不同环境温度下铝球高速撞击纤维布-铝板组合防护结构试验研究.docx

? ? 不同环境温度下铝球高速撞击纤维布/铝板组合防护结构试验研究 ? ? 管公顺，廖 祥，张 铎 (哈尔滨工业大学 航天学院，哈尔滨 150080) 空间环境极其复杂，包括高真空、微重力、等离子体、高能粒子辐照、高低温及温度交变等[1-2]。在极端空间环境中，航天器结构及防护材料的机械、物理、化学等性能将会发生变化[3-4]，同时，空间环境将对航天器敏感材料及器件的正常工作产生影响[5-6]。当航天器在空间轨道上受到太阳直接照射时，其表面温度可达200 ℃，而在地球阴影面运行时，其表面温度可降至-180 ℃。极端高低温环境将导致航天器结构材料的力学性能下降[7-8]，频繁的高低温交变也会造成航天器结构材料的疲劳破坏[9]。空间高能量电子辐照也是造成航天器在轨工作异常和材料性能退化的重要原因[10]。防护结构是航天器抵御空间碎片撞击、提高在轨生存力的最外层屏障，直接暴露于太空环境中，极端环境因素引起的防护材料疲劳破坏问题更加突出。环境温度的剧烈变化、高能量电子的强烈辐照均会造成防护材料表面的严重疲劳损伤[11-13]，从而引起防护结构的高速撞击防护性能下降。本文以纤维布/铝板组合防护结构为研究对象，采用高速撞击试验的方法，研究其在不同环境温度时的高速撞击损伤和防护特性，分析环境温度、高低温交变、电子辐照对纤维布/铝板组合防护结构高速撞击损伤及防护特性的影响。 1 试验方法 本文试验用的防护结构由玄武岩纤维布、Kevlar纤维布、2A12铝板和5A06铝板组成。玄武岩纤维布层和Kevlar纤维布层的面密度均为0.068 g/cm2，2A12铝板的厚度为0.5 mm，5A06铝板作为用于模拟航天器舱壁的后板，其厚度为3 mm。结构总防护间距为100 mm，玄武岩纤维布、Kevlar纤维布和2A12铝板依次间隔25 mm，2A12铝板与后板间隔50 mm，试验采用的组合防护结构如图1所示。本文进行了高低温交变和电子辐照两种空间环境疲劳作用的模拟。对玄武岩纤维布和Kevlar纤维布的高低温交变和电子辐照作用都是在靶舱外进行的。高低温交变过程中的加热和制冷分别在高温加热箱和低温制冷箱中进行，首先将纤维布放入加热箱中加热到200 ℃，保持20 min后取出，恢复到室温后再将其放入制冷箱中冷却至-100 ℃，保持20 min后取出，恢复到室温后再进行下一次加热和制冷，反复进行30次。电子辐照作用是将纤维布放置在辐照设备中进行处理，辐照电子能量为1 MeV，电子束流量为5.3×1015cm2·s，辐照总注量为6.03 C。最后，将经过高低温交变和电子辐照作用后的纤维布与铝板组装成防护结构放入靶舱中进行撞击试验。本文试验用的防护结构有三种类型：纤维布未经过环境疲劳作用的防护结构；纤维布只经过高低温交变的防护结构；纤维布只经过电子辐照的防护结构。进行高低温环境下的高速撞击试验时，将试验用的防护结构安装在具有温度控制功能的小靶箱内，之后，将小靶箱固定在轻气炮靶舱内的弹道上，在小靶箱内模拟撞击时的高温和低温环境。小靶箱面对弹丸撞击的密封门在轻气炮击发前的瞬间通过远程控制打开，确保弹丸撞击防护结构时的温度为设定的环境温度。 图1 实验中采用的防护结构Fig.1 The shield in the test 试验采用非火药驱动二级轻气炮加速2017铝球弹丸。一级、二级驱动气体分别为氮气和氢气，利用气动阻力实现弹丸与弹托的分离。弹丸直径为3.97 mm，撞击速度在1.4 ～3.53 km/s之间，撞击角度为0°，弹丸速度采用磁感应方法测量，精度高于2%。撞击时，靶舱内压力小于200 Pa，靶舱内温度分别为20 ℃、200 ℃和-100 ℃。本文共进行了39次高速撞击试验，其中，未对纤维布进行环境疲劳作用的试验有18次，对纤维布进行高低温交变作用的试验有12次，对纤维布进行电子辐照作用的试验有9次，环境疲劳作用情况详见表1。表中编号字母“BK”表示未对纤维布进行环境疲劳作用；字母“BKH”表示只对纤维布进行高低温交变作用；字母“BKR”表示只对纤维布进行电子辐照作用。 2 结果与讨论 2.1 试验结果 铝球弹丸高速撞击纤维布/铝板组合防护结构后，各防护层呈现不同的损伤形式，且当撞击速度不同时，损伤形式存在一些差别。同时发现，在相同撞击条件下，环境疲劳和环境温度对后板损伤的严重程度有显著影响。防护层及后板撞击损伤的部分试验结果如图2～图4所示。在本文试验撞击速度下，首先被弹丸击穿的玄武岩纤维布层的穿孔边缘均较为规则平整，纤维丝无明显拉伸现象。随着撞击速度的增加，玄武岩纤维布层穿孔尺寸略有增大，但高低温交变和电子辐照对玄武岩纤维布层的穿孔尺寸无显著影响。当环境温度为200 ℃时，与环境温度为20 ℃和-100 ℃的情况相比，玄武岩纤维布层穿孔尺寸略有增大