載人航天器密封艙結構超高速撞擊易損性

武江凱,遲潤強,韓增堯,3,龐寶君,鄭世貴

(1.哈爾濱工業大學 航天學院,哈爾濱 150001;2.北京空間飛行器總體設計部,北京 100094;3.中國衛星網絡集團有限公司,河北 雄安新區 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,密封艙結構被擊穿將威脅航天員安全,直接影響任務成敗。

中國載人空間站任務正在穩步推進,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構[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構撞擊極限和穿孔孔徑,是影響在軌任務風險評估的重要參數。目前工程任務上,保守認為密封艙一旦被擊穿將直接導致航天器失效或航天員傷亡,導致防護結構過設計[2]。為掌握防護結構易損特性,準確獲取密封艙結構易損性模型,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構超高速撞擊試驗,對填充式防護結構防護屏、填充層和艙壁結構損傷特性進行分析,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構的撞擊極限經驗方程和穿孔經驗方程,為在軌撞擊失效風險精準評估的奠定基礎。

1 填充式防護結構撞擊試驗

1.1 填充式防護結構

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

圖1 某載人航天器填充式防護結構示意

1.2 撞擊試驗與結果

玄武巖/芳綸纖維填充式防護結構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,艙壁結構全部選用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,位于艙壁結構后側5 cm處,如圖2所示,結構參數見表1。彈丸選用2A12鋁合金標準球形彈丸[4]。

表1 3類防護結構試驗件參數

圖2 填充式防護結構撞擊試驗件

利用中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力學研究所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,結果見表2。試驗中,防護效果以艙壁結構是否穿孔、剝落作為評價判據:若艙壁未穿孔、無剝落,則防護有效;若艙壁穿孔、剝落或出現裂紋,則防護失效[5-7]。

表2 3類試驗件撞擊試驗結果

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,艙壁結構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正相關。SW3在全速區防護性能均為最優,應用在撞擊風險最大的區域。

表3 3類試驗件撞擊極限直徑

2 填充式防護結構撞擊損傷特性分析

2.1 防護屏損傷特性

彈丸與防護結構撞擊后,布置在防護結構最外側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則,如圖6所示。芳綸纖維穿孔近似為圓形,且伴有嚴重熱燒蝕,但纖維斷口不規則,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 艙壁結構損傷特性

艙壁結構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,艙壁結構會進一步發生穿孔;而當裂紋長度小于艙壁結構臨界裂紋長度時,則會產生花瓣形裂紋穿孔,在密封艙內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重的穿孔失效。名義撞擊速度6.5 km/s時,中心區域被碳化,沿中心孔徑向向外損傷程度逐漸減輕,說明彈丸經過防護屏和填充層后產生了破碎,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生碳化燒蝕與熔化、氣化的碎片云一起撞擊到艙壁結構,最終在艙壁結構形成碳化燒蝕區域。

圖7 不同撞擊速度下艙壁結構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,艙壁結構損傷從微裂紋變成了花瓣形裂紋穿孔,說明彈丸經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構發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險評估的重要依據,也是開展艙壁結構穿孔方程研究的重要參數。NASA Christiansen方程主要是基于ESA和NASA試驗數據擬合而來,在彈道區和氣化區與其試驗數據吻合較好[8-9],破碎區則通過彈道區和氣化區在撞擊速度閾值“拐點”處撞擊極限直徑線性插值得到。但由于防護結構材料屈服強度等參數差異,NASA Christiansen方程撞擊極限曲線與3類試驗件撞擊試驗結果吻合較差,無法準確應用于中國填充式防護結構撞擊極限預示,具體表現在彈道區撞擊極限直徑預示結果遠低于試驗結果,而在氣化區預示結果遠高于試驗結果。

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果對NASA Christiansen方程系數進行修正,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構撞擊極限方程。

3.1 NASA Christiansen方程

2013年,針對國際空間站應用需求,Christiansen等[9-10]針對Nextel/Kevlar填充材料,完成了大量的地面試驗,基于試驗數據并參照Whipple防護結構撞擊極限方程形式,提出了應用于國際空間站的Nextel/Kevlar填充式防護結構的撞擊極限方程:

1)當V≤2.6/(cosθ)0.50時,即

dc=2.350×(tw(σ/275.8)0.5+0.37mb)×

(1)

2)當V≥6.5/(cosθ)0.75時,即

S2/3×V-1/3×(cosθ)-0.75

(2)

3)當2.6/(cosθ)0.50

(3)

式中:dc為撞擊極限直徑,cm;tw為艙壁結構厚度,cm;σ為艙壁結構屈服強度,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為艙壁結構密度,g/cm3;S為防護屏與艙壁結構間距,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,其余為量綱一的常數。

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

圖8 NASA Christiansen方程預示結果與試驗結果比較

定義總體預測率Ptotal為

Ptotal=成功預測數/試驗總數

(4)

定義安全預測率Psafe為

Psafe=(試驗未失效數∪成功預測數)/試驗總數

(5)

NASA Christiansen方程對22組試驗結果成功預測了13組,則得到總體預測率Ptotal為59.1%;安全預測率Psafe為81.8%,說明NASA Christiansen方程對中國填充式防護結構具有一定的預測效果,但預測正確率偏低,直接應用將導致密封艙穿孔孔徑預示出現更大的偏差,進而影響后續風險評估準確性;特別是名義撞擊速度3.0 km/s附近預示結果偏于保守,如對于SW1,在撞擊速度為3.0 km/s時,防護結構的撞擊極限預示直徑僅為0.380 cm,試驗結果卻達到0.450 cm;名義撞擊速度6.5 km/s預示結果卻偏于激進,如對于SW1,6.3 km/s撞擊速度下,預示防護結構撞擊極限直徑為1.070 cm,試驗結果卻只有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致[11]。

3.2 方程修正

NASA Christiansen方程無法對中國填充式防護結構試驗結果進行準確預示,影響因素很多,但主要由于防護屏、艙壁結構鋁合金結構材料屈服強度以及填充層材料的差異導致。因此,以下對彈道區艙壁結構材料屈服強度系數、填充層材料的等效面密度修正系數以及氣化區艙壁結構厚度與密度乘積系數、防護間距系數進行修正。

定義a1為艙壁結構材料屈服強度修正系數,a2為填充層材料等效面密度修正系數,且令

T1=a1×tw(σ/275.8)0.50+a2×0.37mb

(6)

則式(1)改寫為

(7)

定義a3為艙壁結構厚度與密度乘積修正系數,a4為防護間距修正系數,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)

定義給定速度下預示結果與試驗結果誤差最小為目標函數,則T1和T2求解問題在數學上描述為:

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類試驗件參數值

利用求得T1、T2結果,帶入到方程(6)、(8),并采用文獻[13]方法構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,其余防護結構參數見表1。

(13)

(14)

得到不同防護結構的待定系數見表5。

表5 修正的撞擊極限方程系數

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,說明試驗用防護結構填充層發揮了更強的防護作用。利用修正的撞擊極限方程系數,對3類防護結構撞擊極限進行預示,如圖9所示,修正的撞擊極限方程與試驗結果吻合性較好,對22組撞擊試驗結果的總體預測率和安全預測率全部為100%,能夠準確預示防護結構的撞擊極限能力。與文獻[6]比較,本文得到的撞擊極限方程預示精度更高、更具有普適性,準確反映3類防護結構的易損特性。

圖9 修正撞擊極限方程預示及與試驗結果比較

根據圖9撞擊極限曲線,撞擊速度在破碎區和氣化區內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,SW2和SW1撞擊極限方程相同,與試驗結果一致。

4 密封艙結構穿孔孔徑

對于空間站等超大型載人航天器,即使密封艙結構被擊穿,并不一定會導致航天器失效或航天器傷亡,還與穿孔孔徑大小、密封艙內壓力體制、航天員耐受能力等因素密切相關,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難性失效評估的重要基礎。當前針對填充式防護結構的艙壁穿孔方程發展還不夠完善,國際空間站選用的Burch方程和S/W等兩類經驗方程為針對Whipple防護結構開發,未考慮填充層材料影響,對穿孔孔徑預示精度低。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、艙壁結構厚度等防護結構尺寸的影響[14-15]。

1997年,Schonberg等[15]綜合考慮了多種防護結構,提出了通用型W-S經驗方程,本文選用該經驗方程區域1(在該區域內穿孔直徑和裂紋長度主要取決于作用在充壓結構上的碎片云載荷,碎片與防護結構撞擊破碎分裂,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構破碎)內方程對艙壁結構穿孔孔徑進行預示,彈丸直徑dP范圍為tb～20tb,如圖10所示。

圖10 W-S方程穿孔孔徑預示(V=3.0 km/s,0°撞擊角)

根據方程形式,在區域1內,穿孔孔徑隨彈丸直徑指數增長,但圖10預示結果遠大于實際穿孔孔徑,因此,選擇對方程中指數系數Ch對應的兩個參數FT和FP進行修正,其余參數保持與文獻[15]一致。

采用修正后的填充式防護結構撞擊極限方程和撞擊試驗穿孔數據,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構在不同碎片直徑、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方程穿孔孔徑預示(V=3.0 km/s,0°撞擊角)

5 結 論

1)相同撞擊速度下,防護屏穿孔孔徑與彈丸直徑正相關。

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,降低對密封艙結構損傷。

3)沿主撞擊方向碎片云能量是引起艙壁結構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,預示精度更高、適用性更強。