飞矛对空间运载火箭残骸的锚固捕获特性研究

白玉帅, 赵耘晨, 岳帅, 李朝振, 吴越, 王鹏飞

(1.中国电子科技集团公司光电研究院, 天津 300308; 2.南京理工大学机械工程学院, 南京 210094)

随着在轨废弃航天器的不断增多,急需开展空间碎片主动清除技术的研发与实践[1],其中涉及一项关键技术,即非合作目标捕获技术[2]。世界各国早在十几年前便启动了相关研究,目前正处于关键技术研究和在轨演示验证阶段[3-4]。现有的非合作目标捕获技术主要有机械臂、空间飞网、空间鱼叉、柔性夹持机构和黏附抓捕机构等[5]。

飞矛捕获与飞网捕获类似,均属于柔性捕获方式。飞矛捕获也被称为空间鱼叉捕获,最初由空中客车防务及航天公司于2013年提出[6]。飞矛捕获可以适应多种形状的目标,能够在较远距离捕获目标,该方法成本低廉、容易进行地面试验验证,故此方法在多项研究计划中被采用。Dudziak等[7]对飞矛尖端形状、发射速度、入射角度等因素对锚固结果的影响进行了研究。Mataki等[8]以2024AL作为目标靶材料,比较了6种不同飞矛尖端形状侵彻目标靶的锚固效果。Nguyen等[9]通过试验与仿真研究了飞矛入射角度对锚固特性的影响。飞矛与飞网一同于2019年由欧空局进行了在轨演示验证,飞矛通过气体发生器以20 m/s的速度发射,在飞行一段距离后成功锚固在铝蜂窝夹层靶板上,验证了飞矛捕获的可行性[10-11]。

李强[12]提出了可重复侵彻飞矛系统,分别对飞矛锚固和发射回收装置进行了试验与仿真分析。李云涛[13]完成了飞锚捕获系统的方案设计,针对飞锚锚固进行了理论、实验和仿真研究,并根据理论模型对飞锚结构及其参数进行了优化设计。Zhao等[14]研究了飞矛撞击靶板时的摩擦效应,并得到了飞矛有效嵌入标准和相应的发射速度。

但是上述研究大多局限在飞矛锚固规则靶板的探讨中,并未开展对运载火箭残骸等真实空间目标进行飞矛捕获的仿真或试验验证,而且也没有研究揭示出飞矛撞击运动目标时的锚固特性。

现首先分析典型目标的属性,随后建立飞矛撞击末子级靶板的有限元动力学仿真模型,研究不同初速和不同弹着角下飞矛的锚固特性,最后探讨飞矛对运动目标的锚固效果。相关研究可以有效指导将来的地面试验或在轨演示验证。

1 典型目标属性

空间碎片主要包括人类空间活动中产生的失效卫星、火箭末级、空间碰撞物等,因为其失去姿态调控能力而成为空间非合作目标。这些在轨废弃航天器如果发生解体或碰撞会产生大量空间碎片,极大危害空间活动的安全性。根据美国国家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA)和欧洲航天局(European Space Agency,ESA)相关研究[14],目前碰撞或解体风险较高的典型目标航天器如表1所示,相关的轨道数据和物理特性可在NORAD TLEs和ESOC DISCOS数据库中查询[15]。

表1 典型目标航天器及属性[14-15]

在明确典型目标的基本属性后,还需结合目标的结构特征得出可靠的飞矛弹着点。人造卫星上的弹着点主要是其包络外壳。目前,中外直接入轨卫星大多为箱板式构型[16-17],并且主要采用铝蜂窝芯夹层板作为卫星的包络外壳和承力结构。蜂窝夹层板往往由铝蒙皮或碳纤维板蒙皮包裹铝蜂窝芯构成[18],是较为理想的锚固点。然而由于卫星功能复杂,有些卫星外壁上安装有电子盒、管道、线束和隔热结构等。尽管飞矛具备一定的表面形状特征适应能力,但是人造卫星并不是飞矛捕获的最佳目标。

根据联合国和平利用太空委员会(Committee on the Peaceful Uses of Outer Space,COPUOS)相关要求,留轨的运载火箭需进行钝化处理,对完成任务后的运载火箭携带的能量进行释放,吹除或燃烧剩余推进剂从而避免爆炸[19],所以大多数在轨废弃运载火箭均可以成为飞矛捕获的目标。相比人造卫星的结构形式,运载火箭具有更简单的形状和结构形式,并且类型少较易归类。此外运载火箭不携带任何敏感仪器,因此选择它们作为清除目标更容易达成国际协议。

运载火箭的发动机喷嘴由于发射时被高温灼烧,机械状态未知,并不适合作为的锚固点,但是中间的蒙皮结构是较为可靠的弹着点。运载火箭一般由厚度1.6 mm左右的7000/2000系列铝合金制成蒙皮,并带有局部增强件或桁架,质量小于5 000 kg,直径为2～2.5 m。在捕获前还需确认目标的自旋和翻滚状态,火箭体在大约250 d的时间内衰减到围绕主轴的几度每秒,可以将10°/s视为典型值[1]。

根据上述分析,选定运载火箭末子级为飞矛捕获目标,CZ-4B/4C运载火箭末级结构如图1所示[19],长约5 m,直径为2 m,质量约2 000 kg。

图1 CZ-4B/4C 运载火箭末子级结构[19]

2 飞矛锚固有限元仿真

2.1 飞矛结构设计

飞矛捕获是最近几年新提出的一种主动清除大型空间碎片的捕获方法。由于捕获方式本身简单可靠,使得基于飞矛锚固的方案显著降低了成本和风险,还使任务目标的选择更加灵活,同时易于针对高代表性目标进行地面测试。并且飞矛捕获在瞬时完成,这意味着飞矛可以捕获快速旋转的目标,即对目标的运动姿态相对不敏感[6]。

飞矛需要实现对目标的侵彻与锚固,并保证在后续拖曳过程中不脱落。为了适应具有更高结构强度的运载火箭目标,本文研究提出了一体式多层级倒刺结构的飞矛,如图2所示。飞矛在侵彻靶板时是两者相互作用破坏的状态,所以飞矛结构不允许拥有太多精细部件,将侵彻结构、多层级倒刺结构、挡块结构设计加工为一个零件,即飞矛主体。这样可以有效避免飞矛在恶劣的侵彻过程中发生解体,工作不可靠等问题。

图2 飞矛结构示意图

飞矛整体为回转体,且无复杂或精细部件,简易结构带来了低成本、低风险和高可靠性,并且使得飞矛实现了低质量、小体积的设计方案,进而降低了对发射机构的要求,可以达到较高的发射速度。

飞矛撞击靶板时,头部锥体的侵彻结构侵入目标,倒刺结构紧随其后,三级倒刺结构的直径依次增大,可以缓冲飞矛的动能,增大嵌入靶板的速度范围,给予发射任务较大的裕度。在设计初始就被定义了过量的速度,防止飞矛反弹,当倒刺结构全部嵌入靶板后,挡块结构用来吸收飞矛剩余的动能,使得目标靶板被卡在倒刺结构和挡块结构之间。飞矛在侵彻结构后切了一个横向槽,使得在侵彻目标时弹体被向内挤压至扁平状,防止靶板被侵彻的开孔太大,导致锚固失败。当飞矛嵌入靶板后,通过连接在飞矛上的柔性系绳构造发射平台和目标之间的连接,完成拖曳和离轨等既定功能。

2.2 仿真模型

飞矛锚固末子级时的弹着点主要为运载火箭末子级中间的蒙皮结构,蒙皮结构为圆筒状,截取1/6将其简化为如图3所示的末子级靶板。靶板为半径1.4 m的曲面,中间为厚度1.7 mm的蒙皮,内部采用厚1.7 mm的内框架支撑,上面通过厚9 mm、高7 mm的上圆环与桁架连接,下面通过厚9 mm、高100 mm的下圆环与桁架连接,上下均为厚9 mm、高210 mm的相同桁架,各个零部件间均通过焊接相连。

图3 运载火箭末子级简化后的靶板

在ABAQUS软件中建立飞矛锚固末子级靶板的有限元动力学仿真模型[20],如图4所示。模型由飞矛与末子级靶板两个实体部件组成,惯性参考系的Z轴正方向与飞矛发射方向相同,XY平面与飞矛底面重合。末子级靶板由蒙皮、内框架、上下圆环和上下桁架共6个部件组成,通过绑定约束连接,飞矛弹着点为一侧蒙皮中心,为便于仿真将靶板中心网格进行加密,被划分为75 169个单元,飞矛被划分为16 551个单元,两者单元类型均为C3D8R(八结点线性六面体单元)。通过设置预定义场赋予飞矛不同初始速度,靶板外围施加完全固定边界,飞矛与靶板的相互作用采用通用接触。

图4 飞矛锚固末子级靶板的有限元动力学模型

飞矛材料为45钢,末子级靶板除上下圆环采用7075铝合金外,其他部件材料均为2A12铝合金。Johnson-Cook动态本构模型和断裂破坏准则是最常用的金属动态本构模型和动态破坏准则[21]。该模型利用von Mises屈服面及其流动法则,考虑材料的应变、应变率硬化和温升软化等因素,假设材料的各向同性应变、应变率硬化和温升软化因子是解耦的,即

(1)

模型中应变硬化和温度软化采用幂函数形式,应变率硬化因子采用对数形式,即

(2)

Johnson-Cook破坏准则给出了材料应变率、应力三轴度以及温度与材料失效应变率的关系,其表达式为

(3)

材料的断裂失效通过单元删除来实现,即在输出设置status,则失效单元会被隐藏。45钢、2A12铝和7075铝的材料参数如表2所示。

表2 45钢、2A12铝和7075铝的材料参数[22-24]

2.3 仿真结果

为研究不同初速下飞矛对末子级靶板的锚固效果,分别对初速为50、60、70、75、80、100 m/s进行有限元动力学仿真,得到能够捕获末子级的最佳飞矛速度,为将来的试验与在轨演示提供参考。图5为不同速度下飞矛撞击末子级靶板的仿真效果,视图为XOZ平面投影,坐标定义如图4所示。当飞矛速度小于等于50 m/s时飞矛被弹回,未能锚固成功;当飞矛速度为60～75 m/s时飞矛锚固成功;当飞矛速度大于等于80 m/s时飞矛穿透。考虑到在仿真中得到的是最理想条件下的锚固效果,所以在锚固速度范围中选取偏大值,最佳捕获速度为70 m/s。

图5 不同初速下飞矛撞击末子级靶板的锚固效果

为探究飞矛锚固末子级靶板时的撞击响应,选取初速为70 m/s的工况进一步分析飞矛锚固过程,如图6所示。飞矛在撞击末子级靶板时由于应力波的原因会在靶板上形成涟漪状波纹,导致靶板在撞击时出现较大范围的弹性变形。但是由于内框架隔断的原因使得弹性变形仅局限于单个内框架支撑的蒙皮内,不会对周围内框支撑的另一侧蒙皮产生较大影响,并且撞击后蒙皮会恢复稳定。末子级在8 ms前恢复稳定,说明捕获过程小于8 ms,可以认为飞矛捕获在瞬时完成。

图6 飞矛初速为70 m/s时的锚固过程

飞矛锚固过程中没有产生较大破片,绝大部分的细微破片也是向内散布,说明飞矛捕获方式不会产生二次空间碎片,产生的细微破片也不会影响发射平台安全。撞击的开孔形状为花瓣形,仅在弹着点附近出现盘型凹陷的塑性变形,靶板整体保持完整,说明飞矛锚固不会对末子级产生较大影响。飞矛在嵌入靶板时其头部无明显塑性变形,由于横向槽的原因飞矛尾部在侵彻时被向内挤压,仅出现较小的塑性变形,符合设计要求。

3 飞矛对运动目标的锚固特性

在真实的飞矛捕获任务中,运载火箭末子级往往与发射平台具有一定的相对速度,并有可能在做自旋运动。为研究火箭末子级的运动状态对飞矛锚固的影响,将火箭末子级本体简化为刚体,并与简化后的末子级靶板进行绑定,如图7所示。末子级质量为2 000 kg,通过赋予刚体参考点质量和转动惯量,模拟末子级的质量特性。通过赋予刚体参考点不同速度和角速度模拟火箭末子级的运动状态,使用飞矛撞击不同运动状态下的末子级靶板,研究飞矛对运动目标的捕获效果。

图7 飞矛锚固运动末子级靶板的有限元动力学模型

图8为飞矛以70 m/s初速分别锚固自旋速度为10、50、100 °/s末子级靶板的仿真效果。其中100 °/s的自旋速度是典型值10 °/s的10倍,满足了任务需要,并且高自旋的火箭残骸需要先进行消旋才能进行后续的拖曳离轨等操作,所以不再对更高自旋的工况进行仿真。飞矛均锚固在靶板上,说明飞矛可锚固具有一定自旋速度的火箭末子级。但末子级自旋速度会显著影响开孔形状,飞矛在侵彻时也会偏向自旋方向。

图8 不同自旋速度下的锚固效果

由于发射条件有限,可能导致飞矛与末子级间存在沿X轴、Y轴的相对速度,如图9所示为飞矛以70 m/s撞击末子级靶板的锚固过程,末子级靶板的自旋速度为10 °/s、沿X轴、Y轴的相对速度为5 m/s。可以发现飞矛成功锚固,但会在侵彻时随着靶板运动方向而偏转,并且开孔形状会呈现为椭圆状。

图9 飞矛撞击运动目标的锚固过程

如图10为不同末子级运动状态下飞矛动能随时间变化曲线。可以看到几条仅有自旋速度的曲线重合度较高,说明较小的自旋对飞矛侵彻过程的影响并不大,不会根本性的改变飞矛锚固特性。当沿X轴、Y轴的相对速度较大时飞矛的动能曲线出现明显变化,但并未改变锚固结果。

图10 不同末子级运动状态下飞矛动能随时间变化曲线

由于末子级质量偏大,所以当飞矛撞击时和撞击后末子级的运动状态并未出现明显改变,说明瞬时完成的飞矛锚固捕获方式基本不会对目标产生影响,进一步证明了飞矛捕获的简单性和可靠性。

4 结论

针对典型目标的特征和属性,提出了一种一体式多层级倒刺结构的飞矛,进行了飞矛锚固运载火箭末子级的有限元动力学仿真,研究了发射初速、弹着角和目标运动状态对飞矛锚固特性的影响,相关研究有效地指导了将来的地面试验或在轨演示验证,具备一定的工程实用价值。得到了如下结论。

(1) 提出的飞矛结构在撞击末子级靶板时表现出良好的锚固效果,验证了飞矛捕获方式的可行性。飞矛锚固的最佳的捕获速度为70 m/s,并在初速为 60～75 m/s的范围内均可锚固成功,说明飞矛捕获方法具有一定的发射速度裕度范围,可以接受较小的发射误差。

(2) 飞矛锚固的作用过程时间小于8 ms,可以认为飞矛捕获于瞬时完成。虽然飞矛在撞击末子级靶板时仅在瞬时形成涟漪状波纹,但撞击后会迅速恢复稳定,不会对末子级的完整性和运动状态产生较大影响,证明了飞矛捕获方式的优势。

(3) 较小的自旋对飞矛侵彻过程的影响并不大,不会根本性的改变飞矛锚固特性。飞矛可以以70 m/s初速锚固在具有0～100 °/s自旋速度的末子级靶板上,满足捕获任务需求,揭示出飞矛捕获对目标运动状态的相对不敏感性。