空間碎片撞擊衛(wèi)星影響分析及驗(yàn)證

胡永勤，邊志強(qiáng)，蘭勝威，牛升達(dá)，張大偉，劉霞

空間碎片撞擊衛(wèi)星影響分析及驗(yàn)證

胡永勤1，邊志強(qiáng)1，蘭勝威2，牛升達(dá)1，張大偉1，劉霞3

（1.上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109；2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速碰撞研究中心，四川 綿陽 621000；3.上海衛(wèi)星裝備研究所，上海 200240）

近年來，空間碎片環(huán)境日益復(fù)雜嚴(yán)峻，對衛(wèi)星在軌飛行構(gòu)成嚴(yán)重威脅，發(fā)生碰撞風(fēng)險(xiǎn)大幅增加。針對低軌衛(wèi)星遭受空間碎片撞擊問題，分析了撞擊產(chǎn)生的二次碎片云損傷機(jī)理，提出了利用遙測數(shù)據(jù)評估撞擊產(chǎn)生的影響，分析撞擊信息的流程，設(shè)計(jì)了相應(yīng)地面驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)。結(jié)果表明：碎片云引發(fā)二次損傷為空間碎片撞擊衛(wèi)星主要損傷形式。碎片云可導(dǎo)致多層隔熱材料（MLI）發(fā)生破損甚至嚴(yán)重撕裂、外翻，同時(shí)引起供電線纜損傷、導(dǎo)線被擊斷。破損的供電電纜，通過大電流后發(fā)生斷路的可能性急劇提升，對衛(wèi)星危害巨大。

空間碎片；碎片云；電纜損傷；多層隔熱材料；超高速撞擊

0　引言

空間碎片是指軌道上或重返大氣層的無功能人造物體，其來源包括失效航天器、運(yùn)載殘骸、解體碎片和空間微粒等，材質(zhì)主要為鋁合金、高分子復(fù)合材料等，碎片形狀多為塊狀、片狀和不規(guī)則形狀［1］。隨著當(dāng)前各國航天活動(dòng)的增多，空間碎片的數(shù)量也明顯增加。據(jù)評估，直徑1 cm以下的微小空間碎片數(shù)千萬計(jì)，直徑1～10 cm的碎片達(dá)數(shù)十萬個(gè)，直徑10 cm以上的大碎片易被觀察和編目，目前已編目的空間碎片總數(shù)已經(jīng)超過2萬個(gè)，并以平均每年數(shù)百個(gè)的速度增長［2-3］。例如美國SpaceX公司發(fā)射的星鏈衛(wèi)星目前已有多顆小衛(wèi)星失聯(lián)，部分主動(dòng)墜落，形成了大量空間碎片［4-5］。

空間碎片與低軌衛(wèi)星平均相對速度約10 km/s［6］。直徑1 cm以上的碎片一旦撞擊衛(wèi)星，將帶來較為嚴(yán)重的損傷，甚至損毀衛(wèi)星。直徑1 cm以下的微小空間碎片數(shù)量巨大，衛(wèi)星在軌運(yùn)行期間將極大可能遭遇微小碎片的撞擊。撞擊對航天器的暴露材料和部件的性能造成影響，包括磨損光學(xué)鏡頭表面、溫控材料及輕微損傷太陽翼等。例如2002年第4次對哈勃太空望遠(yuǎn)鏡維護(hù)后，發(fā)現(xiàn)回收的太陽翼遭受了大約5 000～6 000次空間碎片撞擊，撞擊損傷包括輕微的擦傷和在電池板上造成的穿孔［7-8］。

空間碎片撞擊對衛(wèi)星的損傷和影響一般可以描述如下：

1）衛(wèi)星運(yùn)行軌跡與空間碎片軌跡相交，星體表面遭遇空間碎片超高速撞擊，形成撞擊坑或穿孔。

2）撞擊時(shí)刻空間碎片與衛(wèi)星發(fā)生動(dòng)量傳遞，影響衛(wèi)星姿態(tài)、軌道。例如2016年8月23日ESA地球觀測計(jì)劃Sentinel-1A衛(wèi)星太陽電池陣遭受空間碎片（尺寸約1 cm，撞擊相對速度約11 km/s，與飛行方向夾角約45°，等效鋁球直徑約5 mm）高速撞擊，引起其姿態(tài)和軌道的變化。

3）撞擊發(fā)生在衛(wèi)星太陽電池陣或其驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)（Solar Array Drive Assembly，SADA）等位置，引起衛(wèi)星能源供給能力下降。

4）撞擊形成的二次碎片云和高溫、放電等［9-10］效應(yīng)產(chǎn)生的等離子云進(jìn)入星體內(nèi)部并發(fā)生擴(kuò)散，可能導(dǎo)致供電異常、電纜和產(chǎn)品受損。

5）空間碎片或產(chǎn)生的二次碎片云致使星體表面材料撕裂、破碎、脫落，形成新的空間碎片。例如2021年12月，美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）第4期軌道碎片季報(bào)中披露：美國太空部隊(duì)第18控制中隊(duì)確認(rèn)，一塊1996年產(chǎn)生的俄羅斯火箭殘骸太空碎片（國際代號1996-051Q，編號48078），于2021年3月18日意外撞擊了我國某衛(wèi)星（國際代號2019-063A，編號44547），此次撞擊事件共產(chǎn)生了37塊可跟蹤碎片，均已被第18控制中隊(duì)編目，截至2021年10月1日，其中4塊碎片已腐爛。

6）撞擊還可能引起星體結(jié)構(gòu)損傷，甚至導(dǎo)致衛(wèi)星部組件爆炸、解體。

當(dāng)前針對航天器遭受空間碎片超高速撞擊研究中，利用彈道極限方程等理論、仿真軟件進(jìn)行超高速撞擊數(shù)值模擬研究成果較多。蘇晉等［11］利用AUTODYN進(jìn)行數(shù)值模擬，彈丸直徑、彈丸形狀、入射速度及入射角度對石英玻璃超高速撞擊力學(xué)響應(yīng)的影響。郝偉江等［12］對球形彈丸超高速撞擊靶板形成碎片云過程中應(yīng)力波傳播規(guī)律和彈丸破損情況進(jìn)行了分析研究。林健宇等［13］總結(jié)了對鋁彈丸超高速撞擊防護(hù)結(jié)構(gòu)的研究，給出了空間碎片撞擊薄板破碎后產(chǎn)生的碎片云形狀、相態(tài)分析。 黃潔等［14］針對含隔熱層蜂窩夾層結(jié)構(gòu)開展了超高速撞擊實(shí)驗(yàn)研究和數(shù)值模擬，給出了帶隔熱層蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的彈道極限方程。張志遠(yuǎn)等［15］利用 AUTODYN軟件對彈丸撞擊蜂窩夾芯板和 Whipple結(jié)構(gòu)過程中的能量吸收與耗散進(jìn)行了數(shù)值仿真分析。賈光輝等［16］利用數(shù)值仿真的方法研究了靶后碎片云的內(nèi)外邊界模型，給出了邊界方程。巨圓圓等［17］從微觀分子動(dòng)力學(xué)角度，基于描述原子間相互作用力的勢函數(shù)，采用數(shù)值模擬方式獲得了與超高速碰撞宏觀現(xiàn)象相似結(jié)論。

利用二級輕氣炮等實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證手段進(jìn)行研究，相關(guān)研究報(bào)道和成果較多。中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心蘭勝威等［18］開展了水冰的超高速撞擊成坑實(shí)驗(yàn)，獲得了水冰撞擊坑特征隨撞擊參數(shù)的變化規(guī)律。柯發(fā)偉等［19］利用氣動(dòng)中心的序列激光陰影成像系統(tǒng)進(jìn)行了碎片云運(yùn)動(dòng)軌跡測量。馬兆俠等［20］利用超高速撞擊實(shí)驗(yàn)，獲得了鋁球撞擊鋁板反濺粒子云團(tuán)在250～340 nm波段的輻射特征光譜，并擬合出反濺粒子云團(tuán)溫度與撞擊參數(shù)之間的經(jīng)驗(yàn)公式。中國空間技術(shù)研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部鄭建東等［8］結(jié)合實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)給出了正撞擊條件下球形鋁彈丸撞擊太陽電池陣時(shí)描述太陽電池陣穿孔直徑的方程。哈爾濱工業(yè)大學(xué)管公順等［21］利用實(shí)驗(yàn)的方法研究了多層隔熱材料（Multi-layer Insulation，MLI）位于不同位置時(shí)的防護(hù)結(jié)構(gòu)損傷模式。

本文依據(jù)衛(wèi)星的特點(diǎn)，在前人研究的基礎(chǔ)上，描述了空間碎片高速撞擊衛(wèi)星產(chǎn)生的二次碎片云對衛(wèi)星的損傷機(jī)理，提出了利用遙測數(shù)據(jù)評估撞擊影響的流程，給出了撞擊信息計(jì)算方法。并設(shè)計(jì)了超高速撞擊實(shí)驗(yàn)，綜合驗(yàn)證了二次碎片對星體（鋁板、供電電纜、MLI等）損傷情況。同時(shí)針對供電電纜失效模式，利用真空條件下整束電纜短路實(shí)驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。

1　撞擊產(chǎn)生二次碎片云損傷機(jī)理

衛(wèi)星一般由服務(wù)平臺(tái)和載荷構(gòu)成，服務(wù)平臺(tái)包含結(jié)構(gòu)、熱控、能源、控制、推進(jìn)、信息等系統(tǒng)。熱控系統(tǒng)采取主動(dòng)（加熱器等）或被動(dòng)（MLI、熱管等）熱控措施，組織星體內(nèi)、外熱交換，并利用分布在衛(wèi)星各處的測溫點(diǎn)進(jìn)行溫度監(jiān)測。能源系統(tǒng)一般包括太陽電池陣、蓄電池、控制器、配電電纜網(wǎng)絡(luò)，為衛(wèi)星提供能源。控制系統(tǒng)包括慣性基準(zhǔn)測量組件（星敏感器、太陽敏感器等）和控制執(zhí)行組件（飛輪組合、磁力矩器等［22］）。推進(jìn)系統(tǒng)包括推力器、貯箱等組件，配合控制系統(tǒng)完成衛(wèi)星軌道和姿態(tài)控制功能。信息系統(tǒng)負(fù)責(zé)衛(wèi)星各類工作參數(shù)和數(shù)據(jù)的采集、處理及傳輸，實(shí)現(xiàn)與外部的信息（遙控、遙測、遙感）交互。

衛(wèi)星星體表面覆蓋蜂窩板或鋁板，并局部包覆MLI，如圖1所示。星體內(nèi)部一般包括艙體隔板、電纜、產(chǎn)品等。

圖1　衛(wèi)星模型

空間碎片高速撞擊星體表面（鋁板、MLI）時(shí)，應(yīng)力波從撞擊點(diǎn)附近向四周擴(kuò)散，在鋁板和MLI各層內(nèi)和層間傳播，并在界面發(fā)生反射、透射、疊加和衰減［23］。碎片中的反向沖擊波和撞擊面沖擊波傳播到各自背面時(shí)，各自反射出稀疏波。在應(yīng)力波作用下發(fā)生剪切、拉伸［24］，當(dāng)超出碎片、鋁板和MLI的材料極限時(shí)，材料發(fā)生裂紋擴(kuò)展、層裂、碎裂，形成大量小碎片，以碎片云形式擴(kuò)散運(yùn)動(dòng)。

工程實(shí)踐中空間碎片斜撞擊現(xiàn)象較為普遍，撞擊過程中撞擊角度對碎片云擴(kuò)散特性具有較大的影響［13，25］。斜撞擊產(chǎn)生的碎片云中，一部分碎片背離穿透方向運(yùn)動(dòng)發(fā)生反濺；另一部分由原空間碎片主體部分構(gòu)成，其運(yùn)動(dòng)方向與撞擊入射方向基本相同；其余碎片云由被撞擊面材料產(chǎn)生，其運(yùn)動(dòng)方向偏離撞擊入射方向，向撞擊面法線方向靠近。透射的碎片云大致呈橢球形向前膨脹，隨后動(dòng)能逐漸分散，繼續(xù)在星體內(nèi)擴(kuò)散（如圖2所示），與星體艙板、產(chǎn)品、電纜發(fā)生碰撞，最終部分碎片可能再次穿透星體離開。

圖2　空間碎片撞擊后穿透擴(kuò)散

斜撞擊下，鋁板產(chǎn)生橢圓形穿孔，其大小與碎片尺寸、材質(zhì)、撞擊速度、撞擊角度及撞擊面材質(zhì)、厚度等因素相關(guān)。MLI則會(huì)發(fā)生燒蝕、爆裂、邊緣卷起現(xiàn)象。

二次碎片云可對衛(wèi)星多部位造成損傷和連鎖性影響，可能的情況包括：

1）艙板結(jié)構(gòu)遭受一定程度的破壞，同時(shí)由于碰撞過程釋放大量熱量，使撞擊點(diǎn)附近溫度發(fā)生突變升高。

2）星體表面MLI發(fā)生大面積破損、翻卷，造成星體內(nèi)溫度失控，進(jìn)而對產(chǎn)品造成持續(xù)性危害；同時(shí)，損壞的柔性MLI可能會(huì)遮擋衛(wèi)星光學(xué)傳感器視場，影響觀測性能，若為光學(xué)姿態(tài)敏感器，還會(huì)造成整星姿態(tài)控制失穩(wěn)。

3）星體內(nèi)產(chǎn)品硬件損傷，造成系統(tǒng)工作異常。

4）供電電纜導(dǎo)線破損，引起電纜火線與零線（或接地防護(hù)結(jié)構(gòu)）貫通短路，可能導(dǎo)致衛(wèi)星母線瞬時(shí)大電流放電，燒毀鄰近導(dǎo)線絕緣表層，直至電纜中所有導(dǎo)線均毀壞開路，相應(yīng)產(chǎn)品供電中斷而永久失效。

2　撞擊影響數(shù)據(jù)分析

2.1　撞擊影響評估

衛(wèi)星在軌飛行時(shí)，各產(chǎn)品工作參數(shù)和衛(wèi)星狀態(tài)一般依賴遙測數(shù)據(jù)表征。衛(wèi)星遭受空間碎片撞擊發(fā)生故障后，若信息系統(tǒng)工作正常（遙測數(shù)據(jù)采集、記錄并下傳正確），地面可利用在軌遙測數(shù)據(jù)，對衛(wèi)星遭受撞擊產(chǎn)生的影響進(jìn)行評估，具體流程如下：

1）利用控制系統(tǒng)遙測數(shù)據(jù)，獲取衛(wèi)星三軸姿態(tài)角/角速度、衛(wèi)星角動(dòng)量和軌道變化情況。

2）利用載荷和能源系統(tǒng)遙測數(shù)據(jù)，分析衛(wèi)星艙外大部件（太陽電池陣、載荷等）狀態(tài)（是否損傷、解體或爆炸）。

3）利用能源系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和熱控系統(tǒng)遙測數(shù)據(jù)，分析衛(wèi)星電源母線、蓄電池電壓電流、推進(jìn)貯箱壓力、各處熱管溫度數(shù)據(jù)，獲取衛(wèi)星易燃易爆組件（蓄電池、推進(jìn)貯箱、熱管等）受損情況。

4）利用熱控系統(tǒng)星體各處測溫點(diǎn)溫度數(shù)據(jù)，查找故障時(shí)失效、瞬時(shí)升溫、溫度變化趨勢異常的測溫點(diǎn)位置，判斷MLI狀態(tài)和衛(wèi)星溫控狀態(tài)。

5）利用星體內(nèi)各處產(chǎn)品的遙測數(shù)據(jù)，分析產(chǎn)品工作狀態(tài)（是否功能受損、無法開啟），并定位故障產(chǎn)品位置，判斷供電和通信電纜損壞失效情況。

若衛(wèi)星故障時(shí)不同系統(tǒng)和產(chǎn)品的遙測異常數(shù)據(jù)具有極強(qiáng)的時(shí)間關(guān)聯(lián)性，則上述受損位置形成的損傷軌跡具有明顯的方向性（非各向同時(shí)受損），排除衛(wèi)星部組件解體和部組件爆炸因素后，通過衛(wèi)星角動(dòng)量、三軸角速度等信息，可判定衛(wèi)星遭受了空間碎片、微流星等不明物體撞擊，并獲得撞擊入射方向。

2.2　撞擊信息分析

在無外部力矩作用時(shí)（短時(shí)間內(nèi)氣動(dòng)、太陽光壓等環(huán)境干擾力矩可忽略不計(jì)），衛(wèi)星在慣性坐標(biāo)系下角動(dòng)量守恒。衛(wèi)星本體系的角動(dòng)量各分量周期性變化，但整星角動(dòng)量模值保持不變?？臻g碎片撞擊衛(wèi)星瞬間，衛(wèi)星本體系角動(dòng)量發(fā)生變化，模值相應(yīng)增大。利用衛(wèi)星角動(dòng)量計(jì)算結(jié)果，結(jié)合影響評估中遙測數(shù)據(jù)變化情況，可獲取衛(wèi)星遭受空間碎片撞擊信息，如圖3所示。

圖3　空間碎片撞擊信息分析流程

因此角動(dòng)量變化矢量與作用力臂垂直，已知衛(wèi)星質(zhì)心可唯一確定動(dòng)量交換作用點(diǎn)所處的平面。流程中利用星體表面數(shù)值突變的溫度測點(diǎn)位于撞擊點(diǎn)附近，從熱分析的角度輔助角動(dòng)量（力學(xué)）分析。利用流程獲得撞擊作用動(dòng)量后，大致估算出碎片質(zhì)量和撞擊速度范圍。

結(jié)合某衛(wèi)星在軌遙測數(shù)據(jù)、質(zhì)量特性等參數(shù)，利用上述分析流程，得出三軸角速度變化，分析得出空間碎片撞擊入射角（空間碎片速度方向與衛(wèi)星軌道面飛行方向夾角）約45°，估算撞擊相對速度約10～14 km/s。撞擊發(fā)生后衛(wèi)星角動(dòng)量變化如圖4所示，圖中縱軸為角動(dòng)量，橫軸為計(jì)算節(jié)拍，角動(dòng)量突變后的數(shù)據(jù)波動(dòng)由太陽電池陣撓性引起。

圖4　衛(wèi)星受空間碎片撞擊時(shí)星體角動(dòng)量計(jì)算結(jié)果

3　衛(wèi)星遭受空間碎片撞擊地面驗(yàn)證

3.1　高速撞擊地面驗(yàn)證

利用中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速彈道（二級輕氣炮）開展了超高速撞擊實(shí)驗(yàn)［19，26］，模擬空間碎片及撞擊產(chǎn)生的二次碎片云對衛(wèi)星星體表面（鋁板、MLI）和星體內(nèi)供電電纜造成的損傷情況。根據(jù)某衛(wèi)星在軌遙測數(shù)據(jù)和上述撞擊信息分析方法，進(jìn)行實(shí)驗(yàn)?zāi)M：

1）空間碎片一般為星體鋁制材料，平均密度約2.8 g/cm3［27］，實(shí)驗(yàn)中使用密度相仿的鋁合金彈丸模擬。

2）選取由球頭鋁柱加尼龍?zhí)讟?gòu)成的彈丸，球頭直徑12 mm，總質(zhì)量5.2 g，其中鋁合金部分質(zhì)量約 3.0 g，撞擊速度設(shè)置為6.5 km/s。利用能量等效方式，模擬相對速度10 km/s，空間碎片質(zhì)量1.3 g，撞擊角度45°的空間碎片撞擊。

3）設(shè)計(jì)簡化模擬艙體作為試件，如圖5所示。模擬艙體受撞擊面固定了3 mm厚度鋁板，鋁板內(nèi)側(cè)包覆MLI。艙體內(nèi)部布置一束供電電纜。模擬艙體后板布置分為僅MLI（工況1）、3 mm鋁板+MLI（工況2）2種情況，四側(cè)采用1.2 mm厚度鋁板封閉，前板與供電電纜、供電電纜與后板垂直距離設(shè)置為850 mm。實(shí)驗(yàn)中所用MLI和供電電纜均為典型星用材料。試件受撞擊面、艙體內(nèi)供電電纜、后板受損情況如圖6所示。

圖5　衛(wèi)星遭受高速撞擊地面模擬驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)

圖6　地面高速撞擊實(shí)驗(yàn)結(jié)果

實(shí)驗(yàn)中，彈丸撞擊穿透等效艙體后，受撞面外側(cè)鋁板產(chǎn)生約3 cm×4 cm橢圓形光滑穿孔。受撞面內(nèi)側(cè)MLI爆裂、翻卷，破損洞口相對穿孔偏心，口徑約8 cm×8 cm，中心接近穿孔處明顯燒蝕。撞擊產(chǎn)生的二次碎片云繼續(xù)向底板和后板方向擴(kuò)散，導(dǎo)致艙體中部的電纜多處損傷，部分位多根導(dǎo)線被擊斷。工況1，后板發(fā)生嚴(yán)重破損，產(chǎn)生撕裂、外翻。工況2，受撞面與工況1基本相仿，供電電纜損傷程度相仿，損傷部位增多；后板內(nèi)側(cè)鋁板產(chǎn)生多處不規(guī)則小穿孔，并穿透外側(cè)MLI，但MLI基本完整。

實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：碎片云可導(dǎo)致MLI發(fā)生破損、撕裂，引起供電線纜損傷、導(dǎo)線被擊斷。若后板僅布置MLI，碎片云將導(dǎo)致MLI大面積破碎、脫落。

若后板采用鋁板+MLI結(jié)構(gòu)，部分動(dòng)能較大的碎片穿透后板，動(dòng)能較小碎片被后板阻擋或反濺，可能對艙體內(nèi)部造成再生損傷。

3.2　真空條件下整束電纜短路地面驗(yàn)證

利用真空條件下整束電纜短路地面驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)，進(jìn)一步驗(yàn)證電纜失效模式。實(shí)驗(yàn)在真空罐中進(jìn)行，通過數(shù)字?jǐn)z像機(jī)、質(zhì)譜儀和快速溫度采集系統(tǒng)記錄，如圖7所示。實(shí)驗(yàn)中按照可能的短路假設(shè)進(jìn)行設(shè)置，電纜試件同樣為電纜束內(nèi)部10根火線、10根零線，采用錦綸絲套包覆。工況設(shè)置和結(jié)果見表1。

圖7　真空條件下整束電纜短路實(shí)驗(yàn)設(shè)備

表1　真空條件下整束電纜短路實(shí)驗(yàn)工況

實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：真空條件下瞬時(shí)大電流放電不會(huì)造成整束完好的電纜損毀；遭受撞擊受力破損的電纜，通過大電流后徹底斷路的可能性急劇提升。相較瞬時(shí)短路引起的熱應(yīng)力損傷，碎片云引發(fā)的供電電纜二次損傷危害更大。

4　結(jié)束語

空間碎片相關(guān)研究的最終目的是提高航天器在太空環(huán)境中的安全性和生存能力。本文針對撞擊產(chǎn)生的二次碎片損傷機(jī)理進(jìn)行了分析，給出了撞擊信息分析方法，設(shè)計(jì)的地面實(shí)驗(yàn)結(jié)果與某衛(wèi)星在軌實(shí)際情況相符。分析和地面驗(yàn)證結(jié)果表明，空間碎片撞擊星體后形成的碎片云引發(fā)二次損傷為主要損傷形式。碎片云可導(dǎo)致MLI發(fā)生破損、撕裂，引起供電線纜損傷、導(dǎo)線被擊斷。破損的供電電纜，通過大電流后徹底斷路的可能性急劇提升，將引起衛(wèi)星部分產(chǎn)品失效，對衛(wèi)星危害巨大。建議在衛(wèi)星設(shè)計(jì)中采取防護(hù)策略：1）供電電纜分束布置，并在允許的情況下備份設(shè)計(jì)；2）對MLI等易脫落部組件增強(qiáng)加固措施。

［1］ 宋光明，武強(qiáng)，李明，等.超高速撞擊下空間碎片形狀效應(yīng)研究進(jìn)展［J］.裝備環(huán)境工程，2020，17（3）：45-52.

［2］ 武江凱，田蕾，鄧凱文，等.MMOD撞擊下航天器風(fēng)險(xiǎn)評估系統(tǒng)的發(fā)展與啟示［J］.航天器環(huán)境工程，2020，37（6）：531-539.

［3］ NASA Orbital Debris Program Office. Orbital debris quarterly news［EB//OL］. （2020-07-29）［2022-03-01］. https：//orbita ldebris.jsc.nasa.gov/ quarterly-news/pdfs/odqnv23il/pdf.

［4］ 袁俊，鮑曉月，孫茜，等.巨型低軌星座頻率軌道資源趨勢分析及啟示建議［J］.空間碎片研究，2021，21（1）：48-57.

［5］ 龔自正，趙秋艷，李明，等.空間碎片防護(hù)研究前沿問題與展望［J］.空間碎片研究，2018，18（1）：2-12.

［6］ 劉朋，薛野.空間碎片及其對載人航天活動(dòng)的影響與防護(hù)［J］.空間碎片研究，2019，19（3）：26-27.

［7］ 姜東升，鄭世貴，馬寧，等.空間碎片和微流星對衛(wèi)星太陽翼的撞擊損傷及防護(hù)研究［J］.航天器工程，2017，26（2）：115-119.

［8］ 鄭建東，牛錦超，鐘紅仙，等.太陽電池陣二級輕氣炮超高速撞擊特性研究［J］.物理學(xué)報(bào)，2019，68（22）：1-7.

［9］ 蔡明輝，吳逢時(shí)，李宏偉，等.空間微小碎片超高速撞擊誘發(fā)的等離子體特性研究［J］.物理學(xué)報(bào)，2014，63（1）：1-6.

［10］ 高瑩瑩，楊凱威，孔維萱，等.高超聲速飛行器尖化前緣氣動(dòng)熱環(huán)境研究［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2019（6）：112-116.

［11］ 蘇晉，史嬌紅，汪存顯，等.空間碎片對石英玻璃超高速撞擊數(shù)值模擬研究［J］.機(jī)械科學(xué)與技術(shù)，2017，36（11）：1791-1796.

［12］ 郝偉江，龍仁榮，張慶明，等.球形彈丸超高速撞擊靶板時(shí)背表面材料破碎的數(shù)值模擬分析［J］.高壓物理學(xué)報(bào)，2019，32（2）：1-6.

［13］ 林健宇，羅斌強(qiáng)，徐名揚(yáng)，等.鋁彈丸超高速撞擊防護(hù)結(jié)構(gòu)的研究進(jìn)展［J］.高壓物理學(xué)報(bào)，2019，33（3）：1-23.

［14］ 黃潔，馬兆俠，蘭勝威，等.帶隔熱層蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的超高速撞擊特性研究［J］.宇航學(xué)報(bào)，2010，31（8）：2043-2048.

［15］ 張志遠(yuǎn)，遲潤強(qiáng)，龐寶君，等.蜂窩夾芯板與Whipple結(jié)構(gòu)對撞擊能量吸收與耗散的特性比較［J］.應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，33（5）：754-758.

［16］ 賈光輝，劉巧霞，張榜.超高速撞擊中靶后碎片云的內(nèi)外邊界方程研究［J］.航天器環(huán)境工程，2018，35（3）：210-216.

［17］ 巨圓圓，張慶明，龔良飛，等.球形彈丸超高速撞擊鋁靶的分子動(dòng)力學(xué)模擬［J］.航天器環(huán)境工程，2018，35（2）：153-157

［18］ 蘭勝威，柳森，覃金貴，等.不同密度彈丸對水冰的超高速撞擊成坑實(shí)驗(yàn)［J］.宇航學(xué)報(bào)，2018，39（9）：1054-1059.

［19］ 柯發(fā)偉，黃潔，李鑫，等.超高速撞擊鋁板碎片云測量［J］.空間碎片研究，2019，19（2）：18-24.

［20］ 馬兆俠，黃潔，石安華，等.鋁球超高速撞擊鋁板反濺碎片云團(tuán)輻射特性研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2014，28（2）：90-94.

［21］ 管公順，曾明，李航杰.多層隔熱材料對填充式結(jié)構(gòu)高速撞擊損傷影響的實(shí)驗(yàn)研究［J］.材料工程，2016，44（9）：96-100.

［22］ 牛睿，朱文山，李利亮，等.高分五號衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)［J］.上海航天，2019，36（增刊2）：61-66.

［23］ 陳戰(zhàn)輝，王文智，趙文杰，等.破片速度對碳纖維層合板沖擊損傷的影響［J］.上海航天，2020，37（5）：105-109.

［24］ 邸德寧，陳小偉，文肯，等.超高速碰撞產(chǎn)生的碎片云研究進(jìn)展［J］.兵工學(xué)報(bào)，2018，39（10）：2016-2018.

［25］ 唐蜜，柏勁松，李平，等.超高速撞擊中影響碎片云形狀因素分析［J］.高壓物理學(xué)報(bào)，2007，21（4）：425-432.

［26］ 郭運(yùn)佳，文雪忠，黃潔，等.不同填充層材料的空間碎片防護(hù)結(jié)構(gòu)性能試驗(yàn)研究［J］.航天器環(huán)境工程，2020，37（6）：589-595.

［27］ 鄭世貴，張帥，宮偉偉.空間站填充式防護(hù)結(jié)構(gòu)撞擊特性研究［J］.空間碎片研究，2018，18（1）：41-47.

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，碩士，工程師，主要研究方向?yàn)樾l(wèi)星總體設(shè)計(jì)。

V 423.41； V 416.6

A

10.19328/j.cnki.2096?8655.2022.04.014