空间站的碎片防护设计与实践

闫军,郑世贵,于伟,宫伟伟

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

1 引言

近年来空间碎片环境加速恶化,截至2021年7月28日,已编目的在轨空间碎片已达23513个,而无法编目的碎片质量已达几千吨,数量超过200亿个[1],可造成航天器不同程度的损伤甚至功能失效。根据航天器可靠性设计要求以及空间碎片风险评估结果,可以确定我国载人航天二期工程的天宫一号、二号和载人航天三期工程的天宫空间站均属于必须进行空间碎片防护设计的对象。

天宫一号全长10.4m,最大直径3.35m,由实验舱和资源舱构成,于2011年9月29日在酒泉发射中心发射,是我国第一个长期在轨载人航天器,也是我国第一个系统地开展了空间碎片防护设计的在轨航天器。经防护设计后的天宫一号采用了Whipple防护结构进行高风险区重点防护,使得天宫一号实验舱的非失效概率达到0.6995,满足了设计指标。后续一系列自动交会对接及多名宇航员入内工作等在轨活动的正常开展,验证了该防护方案的有效性[2]。

天宫空间站运行于倾角41°～42°、轨道高度340～450km的近圆低地球轨道,约90min绕地球一圈。空间站主体包括核心舱、实验舱I和实验舱II,采用水平对称T字构型。2021年4月29日成功发射的 “天和”核心舱用于统一控制和管理空间站组合体、提供航天员生活和工作场所,同时支持部分学科的科学研究,后续将发射的 “梦天”实验舱和 “问天”实验舱主要用于支持开展空间科学与应用研究[3]。

天宫空间站单舱规模远超天宫一号,核心舱全长达18.1m,最大直径4.2m,且在轨寿命长达15年,受到空间碎片的威胁大得多。空间碎片风险评估结果表明,采用Whipple防护结构进行防护无法令空间站满足总体指标,对此北京空间飞行器总体设计部采用玄武岩填充式防护结构进行防护,开展了大量数值仿真和超高速撞击试验,完成了填充层材料筛选、复合材料赋形设计以及热循环试验和热真空试验等;同时也继承了天宫一号的成果针对辐射器开展了部件级防护设计,减少了单点失效的概率,从而使防护性能满足了总体设计指标。以下对空间站的风险评估和防护设计过程进行简述。

2 空间站空间碎片环境

2.1 空间站空间碎片环境

设定空间站的轨道为圆轨道,平均轨道高度为393km,倾角42 °～43°,在轨寿命15年。空间站空间碎片环境采用国际通用的ORDEM2000描述[4],其平均密度为2.8g/cm3。微流星体模型采用国际通用的NASA SSP 30425[5],其平均密度为1.0g/cm3。空间碎片环境见表1,典型分布特点见图1-图3。

通过表1和图1可知,空间站遭受厘米级空间碎片和微流星体的威胁较小,遭受毫米级空间物体的威胁较大,后者是空间站在轨威胁的主要来源。由图2和图3可知,对空间站构成威胁的空间碎片主要来自空间站前方两翼,相对速度不均匀分布于3～10km/s。

图1 空间站运行轨道的空间碎片通量Fig.1 Flux of space debris in the orbit of the space station

图2 空间站运行轨道的空间碎片通量-速度分布Fig.2 Flux of space debris in the orbit of the space station—velocity distribution

图3 空间站运行轨道的空间碎片通量-方向分布 (0°为飞行方向)Fig.3 Flux of space debris in the orbit of the space station—directional distribution

2.2 空间站空间碎片风险评估

撞击风险评估采用的评估工具为空间碎片防护设计软件包MODAOST[6],采用的空间碎片环境模型和微流星体环境模型分别为ORDEM 2000和NASA SSP 30425。撞击风险评估的结果一般用非撞击概率 (PNI)或非穿透概率 (PNP)来表示。

表2给出了空间站的撞击风险评估结果,图4给出了空间站的撞击风险评估云图。对于直径大于1.0mm的撞击粒子,撞击概率为100%,即撞击事件无法避免;对于直径大于5.0mm的粒子,撞击概率较小 (百年一遇);对于直径大于10.0mm的粒子撞击概率极小 (千年一遇)。因此,直径为1.0～5.0mm的空间碎片,是空间站撞击风险的主要来源。

图4 空间站撞击概率评估云图 (d＞1.0mm,评估寿命15年)Fig.4 Space station impact probability evaluation cloud image(d＞1.0mm,lifetime of 15 years)

表2 空间站撞击概率评估结果 (评估寿命15年)Table 2 Space station impact probability evaluation results(lifetime of 15 years)

2.3 国际空间站的应对措施

国际空间站 (ISS)面对着和中国空间站类似的空间碎片环境,其针对有威胁的编目空间碎片采取规避机动措施,针对有威胁的未编目空间碎片采取防护设计措施。这对中国空间站的应对策略有一定的借鉴意义。

ISS生命周期内针对空间碎片撞击威胁共开展过28次机动 (自1999年始),2020年内就开展了3次机动,分别发生于4月19日、7月3日和9月22日,见图5[7]。

图5 ISS跟踪碎片和机动数Fig.5 Tracked objects and maneuvers of ISS

众所周知,ISS自设计之初便采用了多种防护措施进行全面防护,本文不再赘述,仅对其防护能力做简要说明。

如果用PNP表示ISS防护能力,其10年PNP可达到0.81;如果用碎片直径来表示ISS防护能力,文献[7]给出的说法是:ISS可防护直径约1cm及以下的碎片。

需要指出的是,由于航天器可抵御的粒子直径与速度强烈相关,用碎片直径来表示防护能力是困难的。图6为ISS采用的典型填充式Whipple防护结构的撞击极限方程,图7为ISS采用的典型Whipple防护结构的撞击极限方程。对ISS采用的典型填充式Whipple防护结构而言,欧空局(ESA)哥伦布舱 (防护间距13cm)可抵御1.42cm@7km/s的粒子,但仅能抵御0.81cm@3km/s的粒子;日本 JEM舱 (防护间距11cm)可抵御1.21cm@7km/s的粒子,但仅能抵御0.65cm@3km/s的粒子;对ISS采用的典型Whipple防护结构而言,其可抵御0.89cm@7km/s的粒子,但仅能抵御0.53cm@3km/s的粒子[8]。

图6 ISS使用的典型填充式Whipple防护结构Fig.6 A typical filled Whipple protective structure used on the International Space Station

图7 ISS使用的典型Whipple式防护结构Fig.7 A typical Whipple protective structure used on the International Space Station

3 填充式防护结构研制

3.1 两种填充式防护结构方案

早在中国空间站处于概念论证阶段,北京空间飞行器总体设计部就尝试了碳纤维织物、玻璃纤维织物、Kevlar纤维织物、二氧化硅纤维织物、玄武岩纤维织物、碳化硅纤维织物、碳化硅毯、PBO等十几种材料,见图8。对这些纤维织物进行了工程筛选,最终确定了碳化硅填充式防护结构 (见图9)和玄武岩填充式防护结构 (见图10)两种工程方案[9]。

图8 准备做拉伸断裂强力试验的部分纤维织物Fig.8 Selected fabrics to be tested for tensile breaking strength

图9 碳化硅填充式防护结构试件示意图Fig.9 Schematic diagram of silicon carbide filled protective structure specimen

图10 玄武岩填充式防护结构试件示意图Fig.10 Schematic diagram of basalt filled protective structure specimen

图11给出碳化硅填充式防护结构、玄武岩填充式防护结构、Nextel填充式防护结构以及三层铝板防护结构弹道特性的对比示意图 (7km/s以上数据为拟合结果)。图中可见,低速时玄武岩填充式防护结构的弹道极限稍高,高速时碳化硅填充式防护结构的弹道极限稍高,两种填充式防护结构的防护能力整体上与国际空间站采用的Nextel填充式防护结构相当,远好于等面密度的三层铝板防护结构。

图11 填充式防护结构弹道极限曲线对比Fig.11 Comparison of ballistic limit curves of filled protective structures

3.2 填充式防护结构同三层铝板防护结构的对比

由图11可见,上述两种填充式防护的防护能力远超过三层铝板防护结构,这也是从NASA、ESA到国内均采用填充式防护结构作为空间站主要防护手段的直接原因。以下用超高速撞击对比试验对这种差别进行直观性的说明。

用于对比试验的三层铝板防护结构与两种填充式防护结构构型类似,中间层为0.5mm厚2A12铝合金板,面密度同两种填充层保持一致。

图12是直径为4.22cm、速度为3.16km/s的弹丸撞击碳化硅填充式防护结构的试验结果,图13是直径为4.22cm、速度为3.23km/s的弹丸撞击三层铝板防护结构的试验结果。图中可见,在给定工况下,碳化硅填充式防护结构和三层铝板防护结构均发生轻微损伤,前者后板损伤较后者小,但差别相对不显著。

图12 碳化硅填充结构损伤照片(v=3.16km/s,d=4.22cm)Fig.12 Damage of silicon carbide filled structure(v=3.16km/s,d=4.22cm)

图13 三层铝板结构损伤照片(v=3.23km/s,d=4.22cm)Fig.13 Structural damage of three-layer aluminum plate(v=3.23km/s,d=4.22cm)

图14是直径为6.50cm、速度为6.57km/s的弹丸撞击碳化硅填充式防护结构的试验结果,图15是直径为6.50cm、速度为6.43km/s的弹丸撞击三层铝板防护结构的试验结果。图中可见,在给定工况下,碳化硅填充式防护结构仅发生轻微损伤,而三层铝板防护结构发生爆裂式严重损伤,差别非常显著。

图14 碳化硅填充结构损伤照片(v=6.57km/s,d=6.50cm)Fig.14 Damage of silicon carbide filled structure(v=6.57km/s,d=6.50cm)

图15 三层铝板结构损伤照片(v=6.43km/s,d=6.50cm)Fig.15 Structural damage of three-layer aluminum plate(v=6.43km/s,d=6.50cm)

4 空间站防护设计方案

4.1 空间站防护设计

考虑到成本、工艺等多种因素,最后选定玄武岩填充式防护结构作为空间站的防护手段。

遵循 “充分利用舱外布局”,“专用防护重量最小”的设计原则,同时考虑外包络限制以及防护结构的重量代价,对空间站核心舱、实验舱I和实验舱II的密封舱进行了防护优化设计。主体结构采用图10所示的玄武岩填充式防护结构,依据优化结果,分别采用三类防护构型SW1、SW2和SW3,对应的总间距分别为 117.5mm、77.5mm和121.5mm,详见表3和图16。

表3 空间站防护构型参数Table 3 Space station protection configuration parameters

图16 空间站防护构型分布示意图Fig.16 Schematic diagram of space station protection configuration distribution

4.2 空间站防护试验

针对上述三类防护结构构型,开展了上百发超高速撞击试验,表4给出典型试验结果,表5给出撞击极限。

表4 空间站防护结构典型试验结果Table 4 Typical test results of space station protective structure

续表4

表5 三类防护构型撞击极限Table 5 Impact limits of three types of protective configurations

4.3 空间站防护评估

采用Christiansen 2001填充式撞击极限方程描述防护结构性能[10],失效准则为舱壁穿透。三类防护结构撞击极限曲线与试验结果对比见图17-图19。根据工程需求,试验失效的数据全部位于撞击极限曲线上方,即填充式撞击极限方程预示的结果偏保守。

图17 SW1试验结果与评估曲线对比Fig.17 The test results compared with the evaluation curve of SW1

图18 SW2试验结果与评估曲线对比Fig.18 The test results compared with the evaluation curve of SW2

图19 SW3试验结果与评估曲线对比Fig.19 The test results compared with the evaluation curve of SW3

空间站最终的空间碎片评估结果见表6,空间站运行15年非击穿概率为0.9397,相当于240年发生1次击穿事件。

表6 空间站失效概率评估结果 (评估寿命15年)Table 6 Space Station failure probability evaluation results(lifetime of 15 years)

5 结论

我国空间站的规模和寿命远超 “天宫一号”,直径1.0～5.0mm的空间碎片造成的威胁极大,采用传统的Whipple防护结构已无法实现设计指标。在此需求下,北京空间飞行器总体设计部开发了填充式Whipple防护结构,并将其应用到空间站的防护设计上,使其PNP值从未加防护的0.0000提高到防护后的0.9397,满足了总体设计指标。