热循环试验，并测定空间热循环试验后的聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量a和种类；
五、确定地面加速热循环试验条件
地面加速热循环试验时设定热循环温度区间为-50℃～50℃、温度变化速率为v2＝11℃/min和循环次数为n2＝n1＝400次；
六、在地面加速热循环试验条件下对航天器用聚合物基碳纤维复合材料进行地面加速热循环试验，并测定地面加速热循环试验后的聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量b和种类；
七、将在温度变化速率为v2下地面加速热循环试验得到的聚合物基碳纤维复合材料与空间热循环试验得到的聚合物基碳纤维复合材料进行对比：
自由基的种类变化相同，并且自由基的数量满足∣a-b∣/a＝4.5≤5％，则可以确定地面加速热循环的温度变化速率v2，然后计算地面加速热试验的空间热循环周期w2，并进行步骤八；所述w2＝2(t2-t1)/v2；
八、计算加速因子n，所述n＝v1/v2＝5
本实施例中，利用电子顺磁共振分析谱(epr)碳纤维/氰酸酯复合材料进行自由基含量测试，利用微控电子万能试验机对碳纤维/氰酸酯复合材料进行剪切强度测试；图1为实施例1中90度单向碳纤维/氰酸酯复合材料自由基数量变化曲线；其中，■对应的曲线为空间热循环试验中自由基数量变化曲线，●对应的曲线为地面加速热循环试验中自由基数量变化曲线；图2为实施例1中90度单向碳纤维/氰酸酯复合材料的剪切强度变化曲线；其中，■对应的曲线为空间热循环试验中剪切强度变化曲线，●对应的曲线为地面加速热循环试验中剪切强度变化曲线；
通过图1和图2可知，随着热循环次数的增加，碳纤维/氰酸酯复合材料的自由基逐渐降低，剪切强度逐渐提高，经过对比两种热循环试验后，碳纤维/氰酸酯复合材料的自由基数量满足∣a-b∣/a＝4.5≤5％，自由基的种类变化相同，两种热循环试验的后材料的剪切强度的误差≤5％，进而说明可以在本实施例确定的温度变化速率为v2＝11℃/min下进行试验，以缩短试验时间；
图3为实施例1中90度单向碳纤维/氰酸酯复合材料地面加速热循环试验和空间热循环试验条件下，不同热循环次数自由基种类和数量变化曲线；其中，■对应的曲线为空间热循环试验50次自由基种类和数量变化曲线；□对应的曲线为地面热循环试验50次自由基种类和数量变化曲线；▲对应的曲线为空间热循环试验400次自由基种类和数量变化曲线；△对应的曲线为地面热循环试验400次自由基种类和数量变化曲线。从图中可以看出，地面加速热循环试验和空间热循环试验条件下，不同热循环次数下，自由基种类均为热解碳自由基，种类未发生变化，随着热循环次数增加，两种试验条件下的自由基数量均减少。
实施例2：
本发明航天器用聚合物基碳纤维复合材料空间热循环加速试验方法按以下步骤进行：
一、选择航天器用聚合物基碳纤维复合材料
所述航天器用聚合物基碳纤维复合材料的纤维排列方式为0度单向排列；所述航天器用聚合物基碳纤维复合材料为碳纤维/氰酸酯复合材料，碳纤维含量为30％；
二、测试航天器用聚合物基碳纤维复合材料的微观结构；
所述微观结构为航天器用聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量和种类；
其中，测试航天器用聚合物基碳纤维复合材料的微观结构的测试分析通过电子顺磁共振分析方法进行；
三、空间热循环条件确定
确定航天器用聚合物基碳纤维复合材料所应用的空间轨道的热循环温度区间-50℃～50℃、温度变化速率v1＝2.2℃/min、循环次数n1＝400次和空间热循环周期w1；所述w1＝2(t2-t1)/v1；
所述温度变化速率v1为升温速率和降温速率；
四、在空间热循环条件下对航天器用聚合物基碳纤维复合材料进行空间热循环试验，并测定空间热循环试验后的聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量a和种类；
五、确定地面加速热循环试验条件
地面加速热循环试验时设定热循环温度区间为-50℃～50℃、温度变化速率为v2＝11℃/min和循环次数为n2＝n1＝400次；
六、在地面加速热循环试验条件下对航天器用聚合物基碳纤维复合材料进行地面加速热循环试验，并测定地面加速热循环试验后的聚合物基碳纤维复合材料中自由基的数量b和种类；
七、将在温度变化速率为v2下地面加速热循环试验得到的聚合物基碳纤维复合材料与空间热循环试验得到的聚合物基碳纤维复合材料进行对比：
自由基的种类变化相同，并且自由基的数量满足∣a-b∣/a＝4.7≤5％，则可以确定地面加速热循环的温度变化速率v2，然后计算地面加速热试验的空间热循环周期w2，并进行步骤八；所述w2＝2(t2-t1)/v2；
八、计算加速因子n，所述n＝v1/v2＝5
本实施例中，利用电子顺磁共振分析谱(epr)碳纤维/氰酸酯复合材料进行自由基含量测试，利用微控电子万能试验机对碳纤维/氰酸酯复合材料进行剪切强度测试；图4为实施例2中0度单向碳纤维/氰酸酯复合材料自由基数量变化曲线；其中，■对应的曲线为空间热循环试验中自由基数量变化曲线，●对应的曲线为地面加速热循环试验中自由基数量变化曲线；图5为实施例2中0度单向碳纤维/氰酸酯复合材料的剪切强度变化曲线；其中，■对应的曲线为空间热循环试验中剪切强度变化曲线，●对应的曲线为地面加速热循环试验中剪切强度变化曲线；
通过图4和图5可知，随着热循环次数的增加，碳纤维/氰酸酯复合材料的自由基逐渐降低，剪切强度逐渐提高，经过对比两种热循环试验后，碳纤维/氰酸酯复合材料的自由基数量满足∣a-b∣/a＝4.7≤5％，自由基的种类变化相同，两种热循环试验的后材料的剪切强度的误差≤5％，进而说明可以在本实施例确定的温度变化速率为v2＝11℃/min下进行试验，以缩短试验时间。