白玉帥,岳 帥,林 輕,史文輝,杜忠華

(1.南京理工大學 機械工程學院,江蘇 南京 210094;2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海 201109)

隨著航天活動的日益頻繁,航天器可能受到多枚毀傷元的同時撞擊,需要研究填裝多枚毀傷元的彈丸對航天器內部結構造成毀傷的特性,為航天器損傷評估和防護結構設計提供參考。

文獻[1-2]對航天器防護結構在單個彈丸高速撞擊下的損傷與防護特性進行了研究。段敏[3]進行多枚彈丸同時撞擊鋁板的實驗和仿真,研究彈丸個數(shù)和彈丸質量對防護結構損傷特性的影響。韓瀟風[4]對包裹多彈丸撞擊Whipple防護結構的損傷進行研究,分析不同撞擊條件下包裹彈丸的破碎特性與毀傷特性。不同毀傷元形狀會表現(xiàn)出不同的毀傷特點,IQBAL等[5]研究了薄鋼板在受到不同形狀彈丸以中等速度撞擊時的瞬態(tài)和沖擊后三維全場響應,并進行了有限元(FEM)模擬,以關聯(lián)瞬態(tài)數(shù)據(jù)和碰撞后參數(shù)。周楠等[6]分析了不同形狀破片侵徹靶板的毀傷機理和破壞模式,討論了破片形狀對復合靶抗侵徹性能的影響。陳亞紅等[7]對爆炸拋撒毀傷元的速度分布規(guī)律進行研究,揭示出不同粒徑、形狀和材料的毀傷元會產(chǎn)生不同的速度分布。但上述研究并沒有研究多枚毀傷元對航天器內部結構的區(qū)域性毀傷特性,也未探討多枚不同形狀毀傷元的毀傷特點。

本文提出了區(qū)域性毀傷內部結構的毀傷方案,通過動能毀傷彈丸撞擊多層靶板的試驗與仿真研究其毀傷特性,并評估毀傷方案的可行性。在驗證有限元仿真模型的準確性后,研究多枚不同形狀毀傷元的毀傷特點,比較球形、圓柱形和立方體的毀傷效果。

1 地面毀傷試驗

1.1 毀傷原理

動能毀傷彈丸毀傷原理如圖1所示。航天器的外形多為鋁蜂窩夾層結構[8],衛(wèi)星內部的有效載荷多為具有鋁合金封裝盒的電子產(chǎn)品[9]。為實現(xiàn)對星體的功能性損毀,彈丸需穿透星體表面和封裝盒后形成毀傷元散布,并對內部的電子元器件形成區(qū)域性毀傷。但彈丸和毀傷元不能貫穿封裝盒,避免產(chǎn)生空間碎片并對搭載平臺造成危害。

圖1 動能毀傷彈丸毀傷原理圖

動能毀傷彈丸經(jīng)火工品發(fā)射器發(fā)射,彈丸出膛后以一定速度撞擊并穿透衛(wèi)星表面的第一層蜂窩鋁板,當撞擊強度大于蜂窩鋁板的鋁合金封裝盒時,由于尼龍彈殼和內部毀傷元的材質結構不同,以及彈目特性、相對速度等多項影響因素,彈丸在穿透封裝盒時彈殼破碎,內部的毀傷元與彈殼發(fā)生散布。撞擊時彈丸被軸向壓縮,部分軸向壓縮勢能轉化為徑向膨脹勢能,毀傷元發(fā)生橫向、縱向散布,對內部的各種電子元器件造成區(qū)域性毀傷。

1.2 試驗布置

為驗證動能毀傷彈丸毀傷方案的可行性,開展了地面毀傷效應評估試驗。試驗裝置布設如圖2所示。

圖2 試驗裝置布設示意圖

試驗彈丸外殼由尼龍彈殼、鋁合金彈底組成,內部填充48顆直徑4 mm、重0.263 g的鋼珠毀傷元,彈丸質量為21 g,直徑為16.6 mm,出膛速度為325 m/s,并通過金屬彈底增強毀傷元的散布。

航天器的外壁多是由鋁蒙皮和鋁蜂窩芯構成的蜂窩鋁板(最高至50 mm),將航天器外壁等效為靶板A。為防止空間輻射,航天器中的各種儀器設備外殼多選用鋁合金,封裝盒等效為靶板B。要求彈丸不能貫穿封裝盒產(chǎn)生空間碎片,封裝盒的另一側等效為靶板F。為研究彈丸對封裝盒內電子元器件的毀傷效果,將各類電子元器件等效為3層電路板靶板C、D、E。考慮目標本體結構和單機布局,將航天器防護結構等效為6層靶板。

試驗的6層靶板,從前到后排序為A～F,分別為:一層鋁蜂窩夾層板(厚度為20 mm,蒙皮厚度為0.5 mm,材料為2A12)模擬星體表面;一層鋁板(厚度為2 mm,材料為2A12)模擬封裝盒;3層印制電路板(厚度為1.6 mm,材料為FR-4板材)模擬各類電子元器件,并在電路板上分別連接指示燈,以此判斷目標功能是否喪失;一層2 mm厚的鋁合金靶板用以觀測彈丸是否滯留在封裝盒內。試驗時炮口處設置錫箔靶測速裝置,并采用高速攝像進行拍攝。

1.3 試驗結果

如圖3所示,彈丸以325 m/s初速撞擊試驗靶板。由圖可見,彈丸在穿透靶板A和靶板B后尼龍彈殼被破壞,毀傷元發(fā)生散布,然后對3層電路板造成區(qū)域性毀傷,電路板連接的指示燈熄滅,表明動能毀傷彈丸對電子元器件造成了功能性損毀。最后毀傷元和靶板碎片形成的破片群被靶板F完全擋住。

圖3 試驗靶板狀態(tài)

試驗結果表明,動能毀傷彈丸可以在穿透航天器外殼后對內部結構造成區(qū)域性毀傷,且不產(chǎn)生額外空間碎片,符合設計要求,毀傷方案可行性較高。但試驗只能觀察到毀傷效果,而不能分析具體的毀傷作用過程,為此需進行有限元動力學仿真,進一步分析其毀傷特性。

2 有限元動力學仿真

2.1 仿真模型的建立

彈丸毀傷的有限元動力學仿真模型如圖4所示,采用ABAQUS/Explict模塊進行動力學仿真[10]。

圖4 彈丸毀傷仿真模型示意圖

彈丸的彈殼、彈底為實體部件,單元類型為C3D8R。由于毀傷元材料的強度和硬度大于靶板材料,且在試驗中未發(fā)現(xiàn)變形斷裂的毀傷元,為簡化仿真模型將毀傷元設置為剛體部件,單元類型為R3D4,填充至彈丸內。靶板布置與試驗條件相同,靶板面積均為150 mm×150 mm。為使模擬結果更精確,在中心區(qū)域加密網(wǎng)格。蜂窩夾芯采用殼單元,單元類型為S4R[11-12],蜂窩鋁板的上下面板和其余靶板均為實體部件,單元類型為C3D8R。賦予彈丸325m/s的初始速度,靶板邊界均采用固定邊界約束,各個部件間的相互作用采用通用接觸。

為解決數(shù)值計算的網(wǎng)格依賴性問題,對粗網(wǎng)格和細網(wǎng)格分別進行計算,計算結果的差值可忽略,網(wǎng)格劃分較為準確,模型可用于后續(xù)的分析研究。

2.2 材料模型和參數(shù)

模型共涉及2A12鋁合金、尼龍和印制電路板3種材料。其中2A12和尼龍的基本材料力學參數(shù)見表1,表中,ρ為密度,E為彈性模量,μ為泊松比。

表1 2A12和尼龍的基本力學參數(shù)

材料的斷裂失效通過單元刪除來實現(xiàn),即在輸出設置status,則失效單元會被隱藏。2A12鋁合金的材料模型采用Johnson-Cook本構模型和破壞準則,數(shù)據(jù)參照文獻[13],如表2所示,表中,A為動態(tài)屈服強度;B,n分別為應變率硬化系數(shù)和應變率硬化指數(shù);C為應變率敏感系數(shù);m為溫升軟化指數(shù);D1～D5為材料常數(shù)。

表2 2A12鋁合金Johnson-Cook參數(shù)[13]

尼龍材料參照文獻[14],在塑性階段采用應力應變數(shù)據(jù),該階段主要發(fā)生剪切失效,失效模型采用ductile damage和shear damage,將2種損傷本構相結合。當尼龍單元的主應變大于0.65時,該單元將會自動刪除。

印制電路板主要由玻璃纖維增強材料組成,為各向異性復合材料,在厚度方向共鋪設4個單向層,每層厚度為0.2 mm,鋪層為[45/0/-45/90]。為準確模擬層合板結構在載荷作用下的力學響應和損傷過程,采用三維Hashin準則作為纖維的失效準則,共有4種失效模式[15]:

①纖維拉伸失效(σ11≥0)。

(1)

②纖維壓縮失效(σ11<0)。

(2)

③基體拉伸失效(σ22+σ33≥0)。

(3)

④基體壓縮失效(σ22+σ33<0)。

(4)

式中:σij,τij為單元在各個方向上的應力分量;XT,XC為單層板纖維方向的拉伸強度和壓縮強度,YT,YC為垂直于纖維方向的拉伸強度和壓縮強度;Sij為單層板對應方向上的剪切強度。

當單元應力狀態(tài)滿足上述某一式時,單元發(fā)生相應的破壞模式。由于ABAQUS并未提供三維實體單元的Hashin準則,需要通過Fortran語言編寫VUMAT子程序植入到仿真計算中[16]。印制電路板的彈性參數(shù)和強度參數(shù)具體參照文獻[17],如表3所示,表中,ρ為密度,E1,E2,E3為3個方向的彈性模量,γ12,γ13,γ23為3個方向的面內泊松比,G12,G13,G23為3個方向的面內剪切模量。

表3 電路板彈性屬性和強度參數(shù)[17]

2.3 仿真結果分析

模型總動能隨時間變化曲線如圖5所示,選取4個時刻的應力云圖展示動能毀傷彈丸毀傷靶板的過程。

圖5 彈丸毀傷靶板過程圖

彈丸穿過鋁蜂窩夾層板(靶板A)時彈殼沒有破壞,僅受內部毀傷元擠壓發(fā)生小變形。在撞擊強度更高的鋁板(靶板B)時彈殼破碎,內部毀傷元發(fā)生橫向、縱向散布,動能損失最大。隨后毀傷元先于彈底對電路板進行區(qū)域性毀傷,在3層電路板前分別殘留0,4,9枚毀傷元,并與靶板碎片形成大范圍的破片群。在穿透3層電路板后,彈底和部分毀傷元撞擊最后一層鋁板,但并未穿透,毀傷元和靶板碎片形成的破片群留存在第一層和最后一層靶板間,與試驗結果相同。

2.4 試驗與模型的結果對比

為了驗證仿真模型的準確性,對仿真和試驗結果進行定性分析,各個靶板的仿真和試驗結果對比如圖6所示,圖中,靶板序號從左至右依次為A～F,仿真與試驗的靶板毀傷圖上下對應。為更直觀地驗證仿真模型與試驗的一致性,對仿真與試驗的毀傷范圍數(shù)據(jù)進行定量分析,如表4所示。

表4 試驗與仿真的毀傷范圍對比

圖6 靶板毀傷的仿真與試驗結果對比

穿透靶板A時蜂窩的六邊形胞孔結構影響了開孔形狀,蒙皮向內彎折,邊界光滑。撞擊靶板B時彈殼破碎,鋼珠起主要侵徹作用,所以開孔成不規(guī)則圓形,邊界呈現(xiàn)鋼珠侵徹痕跡,開孔直徑為22.13 mm,略大于靶板A的18.54 mm。同時試驗靶板B開孔周圍光滑無零散鋼珠撞擊痕跡,說明之前彈殼并未破壞,與仿真現(xiàn)象一致。毀傷靶板C,D,E的過程表現(xiàn)出較強的隨機性,但毀傷范圍仍然具有參考價值。毀傷范圍由49.55 mm依次增大至73.65 mm,毀傷中心周圍出現(xiàn)的單點毀傷也依次增多。靶板F以彈底撞擊點為中心周圍散布鋼珠和靶板二次破片的撞擊痕跡,無貫穿損傷。數(shù)值模擬結果與試驗驗證結果符合度較好。

綜上,對毀傷過程的定性分析表明,試驗與仿真的毀傷特性相同;通過對靶板的毀傷范圍的定量分析發(fā)現(xiàn)其偏差在10%以內。所以仿真模型與試驗具有一致性,可以利用仿真模型進一步研究毀傷元形狀對動能毀傷彈丸毀傷性能的影響。

3 毀傷元形狀對毀傷性能的影響

為研究毀傷元形狀對動能毀傷彈丸毀傷效果的影響,選用3種典型的毀傷元,即球形、圓柱形和立方體進行仿真計算。彈丸內部填充的3種毀傷元數(shù)量均為48枚、質量均為0.263 g,如圖7所示。彈丸初速均為325 m/s,侵徹位置均為靶板中心,以控制對照變量的單一性。

圖7 填裝不同毀傷元的彈丸示意圖

3.1 不同形狀毀傷元的散布特性

為研究動能毀傷彈丸穿透航天器外壁后的毀傷元散布特性,需要分析彈丸穿透靶板B后,即彈殼破碎后的毀傷元動能變化和橫、縱向散布趨勢。如圖8～圖10所示,分別為球形、圓柱形和立方體毀傷元在接觸到靶板C前的OXY和OXZ平面散布,坐標定義如圖4所示,不同顏色深度代表不同速度大小。為更方便觀察不同排列位置毀傷元的動能,圖11給出了各個毀傷元的動能曲線。

圖8 球形毀傷元的XY和XZ平面散布

圖9 圓柱形毀傷元的XY和XZ平面散布

圖10 立方體毀傷元的XY和XZ平面散布

圖11 不同形狀的各枚毀傷元速度

彈丸撞擊靶板B時內部毀傷元受到軸向壓縮力,前端位置毀傷元被彈底和后端毀傷元擠壓推動,前端動能大于后端,形成動能差,發(fā)生縱向散布。同時彈體穿透靶板后彈殼破碎失去約束力,軸向壓縮力部分轉化為徑向膨脹力,在徑向膨脹勢能的作用下內部毀傷元發(fā)生橫向散布。

不同形狀毀傷元呈現(xiàn)不同橫、縱向散布和動能分布特性。由于形狀原因球形毀傷元排列松散,受軸向壓縮最大,轉化為徑向膨脹勢能最多。球形毀傷元釋放后的空間排布呈橫向分布,橫向擴散直徑大于其他形狀毀傷元,且速度分布最均勻,為248.7～126.6 m/s。圓柱形和立方體毀傷元縱向排列緊密,速度大小呈明顯階梯狀分布,為251.8～52.8 m/s,285.7～80.6 m/s,且縱向散布增大。由于圓柱形橫向排列比立方體松散,圓柱形毀傷元前部橫向散布大于立方體,而立方體具有速度大于250 m/s的有11枚,占比最多。

所以毀傷元形狀會影響其在彈丸內部的排列緊密度,進而影響彈殼破碎后毀傷元散布特性。主要原因是,在撞擊靶板時,內部毀傷元會呈現(xiàn)不同的接觸碰撞形式:球形可發(fā)生較大的橫向和縱向擠壓,受力為點接觸;圓柱形縱向排列緊密,只能發(fā)生較大的橫向擠壓,橫向受力為點接觸,縱向受力為面接觸;立方體縱向、橫向排列均較為緊密,受力為面接觸。所以毀傷元的幾何形狀會導致不同的橫向、縱向散布和動能分布。

3.2 不同形狀毀傷元的毀傷過程

不同形狀毀傷元在毀傷過程中的平均速度隨彈丸Z向位移的變化曲線如圖12所示。為更直觀地進行比較,表5給出了不同形狀毀傷元毀傷各個靶板后的動能損失值。各個毀傷元在毀傷過程中的速度分布會發(fā)生變化,各個毀傷元間的速度標準差隨Z向位移的變化曲線如圖13所示。

表5 毀傷元毀傷靶板后的動能損失值

圖12 毀傷元平均速度隨位移的變化曲線

圖13 毀傷元速度標準差隨位移的變化曲線

球形毀傷元穿透靶板B后動能損失最大為288 J,而毀傷3層電路板的動能損失最少為167 J,同時速度標準差一直保持在較低水平,各個毀傷元速度分布最均勻。圓柱形和立方體毀傷元的速度標準差曲線相似,說明在毀傷內部結構時兩者毀傷元具有相似的速度分布。立方體毀傷元穿透外殼損失動能最少為232 J,但在毀傷電路板時動能下降最多為226 J。

為更進一步研究動能毀傷彈丸的毀傷特征,對重要毀傷節(jié)點進行分析。表6為毀傷元穿透各個靶板后殘余的毀傷元的數(shù)量、排列編號統(tǒng)計,其中毀傷元從彈頭到彈底依次編號。

表6 毀傷元穿透靶板后的殘余個數(shù)和排列編號

在毀傷每層電路板后均會有殘余毀傷元,隨著層數(shù)增大,殘余毀傷元增多。立方體毀傷元殘余較少是由于在毀傷靶板C前動能損失最少。雖然毀傷元殘留的數(shù)量相差不大,但其在彈丸內的排列位置表現(xiàn)不同。球形殘留的毀傷元主要集中在彈頭位置(3～15)。而立方體和圓柱形每層殘余數(shù)量和編號具有一致性,2種形狀的毀傷發(fā)生散布后速度梯度分布明顯,所以彈尾位置的毀傷元(44～48)先喪失毀傷能力,然后中部位置(16～34)的毀傷元出現(xiàn)大量滯留,這說明2種形狀的毀傷元雖然穿透靶板B后橫向散布較小,但在毀傷靶板C、D時動能損失增大,保持毀傷元集中毀傷后續(xù)靶板的難度增大。

4 結論

本文提出了一種包裹多枚毀傷元的動能毀傷彈丸構型,可對航天器內部造成區(qū)域性毀傷,通過試驗驗證了毀傷方案的可行性。建立了彈丸毀傷的仿真模型以研究毀傷特性,并與試驗進行對比,驗證了模型的準確性。最后利用仿真探究了不同毀傷元形狀的毀傷特點,得到了如下結論:

①動能毀傷彈丸穿透靶板B時動能損失最大,彈殼破碎后毀傷元向航天器內部造成橫向、縱向散布,每層電路板的毀傷范圍依次增大,當彈丸出膛速度為325 m/s時,靶板F不會被穿透,不會產(chǎn)生額外的空間碎片。

②不同形狀毀傷元會產(chǎn)生不同橫、縱散布和動能分布特性,球形毀傷元散布后動能分布均勻,橫向擴散直徑最大。圓柱形和立方體毀傷元縱向散布大,動能呈明顯階梯狀分布。立方體毀傷元縱向散布最大。

③球形毀傷元穿透靶板B后速度損失最大,保持毀傷元集中毀傷的效果最好,對內部電路板的毀傷效果最好。而立方體毀傷元恰好相反,穿透靶板B后損失動能最少,適合穿透衛(wèi)星外殼,但毀傷電路板的效果較差。在實際應用中如果對內部毀傷效果有要求,可使用球形毀傷元;如果目標外壁較厚則可使用圓柱形或立方體毀傷元。