CN108408086A - 应用于低轨载人航天器的m/od防护方法 - Google Patents

应用于低轨载人航天器的m/od防护方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108408086A
CN108408086A CN201810176016.6A CN201810176016A CN108408086A CN 108408086 A CN108408086 A CN 108408086A CN 201810176016 A CN201810176016 A CN 201810176016A CN 108408086 A CN108408086 A CN 108408086A
Authority
CN
China
Prior art keywords
spacecraft
weight
protectiving
protection
radiator
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201810176016.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108408086B (zh
Inventor
安晶
杨宏
刘铭
邢涛
吴冰
杨彪
汤溢
赵铭军
范高洁
白梵露
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Space Technology Research and Test Center
Original Assignee
Beijing Space Technology Research and Test Center
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Space Technology Research and Test Center filed Critical Beijing Space Technology Research and Test Center
Priority to CN201810176016.6A priority Critical patent/CN108408086B/zh
Publication of CN108408086A publication Critical patent/CN108408086A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108408086B publication Critical patent/CN108408086B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Emergency Medicine (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Critical Care (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

本发明涉及应用于低轨载人航天器的M/OD防护方法，包括：(a)确定航天器用M/OD防护结构和防护材料；(b)根据包络及防护重量限制要求，确定航天器各舱段M/OD防护方案；(c)航天器在轨M/OD理论撞击失效风险仿真分析，初判指标满足情况；(d)进行防护结构和防护材料的超高速撞击试验，获得弹道极限方程；(e)根据试验得到的弹道极限方程修正撞击失效风险仿真分析结果；(f)评价防护方案的PNP指标及重量指标满足情况；(g)确定最终防护方案。本发明可以保障航天器10年在轨寿命；采用新防护方案，利用辐射器兼作防护板的基础上，在其中填加复合材料填充层，减少资源浪费；有效利用包络空间，节约重量，防护效果大大提高。

Description

应用于低轨载人航天器的M/OD防护方法
技术领域
本发明涉及应用于低轨载人航天器的M/OD防护方法。
背景技术
随着载人航天的快速发展，低轨载人航天器长期在轨运行，航天员在轨中长期驻留成为载人航天器发展的必然方向。
载人航天器运行在低轨近圆轨道，其设备需适应太阳辐射、大气、地球磁场、失重、真空、高能带电粒子、电离层、微流星体及空间碎片等空间环境，相应要求开展单机设备的空间环境适应性设计与验证。此外，低轨载人航天器长期在轨运行及航天员中长期驻留所需要的资源类配置，如空气、推进剂、环热控的内外回路工质、氧气、食物等都需要满足长期在轨飞行的要求。同时，低轨载人航天器平台功能要进行冗余或故障重构等长寿命措施设计，满足“一度故障工作，二度故障安全”的要求，提高长期在轨飞行期间的可靠性。
自阿波罗探月计划启动开始，美国便开始了微流星体防护问题的研究，随着航天探索规模的日益扩大，空间碎片环境逐渐变得恶劣，航天器防护结构设计研究已成为刻不容缓的研究主题。微流星体及空间碎片(M/OD，Meteoroid/Orbital Debris)防护技术是一项多学科交叉综合的大型系统工程，美国从国际航天器(ISS)设计一开始就非常重视M/OD防护问题，并成立了专门的管理机构，负责ISS的M/OD环境模型建立、风险评估、地面试验、防护设计及仿真评价等相关事务。在ISS设计任务书给出的风险排名中，M/OD撞击风险列前15位；在ISS安全办公室独立给出的风险排名中，M/OD撞击风险列第6位。
国际航天器各舱的M/OD防护方案主要是应用先进填充式Whipple防护结构来满足长期在轨要求。例如，哥伦布舱微流星体和空间碎片防护系统由81块两种不同类型的防护板组成，分别是单板和双板，单板为1.6mm厚的铝板，主要用于舱段侧面和内锥；双板由2.5mm厚的铝板和18层树脂增强Kevlar和4层Nextel，铝板与填充层之间几厘米的间距，主要用于舱段正面和外锥。美国通用实验舱(CM)柱段采用了与舱壁间距为10.7cm的2mm厚Al6061T6板进行防护，并将处在飞行方向正面的锥段防护间距增加至22.2cm，而对于柱段侧面空间碎片高风险区则采用了更为先进的填充式Whipple防护结构。
航天器作为长期在轨运行的大规模舱体载人航天器，将在350～400km的近地轨道运行10年以上。这种载人航天器的研制工作分为飞行验证阶段，建造阶段和长期运营阶段，进入长期运营阶段。采用2人长期驻留为主，3人长期为辅的驻留方式，至少需要货运飞船和载人飞船共38艘。在此阶段，航天器必然会面临碎片撞击风险，简单延用前期型号的经验方法已不能满足航天器长期在轨PNP指标要求，直接采用现有的M/OD防护方法又受到材料和防护重量的限制，需要重新研究适用于航天器的新型防护方案。
发明内容
本发明的目的是提供一种应用于低轨载人航天器的M/OD防护方法，解决由于长期在轨载人航天器受到空间M/OD碰撞损害而影响航天员安全及航天器在轨寿命的问题。
为实现上述发明目的，本发明提供应用于低轨载人航天器的M/OD防护方法，包括：
(a)确定航天器用M/OD防护结构和防护材料；
(b)根据包络及防护重量限制要求，确定航天器各舱段M/OD防护方案；
(c)航天器在轨M/OD理论撞击失效风险仿真分析，初判指标满足情况；
(d)进行防护结构和防护材料的超高速撞击试验，获得弹道极限方程；
(e)根据试验得到的弹道极限方程修正撞击失效风险仿真分析结果；
(f)评价防护方案的非击穿概率(PNP)指标及重量指标满足情况；
(g)确定最终防护方案。
根据本发明的一个方面，在所述步骤(a)中，采用双层和Whipple防护结构，以玄武岩3层+芳纶3层复合材料作为填充材料，缓冲屏材料选用5A06铝合金。
根据本发明的一个方面，在所述步骤(b)中，确定航天器各舱段M/OD防护方案包括：
(1)根据火箭整流罩包络，分舱段确定防护间距；
(2)以辐射器兼作密封舱部分防护板；
(3)以复合材料填充式双层防护结构对撞击高风险区进行防护；
(4)以简单的Whipple防护结构对撞击低风险区进行防护；
(5)可更换维修的结构部件无防护结构。
根据本发明的一个方面，在所述航天器外设置Whipple防护结构，当舱壁外有辐射器覆盖部分时，以辐射器作为缓冲屏并在其余部分分别安装独立缓冲屏，并在辐射器与航天器舱壁之间或缓冲屏与航天器舱壁之间设置填充层。
根据本发明的一个方面，，所述缓冲屏为厚度1毫米的5A06铝合金，所述填充层为玄武岩3层+芳纶3层。
根据本发明的一个方面，，在所述步骤(c)中，所述初判指标满足情况包括：
(1)判断非击穿概率(PNP)指标是否满足要求；
(2)判断防护重量评估结果是否在重量限制要求内；
(3)如不满足要求，重复步骤(b)-步骤(c)，直至两项均满足要求。
根据本发明的一个方面，，在所述步骤(g)中，所述确定最终防护方案包括：
(1)判断非击穿概率(PNP)指标是否满足要求；
(2)判断防护重量评估结果是否在重量限制要求内；
(3)如不满足要求，重复步骤(b)-步骤(f)，直至两项均满足要求。
本发明综合考虑了航天器M/OD防护方案的工程可实施性，安全性以及包络和重量的影响，有益效果是：
(1)保障航天器10年在轨寿命；
(2)采用新防护方案，利用辐射器兼作防护板的基础上，在其中填加复合材料填充层，减少资源浪费；
(3)有效利用包络空间，节约重量，防护效果大大提高。
附图说明
图1是示意性表示根据本发明的航天器的M/OD防护方法设计流程图。
具体实施方式
此说明书实施方式的描述应与相应的附图相结合，附图应作为完整的说明书的一部分。在附图中，实施例的形状或是厚度可扩大，并以简化或是方便标示。再者，附图中各结构的部分将以分别描述进行说明，值得注意的是，图中未示出或未通过文字进行说明的元件，为所属技术领域中的普通技术人员所知的形式。
此处实施例的描述，有关方向和方位的任何参考，均仅是为了便于描述，而不能理解为本发明保护范围的任何限制。以下对于优选实施方式的说明会涉及到特征的组合，这些特征可能独立存在或者组合存在，本发明并不特别地限定于优选的实施方式。本发明的范围由权利要求书所界定。
下面结合附图1及具体实施方式对本发明进行详细说明。图1表示根据本发明的航天器M/OD防护方法的设计流程。如图1所示，根据本发明的方法的一种实施方式。
首先，选取或确定空间站用M/OD防护结构和防护材料。在图1所示的实施方式中，在确定空间站M/OD结构及防护材料时，根据空间站M/OD防护要求，为了提高防护能力，确定局部采用填充式Whipple防护结构。对于防护材料而言，为了获得能够达到最大效能的材料，确定玄武岩3层+芳纶3层复合材料作为填充材料，缓冲屏材料选用5A06铝合金。至此，完成图1中“选取防护结构和防护材料”步骤。
其次，根据包络及防护重量限制要求，确定空间站三舱的初步M/OD防护方案。在本实施方式中主要考虑：最大限度地利用火箭整流罩包络，分舱段确定防护间距；密封舱外辐射器覆盖部分，利用辐射器兼作防护板以节省重量；针对撞击高风险区，设计复合材料填充式双层防护结构进行防护；针对撞击低风险区，设计简单的Whipple防护结构进行防护；对于可更换维修的结构部件，为了节省重量，不采用防护结构。
考虑包络及防护重量限制，提出空间站的M/OD防护方案：
空间站应遵循“充分利用舱外布局”，“减少专用防护重量消耗”的设计原则，同时考虑防护能力及防护结构的重量代价。由于空间站在轨时间长，对M/OD防护能力的提出了更高的要求。除利用辐射器兼作密封舱柱段的防护板外，还需考虑利用辐射器与舱壁间的间距进行复合材料填充式防护。同时，非密封舱也要安装防护板，进行专门的防护。根据空间站M/OD撞击风险分析结果，利用Whipple防护方案与填充复合材料防护方案结合，对于高风险区进行重点防护，兼顾重量限制，充分利用包络，确定三舱混合防护方案为：在空间站密封舱均设计Whipple防护方案设计的基础上，增加专用填充式防护结构，舱壁外有辐射器覆盖部分利用辐射器兼作缓冲屏，其余部分单独安装缓冲屏，材料为5A06铝合金，厚度为1mm，填充层为玄武岩3层+芳纶3层。至此，完成图1所示实施方式中的“确定初步防护方案”步骤。
下一步，针对航天器构形，运载包络限制，航天器运行轨道参数及在轨寿命，运用经典填充式防护结构撞击极限方程，分析航天器在轨撞击失效风险。
根据本发明，在本步骤中，首先对空间站在轨M/OD环境进行分析及对撞击风险进行分析。经过针对空间站构形，运行轨道及在轨寿命，对其所处的空间环境及撞击概率进行分析，得出如下结论：对于直径大于0.1mm和直径大于1.0mm的M/OD粒子，非撞击概率PNI均为0(撞击概率为100％)，即撞击事件无法避免。对于直径大于1cm的粒子，撞击概率极小(相当于2100年一遇)。故直径在0.1mm至1.0cm之间的粒子撞击是对空间站构成威胁的主要来源，是空间站M/OD被动防护的主要目标。
根据上述确定的防护标准或防护目标，在本实施方式中，对所述评价指标进行评判。主要包括：(1)判断非击穿概率(PNP)指标是否满足要求；(2)判断防护重量评估结果是否在重量限制要求内；(3)如不满足要求，重复附图1中所示“确定初步防护方案”步骤至“初步评价指标满足情况”步骤，直至两项均满足要求。至此，完成图1中“整齐碰击失效风险仿真分析”步骤和“初步评价指标满足情况”步骤。
当在如图1所示的“初步评价指标满足情况”步骤中确定各项指标满足要求时，开始执行根据本发明的方法的下一个步骤，即图1所示的“开展防护结构超高速撞击试验”步骤。根据本发明，在该步骤中，根据上述已经确定的防护材料和防护结构，实施超高速撞击试验，并根据试验结果得出弹道极限方程。至此完成图1中“开展防护结构超高速撞击试验”步骤。
根据本发明，在通过试验得到弹道极限方程后，依据所获得的弹道极限方程，对航天器在轨撞击失效风险进行复核分析。或者说，根据上一步试验获得的弹道极限方程修正撞击失效风险的仿真分析结果。至此，完成图1所示“修正撞击失效风险仿真分析结果”步骤。
接下来，在本实施方式中，评价以上获得的航天器防护方案密封舱段寿命期间内PNP指标是否满足要求，并对防护重量进行估算。
根据本发明的一种实施方式，在评估过程中，为了简化模型，假设辐射器相当于Whipple防护结构，其防护屏厚度为1mm，材料为5A06-AL。主结构采用Christiansen 1993单墙撞击极限方程表征撞击特性，Whipple防护结构采用Christiansen 2001Whipple撞击极限方程表征撞击特性，填充式防护结构采用Christiansen 2001填充式撞击极限方程表征撞击特性。评估结果见下表。
空间站MOD非击穿概率评估结果
利用此方法评估某低轨空间站在轨飞行15年的PNP为0.9205。防护结构重量三舱共增重640kg。实际工程中，空间站舱体柱段外表面布置辐射器，并优先布置在密封舱外侧，辐射器由铝合金面板和铝合金流体管组成，其中面板厚1mm，流体管焊接在热管下方，且与面板间距大于15mm，具备对M/OD的防护作用。在“充分利用舱外布局设备”、“减少专用防护重量消耗”的设计原则下，工程实施中即可利用辐射器代替1mm防护铝板作为空间站M/OD防护的最外层防护板，空间站M/OD单独防护增重减少，且实际防护的PNP指标必定高于目前评估数值。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.应用于低轨载人航天器的M/OD防护方法，包括：
(a)确定航天器用M/OD防护结构和防护材料；
(b)根据包络及防护重量限制要求，确定航天器各舱段M/OD防护方案；
(c)航天器在轨M/OD理论撞击失效风险仿真分析，初判指标满足情况；
(d)进行防护结构和防护材料的超高速撞击试验，获得弹道极限方程；
(e)根据试验得到的弹道极限方程修正撞击失效风险仿真分析结果；
(f)评价防护方案的非击穿概率(PNP)指标及重量指标满足情况；
(g)确定最终防护方案。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(a)中，采用双层和Whipple防护结构，以玄武岩3层+芳纶3层复合材料作为填充材料，缓冲屏材料选用5A06铝合金。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(b)中，确定航天器各舱段M/OD防护方案包括：
(1)根据火箭整流罩包络，分舱段确定防护间距；
(2)以辐射器兼作密封舱部分防护板；
(3)以复合材料填充式双层防护结构对撞击高风险区进行防护；
(4)以简单的Whipple防护结构对撞击低风险区进行防护；
(5)可更换维修的结构部件无防护结构。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，在所述航天器外设置Whipple防护结构，当舱壁外有辐射器覆盖部分时，以辐射器作为缓冲屏并在其余部分分别安装独立缓冲屏，并在辐射器与航天器舱壁之间或缓冲屏与航天器舱壁之间设置填充层。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述缓冲屏为厚度1毫米的5A06铝合金，所述填充层为玄武岩3层+芳纶3层。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(c)中，所述初判指标满足情况包括：
(1)判断非击穿概率(PNP)指标是否满足要求；
(2)判断防护重量评估结果是否在重量限制要求内；
(3)如不满足要求，重复步骤(b)-步骤(c)，直至两项均满足要求。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(g)中，所述确定最终防护方案包括：
(1)判断非击穿概率(PNP)指标是否满足要求；
(2)判断防护重量评估结果是否在重量限制要求内；
(3)如不满足要求，重复步骤(b)-步骤(f)，直至两项均满足要求。
CN201810176016.6A 2018-03-02 2018-03-02 应用于低轨载人航天器的m/od防护方法 Active CN108408086B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810176016.6A CN108408086B (zh) 2018-03-02 2018-03-02 应用于低轨载人航天器的m/od防护方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810176016.6A CN108408086B (zh) 2018-03-02 2018-03-02 应用于低轨载人航天器的m/od防护方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108408086A true CN108408086A (zh) 2018-08-17
CN108408086B CN108408086B (zh) 2019-01-29

Family

ID=63129604

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810176016.6A Active CN108408086B (zh) 2018-03-02 2018-03-02 应用于低轨载人航天器的m/od防护方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108408086B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112182757A (zh) * 2020-09-27 2021-01-05 北京空间飞行器总体设计部 空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101792026A (zh) * 2010-04-16 2010-08-04 哈尔滨工业大学 玄武岩纤维布填充超高速撞击防护结构材料的制备方法
CN102514737A (zh) * 2011-11-08 2012-06-27 西安交通大学 一种轻质填充式空间碎片复合防护结构
US20130327894A1 (en) * 2012-06-11 2013-12-12 Robert T. Bigelow Spacercraft Shield

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101792026A (zh) * 2010-04-16 2010-08-04 哈尔滨工业大学 玄武岩纤维布填充超高速撞击防护结构材料的制备方法
CN102514737A (zh) * 2011-11-08 2012-06-27 西安交通大学 一种轻质填充式空间碎片复合防护结构
US20130327894A1 (en) * 2012-06-11 2013-12-12 Robert T. Bigelow Spacercraft Shield

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张宗波: "低地球轨道航天器涂层防护技术研究进展", 《航天器环境工程》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112182757A (zh) * 2020-09-27 2021-01-05 北京空间飞行器总体设计部 空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN108408086B (zh) 2019-01-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DwyerCianciolo et al. Entry, descent and landing systems analysis study: Phase 1 report
Bertin et al. Fifty years of hypersonics: where we've been, where we're going
Dorsey et al. Metallic thermal protection system technology development-Concepts, requirements and assessment overview
CN108408086B (zh) 应用于低轨载人航天器的m/od防护方法
CHRISTIANSEN Performance equations for advanced orbital debris shields
KR20230066618A (ko) 콤팩트하고 운송 가능한 핵 파워 시스템을 위한 방사선 차폐부
Lin Development of US Air Force intercontinental ballistic missile weapon systems
Christiansen et al. Micrometeoroid and orbital debris environment and hypervelocity shields
Ellerby et al. TPS and Entry Technologies for Future Outer Planet Exploration
Dillman et al. Overview of the Mars sample return Earth entry vehicle
CN102194530A (zh) 综合惯性约束后受控核聚变电站
Abumeri et al. Cryogenic composite tank design for next generation launch technology
Valentini et al. Green propellant thruster design for LEO platforms active debris removal
Rakib et al. A Review of Shielding Systems for Protecting Off-Earth Structures from Micrometeoroid and Orbital Debris Impact
Herting et al. Analysis and design of the Apollo landing impact system
Burton et al. Low-cost launch of payloads to low Earth orbit
Schonberg Non-catastrophic perforation of a composite overwrapped pressure vessel
RU2819145C1 (ru) Устройство защиты обитаемых объектов от ударного воздействия частиц космической среды
FAGER INTEGRATED NON-REENTRY MANNED SPACECRAFT HULL DESIGN
Schonberg et al. Predicting the perforation response of honeycomb sandwich panels using ballistic limit equations
O'Donnell et al. Lunar environtmental and construction challenges and a proposed semi-circular frame membrane habitat
Luchinski et al. Mission profile of targeted splashdown for space station Mir
Ryan Hypervelocity impact induced disturbances on composite sandwich panel spacecraft structures
Beck et al. TPS and Entry System Technologies for Future Mars and Titan Exploration
Schonberg Assessing the resiliency of composite structural systems and materials used in earth-orbiting spacecraft to hypervelocity projectile impact

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant