4.2.1 支撑臂构型种类
充气支撑臂质量小、展折比大，适合作为太阳帆的支撑结构。但传统的依靠气体压力提供充气管刚度的充气支撑臂局部刚度较低，很容易发生局部屈曲或振动，导致飞行器受力不稳定。因此研究者们提出提高充气支撑臂的刚度是非常重要的，如采用结构增强、薄膜固化等方式。L'Garde公司研制的20 m太阳帆地面试验采用的就是桁架配合充气刚化支撑臂，如图4-8所示。
图4-8 配合辅助桁架的充气刚化支撑臂
Hiroaki和Tsunoda提出了两种充气支撑臂的固化方法：一种是采用永久发泡剂填充充气结构的内部，不需要大质量体系，但难以达到预期的状态，且不易控制；另一种是通过化学反应或金属刚化使薄膜固化，如交错编织纤维制品便是常用的固化膜，由热塑性塑料、纤维绳与增强纤维相互编织而成，图4-9中的充气支撑臂固化膜使用的便是交织纤维制品。
图4-9 使用三轴编织复合材料固化
由于折叠形式直接影响展开方式，所以这些研究按折叠形式，将支撑臂的折叠展开研究主要分为四类：Z形折叠展开、卷曲折叠展开、多边形折叠展开以及变直径伸缩式展开。
•Z形折叠展开方法
Z形折叠是薄膜支撑臂结构折叠收拢的基本折叠方式之一。1998年Greshik等在KC-135失重飞机上，通过在空间环境中的跌落消除重力方法，对太阳能阵列和充气薄膜天线的缩比模型进行测试。其中太阳能阵列有两根平行的聚酯薄膜管（长1 m、直径0.025 m）支撑，薄膜管按Z形折叠，折叠线的方向垂直于阵列的折叠方向，研究其展开性能。2002年Campbell也同样在KC-135失重飞机上，对缩比的充气薄膜天线进行了充气展开实验，薄膜管按Z形折叠。结果表明空间环境下增压方式对薄膜管的充气展开有直接影响。
•卷曲折叠展开方法
卷曲折叠是柔性支撑臂结构折叠收拢的一种基本折叠方法，折叠曲率比Z形折叠小，对材料的损伤也较小。2008年NASA利用航天飞机进行了充气支撑臂RIGEX在轨试验，如图4-10所示。测试了在轨展开和刚化过程、动态特性、展开后直线度等内容，并和地面模拟分析、试验结果进行了验证。证明了充气结构在太空应用的可行性和进行精确展开的能力。
图4-10 充气支撑臂结构在轨试验
•多边形折叠展开方法
2006年，Senda等利用飞行器抛物线飞行时形成的微重力环境，对多边形折叠的充气管的展开动力学进行试验研究，如图4-11所示。结果表明五边形折叠的薄膜管在充气展开过程中能极好保持直线性，而四边形和六边形折叠的薄膜管在充气展开过程中出现了弯曲。
图4-11 在飞行器形成微重力环境时五边形折叠管的充气展开试验
•变直径伸缩式展开方法
为了进一步提高折叠薄膜管在充气展开过程中的稳定性和直线性，对变直径伸缩式折叠管进行了充气展开试验（图4-12），发现变直径伸缩折叠管的充气展开过程有极好的展开稳定性。
图4-12 变直径伸缩管的充气展开过程及原理图
1.盘绕式桁架支撑臂
与L'Garde同期作为两条技术路线开展研究的ATK公司20 m太阳帆地面样机采用了盘绕式支撑臂（图4-13）。盘绕式桁架支撑臂可以展开至100 m，它的展开依赖于这些足够长的纵梁，它们可以像弹簧一样被卷起来存放。与铰链桁架支撑臂相反，这种支撑臂不是由不同的分割的小模块铰接而成，而是把全部纵梁卷起来，靠弹性变形提供了其展开所需要的能量，这样就使得支撑臂的顶端在展开过程中会出现旋转。这种支撑臂折叠后的体积仅是展开后体积的2%。在空间结构中经过多次试验，其展折比大，但是展开稳定性和展开精度较低。
图4-13 盘绕式桁架支撑臂
2.自回弹支撑臂
自回弹支撑臂依靠截面设计使支撑臂在卷曲状态下产生自回弹力，从而实现自展开，常见的有采用金属或碳纤维复合材料的人字形截面、C形截面以及双Ω形截面，如图4-14所示。
图4-14 不同截面的自回弹支撑臂
NanoSail-D系列太阳帆以及LightSail系列太阳帆均采用的TRAC（Triangular Rollale and Collapsible）人字形支撑臂，如图4-15所示。
图4-15 NanoSail-D太阳帆使用的TRAC支撑臂
NanoSail-D以及LightSail-1采用的为不锈钢材质TRACvSS系列支撑臂，也有TRACv1-5不同铺层的碳纤维复合材料支撑臂，如图4-16所示。但经过实验，碳纤维复合材料的支撑臂最小卷绕半径要远大于不锈钢材质，故小型太阳帆采用金属支撑臂较为合适。
图4-16 不同材料TRAC人字形支撑臂
2012年英国的萨里大学研制了2.2 m×2.2 m太阳帆原理样机，支撑臂采用C形截面、卷曲折叠的方式，如图4-17所示。这种支撑臂降低了展开的复杂性和结构的重量。
图4-17 卷曲折叠的C形支撑臂结构
双Ω形截面支撑臂为碳纤维复合材料薄壁管，展开后截面类似双Ω形，支撑臂形状及展开、收拢方式如图4-18所示。针对具有自回弹特性的复合材料支撑臂，具体提出了支撑臂根部电机驱动控制展开、支撑臂自由端电机驱动控制展开以及充气管、粘扣配合控制展开（图4-19）3种展开控制方法，充气管布置在双Ω形截面支撑臂内部，粘扣的两部分分别粘在支撑臂外侧相应位置。
图4-18 双Ω形截面支撑臂展开后和展开前截面形状
图4-19 内部充气管与表面粘扣配合控制双Ω形截面支撑臂展开
DLR与ESA联合研制的Gossamer-Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ均采用了双Ω形截面支撑臂，作为双Ω形截面支撑臂研发最早的机构，DLR的研制能力已较为成熟。
DLR在无重力空间环境下进行了双Ω形截面支撑臂的展开实验，实验内容包括双Ω形截面支撑臂无控制自由展开混乱状态的验证、充气控制展开过程保持直线的验证、多次充气控制展开的可重复性验证、测试充气过程不稳定情况下支撑臂展开的可控性、自由端电机驱动控制展开过程保持直线的验证，此外还进行了地面重力环境下的相关实验，实验过程如图4-20所示。实验过程中3种展开控制方法都表现了良好的控制效果，并且具有很好的可重复性和展开直线性。实验结果及相关分析表明，可卷曲碳纤维复合材料支撑臂结构简单、易操作，具有突出的优势；相对于铰链控制折叠展开的缩放式结构，它的展开可靠性高；相对于空间充气刚化结构，它在地面重力环境下的实验结果具有很高的参考性；此外，可卷曲碳纤维复合材料支撑臂热稳定性好，截面大小、长度、壁厚等几何参数很容易改变，适合多种应用需求。
图4-20 DLR无重力环境下内部充气管与表面粘扣配合控制展开实验过程