CN112182757B - 空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法 - Google Patents

空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法，包括：获取MMOD通量数据、载人航天器不同撞击/威胁方向的MMOD分布信息；建立载人航天器有限单元模型并进行面元划分，并针对各面元进行结构和材料信息设定；利用虚外墙法并结合蒙特卡洛方法，随机生成包含速度、直径和方向的MMOD初始射击线，并与载人航天器面元进行相交计算；进行射击线与载人航天器面元的相对撞击速度解算；针对MMOD分布的所有射击线完成相交计算并撞击特性分析后，得到各个部组件的失效概率，计算得到载人航天器系统级失效概率和生存概率。本发明解决了MMOD环境下载人航天器生存概率精准评估难题，为载人航天器防护设计以及在轨任务规划提供支撑。

Description

空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法
技术领域
本发明涉及航天器空间安全技术领域，尤其涉及一种空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法。
背景技术
未来大型载人航天器在轨运行寿命要求大于10面，并且由于暴露面积大、在轨飞行时间长、MM/OD(空间碎片和微流星体)撞击的风险大大增加，即使在采取防护设计的前提下，严重的撞击事件也是将导致航天器部组件、甚至引起系统级的失效和航天员伤亡，进而影响在轨使命和任务。
当前以“压力舱击穿”准则进行系统失效风向评估方法太过保守，评估结果也不够精准，因此对航天器在空间碎片和微流星体环境下的易损性提供一种更为精准的评估方法成为研究方向之一。
发明内容
本发明提供一种空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法，解决现有评估方法精准性低的问题。
为实现本发明的上述目的，本发明提供一种空间碎片和微流星体环境下易损性评估方法，包括：S1、针对载人航天器运行轨道和飞行时间，获取空间碎片和微流星体的通量数据，根据载人航天器飞行姿态，对空间碎片和微流星体在各个撞击/威胁方向的通量数据进行离散，得到载人航天器不同撞击/威胁方向的MMOD分布信息；
S2、根据MMOD分布信息，利用虚外墙等方法并结合蒙特卡洛方法随机生成包含MMOD速度、直径和方向的初始射击线，采用射线拾取法，将每条射击线与载人航天器面元进行相交计算，其中MMOD表示空间碎片和微流星体；
S3、针对与载人航天器相交的射击线，结合射击线包含的速度、直径和方向信息以及航天器自身姿态和轨道信息，进行相对撞击速度解算；
S4、针对被撞击面元的不同，进行具体的分析；
S5、所有射击线的相交计算及撞击特性分析完成后，根据系统-部组件的功能组成模型，利用贝叶斯网络或神经网络计算得到航天器系统级失效概率和生存概率。
根据本发明的一个方面，在步骤S4中，若被撞击面元为航天器密封舱结构，则根据相交航天器密封舱结构面元的结构材料撞击极限或穿孔极限参数，首先开展针对密封舱结构撞击特性分析：
基于裂纹长度经验公式，计算裂纹长度是否达到临界裂纹长度，判断是否会引起密封舱裂纹扩展、失压解体；
基于穿孔孔径经验公式，计算穿孔孔径及对应密封舱内总压和氧分压随时间变化，判断密封舱内航天员是否可以完成紧急逃生；
根据穿孔孔径和穿孔位置计算密封舱穿孔漏气形成的干扰力和干扰力矩，判断是否超过载人航天器姿态控制能力；
针对穿孔后碎片或碎片云，再次生成密封舱内射击线并进行射击线运动方向的相交计算和撞击特性分析，直至射线终止：
基于穿孔后碎片云分布模型，计算碎片云运动路径上冲击波作用下密封舱内压力和温度分布，考虑航天员在密封舱内位置和朝向，判断高温、高压环境是否引起航天员致命性损伤；
基于穿孔后碎片云分布模型，以及密封舱内构型布局和航天员在密封舱内位置、朝向，计算冲击波作用下碎片云对航天员的撞击损伤，判断是否引起航天员致命性损伤；
基于穿孔后碎片云分布模型，以及部组件设备在舱内的布局位置和易损性模型，计算碎片云对部组件设备的撞击损伤，判断是否引起部组件设备的失效；
针对撞击碎片和碎片云质量/直径、速度、方向和在舱体的撞击位置，判断是否引起密封舱内闪光和易燃物爆燃。
根据本发明的一个方面，在步骤S4中，若被撞击面元为航天器舱外功能类部组件，根据被撞击部件的易损性模型，获取其失效概率。
根据本发明的一个方面，在步骤S4中，若被撞击面元为航天器非密封舱结构，则根据非密封舱结构面元的结构材料撞击极限或穿孔极限参数，开展结构撞击特性分析，若碎片穿孔，则针对穿孔后碎片或碎片云，再次生成进入舱内的射击线并进行射击线运动方向的相交计算和撞击特性分析，针对舱内部组件，根据被撞击部件的易损性模型，进行舱内部组件撞击失效概率计算，直至射线终止。
根据本发明的一个方面，在步骤S4中，若被撞击面元为航天器非密封舱结构，则根据非密封舱结构面元的结构材料撞击极限或穿孔极限参数，开展结构撞击特性分析，若碎片穿孔，则针对穿孔后碎片或碎片云，再次生成进入舱内的射击线并进行射击线运动方向的相交计算和撞击特性分析，针对舱内部组件，根据被撞击部件的易损性模型，进行舱内部组件撞击失效概率计算，直至射线终止。
根据本发明的一个方面，在进行步骤S1之前，还包括：
根据地面或在轨试验结果，建立结构撞击特性、穿孔特性模型和描述部组件撞击特性和功能失效的易损性模型；
根据试验或仿真结果，建立描述碎片云质量、速度和方向分布的经验模型公式；
根据系统功能组成，采用FMEA法和FTA法，并通过贝叶斯网络方法建立从部组件功能失效/降阶概率到系统失效/降阶概率计算模型。
根据本发明一个方面，在步骤S5中，利用公式计算得到载人航天器系统级失效概率和生存概率：
Figure GDA0003761270760000031
其中，
Figure GDA0003761270760000032
为针对每个碎片射击线，第i个部组件失效概率。
其中PK/H为航天器系统级失效概率，载人航天器系统级的生存概率为：PS＝1-PK/H。
根据本发明的空间碎片和微流星体环境下载人航天器易损性评估方法，通过生成表征MMOD环境分布的射击线，建立MMOD对载人航天器面元的撞击模型，并结合结构撞击极限/穿孔极限特性、部组件易损性模型、碎片云经验模型，建立对载人航天器结构和部组件的撞击失效概率计算模型，根据系统功能组成模型，开展系统级失效概率计算，解决MMOD环境下，载人航天器生存概率精准评估难题，为载人航天器防护设计以及在轨任务规划提供支撑，并可推广应用于其他影响航天器安全的空间环境或空间主动威胁源作用下，航天器、载人航天器生存力评估。
附图说明
图1示意性表示根据本发明的空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
结合图1所示，本发明提供一种空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法，包括S1、针对载人航天器运行轨道和飞行时间，获取空间碎片和微流星体的通量数据，根据载人航天器飞行姿态，对空间碎片和微流星体在各个撞击/威胁方向的通量数据进行离散，得到载人航天器不同撞击/威胁方向的MMOD分布信息；
S2、根据MMOD分布信息，利用虚外墙等方法并结合蒙特卡洛方法随机生成包含MMOD速度、直径和方向的初始射击线，采用射线拾取法，将每条射击线与载人航天器面元进行相交计算，其中MMOD表示空间碎片和微流星体；
S3、针对与载人航天器相交的射击线，结合射击线包含的速度、直径和方向信息以及航天器自身姿态和轨道信息，进行相对撞击速度解算；
S4、针对被撞击面元的不同，进行具体的分析；
S5、所有射击线的相交计算及撞击特性分析完成后，根据系统-部组件的功能组成模型，利用贝叶斯网络或神经网络计算得到航天器系统级失效概率和生存概率。
具体来说，本发明的方法，再进行在开展载人航天器生存力评估前，应首先完成以下数据准备：①根据地面或在轨试验结果，建立结构撞击特性、穿孔特性模型和描述部组件撞击特性和功能失效的易损性模型；②根据试验或仿真结果，建立描述碎片云质量、速度和方向分布的经验模型公式；③根据系统功能组成，采用FMEA法和FTA法，并通过贝叶斯网络方法建立从部组件功能失效/降阶概率到系统失效/降阶概率计算模型。
然后进入步骤S1，针对载人航天器运行轨道和飞行时间，获取空间碎片和微流星体(M i cro-Meteoro i d&Orb it debr i s，以下简称MMOD)的通量数据，根据载人航天器飞行姿态，对空间碎片和微流星体在各个撞击/威胁方向的通量数据进行离散，得到载人航天器不同撞击/威胁方向的MMOD分布信息。
接着，S2，根据MMOD分布信息，利用虚外墙等方法并结合蒙特卡洛方法随机生成包含MMOD速度、直径和方向的初始射击线，采用射线拾取法，将每条射击线与载人航天器面元进行相交计算；
S3，针对与载人航天器相交的射击线，结合射击线包含的速度、直径和方向信息以及航天器自身姿态和轨道信息，进行相对撞击速度解算。在S3中，在步骤S3中，首先根据载人航天器结构以及不同部组件的构型、结构和材料特性，对载人航天器不同位置处的面元模型进行简化，建立等效的结构撞击特性、穿孔特性模型和部组件易损性分析模型；针对MMOD穿孔后的碎片云射击线生成过程，应根据碎片云速度、质量和质量分布经验计算公式生成新的射击线。
然后进入步骤S4，针对被撞击面元的不同，进行具体的分析。若被撞击面元为航天器密封舱结构，则根据相交航天器密封舱结构面元的结构材料等撞击极限或穿孔极限参数，首先开展针对密封舱结构撞击特性分析：
基于裂纹长度经验公式，计算裂纹长度是否达到临界裂纹长度，判断是否会引起密封舱(包括航天器居住舱、储箱、气瓶等压力容器)裂纹扩展、失压解体；
基于穿孔孔径经验公式，计算穿孔孔径及对应密封舱(居住舱)内总压和氧分压随时间变化，判断密封舱内航天员是否可以完成紧急逃生；
根据穿孔孔径和穿孔位置计算密封舱(包括航天器居住舱、储箱、气瓶等压力容器)穿孔漏气形成的干扰力和干扰力矩，判断是否超过载人航天器姿态控制能力；
针对穿孔后碎片或碎片云，再次生成密封舱内射击线并进行射击线运动方向的相交计算和撞击特性分析，直至射线终止：
基于穿孔后碎片云分布模型，计算碎片云运动路径上冲击波作用下密封舱内压力和温度分布，考虑航天员在密封舱内位置和朝向，判断高温、高压环境是否引起航天员致命性损伤；
基于穿孔后碎片云分布模型，以及密封舱内构型布局和航天员在密封舱内位置、朝向，计算碎片云对航天员的撞击损伤，判断是否引起航天员致命性损伤；
基于穿孔后碎片云分布模型，以及部组件设备在舱内的布局位置和易损性模型，计算碎片云对部组件设备的撞击损伤，判断是否引起部组件设备的失效；
针对撞击碎片和碎片云质量/直径、速度、方向和在舱体的撞击位置，判断是否引起密封舱内闪光和易燃物爆燃。
若被撞击面元为航天器舱外功能类部组件，则根据被撞击部件的易损性模型，获取其失效概率(针对部组件撞击，一般考虑碎片回弹或撞击穿孔后停留在部组件内部，1次撞击后不会发生贯穿现象)。
若被撞击面元为航天器非密封舱结构，则根据非密封舱结构面元的结构材料等撞击极限或穿孔极限参数，开展结构撞击特性分析，若碎片穿孔，则针对穿孔后碎片或碎片云，再次生成进入舱内的射击线并进行射击线运动方向的相交计算和撞击特性分析，针对舱内部组件，根据被撞击部件的易损性模型，进行舱内部组件撞击失效概率计算，直至射线终止。
最后在步骤S5中，所有射击线的相交计算及撞击特性分析完成后，根据系统-部组件的功能组成模型，利用贝叶斯网络或神经网络计算得到航天器系统级失效概率和生存概率。具体按照以下公式进行计算：
Figure GDA0003761270760000071
其中，
Figure GDA0003761270760000072
为针对每个碎片射击线，第i个部组件失效概率。
其中PK/H为航天器系统级失效概率，载人航天器系统级的生存概率为：PS＝1-PK/H。
根据本发明的空间碎片和微流星体环境下载人航天器易损性评估方法，通过生成表征MMOD环境分布的射击线，建立MMOD对载人航天器面元的撞击模型，并结合结构撞击极限/穿孔极限特性、部组件易损性模型、碎片云经验模型，建立对载人航天器结构和部组件的撞击失效概率计算模型，根据系统功能组成模型，开展系统级失效概率计算，解决MMOD环境下，载人航天器生存概率精准评估难题，为载人航天器防护设计以及在轨任务规划提供支撑，并可推广应用于其他影响航天器安全的空间环境或空间主动威胁源作用下，航天器、载人航天器生存力评估。
以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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 (4)

1.一种空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法，包括：
S1、针对载人航天器运行轨道和飞行时间，获取空间碎片和微流星体的通量数据，根据载人航天器飞行姿态，对空间碎片和微流星体在各个撞击/威胁方向的通量数据进行离散，得到载人航天器不同撞击/威胁方向的MMOD分布信息；
S2、根据MMOD分布信息，利用虚外墙方法并结合蒙特卡洛方法随机生成包含MMOD速度、直径和方向的初始射击线，采用射线拾取法，将每条射击线与载人航天器面元进行相交计算，其中MMOD表示空间碎片和微流星体；
S3、针对与载人航天器相交的射击线，结合射击线包含的速度、直径和方向信息以及航天器自身姿态和轨道信息，进行相对撞击速度解算；
S4、针对被撞击面元的不同，进行具体的分析；
S5、所有射击线的相交计算及撞击特性分析完成后，根据系统-部组件的功能组成模型，利用贝叶斯网络或神经网络计算得到航天器系统级失效概率和生存概率；
在步骤S4中，若被撞击面元为航天器密封舱结构，则根据相交航天器密封舱结构面元的结构材料撞击极限或穿孔极限参数，首先开展针对密封舱结构撞击特性分析：
基于裂纹长度经验公式，计算裂纹长度是否达到临界裂纹长度，判断是否会引起密封舱裂纹扩展、失压解体；
基于穿孔孔径经验公式，计算穿孔孔径及对应密封舱内总压和氧分压随时间变化，判断密封舱内航天员是否可以完成紧急逃生；
根据穿孔孔径和穿孔位置计算密封舱穿孔漏气形成的干扰力和干扰力矩，判断是否超过载人航天器姿态控制能力；
针对穿孔后碎片或碎片云，再次生成密封舱内射击线并进行射击线运动方向的相交计算和撞击特性分析，直至射线终止：
基于穿孔后碎片云分布模型，计算碎片云运动路径上冲击波作用下密封舱内压力和温度分布，考虑航天员在密封舱内位置和朝向，判断高温、高压环境是否引起航天员致命性损伤；
基于穿孔后碎片云分布模型，以及密封舱内构型布局和航天员在密封舱内位置、朝向，计算冲击波作用下碎片云对航天员的撞击损伤，判断是否引起航天员致命性损伤；
基于穿孔后碎片云分布模型，以及部组件设备在舱内的布局位置和易损性模型，计算碎片云对部组件设备的撞击损伤，判断是否引起部组件设备的失效；
针对撞击碎片和碎片云质量/直径、速度、方向和在舱体的撞击位置，判断是否引起密封舱内闪光和易燃物爆燃；
在步骤S4中，若被撞击面元为航天器舱外功能类部组件，根据被撞击部件的易损性模型，获取其失效概率；
在步骤S4中，若被撞击面元为航天器非密封舱结构，则根据非密封舱结构面元的结构材料撞击极限或穿孔极限参数，开展结构撞击特性分析，若碎片穿孔，则针对穿孔后碎片或碎片云，再次生成进入舱内的射击线并进行射击线运动方向的相交计算和撞击特性分析，针对舱内部组件，根据被撞击部件的易损性模型，进行舱内部组件撞击失效概率计算，直至射线终止。
2.根据权利要求1所述的空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法，其特征在于，在步骤S3中，首先根据载人航天器结构以及不同部组件的构型、结构和材料特性，对载人航天器不同位置处的面元模型进行简化，建立等效的结构撞击特性、穿孔特性模型和部组件易损性分析模型；针对MMOD穿孔后的碎片云射击线生成过程，应根据碎片云速度、质量和质量分布经验计算公式生成新的射击线。
3.根据权利要求1所述的空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法，其特征在于，在进行步骤S1之前，还包括：
根据地面或在轨试验结果，建立结构撞击特性、穿孔特性模型和描述部组件撞击特性和功能失效的易损性模型；
根据试验或仿真结果，建立描述碎片云质量、速度和方向分布的经验模型公式；
根据系统功能组成，采用FMEA法和FTA法，并通过贝叶斯网络方法建立从部组件功能失效/降阶概率到系统失效/降阶概率计算模型。
4.根据权利要求1所述空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法，其特征在于，在步骤S5中，利用公式计算得到载人航天器系统级失效概率和生存概率：
Figure FDA0003809537790000031
其中，
Figure FDA0003809537790000032
为针对每个碎片射击线，第i个部组件失效概率；
其中PK/H为航天器系统级失效概率，载人航天器系统级的生存概率为：PS＝1-PK/H。
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