航天器可防护/感知一体化结构技术方案

徐欣,邓卫华,龚自正,张品亮,刘江

(1.中国空间技术研究院航天东方红卫星有限公司,北京 100094;2.中国空间技术研究院总装与环境工程部,北京 100094)

1 引言

目前我国约有300颗卫星在轨运行,承担着通信、侦察、导航等重要任务。它们的高可靠、长寿命在轨安全运行是保障社会经济快速发展和国家安全的基石。据统计,由空间环境引起的在轨卫星故障事件中,碎片撞击占12%,是四大原因之一。目前,空间碎片总重量已达8400t,截至2021年12月,地球轨道中已被跟踪编目尺度在10cm以上的空间碎片数量已达23877个;尺度在1～10cm的碎片数量约为75万个;尺度在1～10mm的碎片数量约为1亿个,1mm以下的碎片数量数以百亿计,在未来50年间空间碎片数量每年将以10%的速度增长。据不完全统计,国外因空间碎片撞击导致异常或失效的卫星数量超过16颗,部分异常或失效事件见表1。

表1 碎片撞击导致国外卫星异常或失效事件Table 1 Abnormal or failure events of foreign satellites caused by debris impact

此外大规模低轨星座迅猛发展给空间碎片防护带来了严重的挑战,以SpcaeX、Oneweb等为代表的国外商业航天企业已经开始低轨小卫星星座的组网建设。大规模低轨星座计划和发射数量呈爆炸式增长,慢慢逼近近地轨道空间的承载极限,使得严峻的空间碎片环境更加恶化。截至2021年底,SpcaeX已将1844颗星链卫星送入轨道,并计划完成第一阶段12000颗和第二阶段近30000颗的组网任务。

2 航天器空间碎片防护研究进展

为了应对日益严峻的空间碎片环境,美国国家航空航天局(NASA)等致力于把其现有的毫米级碎片(尺寸10mm以下)防护能力向厘米级碎片(尺寸1～10cm)提升拓展。同时在考虑对太阳翼等不能遮挡的高撞击风险部件的防护方法。2014年以来,NASA持续开展了验证厘米级碎片防护能力的超高速碰撞实验,设计了可以防御直径8.6cm、质量598g的铝弹丸在6.9km/s速度撞击下的多层填充防护结构防护。目前正在研究超高强度的多层石墨烯防护材料,可以吸收弹丸72%～75%的动能的复合金属泡沫,以及非晶态金属复合结构材料等。

北京卫星环境工程研究所的龚自正等研究人员,提出了将波阻抗梯度材料应用于空间碎片的防护研究,使用平面层间焊接和多层轧制技术制备了不同系列的波阻抗梯度材料,与铝合金材料对比显示:撞击速度为3.5km/s,梯度防护结构的防护能力提高了约16.8%;撞击速度为6.5km/s,梯度防护结构的防护能力提高了约29.3%。梯度防护结构的防护性能明显优于同等面密度的铝合金防护结构,且在实验速度范围内,随着撞击速度的提高,梯度防护结构的防护性能提升比例增加。

北京理工大学的张庆明等研究人员将一种PTFE/Al活性材料融入到Whipple防护结构中,PTFE/Al活性材料不同于普通炸药,不具有自持反应特性,在侧向稀疏波作用下,沿径向的爆炸达到一定距离时会自动停止,自身不会产生二次碎片,且冲击诱发的爆轰特性可以对弹丸进行反向冲击,以上特点有利于其应用到防护结构中。其超高速实验结果显示,相比于同等面密度的铝合金Whipple防护结构,PTFE/Al活性材料Whipple防护结构的防护能力在破碎段提升了27%,在弹道段提升了45%以上。。

上海硅酸盐研究所自2012年起开展了连续氧化铝纤维工程化技术研究,2015年在国内率先实现了200孔大丝束条件下对标3M Nextel550型氧化铝纤维连续稳定纺丝及实验室条件下的连续陶瓷化工工艺贯通,2019年具备了550型连续氧化铝纤维年数百公斤的制造能力,纤维性能接近国外同类产品,同时突破了610、720型连续氧化铝纤维制备关键技术。实现了包括纤维布、三维立体编织构件、纤维增强复合材料、隔热毡、针刺毯等多型纤维制品及实验件的制造,为国内航天器防护结构相关研究的开展提供了材料基础。

综上,我国在高强度先进防护材料方面,突破了高强度氧化铝纤维织物、活性材料等面向工程应用的关键制备技术,针对航天器防护结构设计方面,可开展高效防护、隔热、撞击感知等功能一体化设计技术,构建航天器一体化结构的综合性能评价方法与体系,使我国航天器空间碎片防护能力达到国际先进水平。

3 航天器一体化结构设计

3.1 总体技术路线

为实现航天器一体化结构设计的高效防护、隔热和感知多功能一体化设计,研究总体方案如图1所示,以某高价值卫星为应用对象,基于典型蜂窝板结构,采用多功能结构设计技术,先逐步通过包覆式/填充式氧化铝纤维织物开展防护设计,实现高效防护功能;通过氧化铝纤维织物/MLI多层隔热材料组合开展隔热设计,实现结构里外两侧不低于单一传统多层的等效隔热能力;通过轻型含锂材料替换和拓扑优化开展减重设计,实现综合质量降低不少于20%;采用光纤光栅传感网络开展植入式高精度碰撞感知设计,并实现撞击定位精度不低于10mm;最终通过多层复合加工,完成功能一体化结构原理样件,并通过综合性能评估。

图1 航天器一体化结构设计流程示意图Fig.1 Design flow diagram of spacecraft integrated structure

3.2 结构高效防护、隔热功能一体化设计技术

基于蜂窝板、氧化铝纤维织物各自的防护特性,采用理论分析与数值仿真方法,研究蜂窝板、氧化铝纤维织物材料(多层隔热材料)之间的协同作用关系。分别建立蜂窝板-氧化铝纤维织物防护结构、氧化铝纤维织物-蜂窝板防护结构、以及氧化铝纤维织物-蜂窝板-氧化铝纤维织物多元复合防护结构计算模型。选取蜂窝板面板厚度、蜂窝芯尺寸、蜂窝板厚度以及氧化铝纤维织物面密度、排列方式等参数作为变量,以撞击极限最大化作为优化目标,以防护结构面密度不超过指定最大值为约束条件,建立防护结构性能优化模型,实现蜂窝板、氧化铝纤维织物高效防护一体化设计。技术流程如图2所示。

图2 基于氧化铝纤维织物的防护结构隔热设计流程Fig.2 Thermal insulation design process of protective structure based on alumina fiber fabric

氧化铝纤维织物具有良好的隔热效果,热导率为0.03W/m·K,基于氧化铝纤维织物良好隔热性能,采用辐射反射与导热隔热相结合的设计方法,采用氧化铝纤维织物作为隔热间隔层,轻量化镀铝膜作为辐射反射层,在实现防护功能的同时获得高效隔热效果,替代航天器常规多层隔热材料。研究不同氧化铝纤维织物隔热间隔层与辐射反射层的排布,建立一体化结构的整体内外导热关系模型,获得叠放层次和方式对隔热效果的影响规律,开展氧化铝纤维织物与多层隔热材料耦合作用下超高速撞击防护特性研究,实现兼顾防护的隔热结构一体化设计。

3.3 碎片撞击感知定位及一体化集成技术

在碰撞感知设计方面,根据国内外一些机构研究的空间碎片撞击定位方案,本研究方案采用光纤布拉格光栅(FBG)传感器,通过合理的工艺方法,将传感器植入到多层氧化铝纤维织物与蜂窝板结构之间,光纤接入外部的调制解调设备进行数据分解,组成撞击感知系统。针对传感器高速撞击下的信号特征,设计出合理的传感电路,再利用精度细化数学模型,如图3所示,可以实现撞击位置的定位。以100cm×100cm尺寸的结构板为例,基于以往研究基础,可布置44共计16个传感器阵列,如图4所示,共1～2通道,定位精度能达到不大于10mm。

图3 定位算法流程图Fig.3 Flow chart of localization algorithm

图4 光纤光栅分布方案图Fig.4 Distribution scheme of fiber Bragg grating

3.4 航天器结构减重设计技术

在航天器一体化结构减重设计方面,拟从以下五方面开展,如图5所示。一是通过采用含锂超轻合金蒙皮替代航天器常规用铝合金蒙皮,从已有研究结果表明,铝合金可以实现减重10%以上,镁锂合金则可以实现30%以上,如图6所示;二是通过蜂窝拓扑优化设计和3D打印技术,可以实现三维点阵结构,能实现30%～60%的减重;三是通过借助氧化铝纤维织物防护材料自身的隔热性,能替代一部分传统的MLI隔热组件,实现隔热组件的质量减轻;四是通过面板与防护材料的工艺贴合,减少防护屏层数和厚度以及支撑结构,在满足一定防护性能要求下可有效降低防护结构的质量;五是通过采用光纤光栅传感网络替代压电传感系统,光纤替代电缆可实现数量级的质量降低,而且一根光纤可以串联多个不同参数光栅传感器(本质上是光纤的一部分),大大简化测量系统的复杂性,也大大降低系统质量。

图5 一体化结构减重设计原理框图Fig.5 Design principle block diagram of weight reduction for integrated structure

图6 镁锂合金结构与铝合金结构质量对比(深灰色表面为镁锂合金)Fig.6 Comparison of structure mass between Mg-Li alloy and aluminum alloy(Mg-Li alloy with a dark grey surface)

3.5 一体化防护结构综合性能评估技术

为了实现航天器一体化防护结构综合性能评估技术,研究总体方案如图7所示,针对结构撞击防护性能以及撞击定位精度,采用二级轻气炮高速撞击试验来进行检测;针对结构力学性能,采用静力强度试验来检测;针对隔热性能,采用热导率测试方法来检测。

图7 航天器一体化防护结构综合性能评估技术流程示意图Fig.7 Technical process diagram of comprehensive performance evaluation of spacecraft integrated protection structure

二级轻气炮高速撞击试验方法是采用二级轻气炮试验系统,针对一体化防护结构开展超高速撞击防护性能评价,研究一体化结构穿孔、断裂等损伤特性,建立其撞击极限曲线,与防护前结构进行对比,获得其防护能力提升值。轻气炮高速撞击时,结构靶标产生高速冲击信号,利用搭建的基于FBG传感阵列的撞击感知系统,对冲击信号进行采集与存储,根据试验结果,修正数学模型,使其达到定位精度。静力试验方法就是采用压力台,把一体化结构试验件放置在压力台上,取预计最高载荷的5%～10%为初始载荷,测量初始应力、应变和位移。然后逐级加载,并逐次测量和记录各应变测量点、位移测量点和载荷测量点的数据,同时仔细观察试件,直至达到预定的载荷。热导率测试主要关注在轨真空、低温环境下织物热导率的非线性情况。对于氧化铝纤维织物热导率测试,方法是基于傅里叶传热定律并建立一维稳态传热条件。

4 结论及建议

本文研究作为航天器先进防护材料与结构技术的一项结构应用研究。项目的研究可为先进防护材料的设计与工业生产提供技术支撑,为我国航天器空间碎片防护设计提供可工程化、国产化的防护材料与先进防护结构,满足我国航天器结构对高效防护、隔热、撞击感知等功能一体化的需求,并对提高航天器空间碎片的防护能力具有重要意义。

本文研发的功能一体化航天器结构,在具有高效防护、隔热、撞击感知等功能的前提下,可实现航天器结构减重10%以上,具有良好的工程应用前景,可直接服务于我国各类航天器,实现航天器全面防护,尤其是载人航天器及高价值卫星的空间碎片防护,确保我国在轨航天器长寿命、高可靠运行。