太陽電池陣二級輕氣炮超高速撞擊特性研究*

鄭建東 牛錦超 鐘紅仙 龔自正 曹燕

1) (中國空間技術研究院,通信衛星事業部機械工程研究室,北京 100094)

2) (北京衛星環境工程研究所,可靠性與環境工程技術國防科技重點試驗室,北京 100094)

3) (華北水利水電大學土木與交通學院,鄭州 450045)

采用二級輕氣炮對航天器太陽電池陣開展了超高速撞擊地面模擬試驗,研究了不同撞擊位置、撞擊速度、彈丸直徑等工況下太陽電池陣的機械損傷特性.試驗結果顯示: 地面模擬試驗產生的穿孔區、玻璃蓋片剝落區、裂紋擴展區等損傷形貌與在軌撞擊產生的損傷形貌符合良好;穿孔直徑和玻璃蓋片剝落區直徑與彈丸的直徑和撞擊速度相關.建立了撞擊角為0°時太陽電池陣穿孔直徑、玻璃蓋片剝落區直徑的損傷方程.本文的研究方法對我國航天器太陽電池陣超高速撞擊損傷特征研究有借鑒意義,所建立的損傷方程對我國航天工程實踐具有重要的工程應用價值.

1 引 言

太陽電池陣是航天器的重要電力來源,其暴露在空間的面積大,且難以防護,受到微流星體和空間碎片撞擊的威脅特別嚴重.美國國家航空航天局(NASA)對在軌運行8.24年后于2002年3月份回收的哈勃望遠鏡太陽電池陣進行了觀測和統計分析,發現其在八年運行期內被空間碎片撞擊并造成穿孔的次數多達174次[1-3].這種撞擊損傷的累積效應將會導致太陽電池陣輸出功率下降,影響航天器的正常工作,甚至導致航天器提前結束工作壽命.

國外對太陽電池陣開展了一系列的地面試驗,模擬微流星和空間碎片撞擊太陽電池陣的損傷特性[4-8].美國馬歇爾空間飛行中心(MSFC)使用二級輕氣炮對太陽能電池片進行超高速撞擊試驗,研究結果顯示損傷面積僅占總面積的1.7%,但造成了 35%的輸出功率損失[9].NASA的 Burt和Christiansen采用4.3 mm口徑的二級輕氣炮發射了直徑 0.4—0.8 mm 的球形鋁 (Al 2017)彈丸,發射速度約7 km/s,對哈勃望遠鏡的太陽電池單元組件進行了5次超高速撞擊試驗,研究結果顯示穿孔形貌和彈丸動能相關,穿孔直徑與彈丸動能的立方根成線性關系[10,11].德國的Stadermnn等[12]研究了彈丸撞擊太陽能電陣的損傷特性,獲得了彈丸參數和穿孔直徑及偏心率的關系,并分析了彈坑殘余物成分,研究結果顯示穿孔直徑與彈丸動能的立方根成線性關系.日本九州技術大學的學者使用二級輕氣炮對太陽電池片組件進行了超高速撞擊試驗,研究了空間碎片撞擊對太陽電池陣供電能力的影響以及超高速撞擊產生的等離子體現象[13,14].

近年來,中國科學院韓建偉團隊[15,16]和沈陽理工大學唐恩凌團隊[17,18]分別利用等離子體驅動微小碎片加速器和二級輕氣炮開展了超高速撞擊太陽能電池陣產生等離子體的放電特性研究.中國空間技術研究院姜東升、張書鋒等人開展了超高速碰撞太陽電池陣損傷及防護、誘發放電效應的研究[17-20].

目前,我國在航天器太陽電池陣二級輕氣炮超高速撞擊特性研究方面薄弱,尤其是尚未開發出適用于國內太陽帆板的穿孔方程,這嚴重制約了我國航天器在微流星和空間碎片撞擊下的性能退化評估及壽命預示.本文采用二級輕氣炮進行試驗,對太陽電池片組件的超高速撞擊特性及損傷方程進行研究,同時對太陽電池片組件工作性能退化關系進行了系統研究,為我國開展系統級航天器太陽電池陣在超高速撞擊環境下的性能退化評估奠定了基礎.本論文重點介紹太陽電池片超高速撞擊特性研究方面的內容.

2 試驗設計

2.1 試驗設備及試驗參數

采用二級輕氣炮發射球形鋁彈丸(2 A12,ρ=2.78 g/cm3).彈丸直徑范圍為 1—5 mm,碰撞角均為 0°(正撞擊),撞擊速度在 3—7 km/s.

2.2 試件制作

航天器太陽電池片組件主要由碳纖維鋁蜂窩基板、聚酰亞胺薄膜、RTV膠、太陽電池片、玻璃蓋片等多層粘接組成.試驗設計參考航天器工程實際,將6塊太陽電池片組合為一個太陽電池片單元(電池片間距均為1 mm),電池片單元粘貼在150 mm×150 mm 的碳纖維蜂窩板 (厚度 25 mm)上 (如圖1所示).進行了有效試驗 14次,其中11 號和 12 號試樣采用尺寸 35 mm×54 mm 的太陽電池片,其余采用尺寸 30.5 mm×54 mm 太陽電池片.

碳纖維蜂窩板利用4個螺栓固定于厚度3.0 mm的5 A06鋁框架上,框架外部尺寸300 mm×300 mm.為了固定太陽電池片組件,將框架中心區域挖空,區域面積為110 mm×110 mm.進行超高速撞擊試驗時,每間隔100 mm增加了 5 A06鋁驗證板,驗證板的厚度視情況而定,驗證板主要為研究碎片云參數設計.圖2為有兩層驗證板的試驗試件.

圖1 太陽電池片單元與碳纖維蜂窩板試樣Fig.1.Experimental speicmen: Solar array cells and carbon fiber honeycomb plate.

圖2 超高速撞擊試件照片Fig.2.Photograph of experimental specimen in hypervelocity tests.

2.3 撞擊位置

撞擊點位置選取單片電池片中心、單片電池片角落和兩片連接處三種,分別記為類型A、類型B和類型C,如圖3所示.試驗中實際撞擊點位置與預定位置誤差小于10 mm.

3 試驗結果與分析

試驗共進行了14次,撞擊點 A,B,C三種類型各進行了7,5,2 次,彈丸直徑范圍為 1—5 mm.碰撞角均為0°(正撞擊).撞擊速度范圍為3—7 km/s,穿孔直徑 Dh和剝落區等效直徑 Ds的試驗結果如表1所列.

鋁彈丸與試件發生超高速撞擊時,機械損傷主要表現為試件在撞擊位置的穿孔、太陽電池玻璃蓋片材料的剝落、玻璃蓋片內部的裂紋等.

圖3 撞擊點位置示意圖 (a)單片中心 A;(b)單片邊緣 B;(c)兩片連接處 CFig.3.Impact point location: (a) Center of a cell;(b) edge of a cell;(c) joints of two or more cells.

表1 試驗結果Table 1.Test result.

3.1 機械損傷形貌

試驗后,利用顯微鏡在放大20倍的條件下對試件的機械損傷進行了觀測和分析,太陽電池片的典型損傷形貌如圖4所示.

圖5為2002年回收的哈勃望遠鏡太陽電池陣上空間碎片撞擊后形成的損傷形貌[1,6].對比圖4和圖5可以看出,地面模擬試驗能夠較好地反映太陽電池陣在軌遭受空間碎片撞擊時形成的損傷形貌.

圖4 太陽電池片損傷形貌 (a)撞擊單片中心區域No.5;(b)撞擊兩片連接處No.12;(c)撞擊單片邊界No.8Fig.4.Damage morphology of solar cells: (a) Center of a cell;(b) joints of two cells;(c) edge of a cell.

圖5 哈勃望遠鏡太陽電池陣電池面超高速撞擊穿孔形貌[1,6]Fig.5.A front-back perforation of the solar arrays exposed on the hubble space telescope caused by orbital debris impact[1,6].

如圖4和圖6所示,太陽電池片的損傷可大致分為三個區域: 中心穿孔區,玻璃蓋片貝殼狀剝落區,玻璃蓋片裂紋擴展區.本文研究中,試驗均采用球形彈丸,且為正撞擊,中心穿孔區域的面積通過顯微鏡測量,數據修正后折算成穿孔直徑;剝落區的面積通過人工劃定區域測量得到,再折算成穿孔直徑.

3.1.1 穿 孔

試驗結果表明,撞擊位置靠近電池基片中心(類型 A)時,穿孔形狀大體為圓形,基本規則.當彈丸直徑 5 mm、撞擊速度 4.097 km/s時,穿孔直徑約6.31 mm(No.05);當撞擊速度增加到5.242 km/s時,穿孔直徑約6.67 mm(No.06).當撞擊速度增加到6.301 km/s時,穿孔直徑約7.16 mm (No.04).隨著撞擊速度增加,穿孔直徑逐漸增大.

撞擊位置對中心穿孔形狀、穿孔直徑有較大影響.相對于撞擊位置靠近電池基片中心(類型A),撞擊位置在基片邊緣(類型B)尤其是基片連接處(類型C)時,穿孔形貌非常不規則,穿孔面積更大.如圖4(c)所示,撞擊位置在基片邊緣(類型B)時,當彈丸直徑 5 mm、撞擊速度為 4.332 km/s,造成的穿孔直徑達到了 6.70 mm (No.10),大于圖4(a)中類型 A的穿孔直徑約 6.31 mm (No.05,彈丸直徑 5 mm、撞擊速度 4.097 km/s).與類型 A 彈丸直徑相等條件下撞擊速度增大到5.242 km/s時,穿孔直徑約6.67 mm (No.06)基本一致.

如圖4(b)所示,撞擊位置在兩塊電池基片連接處(類型C)時,穿孔跨越兩個電池基片,盡管彈丸直徑 5 mm、撞擊速度為 3.205 km/s,造成的穿孔直徑達到了 6.90 mm (No.12),大于圖4(a)類型A中的穿孔直徑約6.31 mm (No.05彈丸直徑5 mm、撞擊速度 4.097 km/s).

3.1.2 貝殼狀剝落區

彈丸撞擊試樣時,首先撞擊玻璃蓋片,導致中心穿孔區周邊部分玻璃材料碎裂并剝落,形成剝落區,剝落區形狀與撞擊點的位置相關.

當撞擊位置靠近電池基片中心時,貝殼狀剝落區圍繞中心穿孔,其邊界呈近似圓形(圖4(a));當撞擊位置臨近電池基片的邊界時,玻璃蓋片內沿徑向傳播的沖擊波很快到達電池基片的邊界,沖擊波在邊界反射進一步影響玻璃材料的剝落.相對于撞擊位置靠近電池基片中心(類型A),撞擊位置在基片邊緣(類型B)尤其是基片連接處(類型C)時,剝落區面積更大(圖4(c)).

3.1.3 裂紋擴展區

圖6 穿孔面積與剝落區面積 (No.16)Fig.6.Measured parameters of perforation hole area and conchoidal area (No.16).

在剝落區周圍,是大面積的裂紋擴展區.裂紋主要由玻璃蓋片內沿徑向傳播的沖擊波引起,裂紋從撞擊位置沿徑向擴散,裂紋尺寸逐漸減小.沿徑向傳播的沖擊波很容易到電池基片的邊界,從而裂紋擴展區在邊界處會發生明顯的變化.一方面是沖擊波在界面處反射,造成距離邊界一定距離處的裂紋密度增加,從圖4(a)中可以清晰地看到,在電池基片的四個邊界附近,裂紋增密明顯,裂紋尺寸非常細小;另一方面鄰近電池片蓋片玻璃裂紋擴展區的裂紋數量減少.

4 損傷方程

4.1 穿孔直徑方程

太陽電池片穿孔直徑主要與撞擊彈丸直徑和速度有關,同時也與彈丸密度、形狀、太陽電池片結構和材料參數相關.在本文試驗中固定了彈丸材料、形狀和電池片類型,相應的參數作為常數處理.結合前人研究成果和本文試驗結果,建立如下描述穿孔直徑的方程:

其中A為待定系數,d為彈丸直徑(mm),v為彈丸速度(km/s),x和y為彈丸參數的待定因子.這里我們在撞擊位置類型A,B,C中各隨機選取2個(#3,#6)、1 個 (#16)、1 個 (#12),將表1的試驗結果分為兩組: 第一組包含#3,#6,#12,#16 共4發試驗數據,作為損傷方程的驗證數據;其余10發試驗數據為第二組.通過第二組數據求解方程(1)的待定系數和待定因子,然后利用第一組的試驗數據進行驗證.

4.1.1 穿孔直徑與彈丸直徑之間的關系

利用試驗數據建立穿孔直徑隨彈丸直徑變化的曲線圖7,在6.1—6.7 km/s的撞擊速度范圍內,通過曲線-方程擬合軟件,獲得穿孔直徑Dh與彈丸直徑d關系的方程如下:

4.1.2 穿孔直徑與彈丸速度之間的關系

同樣,利用試驗數據建立穿孔直徑隨彈丸速度變化的曲線圖8,在 3—7 km/s的撞擊速度范圍內,通過曲線-方程擬合軟件,獲得穿孔直徑Dh與彈丸速度v關系的方程如下:

圖7 穿孔直徑 Dh 與彈丸直徑 d 的關系Fig.7.Relationship between projectile diameter d and perforation diameter Dh.

圖8 穿孔直徑 Dh 與撞擊速度 v 的關系Fig.8.Relationship between perforation diameter Dh and impact velocity v.

4.1.3 穿孔直徑方程

將方程(2)和(3)代入方程(1),得到

將第二組試驗結果代入方程(4),通過數據擬合求得待定系數A的數值為1.78,預測方程與試驗數據如圖9所示.因此穿孔直徑方程為

本文研究顯示,穿孔直徑Dh與彈丸直徑d的2/3次方、撞擊速度 v的 1/6次方成正比.而NASA穿孔直徑方程為:即 Dh=0.592dρ1/3v2/3cos2/3θ-0.169,穿孔直徑Dh與彈丸動能的垂直分量成線性關系[10].Dh+0.169與彈丸直徑d、彈丸密度ρ的1/3次方、撞擊速度v的2/3次方、撞擊角度余弦的2/3次方成正比.兩者相同之處是方程形式基本相同,穿孔直徑與彈丸直徑與撞擊速度的指數成線性關系.不同之處是,國內方程穿孔直徑Dh與彈丸直徑d的2/3次方、撞擊速度v的1/6次方成正比,而NASA方程中,Dh+0.169 與彈丸直徑 d、撞擊速度 v的2/3次方成正比,從指數上兩者存在較大差異.

圖9 穿孔直徑 Dh 方程的曲線Fig.9.Equations of perforation diameter Dh.

4.1.4 方程的檢驗

利用第二組試驗數據,對本文建立的穿孔方程進行檢驗,如表2所列.從表2可以看出,本文建立的穿孔直徑方程,預測誤差在 ± 10% 以內,具有較高的預測精度,對我國航天工程實踐具有重要的工程應用價值.

表2 穿孔直徑方程的檢驗Table 2.Comparison between the equation values and experimental data.

4.2 貝殼狀剝落區直徑方程

太陽電池玻璃蓋片的剝落與撞擊位置、試樣的制作工藝有較大關系,試驗結果具有一定的離散性.只考慮撞擊位置為A類型時,剝落區等效直徑Ds與彈丸直徑d和速度v的關系如圖10所示,獲得的剝落方程為

圖10 貝殼狀剝落區直徑Ds方程的曲線(撞擊位置類型A)Fig.10.Equations of conchoidal diameter Ds (Type A of impact position).

考慮撞擊位置為B和C的情況,此時剝落區等效直徑與彈丸直徑和彈丸速度的關系如圖11所示.方程 (6)中,調節系數 k 在 3.5 至 5.6 之間.因此從系數上看,與撞擊位置為A類型(中心區域)相比,當撞擊位置為類型B和C時,剝落區面積更大.由于撞擊位置為B和C兩種類型的試驗數據有限,總共只有5發,因此調節系數k的準確邊界范圍仍有待于進一步研究.

圖11 貝殼狀剝落區直徑 Ds 方程的曲線 (撞擊位置類型B,C)Fig.11.Equations of conchoidal diameter Ds (Type B and C of impact position).

剝落區等效直徑Ds與穿孔直徑Dh的關系如圖12所示.總體而言,穿孔直徑 Dh越大,剝落區等效直徑Ds越大.彈丸直徑在1—5 mm范圍內,彈丸速度在3—7 km/s范圍內,獲得剝落區等效直徑Ds與中心穿孔直徑Dh的擬合方程為:

鑒于撞擊位置對剝落面積的影響較大,本文分析結果顯示該比值在1.7和3.4之間變化.由于試驗數據有限,因此所獲得的準確系數,仍有待于進一步研究.

圖12 穿孔直徑 Dh 與剝落區等效直徑 Ds的關系Fig.12.Relationship between perforation diameter Dh and conchoidal diameter Ds.

5 結 論

機構間空間碎片協調委員會(IADC)2001年制定了空間碎片減緩指南,然而受技術水平和成本等多種因素制約,除空間站、空間試驗室等超大型航天器實施離軌隕落措施外,絕大數航天器壽命終止后仍留在軌道上成為太空垃圾,導致空間碎片環境日趨惡化.空間碎片對航天器的威脅成為國際空間安全關注的重點之一.太陽電池陣是航天器的電力來源,太陽電池陣暴露在空間的面積大,且難以防護,受到微流星體和空間碎片撞擊的可能性非常大.隨著長壽命航天器技術發展,空間碎片撞擊對太陽電池陣性能和壽命影響的問題突顯.本文采用二級輕氣炮進行試驗,對星用太陽電池片組件超高速撞擊特性及其損傷方程開展了研究,為我國開展系統級航天器太陽帆板超高速撞擊環境下性能退化評估奠定了基礎.

本文在前人研究的基礎上建立了正撞擊條件下球形鋁彈丸撞擊太陽電池陣時描述太陽電池陣穿孔直徑的方程,該方程能夠準確描述我國航天器用太陽電池陣的超高速撞擊損傷特征,對穿孔直徑的預測誤差在 ± 10%以內.

本文嘗試建立了描述太陽電池片剝落區的方程.太陽電池片組件在空間碎片撞擊下的性能退化,主要取決于太陽電池片剝落情況.本文的研究為太陽電池陣在軌性能退化評估奠定了基礎.

本文的試驗工作得到了徐坤博和李宇等人的幫助,測量工作得到了中國空間技術研究院物資部失效分析中心孟猛和吳照璽等人的幫助,在此表示感謝！