空间碎片撞击卫星影响分析及验证

胡永勤，边志强，兰胜威，牛升达，张大伟，刘霞

空间碎片撞击卫星影响分析及验证

胡永勤1，边志强1，兰胜威2，牛升达1，张大伟1，刘霞3

（1.上海卫星工程研究所，上海 201109；2.中国空气动力研究与发展中心 超高速碰撞研究中心，四川 绵阳 621000；3.上海卫星装备研究所，上海 200240）

近年来，空间碎片环境日益复杂严峻，对卫星在轨飞行构成严重威胁，发生碰撞风险大幅增加。针对低轨卫星遭受空间碎片撞击问题，分析了撞击产生的二次碎片云损伤机理，提出了利用遥测数据评估撞击产生的影响，分析撞击信息的流程，设计了相应地面验证实验。结果表明：碎片云引发二次损伤为空间碎片撞击卫星主要损伤形式。碎片云可导致多层隔热材料（MLI）发生破损甚至严重撕裂、外翻，同时引起供电线缆损伤、导线被击断。破损的供电电缆，通过大电流后发生断路的可能性急剧提升，对卫星危害巨大。

空间碎片；碎片云；电缆损伤；多层隔热材料；超高速撞击

0　引言

空间碎片是指轨道上或重返大气层的无功能人造物体，其来源包括失效航天器、运载残骸、解体碎片和空间微粒等，材质主要为铝合金、高分子复合材料等，碎片形状多为块状、片状和不规则形状［1］。随着当前各国航天活动的增多，空间碎片的数量也明显增加。据评估，直径1 cm以下的微小空间碎片数千万计，直径1～10 cm的碎片达数十万个，直径10 cm以上的大碎片易被观察和编目，目前已编目的空间碎片总数已经超过2万个，并以平均每年数百个的速度增长［2-3］。例如美国SpaceX公司发射的星链卫星目前已有多颗小卫星失联，部分主动坠落，形成了大量空间碎片［4-5］。

空间碎片与低轨卫星平均相对速度约10 km/s［6］。直径1 cm以上的碎片一旦撞击卫星，将带来较为严重的损伤，甚至损毁卫星。直径1 cm以下的微小空间碎片数量巨大，卫星在轨运行期间将极大可能遭遇微小碎片的撞击。撞击对航天器的暴露材料和部件的性能造成影响，包括磨损光学镜头表面、温控材料及轻微损伤太阳翼等。例如2002年第4次对哈勃太空望远镜维护后，发现回收的太阳翼遭受了大约5 000～6 000次空间碎片撞击，撞击损伤包括轻微的擦伤和在电池板上造成的穿孔［7-8］。

空间碎片撞击对卫星的损伤和影响一般可以描述如下：

1）卫星运行轨迹与空间碎片轨迹相交，星体表面遭遇空间碎片超高速撞击，形成撞击坑或穿孔。

2）撞击时刻空间碎片与卫星发生动量传递，影响卫星姿态、轨道。例如2016年8月23日ESA地球观测计划Sentinel-1A卫星太阳电池阵遭受空间碎片（尺寸约1 cm，撞击相对速度约11 km/s，与飞行方向夹角约45°，等效铝球直径约5 mm）高速撞击，引起其姿态和轨道的变化。

3）撞击发生在卫星太阳电池阵或其驱动机构（Solar Array Drive Assembly，SADA）等位置，引起卫星能源供给能力下降。

4）撞击形成的二次碎片云和高温、放电等［9-10］效应产生的等离子云进入星体内部并发生扩散，可能导致供电异常、电缆和产品受损。

5）空间碎片或产生的二次碎片云致使星体表面材料撕裂、破碎、脱落，形成新的空间碎片。例如2021年12月，美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）第4期轨道碎片季报中披露：美国太空部队第18控制中队确认，一块1996年产生的俄罗斯火箭残骸太空碎片（国际代号1996-051Q，编号48078），于2021年3月18日意外撞击了我国某卫星（国际代号2019-063A，编号44547），此次撞击事件共产生了37块可跟踪碎片，均已被第18控制中队编目，截至2021年10月1日，其中4块碎片已腐烂。

6）撞击还可能引起星体结构损伤，甚至导致卫星部组件爆炸、解体。

当前针对航天器遭受空间碎片超高速撞击研究中，利用弹道极限方程等理论、仿真软件进行超高速撞击数值模拟研究成果较多。苏晋等［11］利用AUTODYN进行数值模拟，弹丸直径、弹丸形状、入射速度及入射角度对石英玻璃超高速撞击力学响应的影响。郝伟江等［12］对球形弹丸超高速撞击靶板形成碎片云过程中应力波传播规律和弹丸破损情况进行了分析研究。林健宇等［13］总结了对铝弹丸超高速撞击防护结构的研究，给出了空间碎片撞击薄板破碎后产生的碎片云形状、相态分析。 黄洁等［14］针对含隔热层蜂窝夹层结构开展了超高速撞击实验研究和数值模拟，给出了带隔热层蜂窝夹层结构的弹道极限方程。张志远等［15］利用 AUTODYN软件对弹丸撞击蜂窝夹芯板和 Whipple结构过程中的能量吸收与耗散进行了数值仿真分析。贾光辉等［16］利用数值仿真的方法研究了靶后碎片云的内外边界模型，给出了边界方程。巨圆圆等［17］从微观分子动力学角度，基于描述原子间相互作用力的势函数，采用数值模拟方式获得了与超高速碰撞宏观现象相似结论。

利用二级轻气炮等实验验证手段进行研究，相关研究报道和成果较多。中国空气动力研究与发展中心兰胜威等［18］开展了水冰的超高速撞击成坑实验，获得了水冰撞击坑特征随撞击参数的变化规律。柯发伟等［19］利用气动中心的序列激光阴影成像系统进行了碎片云运动轨迹测量。马兆侠等［20］利用超高速撞击实验，获得了铝球撞击铝板反溅粒子云团在250～340 nm波段的辐射特征光谱，并拟合出反溅粒子云团温度与撞击参数之间的经验公式。中国空间技术研究院通信卫星事业部郑建东等［8］结合实验数据给出了正撞击条件下球形铝弹丸撞击太阳电池阵时描述太阳电池阵穿孔直径的方程。哈尔滨工业大学管公顺等［21］利用实验的方法研究了多层隔热材料（Multi-layer Insulation，MLI）位于不同位置时的防护结构损伤模式。

本文依据卫星的特点，在前人研究的基础上，描述了空间碎片高速撞击卫星产生的二次碎片云对卫星的损伤机理，提出了利用遥测数据评估撞击影响的流程，给出了撞击信息计算方法。并设计了超高速撞击实验，综合验证了二次碎片对星体（铝板、供电电缆、MLI等）损伤情况。同时针对供电电缆失效模式，利用真空条件下整束电缆短路实验进行验证。

1　撞击产生二次碎片云损伤机理

卫星一般由服务平台和载荷构成，服务平台包含结构、热控、能源、控制、推进、信息等系统。热控系统采取主动（加热器等）或被动（MLI、热管等）热控措施，组织星体内、外热交换，并利用分布在卫星各处的测温点进行温度监测。能源系统一般包括太阳电池阵、蓄电池、控制器、配电电缆网络，为卫星提供能源。控制系统包括惯性基准测量组件（星敏感器、太阳敏感器等）和控制执行组件（飞轮组合、磁力矩器等［22］）。推进系统包括推力器、贮箱等组件，配合控制系统完成卫星轨道和姿态控制功能。信息系统负责卫星各类工作参数和数据的采集、处理及传输，实现与外部的信息（遥控、遥测、遥感）交互。

卫星星体表面覆盖蜂窝板或铝板，并局部包覆MLI，如图1所示。星体内部一般包括舱体隔板、电缆、产品等。

图1　卫星模型

空间碎片高速撞击星体表面（铝板、MLI）时，应力波从撞击点附近向四周扩散，在铝板和MLI各层内和层间传播，并在界面发生反射、透射、叠加和衰减［23］。碎片中的反向冲击波和撞击面冲击波传播到各自背面时，各自反射出稀疏波。在应力波作用下发生剪切、拉伸［24］，当超出碎片、铝板和MLI的材料极限时，材料发生裂纹扩展、层裂、碎裂，形成大量小碎片，以碎片云形式扩散运动。

工程实践中空间碎片斜撞击现象较为普遍，撞击过程中撞击角度对碎片云扩散特性具有较大的影响［13，25］。斜撞击产生的碎片云中，一部分碎片背离穿透方向运动发生反溅；另一部分由原空间碎片主体部分构成，其运动方向与撞击入射方向基本相同；其余碎片云由被撞击面材料产生，其运动方向偏离撞击入射方向，向撞击面法线方向靠近。透射的碎片云大致呈椭球形向前膨胀，随后动能逐渐分散，继续在星体内扩散（如图2所示），与星体舱板、产品、电缆发生碰撞，最终部分碎片可能再次穿透星体离开。

图2　空间碎片撞击后穿透扩散

斜撞击下，铝板产生椭圆形穿孔，其大小与碎片尺寸、材质、撞击速度、撞击角度及撞击面材质、厚度等因素相关。MLI则会发生烧蚀、爆裂、边缘卷起现象。

二次碎片云可对卫星多部位造成损伤和连锁性影响，可能的情况包括：

1）舱板结构遭受一定程度的破坏，同时由于碰撞过程释放大量热量，使撞击点附近温度发生突变升高。

2）星体表面MLI发生大面积破损、翻卷，造成星体内温度失控，进而对产品造成持续性危害；同时，损坏的柔性MLI可能会遮挡卫星光学传感器视场，影响观测性能，若为光学姿态敏感器，还会造成整星姿态控制失稳。

3）星体内产品硬件损伤，造成系统工作异常。

4）供电电缆导线破损，引起电缆火线与零线（或接地防护结构）贯通短路，可能导致卫星母线瞬时大电流放电，烧毁邻近导线绝缘表层，直至电缆中所有导线均毁坏开路，相应产品供电中断而永久失效。

2　撞击影响数据分析

2.1　撞击影响评估

卫星在轨飞行时，各产品工作参数和卫星状态一般依赖遥测数据表征。卫星遭受空间碎片撞击发生故障后，若信息系统工作正常（遥测数据采集、记录并下传正确），地面可利用在轨遥测数据，对卫星遭受撞击产生的影响进行评估，具体流程如下：

1）利用控制系统遥测数据，获取卫星三轴姿态角/角速度、卫星角动量和轨道变化情况。

2）利用载荷和能源系统遥测数据，分析卫星舱外大部件（太阳电池阵、载荷等）状态（是否损伤、解体或爆炸）。

3）利用能源系统、控制系统和热控系统遥测数据，分析卫星电源母线、蓄电池电压电流、推进贮箱压力、各处热管温度数据，获取卫星易燃易爆组件（蓄电池、推进贮箱、热管等）受损情况。

4）利用热控系统星体各处测温点温度数据，查找故障时失效、瞬时升温、温度变化趋势异常的测温点位置，判断MLI状态和卫星温控状态。

5）利用星体内各处产品的遥测数据，分析产品工作状态（是否功能受损、无法开启），并定位故障产品位置，判断供电和通信电缆损坏失效情况。

若卫星故障时不同系统和产品的遥测异常数据具有极强的时间关联性，则上述受损位置形成的损伤轨迹具有明显的方向性（非各向同时受损），排除卫星部组件解体和部组件爆炸因素后，通过卫星角动量、三轴角速度等信息，可判定卫星遭受了空间碎片、微流星等不明物体撞击，并获得撞击入射方向。

2.2　撞击信息分析

在无外部力矩作用时（短时间内气动、太阳光压等环境干扰力矩可忽略不计），卫星在惯性坐标系下角动量守恒。卫星本体系的角动量各分量周期性变化，但整星角动量模值保持不变。空间碎片撞击卫星瞬间，卫星本体系角动量发生变化，模值相应增大。利用卫星角动量计算结果，结合影响评估中遥测数据变化情况，可获取卫星遭受空间碎片撞击信息，如图3所示。

图3　空间碎片撞击信息分析流程

因此角动量变化矢量与作用力臂垂直，已知卫星质心可唯一确定动量交换作用点所处的平面。流程中利用星体表面数值突变的温度测点位于撞击点附近，从热分析的角度辅助角动量（力学）分析。利用流程获得撞击作用动量后，大致估算出碎片质量和撞击速度范围。

结合某卫星在轨遥测数据、质量特性等参数，利用上述分析流程，得出三轴角速度变化，分析得出空间碎片撞击入射角（空间碎片速度方向与卫星轨道面飞行方向夹角）约45°，估算撞击相对速度约10～14 km/s。撞击发生后卫星角动量变化如图4所示，图中纵轴为角动量，横轴为计算节拍，角动量突变后的数据波动由太阳电池阵挠性引起。

图4　卫星受空间碎片撞击时星体角动量计算结果

3　卫星遭受空间碎片撞击地面验证

3.1　高速撞击地面验证

利用中国空气动力研究与发展中心超高速弹道（二级轻气炮）开展了超高速撞击实验［19，26］，模拟空间碎片及撞击产生的二次碎片云对卫星星体表面（铝板、MLI）和星体内供电电缆造成的损伤情况。根据某卫星在轨遥测数据和上述撞击信息分析方法，进行实验模拟：

1）空间碎片一般为星体铝制材料，平均密度约2.8 g/cm3［27］，实验中使用密度相仿的铝合金弹丸模拟。

2）选取由球头铝柱加尼龙套构成的弹丸，球头直径12 mm，总质量5.2 g，其中铝合金部分质量约 3.0 g，撞击速度设置为6.5 km/s。利用能量等效方式，模拟相对速度10 km/s，空间碎片质量1.3 g，撞击角度45°的空间碎片撞击。

3）设计简化模拟舱体作为试件，如图5所示。模拟舱体受撞击面固定了3 mm厚度铝板，铝板内侧包覆MLI。舱体内部布置一束供电电缆。模拟舱体后板布置分为仅MLI（工况1）、3 mm铝板+MLI（工况2）2种情况，四侧采用1.2 mm厚度铝板封闭，前板与供电电缆、供电电缆与后板垂直距离设置为850 mm。实验中所用MLI和供电电缆均为典型星用材料。试件受撞击面、舱体内供电电缆、后板受损情况如图6所示。

图5　卫星遭受高速撞击地面模拟验证实验

图6　地面高速撞击实验结果

实验中，弹丸撞击穿透等效舱体后，受撞面外侧铝板产生约3 cm×4 cm椭圆形光滑穿孔。受撞面内侧MLI爆裂、翻卷，破损洞口相对穿孔偏心，口径约8 cm×8 cm，中心接近穿孔处明显烧蚀。撞击产生的二次碎片云继续向底板和后板方向扩散，导致舱体中部的电缆多处损伤，部分位多根导线被击断。工况1，后板发生严重破损，产生撕裂、外翻。工况2，受撞面与工况1基本相仿，供电电缆损伤程度相仿，损伤部位增多；后板内侧铝板产生多处不规则小穿孔，并穿透外侧MLI，但MLI基本完整。

实验结果表明：碎片云可导致MLI发生破损、撕裂，引起供电线缆损伤、导线被击断。若后板仅布置MLI，碎片云将导致MLI大面积破碎、脱落。

若后板采用铝板+MLI结构，部分动能较大的碎片穿透后板，动能较小碎片被后板阻挡或反溅，可能对舱体内部造成再生损伤。

3.2　真空条件下整束电缆短路地面验证

利用真空条件下整束电缆短路地面验证实验，进一步验证电缆失效模式。实验在真空罐中进行，通过数字摄像机、质谱仪和快速温度采集系统记录，如图7所示。实验中按照可能的短路假设进行设置，电缆试件同样为电缆束内部10根火线、10根零线，采用锦纶丝套包覆。工况设置和结果见表1。

图7　真空条件下整束电缆短路实验设备

表1　真空条件下整束电缆短路实验工况

实验结果表明：真空条件下瞬时大电流放电不会造成整束完好的电缆损毁；遭受撞击受力破损的电缆，通过大电流后彻底断路的可能性急剧提升。相较瞬时短路引起的热应力损伤，碎片云引发的供电电缆二次损伤危害更大。

4　结束语

空间碎片相关研究的最终目的是提高航天器在太空环境中的安全性和生存能力。本文针对撞击产生的二次碎片损伤机理进行了分析，给出了撞击信息分析方法，设计的地面实验结果与某卫星在轨实际情况相符。分析和地面验证结果表明，空间碎片撞击星体后形成的碎片云引发二次损伤为主要损伤形式。碎片云可导致MLI发生破损、撕裂，引起供电线缆损伤、导线被击断。破损的供电电缆，通过大电流后彻底断路的可能性急剧提升，将引起卫星部分产品失效，对卫星危害巨大。建议在卫星设计中采取防护策略：1）供电电缆分束布置，并在允许的情况下备份设计；2）对MLI等易脱落部组件增强加固措施。

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Analysis and Verification of Effects of Space Debris Impact on Satellites

HUYongqin1， BIANZhiqiang1， LANShengwei2， NIUShengda1， ZHANGDawei1， LIUXia3

（1.Shanghai Institute of Satellite Engineering， Shanghai 201109， China； 2.Hypervelocity Impact Research Center， China Aerodynamics Research and Development Center， Mianyang 621000， Sichuan， China； 3.Shanghai Institute of Spacecraft Equipment， Shanghai 200240， China）

In recent years， the situation of space debris in the space environment has become increasingly complex and severe， which poses a serious threat to in-orbit flight satellites and greatly increases the collision risk. In order to solve the problem of space debris impact on low orbit satellites， this paper analyzes the damage mechanism of secondary debris cloud caused by impact， proposes a process of evaluating impact and analyzing impact information using telemetry data， and designs corresponding ground verification experiments. The results show that secondary damage caused by debris cloud is the main damage form of space debris impact on satellites. Debris clouds can damage， tear， or evaginate multi-layer insulation （MLI）， damage power supply cables， and break leads. The possibility of broken power supply cable breaking after passing through high current increases dramatically， causing great harm to the satellite.

space debris； debris cloud； cable damage； multi-layer insulation （MLI）； hypervelocity impact

2022‑03‑21；

2022‑04‑20

胡永勤（1989—），男，硕士，工程师，主要研究方向为卫星总体设计。

V 423.41； V 416.6

A

10.19328/j.cnki.2096⁃8655.2022.04.014