空間碎片撞擊衛星影響分析及驗證

胡永勤，邊志強，蘭勝威，牛升達，張大偉，劉霞

空間碎片撞擊衛星影響分析及驗證

胡永勤1，邊志強1，蘭勝威2，牛升達1，張大偉1，劉霞3

（1.上海衛星工程研究所，上海 201109；2.中國空氣動力研究與發展中心 超高速碰撞研究中心，四川 綿陽 621000；3.上海衛星裝備研究所，上海 200240）

近年來，空間碎片環境日益復雜嚴峻，對衛星在軌飛行構成嚴重威脅，發生碰撞風險大幅增加。針對低軌衛星遭受空間碎片撞擊問題，分析了撞擊產生的二次碎片云損傷機理，提出了利用遙測數據評估撞擊產生的影響，分析撞擊信息的流程，設計了相應地面驗證實驗。結果表明：碎片云引發二次損傷為空間碎片撞擊衛星主要損傷形式。碎片云可導致多層隔熱材料（MLI）發生破損甚至嚴重撕裂、外翻，同時引起供電線纜損傷、導線被擊斷。破損的供電電纜，通過大電流后發生斷路的可能性急劇提升，對衛星危害巨大。

空間碎片；碎片云；電纜損傷；多層隔熱材料；超高速撞擊

0　引言

空間碎片是指軌道上或重返大氣層的無功能人造物體，其來源包括失效航天器、運載殘骸、解體碎片和空間微粒等，材質主要為鋁合金、高分子復合材料等，碎片形狀多為塊狀、片狀和不規則形狀［1］。隨著當前各國航天活動的增多，空間碎片的數量也明顯增加。據評估，直徑1 cm以下的微小空間碎片數千萬計，直徑1～10 cm的碎片達數十萬個，直徑10 cm以上的大碎片易被觀察和編目，目前已編目的空間碎片總數已經超過2萬個，并以平均每年數百個的速度增長［2-3］。例如美國SpaceX公司發射的星鏈衛星目前已有多顆小衛星失聯，部分主動墜落，形成了大量空間碎片［4-5］。

空間碎片與低軌衛星平均相對速度約10 km/s［6］。直徑1 cm以上的碎片一旦撞擊衛星，將帶來較為嚴重的損傷，甚至損毀衛星。直徑1 cm以下的微小空間碎片數量巨大，衛星在軌運行期間將極大可能遭遇微小碎片的撞擊。撞擊對航天器的暴露材料和部件的性能造成影響，包括磨損光學鏡頭表面、溫控材料及輕微損傷太陽翼等。例如2002年第4次對哈勃太空望遠鏡維護后，發現回收的太陽翼遭受了大約5 000～6 000次空間碎片撞擊，撞擊損傷包括輕微的擦傷和在電池板上造成的穿孔［7-8］。

空間碎片撞擊對衛星的損傷和影響一般可以描述如下：

1）衛星運行軌跡與空間碎片軌跡相交，星體表面遭遇空間碎片超高速撞擊，形成撞擊坑或穿孔。

2）撞擊時刻空間碎片與衛星發生動量傳遞，影響衛星姿態、軌道。例如2016年8月23日ESA地球觀測計劃Sentinel-1A衛星太陽電池陣遭受空間碎片（尺寸約1 cm，撞擊相對速度約11 km/s，與飛行方向夾角約45°，等效鋁球直徑約5 mm）高速撞擊，引起其姿態和軌道的變化。

3）撞擊發生在衛星太陽電池陣或其驅動機構（Solar Array Drive Assembly，SADA）等位置，引起衛星能源供給能力下降。

4）撞擊形成的二次碎片云和高溫、放電等［9-10］效應產生的等離子云進入星體內部并發生擴散，可能導致供電異常、電纜和產品受損。

5）空間碎片或產生的二次碎片云致使星體表面材料撕裂、破碎、脫落，形成新的空間碎片。例如2021年12月，美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）第4期軌道碎片季報中披露：美國太空部隊第18控制中隊確認，一塊1996年產生的俄羅斯火箭殘骸太空碎片（國際代號1996-051Q，編號48078），于2021年3月18日意外撞擊了我國某衛星（國際代號2019-063A，編號44547），此次撞擊事件共產生了37塊可跟蹤碎片，均已被第18控制中隊編目，截至2021年10月1日，其中4塊碎片已腐爛。

6）撞擊還可能引起星體結構損傷，甚至導致衛星部組件爆炸、解體。

當前針對航天器遭受空間碎片超高速撞擊研究中，利用彈道極限方程等理論、仿真軟件進行超高速撞擊數值模擬研究成果較多。蘇晉等［11］利用AUTODYN進行數值模擬，彈丸直徑、彈丸形狀、入射速度及入射角度對石英玻璃超高速撞擊力學響應的影響。郝偉江等［12］對球形彈丸超高速撞擊靶板形成碎片云過程中應力波傳播規律和彈丸破損情況進行了分析研究。林健宇等［13］總結了對鋁彈丸超高速撞擊防護結構的研究，給出了空間碎片撞擊薄板破碎后產生的碎片云形狀、相態分析。 黃潔等［14］針對含隔熱層蜂窩夾層結構開展了超高速撞擊實驗研究和數值模擬，給出了帶隔熱層蜂窩夾層結構的彈道極限方程。張志遠等［15］利用 AUTODYN軟件對彈丸撞擊蜂窩夾芯板和 Whipple結構過程中的能量吸收與耗散進行了數值仿真分析。賈光輝等［16］利用數值仿真的方法研究了靶后碎片云的內外邊界模型，給出了邊界方程。巨圓圓等［17］從微觀分子動力學角度，基于描述原子間相互作用力的勢函數，采用數值模擬方式獲得了與超高速碰撞宏觀現象相似結論。

利用二級輕氣炮等實驗驗證手段進行研究，相關研究報道和成果較多。中國空氣動力研究與發展中心蘭勝威等［18］開展了水冰的超高速撞擊成坑實驗，獲得了水冰撞擊坑特征隨撞擊參數的變化規律。柯發偉等［19］利用氣動中心的序列激光陰影成像系統進行了碎片云運動軌跡測量。馬兆俠等［20］利用超高速撞擊實驗，獲得了鋁球撞擊鋁板反濺粒子云團在250～340 nm波段的輻射特征光譜，并擬合出反濺粒子云團溫度與撞擊參數之間的經驗公式。中國空間技術研究院通信衛星事業部鄭建東等［8］結合實驗數據給出了正撞擊條件下球形鋁彈丸撞擊太陽電池陣時描述太陽電池陣穿孔直徑的方程。哈爾濱工業大學管公順等［21］利用實驗的方法研究了多層隔熱材料（Multi-layer Insulation，MLI）位于不同位置時的防護結構損傷模式。

本文依據衛星的特點，在前人研究的基礎上，描述了空間碎片高速撞擊衛星產生的二次碎片云對衛星的損傷機理，提出了利用遙測數據評估撞擊影響的流程，給出了撞擊信息計算方法。并設計了超高速撞擊實驗，綜合驗證了二次碎片對星體（鋁板、供電電纜、MLI等）損傷情況。同時針對供電電纜失效模式，利用真空條件下整束電纜短路實驗進行驗證。

1　撞擊產生二次碎片云損傷機理

衛星一般由服務平臺和載荷構成，服務平臺包含結構、熱控、能源、控制、推進、信息等系統。熱控系統采取主動（加熱器等）或被動（MLI、熱管等）熱控措施，組織星體內、外熱交換，并利用分布在衛星各處的測溫點進行溫度監測。能源系統一般包括太陽電池陣、蓄電池、控制器、配電電纜網絡，為衛星提供能源。控制系統包括慣性基準測量組件（星敏感器、太陽敏感器等）和控制執行組件（飛輪組合、磁力矩器等［22］）。推進系統包括推力器、貯箱等組件，配合控制系統完成衛星軌道和姿態控制功能。信息系統負責衛星各類工作參數和數據的采集、處理及傳輸，實現與外部的信息（遙控、遙測、遙感）交互。

衛星星體表面覆蓋蜂窩板或鋁板，并局部包覆MLI，如圖1所示。星體內部一般包括艙體隔板、電纜、產品等。

圖1　衛星模型

空間碎片高速撞擊星體表面（鋁板、MLI）時，應力波從撞擊點附近向四周擴散，在鋁板和MLI各層內和層間傳播，并在界面發生反射、透射、疊加和衰減［23］。碎片中的反向沖擊波和撞擊面沖擊波傳播到各自背面時，各自反射出稀疏波。在應力波作用下發生剪切、拉伸［24］，當超出碎片、鋁板和MLI的材料極限時，材料發生裂紋擴展、層裂、碎裂，形成大量小碎片，以碎片云形式擴散運動。

工程實踐中空間碎片斜撞擊現象較為普遍，撞擊過程中撞擊角度對碎片云擴散特性具有較大的影響［13，25］。斜撞擊產生的碎片云中，一部分碎片背離穿透方向運動發生反濺；另一部分由原空間碎片主體部分構成，其運動方向與撞擊入射方向基本相同；其余碎片云由被撞擊面材料產生，其運動方向偏離撞擊入射方向，向撞擊面法線方向靠近。透射的碎片云大致呈橢球形向前膨脹，隨后動能逐漸分散，繼續在星體內擴散（如圖2所示），與星體艙板、產品、電纜發生碰撞，最終部分碎片可能再次穿透星體離開。

圖2　空間碎片撞擊后穿透擴散

斜撞擊下，鋁板產生橢圓形穿孔，其大小與碎片尺寸、材質、撞擊速度、撞擊角度及撞擊面材質、厚度等因素相關。MLI則會發生燒蝕、爆裂、邊緣卷起現象。

二次碎片云可對衛星多部位造成損傷和連鎖性影響，可能的情況包括：

1）艙板結構遭受一定程度的破壞，同時由于碰撞過程釋放大量熱量，使撞擊點附近溫度發生突變升高。

2）星體表面MLI發生大面積破損、翻卷，造成星體內溫度失控，進而對產品造成持續性危害；同時，損壞的柔性MLI可能會遮擋衛星光學傳感器視場，影響觀測性能，若為光學姿態敏感器，還會造成整星姿態控制失穩。

3）星體內產品硬件損傷，造成系統工作異常。

4）供電電纜導線破損，引起電纜火線與零線（或接地防護結構）貫通短路，可能導致衛星母線瞬時大電流放電，燒毀鄰近導線絕緣表層，直至電纜中所有導線均毀壞開路，相應產品供電中斷而永久失效。

2　撞擊影響數據分析

2.1　撞擊影響評估

衛星在軌飛行時，各產品工作參數和衛星狀態一般依賴遙測數據表征。衛星遭受空間碎片撞擊發生故障后，若信息系統工作正常（遙測數據采集、記錄并下傳正確），地面可利用在軌遙測數據，對衛星遭受撞擊產生的影響進行評估，具體流程如下：

1）利用控制系統遙測數據，獲取衛星三軸姿態角/角速度、衛星角動量和軌道變化情況。

2）利用載荷和能源系統遙測數據，分析衛星艙外大部件（太陽電池陣、載荷等）狀態（是否損傷、解體或爆炸）。

3）利用能源系統、控制系統和熱控系統遙測數據，分析衛星電源母線、蓄電池電壓電流、推進貯箱壓力、各處熱管溫度數據，獲取衛星易燃易爆組件（蓄電池、推進貯箱、熱管等）受損情況。

4）利用熱控系統星體各處測溫點溫度數據，查找故障時失效、瞬時升溫、溫度變化趨勢異常的測溫點位置，判斷MLI狀態和衛星溫控狀態。

5）利用星體內各處產品的遙測數據，分析產品工作狀態（是否功能受損、無法開啟），并定位故障產品位置，判斷供電和通信電纜損壞失效情況。

若衛星故障時不同系統和產品的遙測異常數據具有極強的時間關聯性，則上述受損位置形成的損傷軌跡具有明顯的方向性（非各向同時受損），排除衛星部組件解體和部組件爆炸因素后，通過衛星角動量、三軸角速度等信息，可判定衛星遭受了空間碎片、微流星等不明物體撞擊，并獲得撞擊入射方向。

2.2　撞擊信息分析

在無外部力矩作用時（短時間內氣動、太陽光壓等環境干擾力矩可忽略不計），衛星在慣性坐標系下角動量守恒。衛星本體系的角動量各分量周期性變化，但整星角動量模值保持不變。空間碎片撞擊衛星瞬間，衛星本體系角動量發生變化，模值相應增大。利用衛星角動量計算結果，結合影響評估中遙測數據變化情況，可獲取衛星遭受空間碎片撞擊信息，如圖3所示。

圖3　空間碎片撞擊信息分析流程

因此角動量變化矢量與作用力臂垂直，已知衛星質心可唯一確定動量交換作用點所處的平面。流程中利用星體表面數值突變的溫度測點位于撞擊點附近，從熱分析的角度輔助角動量（力學）分析。利用流程獲得撞擊作用動量后，大致估算出碎片質量和撞擊速度范圍。

結合某衛星在軌遙測數據、質量特性等參數，利用上述分析流程，得出三軸角速度變化，分析得出空間碎片撞擊入射角（空間碎片速度方向與衛星軌道面飛行方向夾角）約45°，估算撞擊相對速度約10～14 km/s。撞擊發生后衛星角動量變化如圖4所示，圖中縱軸為角動量，橫軸為計算節拍，角動量突變后的數據波動由太陽電池陣撓性引起。

圖4　衛星受空間碎片撞擊時星體角動量計算結果

3　衛星遭受空間碎片撞擊地面驗證

3.1　高速撞擊地面驗證

利用中國空氣動力研究與發展中心超高速彈道（二級輕氣炮）開展了超高速撞擊實驗［19，26］，模擬空間碎片及撞擊產生的二次碎片云對衛星星體表面（鋁板、MLI）和星體內供電電纜造成的損傷情況。根據某衛星在軌遙測數據和上述撞擊信息分析方法，進行實驗模擬：

1）空間碎片一般為星體鋁制材料，平均密度約2.8 g/cm3［27］，實驗中使用密度相仿的鋁合金彈丸模擬。

2）選取由球頭鋁柱加尼龍套構成的彈丸，球頭直徑12 mm，總質量5.2 g，其中鋁合金部分質量約 3.0 g，撞擊速度設置為6.5 km/s。利用能量等效方式，模擬相對速度10 km/s，空間碎片質量1.3 g，撞擊角度45°的空間碎片撞擊。

3）設計簡化模擬艙體作為試件，如圖5所示。模擬艙體受撞擊面固定了3 mm厚度鋁板，鋁板內側包覆MLI。艙體內部布置一束供電電纜。模擬艙體后板布置分為僅MLI（工況1）、3 mm鋁板+MLI（工況2）2種情況，四側采用1.2 mm厚度鋁板封閉，前板與供電電纜、供電電纜與后板垂直距離設置為850 mm。實驗中所用MLI和供電電纜均為典型星用材料。試件受撞擊面、艙體內供電電纜、后板受損情況如圖6所示。

圖5　衛星遭受高速撞擊地面模擬驗證實驗

圖6　地面高速撞擊實驗結果

實驗中，彈丸撞擊穿透等效艙體后，受撞面外側鋁板產生約3 cm×4 cm橢圓形光滑穿孔。受撞面內側MLI爆裂、翻卷，破損洞口相對穿孔偏心，口徑約8 cm×8 cm，中心接近穿孔處明顯燒蝕。撞擊產生的二次碎片云繼續向底板和后板方向擴散，導致艙體中部的電纜多處損傷，部分位多根導線被擊斷。工況1，后板發生嚴重破損，產生撕裂、外翻。工況2，受撞面與工況1基本相仿，供電電纜損傷程度相仿，損傷部位增多；后板內側鋁板產生多處不規則小穿孔，并穿透外側MLI，但MLI基本完整。

實驗結果表明：碎片云可導致MLI發生破損、撕裂，引起供電線纜損傷、導線被擊斷。若后板僅布置MLI，碎片云將導致MLI大面積破碎、脫落。

若后板采用鋁板+MLI結構，部分動能較大的碎片穿透后板，動能較小碎片被后板阻擋或反濺，可能對艙體內部造成再生損傷。

3.2　真空條件下整束電纜短路地面驗證

利用真空條件下整束電纜短路地面驗證實驗，進一步驗證電纜失效模式。實驗在真空罐中進行，通過數字攝像機、質譜儀和快速溫度采集系統記錄，如圖7所示。實驗中按照可能的短路假設進行設置，電纜試件同樣為電纜束內部10根火線、10根零線，采用錦綸絲套包覆。工況設置和結果見表1。

圖7　真空條件下整束電纜短路實驗設備

表1　真空條件下整束電纜短路實驗工況

實驗結果表明：真空條件下瞬時大電流放電不會造成整束完好的電纜損毀；遭受撞擊受力破損的電纜，通過大電流后徹底斷路的可能性急劇提升。相較瞬時短路引起的熱應力損傷，碎片云引發的供電電纜二次損傷危害更大。

4　結束語

空間碎片相關研究的最終目的是提高航天器在太空環境中的安全性和生存能力。本文針對撞擊產生的二次碎片損傷機理進行了分析，給出了撞擊信息分析方法，設計的地面實驗結果與某衛星在軌實際情況相符。分析和地面驗證結果表明，空間碎片撞擊星體后形成的碎片云引發二次損傷為主要損傷形式。碎片云可導致MLI發生破損、撕裂，引起供電線纜損傷、導線被擊斷。破損的供電電纜，通過大電流后徹底斷路的可能性急劇提升，將引起衛星部分產品失效，對衛星危害巨大。建議在衛星設計中采取防護策略：1）供電電纜分束布置，并在允許的情況下備份設計；2）對MLI等易脫落部組件增強加固措施。

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Analysis and Verification of Effects of Space Debris Impact on Satellites

HUYongqin1， BIANZhiqiang1， LANShengwei2， NIUShengda1， ZHANGDawei1， LIUXia3

（1.Shanghai Institute of Satellite Engineering， Shanghai 201109， China； 2.Hypervelocity Impact Research Center， China Aerodynamics Research and Development Center， Mianyang 621000， Sichuan， China； 3.Shanghai Institute of Spacecraft Equipment， Shanghai 200240， China）

In recent years， the situation of space debris in the space environment has become increasingly complex and severe， which poses a serious threat to in-orbit flight satellites and greatly increases the collision risk. In order to solve the problem of space debris impact on low orbit satellites， this paper analyzes the damage mechanism of secondary debris cloud caused by impact， proposes a process of evaluating impact and analyzing impact information using telemetry data， and designs corresponding ground verification experiments. The results show that secondary damage caused by debris cloud is the main damage form of space debris impact on satellites. Debris clouds can damage， tear， or evaginate multi-layer insulation （MLI）， damage power supply cables， and break leads. The possibility of broken power supply cable breaking after passing through high current increases dramatically， causing great harm to the satellite.

space debris； debris cloud； cable damage； multi-layer insulation （MLI）； hypervelocity impact

2022?03?21；

2022?04?20

胡永勤（1989—），男，碩士，工程師，主要研究方向為衛星總體設計。

V 423.41； V 416.6

A

10.19328/j.cnki.2096?8655.2022.04.014