武江凱,遲潤強,韓增堯,3,龐寶君,鄭世貴

(1.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院,哈爾濱 150001;2.北京空間飛行器總體設(shè)計部,北京 100094;3.中國衛(wèi)星網(wǎng)絡(luò)集團有限公司,河北 雄安新區(qū) 071703)

空間碎片和微流星體(Micro-meteoroid &orbital debris,M/OD)對航天器在軌安全運行形成了嚴(yán)重威脅,航天器一旦被M/OD撞擊,功能將降級或失效,特別是對于載人航天器,密封艙結(jié)構(gòu)被擊穿將威脅航天員安全,直接影響任務(wù)成敗。

中國載人空間站任務(wù)正在穩(wěn)步推進,某載人航天器在軌壽命超過10年,密封艙選用玄武巖/芳綸纖維布填充式防護結(jié)構(gòu)[1],提高航天員長期在軌駐留安全性。M/OD超高速撞擊下,載人航天器密封艙結(jié)構(gòu)撞擊極限和穿孔孔徑,是影響在軌任務(wù)風(fēng)險評估的重要參數(shù)。目前工程任務(wù)上,保守認為密封艙一旦被擊穿將直接導(dǎo)致航天器失效或航天員傷亡,導(dǎo)致防護結(jié)構(gòu)過設(shè)計[2]。為掌握防護結(jié)構(gòu)易損特性,準(zhǔn)確獲取密封艙結(jié)構(gòu)易損性模型,本文以某大型載人航天器的在軌安全性評估為背景,開展了密封艙防護結(jié)構(gòu)超高速撞擊試驗,對填充式防護結(jié)構(gòu)防護屏、填充層和艙壁結(jié)構(gòu)損傷特性進行分析,并采用遺傳算法和多元線性/非線性回歸方法,建立了適用于中國玄武巖/芳綸纖維填充式防護結(jié)構(gòu)的撞擊極限經(jīng)驗方程和穿孔經(jīng)驗方程,為在軌撞擊失效風(fēng)險精準(zhǔn)評估的奠定基礎(chǔ)。

1 填充式防護結(jié)構(gòu)撞擊試驗

1.1 填充式防護結(jié)構(gòu)

載人航天器密封艙填充式防護結(jié)構(gòu)由防護屏、填充層、艙壁結(jié)構(gòu)組成,防護屏布置在最外側(cè),填充層由玄武巖纖維布和芳綸纖維布組成,靠近艙壁側(cè)表面包覆雙面鍍鋁聚酯膜熱控多層,靠近防護屏側(cè)包覆防原子氧膜,防護結(jié)構(gòu)如圖1所示[3-4]。

圖1 某載人航天器填充式防護結(jié)構(gòu)示意

1.2 撞擊試驗與結(jié)果

玄武巖/芳綸纖維填充式防護結(jié)構(gòu)試驗件各層板平面尺寸為20 cm×20 cm,層板之間通過套筒和螺釘連接。SW1防護屏選用5A06鋁合金,SW2和SW3防護屏選用3A12鋁合金,艙壁結(jié)構(gòu)全部選用5A06鋁合金,填充層全部由3層玄武巖纖維布和3層芳綸纖維布組成,總面密度0.38 g/cm2;觀察屏為0.1 cm厚5A06鋁合金板,位于艙壁結(jié)構(gòu)后側(cè)5 cm處,如圖2所示,結(jié)構(gòu)參數(shù)見表1。彈丸選用2A12鋁合金標(biāo)準(zhǔn)球形彈丸[4]。

表1 3類防護結(jié)構(gòu)試驗件參數(shù)

圖2 填充式防護結(jié)構(gòu)撞擊試驗件

利用中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力學(xué)研究所FD-18A(配置0.76 cm口徑二級輕氣炮)和FD-18C(配置1.6 cm口徑二級輕氣炮)超高速撞擊靶,如圖3所示。共計完成25次撞擊試驗,其中成功22次,結(jié)果見表2。試驗中,防護效果以艙壁結(jié)構(gòu)是否穿孔、剝落作為評價判據(jù):若艙壁未穿孔、無剝落,則防護有效;若艙壁穿孔、剝落或出現(xiàn)裂紋,則防護失效[5-7]。

表2 3類試驗件撞擊試驗結(jié)果

圖3 超高速撞擊靶

表中SW1試驗件撞擊試驗8次,失效3次,有效防護5次;SW2撞擊7次,失效3次,有效防護4次;SW3撞擊7次,失效5次,有效防護2次。

利用中值定理,得到3類試驗件在3.0、6.5 km/s兩個名義撞擊速度的撞擊極限直徑見表3,其中SW1和SW2試驗件在名義撞擊速度為3.0 km/s時,艙壁結(jié)構(gòu)的撞擊極限直徑都為0.412 5 cm,在6.5 km/s撞擊工況下,SW1防護性能優(yōu)于SW2,說明高速撞擊,防護性能與防護屏厚度tb、防護間距S2對彈丸的破碎、撞擊能量的分散效應(yīng)正相關(guān)。SW3在全速區(qū)防護性能均為最優(yōu),應(yīng)用在撞擊風(fēng)險最大的區(qū)域。

表3 3類試驗件撞擊極限直徑

2 填充式防護結(jié)構(gòu)撞擊損傷特性分析

2.1 防護屏損傷特性

彈丸與防護結(jié)構(gòu)撞擊后,布置在防護結(jié)構(gòu)最外側(cè)的防護屏全部被彈丸貫穿,不同彈丸尺寸下防護屏穿孔孔徑如圖4所示,相同速度下,隨著彈丸直徑增加,防護屏穿孔孔徑增大。以SW1試驗件為例,直徑0.825 cm、撞擊速度為6.536 km/s彈丸,SW1-16防護屏穿孔直徑達到1.206 cm,直徑增大到0.850 cm、撞擊速度為6.326 km/s的彈丸,防護屏(SW1-12)穿孔直徑增大到1.236 cm,如圖5所示。

圖4 3類防護穿孔孔徑

圖5 不同撞擊速度下防護屏損傷特性比較

彈丸穿孔后防護屏正反面都形成瓣形凸緣,主要原因是撞擊過程中,防護屏材料在剪切破壞的同時,沖擊壓縮波擾動大量產(chǎn)熱使防護屏材料熔化,熔化材料在撞擊剪切力作用下沿撞擊方向高速飛濺,未來得及飛濺材料則附著于穿孔周邊,形成瓣形凸緣。

2.2 填充層損傷特性

彈丸或碎片云穿過防護屏撞擊填充后,填充層玄武巖纖維模和芳綸纖維均產(chǎn)生了較高程度的斷裂、燒蝕和熔化,這是由于玄武巖纖維模量較高,在碎片云撞擊作用下,表現(xiàn)為脆性斷裂,且隨著撞擊速度提高,彈丸材料破碎更加充分和均勻,碎片云的能量分布更均勻,玄武巖纖維斷裂截面趨于規(guī)則,如圖6所示。芳綸纖維穿孔近似為圓形,且伴有嚴(yán)重?zé)釤g,但纖維斷口不規(guī)則,主要是由于試驗采用芳綸纖維具有較大韌性以及較低的玻璃化溫度,在撞擊作用下,產(chǎn)生了較大的拉伸變形和熱塑性變形,進而對碎片云撞擊能量進行充分吸收。

圖6 不同撞擊速度下填充層損傷特性比較

2.3 艙壁結(jié)構(gòu)損傷特性

艙壁結(jié)構(gòu)撞擊損傷特征包括穿孔、裂紋、花瓣形裂紋穿孔或成坑,其中成坑、裂紋對應(yīng)較低的彈丸直徑或撞擊速度,隨著彈丸撞擊能量增加,艙壁結(jié)構(gòu)會進一步發(fā)生穿孔;而當(dāng)裂紋長度小于艙壁結(jié)構(gòu)臨界裂紋長度時,則會產(chǎn)生花瓣形裂紋穿孔,在密封艙內(nèi)部壓力作用下裂紋會進一步擴展,因此花瓣形裂紋穿孔是一種更為嚴(yán)重的穿孔失效。名義撞擊速度6.5 km/s時,中心區(qū)域被碳化,沿中心孔徑向向外損傷程度逐漸減輕,說明彈丸經(jīng)過防護屏和填充層后產(chǎn)生了破碎,如圖7所示;原因是在高速、高溫碎片云撞擊到填充層后,玄武巖和芳綸纖維布發(fā)生碳化燒蝕與熔化、氣化的碎片云一起撞擊到艙壁結(jié)構(gòu),最終在艙壁結(jié)構(gòu)形成碳化燒蝕區(qū)域。

圖7 不同撞擊速度下艙壁結(jié)構(gòu)超高速撞擊損傷特性比較

6.5 km/s名義撞擊速度下,彈丸直徑從0.825 cm增大到0.850 cm后,艙壁結(jié)構(gòu)損傷從微裂紋變成了花瓣形裂紋穿孔,說明彈丸經(jīng)歷防護屏和填充層破碎和分散后,沿主撞擊方向的碎片云動能是引起艙壁結(jié)構(gòu)發(fā)生花瓣形裂紋穿孔損傷的主要因素。

3 撞擊極限方程

撞擊極限方程是航天器在軌風(fēng)險評估的重要依據(jù),也是開展艙壁結(jié)構(gòu)穿孔方程研究的重要參數(shù)。NASA Christiansen方程主要是基于ESA和NASA試驗數(shù)據(jù)擬合而來,在彈道區(qū)和氣化區(qū)與其試驗數(shù)據(jù)吻合較好[8-9],破碎區(qū)則通過彈道區(qū)和氣化區(qū)在撞擊速度閾值“拐點”處撞擊極限直徑線性插值得到。但由于防護結(jié)構(gòu)材料屈服強度等參數(shù)差異,NASA Christiansen方程撞擊極限曲線與3類試驗件撞擊試驗結(jié)果吻合較差,無法準(zhǔn)確應(yīng)用于中國填充式防護結(jié)構(gòu)撞擊極限預(yù)示,具體表現(xiàn)在彈道區(qū)撞擊極限直徑預(yù)示結(jié)果遠低于試驗結(jié)果,而在氣化區(qū)預(yù)示結(jié)果遠高于試驗結(jié)果。

本文保持NASA Christiansen方程形式不變,利用遺傳算法和多元線性回歸方法,基于3類試驗件撞擊試驗結(jié)果對NASA Christiansen方程系數(shù)進行修正,得到了適用于中國某大型載人航天器玄武巖/芳綸纖維填充式防護結(jié)構(gòu)撞擊極限方程。

3.1 NASA Christiansen方程

2013年,針對國際空間站應(yīng)用需求,Christiansen等[9-10]針對Nextel/Kevlar填充材料,完成了大量的地面試驗,基于試驗數(shù)據(jù)并參照Whipple防護結(jié)構(gòu)撞擊極限方程形式,提出了應(yīng)用于國際空間站的Nextel/Kevlar填充式防護結(jié)構(gòu)的撞擊極限方程:

1)當(dāng)V≤2.6/(cosθ)0.50時,即

dc=2.350×(tw(σ/275.8)0.5+0.37mb)×

(1)

2)當(dāng)V≥6.5/(cosθ)0.75時,即

S2/3×V-1/3×(cosθ)-0.75

(2)

3)當(dāng)2.6/(cosθ)0.50

(3)

式中:dc為撞擊極限直徑,cm;tw為艙壁結(jié)構(gòu)厚度,cm;σ為艙壁結(jié)構(gòu)屈服強度,MPa;mb為防護屏和填充層總面密度,g/cm2;ρP為彈丸密度,g/cm3;V為彈丸撞擊速度,km/s,θ為彈丸撞擊角度,(°);ρw為艙壁結(jié)構(gòu)密度,g/cm3;S為防護屏與艙壁結(jié)構(gòu)間距,cm。2.35(g1/2cm-3/2km-2/3s-2/3),275.8(MPa),0.37(g-1cm3),0.6(km1/3s-1/3),1.243(g1/2cm-3/2),6.5(km/s),2.6(km/s)為量綱一的常數(shù),其余為量綱一的常數(shù)。

利用NASA Christiansen方程對3類試驗件撞擊極限進行預(yù)示,如圖8所示。

圖8 NASA Christiansen方程預(yù)示結(jié)果與試驗結(jié)果比較

定義總體預(yù)測率Ptotal為

Ptotal=成功預(yù)測數(shù)/試驗總數(shù)

(4)

定義安全預(yù)測率Psafe為

Psafe=(試驗未失效數(shù)∪成功預(yù)測數(shù))/試驗總數(shù)

(5)

NASA Christiansen方程對22組試驗結(jié)果成功預(yù)測了13組,則得到總體預(yù)測率Ptotal為59.1%;安全預(yù)測率Psafe為81.8%,說明NASA Christiansen方程對中國填充式防護結(jié)構(gòu)具有一定的預(yù)測效果,但預(yù)測正確率偏低,直接應(yīng)用將導(dǎo)致密封艙穿孔孔徑預(yù)示出現(xiàn)更大的偏差,進而影響后續(xù)風(fēng)險評估準(zhǔn)確性;特別是名義撞擊速度3.0 km/s附近預(yù)示結(jié)果偏于保守,如對于SW1,在撞擊速度為3.0 km/s時,防護結(jié)構(gòu)的撞擊極限預(yù)示直徑僅為0.380 cm,試驗結(jié)果卻達到0.450 cm;名義撞擊速度6.5 km/s預(yù)示結(jié)果卻偏于激進,如對于SW1,6.3 km/s撞擊速度下,預(yù)示防護結(jié)構(gòu)撞擊極限直徑為1.070 cm,試驗結(jié)果卻只有0.850 cm,分析認為,這主要是由于鋁合金材料強度特性以及填充層材料差異導(dǎo)致[11]。

3.2 方程修正

NASA Christiansen方程無法對中國填充式防護結(jié)構(gòu)試驗結(jié)果進行準(zhǔn)確預(yù)示,影響因素很多,但主要由于防護屏、艙壁結(jié)構(gòu)鋁合金結(jié)構(gòu)材料屈服強度以及填充層材料的差異導(dǎo)致。因此,以下對彈道區(qū)艙壁結(jié)構(gòu)材料屈服強度系數(shù)、填充層材料的等效面密度修正系數(shù)以及氣化區(qū)艙壁結(jié)構(gòu)厚度與密度乘積系數(shù)、防護間距系數(shù)進行修正。

定義a1為艙壁結(jié)構(gòu)材料屈服強度修正系數(shù),a2為填充層材料等效面密度修正系數(shù),且令

T1=a1×tw(σ/275.8)0.50+a2×0.37mb

(6)

則式(1)改寫為

(7)

定義a3為艙壁結(jié)構(gòu)厚度與密度乘積修正系數(shù),a4為防護間距修正系數(shù),且令

T2=(twρw)a3×Sa4

(8)

則式(2)改寫為

V-1/3×(cosθ)-0.50

(9)

利用式(7)、(9)在2.6/(cosθ)0.50和6.5/(cosθ)0.75撞擊極限值,對2.6/(cosθ)0.50

(σ/275.8)1/6×(cosθ)-0.25×

(10)

定義給定速度下預(yù)示結(jié)果與試驗結(jié)果誤差最小為目標(biāo)函數(shù),則T1和T2求解問題在數(shù)學(xué)上描述為:

Find:X={T1,T2}

(11)

(12)

式中:dcpre為利用修正的撞擊極限方程預(yù)測直徑,dctest為撞擊試驗撞擊極限直徑,見表3。利用遺傳算法[12],求解方程(12),得到3類試驗件的T1和T2值見表4,由于SW1和SW2在3.0 km/s撞擊速度下撞擊極限直徑一致,因此T1和T2值都為0.330。

表4 3類試驗件參數(shù)值

利用求得T1、T2結(jié)果,帶入到方程(6)、(8),并采用文獻[13]方法構(gòu)建多元線性回歸方程,分別如式(13)、(14)所示,其中mb=0.38 g/cm2,σ=160 MPa,其余防護結(jié)構(gòu)參數(shù)見表1。

(13)

(14)

得到不同防護結(jié)構(gòu)的待定系數(shù)見表5。

表5 修正的撞擊極限方程系數(shù)

a1<1.00、a2>1.00、a3<1/3、a4<2/3,修正過程中弱化了防護屏、彈丸密度以及防護間距的影響、但填充層影響有所強化,說明試驗用防護結(jié)構(gòu)填充層發(fā)揮了更強的防護作用。利用修正的撞擊極限方程系數(shù),對3類防護結(jié)構(gòu)撞擊極限進行預(yù)示,如圖9所示,修正的撞擊極限方程與試驗結(jié)果吻合性較好,對22組撞擊試驗結(jié)果的總體預(yù)測率和安全預(yù)測率全部為100%,能夠準(zhǔn)確預(yù)示防護結(jié)構(gòu)的撞擊極限能力。與文獻[6]比較,本文得到的撞擊極限方程預(yù)示精度更高、更具有普適性,準(zhǔn)確反映3類防護結(jié)構(gòu)的易損特性。

圖9 修正撞擊極限方程預(yù)示及與試驗結(jié)果比較

根據(jù)圖9撞擊極限曲線,撞擊速度在破碎區(qū)和氣化區(qū)內(nèi)3類試驗件防護能力從高到低依次為SW3、SW1和SW2,而在彈道區(qū),SW2和SW1撞擊極限方程相同,與試驗結(jié)果一致。

4 密封艙結(jié)構(gòu)穿孔孔徑

對于空間站等超大型載人航天器,即使密封艙結(jié)構(gòu)被擊穿,并不一定會導(dǎo)致航天器失效或航天器傷亡,還與穿孔孔徑大小、密封艙內(nèi)壓力體制、航天員耐受能力等因素密切相關(guān),M/OD撞擊下密封艙艙壁穿孔孔徑是開展航天員低壓和缺氧失效等兩類密封艙穿孔失效模式下災(zāi)難性失效評估的重要基礎(chǔ)。當(dāng)前針對填充式防護結(jié)構(gòu)的艙壁穿孔方程發(fā)展還不夠完善,國際空間站選用的Burch方程和S/W等兩類經(jīng)驗方程為針對Whipple防護結(jié)構(gòu)開發(fā),未考慮填充層材料影響,對穿孔孔徑預(yù)示精度低。此外,Burch方程未考慮艙壁厚度的影響且只適用于法向撞擊速度是防護屏材料聲速的0.6～1.3倍,而S/W方程未考慮防護屏厚度、防護間距、艙壁結(jié)構(gòu)厚度等防護結(jié)構(gòu)尺寸的影響[14-15]。

1997年,Schonberg等[15]綜合考慮了多種防護結(jié)構(gòu),提出了通用型W-S經(jīng)驗方程,本文選用該經(jīng)驗方程區(qū)域1(在該區(qū)域內(nèi)穿孔直徑和裂紋長度主要取決于作用在充壓結(jié)構(gòu)上的碎片云載荷,碎片與防護結(jié)構(gòu)撞擊破碎分裂,破碎程度、碎片云分布以及穿孔直徑都隨撞擊粒子直徑的增加而增大,直到粒子直徑增加到某一值,無法再被外部的防護結(jié)構(gòu)破碎)內(nèi)方程對艙壁結(jié)構(gòu)穿孔孔徑進行預(yù)示,彈丸直徑dP范圍為tb～20tb,如圖10所示。

圖10 W-S方程穿孔孔徑預(yù)示(V=3.0 km/s,0°撞擊角)

根據(jù)方程形式,在區(qū)域1內(nèi),穿孔孔徑隨彈丸直徑指數(shù)增長,但圖10預(yù)示結(jié)果遠大于實際穿孔孔徑,因此,選擇對方程中指數(shù)系數(shù)Ch對應(yīng)的兩個參數(shù)FT和FP進行修正,其余參數(shù)保持與文獻[15]一致。

采用修正后的填充式防護結(jié)構(gòu)撞擊極限方程和撞擊試驗穿孔數(shù)據(jù),利用非線性回歸方程得到適用于大型載人航天器填充式防護結(jié)構(gòu)在不同碎片直徑、撞擊速度下,艙壁穿孔孔徑方程:

(15)

其中:

Ch=2max(FT,FP)

FT=0.478/tw,若FT<1,則FT=1

Ah=3FSmax(FT,FP)

θ>65°,則θ=65°;FS=S/11.43

圖11 修正W-S方程穿孔孔徑預(yù)示(V=3.0 km/s,0°撞擊角)

5 結(jié) 論

1)相同撞擊速度下,防護屏穿孔孔徑與彈丸直徑正相關(guān)。

2)玄武巖/芳綸纖維填充層對彈丸和碎片云有較強破碎作用和能量分散作用,降低對密封艙結(jié)構(gòu)損傷。

3)沿主撞擊方向碎片云能量是引起艙壁結(jié)構(gòu)花瓣形裂紋穿孔的主要因素。

4)修正后的NASA Christiansen方程、W-S穿孔方程,預(yù)示精度更高、適用性更強。