空间碎片柔性防护结构超高速撞击试验研究

苗常青，杜明俊，黄 磊，祖振南

（哈尔滨工业大学特种环境复合材料技术国防科技重点实验室，黑龙江哈尔滨150001）

空间碎片柔性防护结构超高速撞击试验研究

苗常青，杜明俊，黄 磊，祖振南

（哈尔滨工业大学特种环境复合材料技术国防科技重点实验室，黑龙江哈尔滨150001）

针对由多层柔性复合材料制成的柔性防护屏构成的空间碎片柔性防护结构的防护效果问题，进行了超高速撞击试验和撞击损伤测试分析，得到了芳纶纤维布、芳纶环氧复合材料及铝合金多屏防护结构的空间碎片防护性能，结果表明：柔性防护结构具有较高的折叠效率（展开折叠比≥8），能有效减小防护结构的发射体积；柔性防护结构展开后，可显著增加防护结构的防护屏数和屏间距，能显著提高其防护性能；在碎片撞击速度3.5 km／s时，柔性防护结构可以达到与相同面密度铝合金防护结构相当的防护能力。该柔性防护结构可为空间舱站、卫星等航天器碎片防护提供一条有效的解决途径。

柔性防护结构；柔性复合材料；空间碎片；超高速撞击

1 引言

空间碎片对航天器的危害日益严重，须利用防护结构提高大型航天器——特别是载人航天器的空间碎片撞击防护能力，目前空间碎片防护结构主要有单屏、双屏、多屏等非展开式或机械展开式刚性结构［1⁃3］。柔性防护结构由多屏柔性防护屏构成，每屏柔性防护屏由多层柔性复合材料制成，以充气展开支撑管作为展开和支撑结构单元，发射前折叠包装，入轨后充气展开并固化成形为多屏增强型空间碎片防护结构，可利用较小发射体积发射更大面积的或具有更多屏的碎片防护结构，从而大大提高防护结构的碎片撞击防护效率，增大防护区域［4⁃6］。与传统的不可折叠的刚性防护结构相比，具有结构简单、折叠体积小、重量轻等优点。

目前空间碎片防护结构是基于Whipple结构防护原理［7］提出的，在此基础上，后来 BG Cour⁃Palais和JL Crews等又提出了多屏防护结构的概念［8］。在柔性复合材料超高速撞击防护方面，Cour⁃Palais、Theall和Dahl研究了多层Nextel陶瓷纤维的超高速撞击［9］，Christiansen等对使用陶瓷纤维布、芳纶纤维布组成的柔性多屏结构进行了试验研究［10］，但针对柔性多屏纤维布防护结构的超高速撞击研究的比较少。

与传统金属防护结构不同，柔性防护屏由多层柔性复合材料制成，具有显著的非线性、大变形特征，其与空间碎片的超高速撞击力学行为与传统金属防护结构有显著不同。本文利用弹丸超高速撞击试验，对柔性复合材料多屏防护结构空间碎片防护性能进行研究，并对柔性防护结构与铝合金防护结构空间碎片防护性能进行对比分析。

2 试验方案

本试验根据多屏柔性防护结构方案［6］，设计并制备了柔性防护结构试件（图1）。为对柔性防护结构性能进行对比研究，选取了传统常用的铝合金防护结构作为对比。柔性防护结构和铝合金防护结构试件均设置为5屏防护屏，各屏间为等间距，屏间距为50 mm。其中，铝合金防护结构试件每屏厚度为1 mm，试件尺寸200×200（mm），材料为2A12铝合金，面密度为2780 g／m2。以铝合金防护屏面密度为基准，制备了芳纶纤维布和芳纶／环氧防护结构试件。其中，每屏芳纶纤维布防护屏由7层芳纶纤维布制成，厚度为3.5 mm。每屏芳纶／环氧防护屏厚度为2.36 mm。每屏芳纶纤维布防护屏和芳纶／环氧防护屏面密度均为2780 g／m2。各防护结构试件固定于试件支架上，将试件支架固定于二级轻气炮靶舱内部。多屏防护结构如图2所示。

柔性多屏防护结构可折叠包装，因此其发射体积显著减小。对于本文研究的防护屏数为5、屏间距为50 mm的芳纶纤维布多屏防护结构，其展开后的尺寸为200×200×217.5（mm），其折叠后的尺寸为200×200×17.5（mm），其折叠效率为12。同样，可得到芳纶环氧多屏防护结构的折叠效率为17。这说明，与铝合金多屏防护结构相比，柔性多屏防护结构具有很高的折叠效率，显著减小了其发射体积。其中，芳纶纤维布多屏防护结构的发射体积不大于铝合金多屏防护结构体积的1／12。

对柔性多屏防护结构及铝合金多屏防护结构进行弹丸超高速撞击试验的二级轻气炮包括发射系统、测速系统、配气系统以及靶舱／真空系统等四个部分。其实物和结构示意图如图3。本试验中，弹丸撞击速度为3.5±0.1 km／s，撞击角为0°，靶舱内压力小于200 Pa，环境温度为室温。球形弹丸直径3.97 mm，材料是2017铝合金。

3 多层防护结构超高速撞击结果与讨论

分别对芳纶纤维布、芳纶环氧和铝合金多屏防护结构试件进行超高速撞击试验，通过测量弹孔、弹坑、鼓包的直径、数量、散布区域，分析比较防护结构各屏的撞击损伤及防护性能。

3.1铝合金多屏防护结构撞击试验

图4显示了铝合金多屏防护结构试件各屏撞击试验后的损伤情况。

从试验结果看出，弹丸击穿前三屏，第四屏防护屏出现轻微损伤。第一屏的弹孔直径6.38 mm，弹孔周边有轻微翻边现象，这是由于弹丸穿过第一屏时速度较快，弹丸直接造成防护屏洞穿，其穿孔区域边缘出现了剪切破坏，而其周围区域未出现较大变形；第二屏弹孔直径12.14 mm，并在周边分布六个中等直径弹孔和10个小直径弹孔，在直径9 cm的区域内，穿孔周围的铝合金已经向背面外翻，背面约有50个大小鼓包，这是由于当弹丸通过第一屏速度降低后撞击到第二屏铝合金表面时，由于撞击产生的应力不足以短时间内破坏材料应力集中区域，随着应力的传递产生塑性变形，铝合金板在穿孔周围出现外翻；第三屏有四个穿孔，其中两个穿孔相连，最大弹孔直径3.68 mm，弹坑散布在直径7 cm的区域内，损伤区域小于第二屏，弹孔翻边较小，并且在表面附着一屏粉末状材料，背面有35个大小鼓包。从第三屏表面附着的碎片可以推断，从第二屏穿过来的碎片已经无法形成新的碎片云，碎片速度已大大下降；第四屏表面有两个小弹坑及多个微小弹坑，损伤轻微，这说明穿过第三屏的微小碎片速度已降低很多，并且他们本身质量较轻，无法穿透第四屏铝合金板；第五屏未受损，可以得出碎片仅在第四屏铝合金板上就已经完全防护住了。

3.2芳纶纤维布多屏防护结构撞击试验

芳纶纤维布撞击试验使用五屏芳纶纤维布材料，每屏厚度均为3.88 mm，屏间距为50 mm。各屏损伤如图5。

可以看出，弹丸击穿了前三屏，第四屏防护屏损伤区域较小。第一屏弹孔区域直径7.52 mm；第二屏弹孔区域直径15.5 mm，损伤散布区域直径10 cm，正面受损面积大，说明第一次撞击后形成大量碎片云；第三屏，弹孔区域直径11 mm，损伤散布区域直径6.5 cm，受损面积小于第二屏，说明第二次撞击形成的碎片云减少；第四屏损伤散布区域直径2.1 cm，未被击穿，向后大幅凹陷，说明弹丸速度降低，与防护屏撞击作用时间长，引起纤维布受拉应力作用，形成向后凹陷现象；第五屏未受损。芳纶纤维布表面有颜色变化，说明撞击过程存在高温。

本次试验中，由于弹丸碎片撞击的动量较大，第二屏和第三屏除了中心区域损伤面积较大外，由于撞击时较大的冲击力使整个纤维布也出现了变形，在冲击作用下和固定夹具的约束下形成了向后鼓起的碗状，且看出第二屏的鼓起幅度明显要大于第三防护屏，可知第二防护屏承受的冲击力大于第三防护屏。

从本次试验可以看出，前四屏芳纶纤维布已经防护住了弹丸的撞击，并且前四屏损伤可以看出第二屏正面损伤面积最大，后面各屏正面损伤面积逐渐减小。

3.3芳纶／环氧多屏防护结构撞击试验

芳纶／环氧试验使用五屏芳纶／环氧复合材料，每屏厚度均为2.36 mm，屏间距为50 mm。各屏损伤如图6。

试验结果表明弹丸击穿了前四屏。第一屏弹孔直径7.7 mm，弹孔周边正面翻边大于背面，芳纶／环氧防护屏第一屏与铝合金防护屏第一屏相比，芳纶／环氧防护屏损伤面积更大，并且穿孔边缘并不平整；第二屏弹孔直径9.12 mm，弹坑散布区域直径6.3 cm，弹孔前翻边大于后翻边，第二屏上弹孔散布区为弹丸撞击第一防护屏后产生的芳纶／环氧复合材料的碎片撞击到第二防护屏表面，可以看出弹丸主体未出现破碎，仅有一小部分边缘破碎；第三屏弹孔直径7.04 mm，弹坑散布区域直径6.2 mm，弹孔后翻边幅度大，第三屏正面还是出现了较大区域的损伤，可以由此判断弹丸穿过第一防护屏和第二防护屏后还具有较高的速度；第四屏的弹孔直径1.64 mm，直径较小，击断的纤维丝堵住弹孔，未形成通透弹孔，弹坑散布区域直径3.2 cm，有少量弹坑，损伤区域小于第三屏，弹丸没有穿透第四屏；第五屏未受损，判断弹丸碎片穿过第四防护屏后速度已经足够低而不能形成损伤坑。可以得出，五屏芳纶／环氧复合材料结构能防住铝合金弹丸的超高速撞击。

4 结论

1）柔性防护结构具有较高的折叠效率（展开折叠比≥8），能有效减小防护结构的发射体积。

2）在空间碎片弹丸速度3.5 km／s时，芳纶纤维布和芳纶环氧柔性防护结构与相同面密度铝合金刚性防护结构有相当的防护性能，但其折叠后的发射体积远小于铝合金防护结构的发射体积。

结果表明，本文所研究的柔性防护结构能显著减小防护结构的发射体积和提高其空间碎片防护性能，可为空间舱、卫星等航天器碎片防护提供一条有效的解决途径。

（References）

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［6］ 苗常青，谭惠丰.在轨充气展开并刚化的抗空间碎片和微流星体的防护系统：中国，ZL200810137011.9［P］.2008. Miao Changqing，Tan Huifeng.Inflatable and rigidization Protection system of anti space debris and micro sphere：Chi⁃na，ZL200810137011.9［P］.2008.（in Chinese）

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［9］ Courpalais B.Development of the nextel multi⁃shock shield⁃1990⁃1993［C］／／Space Programs and Technologies Confer⁃ence and Exhibit.1993.

［10］ Christansen E L，Kerr J H.Mesh double⁃bumper shield：A low⁃weight alternative for spacecraft meteoroid and orbital deb⁃ris protection［J］.International Journal of Impact Engineer⁃ing，1993，14（1）：169⁃180.

（责任编辑：龙晋伟）

Experimental Research on Hypervelocity Impact Characteristics of Flexible Anti⁃debris Multi⁃shields Structure

MIAO Changqing，DU Mingjun，HUANG Lei，ZU Zhennan

（National Key Laboratory for Composites in Special Environments，Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China）

In this paper，experimental research was carried out on the hypervelocity impact charac⁃teristics of flexible anti⁃debris multi⁃shield structure made of multi⁃layer flexible composite materi⁃als.The protection performances of the aramid fiber fabric，the aramid／epoxy composites，and the aluminum alloy of the structure were studied.The results showed that the flexible anti⁃debris multi⁃shield structure could be folded with high folding efficiency（Folding efficiency≥8）which could re⁃duce the launch volume effectively.Furthermore，the number of the shields could be increased and the space between the shields could be expanded after the deployment of the flexible structure，thus the protection performance of the flexible anti⁃debris multi⁃shield structure was significantly im⁃proved.The flexible anti⁃debris multi⁃shields structure presented the same protection capability as the aluminum alloy multi⁃shields structure at the 3.5 km／s impact speed.The flexible anti⁃debris multi⁃shields structure studied in this paper could provide an effective solution for the debris defense of the space⁃station or other spacecraft.

flexible anti⁃debrismulti⁃shieldsstructure；flexible composite material；space debris；hy⁃per velocity impact

V423

：A

：1674⁃5825（2017）02⁃0173⁃04

2016⁃05⁃19；

2017⁃03⁃01

苗常青，男，博士，副教授，研究方向为柔性复合材料与结构设计分析与评价。Email：miaocq2005＠163.com