MMOD撞擊下航天器風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估系統(tǒng)的發(fā)展與啟示

武江凱，田 蕾，鄧凱文，遲潤(rùn)強(qiáng)

（1.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部；2.北京跟蹤與通信技術(shù)研究所：北京100094；3.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，哈爾濱150001）

0 引言

微流星體及空間碎片（micro-meteoroid & orbital debris,MMOD）超高速撞擊嚴(yán)重威脅在軌航天器安全——航天器部組件一旦被MMOD撞擊損傷，將導(dǎo)致功能降級(jí)或失效，甚至引起航天器整器失效。隨著空間環(huán)境的逐步惡化，MMOD已成為威脅航天器在軌安全的最主要空間環(huán)境因素。

通常情況下，超高速撞擊實(shí)驗(yàn)是考核、驗(yàn)證航天器生存力的最直接、可信手段，但由于實(shí)驗(yàn)費(fèi)用高昂、設(shè)計(jì)周期長(zhǎng)且無(wú)法覆蓋在軌撞擊速度等因素，對(duì)所有工況開(kāi)展實(shí)驗(yàn)并不現(xiàn)實(shí)；而利用MMOD環(huán)境模型、航天器參數(shù)模型及有限撞擊實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)開(kāi)展MMOD撞擊下航天器失效風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估，資源消耗較少，且快速、高效，目前已成為航天任務(wù)風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估的有效手段。

本文在完成MMOD超高速撞擊對(duì)航天器的撞擊損傷行為和撞擊效應(yīng)分析的基礎(chǔ)上，綜述MMOD超高速撞擊下航天器風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估系統(tǒng)的發(fā)展情況，以及撞擊敏感性、易損性分析等關(guān)鍵技術(shù)的最新進(jìn)展；最后針對(duì)國(guó)內(nèi)現(xiàn)狀，提出MMOD撞擊下航天器風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估系統(tǒng)的發(fā)展建議。

1 MMOD對(duì)航天器的撞擊損傷和效應(yīng)

低地球軌道上積累了越來(lái)越多的空間資源，太空已成為各國(guó)軍事應(yīng)用、經(jīng)濟(jì)發(fā)展和社會(huì)生活的重要領(lǐng)域。據(jù)估計(jì)，目前在軌的mm 級(jí)以上空間碎片總數(shù)已超過(guò)4000萬(wàn)個(gè)，總質(zhì)量已達(dá)數(shù)百萬(wàn)kg，根據(jù)NASA 在2019年最新公布的空間碎片增長(zhǎng)數(shù)據(jù)，目前觀測(cè)并已編目的空間碎片總數(shù)已超過(guò)2萬(wàn)個(gè)，并以平均每年數(shù)百個(gè)的速度增長(zhǎng)，與微流星體一起對(duì)在軌航天器構(gòu)成愈演愈烈的安全威脅[1]。對(duì)于10 cm 以上的MMOD，由于可以被提前監(jiān)測(cè)預(yù)報(bào)，一般采用軌道機(jī)動(dòng)方式進(jìn)行規(guī)避，故碰撞概率極低；對(duì)于cm 級(jí)及以下的小尺寸MMOD，一般通過(guò)風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估及防護(hù)設(shè)計(jì)的方式予以應(yīng)對(duì)。

MMOD對(duì)航天器的撞擊呈現(xiàn)出多種復(fù)雜的物理力學(xué)現(xiàn)象，mm 級(jí)、cm 級(jí)及以上動(dòng)能或沖量較大的MMOD的撞擊一般會(huì)在艙體表面形成撞擊坑，對(duì)艙體表面的材料、艙外設(shè)備部件形成損傷；隨著撞擊能量的增大，還會(huì)造成艙體結(jié)構(gòu)分層層裂、崩落、艙體穿孔、二次撞擊或進(jìn)入航天器內(nèi)部[2-3]。對(duì)于功能類(lèi)組件設(shè)備，MMOD的超高速撞擊會(huì)導(dǎo)致設(shè)備級(jí)、分系統(tǒng)級(jí)功能降級(jí)、損傷或航天器解體，威脅航天器在軌安全。MMOD對(duì)不同部組件的撞擊效應(yīng)及影響如表1所示。

表1 MMOD對(duì)不同部組件的撞擊效應(yīng)及影響Table1 The MMODimpact effectson and influencesto different components

密封艙是載人航天器支持航天員在軌長(zhǎng)期居住和工作的場(chǎng)所，其結(jié)構(gòu)受撞擊穿孔后會(huì)產(chǎn)生以下效應(yīng)及影響：

1）總壓和氧分壓效應(yīng)：艙內(nèi)氣體泄漏引起氣壓降低，導(dǎo)致航天員出現(xiàn)疲勞、煩躁、緊張等不適狀態(tài)甚至發(fā)生體液沸騰，造成航天員因缺氧而神志不清或窒息，嚴(yán)重威脅航天員生命安全；

2）二次碎片云和沖擊波效應(yīng)：艙壁被擊穿時(shí)形成二次碎片云和沖擊波，進(jìn)入密封艙內(nèi)的碎片或二次碎片有可能直接擊中航天員，造成航天員傷亡；

3）碎片次級(jí)效應(yīng)：碎片進(jìn)入密封艙后撞擊產(chǎn)生爆燃、閃光、壓力脈沖和溫度劇升等次級(jí)效應(yīng)，導(dǎo)致穿孔附近的航天員傷亡[4-5]。

2 MMOD撞擊下航天器失效風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估系統(tǒng)發(fā)展

截至目前，以美國(guó)航空航天局（NASA）、歐洲航天局（ESA）等為代表的航天組織，基于撞擊事件無(wú)時(shí)間累積效應(yīng)、有限時(shí)段內(nèi)撞擊次數(shù)有限且相互獨(dú)立以及撞擊事件為小概率事件等假設(shè)，逐漸發(fā)展了從單純的結(jié)構(gòu)損傷失效到功能失效，以及涉及航天員的災(zāi)難性失效的評(píng)估，并基于可靠性理論建立了從部組件失效到系統(tǒng)級(jí)失效的風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估系統(tǒng)。

2.1 NASA

20世紀(jì)90年代，NASA 開(kāi)展了針對(duì)MMOD環(huán)境的航天器撞擊失效風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估研究，并開(kāi)發(fā)了國(guó)際上首款專(zhuān)用的風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估軟件——Bumper，采用“擊穿”作為航天器結(jié)構(gòu)失效準(zhǔn)則，利用非擊穿概率PNP（probability of no penetration）表征系統(tǒng)非失效概率，支持對(duì)部件功能失效、系統(tǒng)功能降級(jí)或者任務(wù)失敗等3類(lèi)失效準(zhǔn)則風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行評(píng)估。Bumper常作為標(biāo)準(zhǔn)對(duì)其他風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估軟件/代碼進(jìn)行校驗(yàn)；最新的Bumper III版本可靈活應(yīng)用于特殊航天器、材料、構(gòu)型的風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估，支持用戶(hù)針對(duì)特殊材料、構(gòu)型、部件，快速切換環(huán)境模型和撞擊極限方程，開(kāi)展地球軌道和月球軌道航天器MMOD撞擊風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估[6-8]。

Nebolsine等[9]基于COVART（computation of vulnerable aera and repair time）方法和FASTGEN（fast shotline generator）模塊，建立用于衛(wèi)星易損面積和部件損傷生存力評(píng)估的HIVAM（hypervelocity impact vulnerability aera model）模型。由FASTGEN模塊生成包含是否撞擊、撞擊位置、入射角、組件材料厚度等信息的射擊線，與衛(wèi)星結(jié)構(gòu)、部組件進(jìn)行相交撞擊計(jì)算，開(kāi)展被撞對(duì)象的易損性分析；針對(duì)每次撞擊碎片的速度和尺寸，與部件失效概率數(shù)據(jù)庫(kù)進(jìn)行比較，評(píng)估當(dāng)次撞擊事件的部件失效概率；并基于FMEA（failure mode and effects analysis）和FTA（fault tree analysis），完成衛(wèi)星系統(tǒng)級(jí)失效風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估，部件失效準(zhǔn)則類(lèi)別包括碎片或次級(jí)碎片的撞擊動(dòng)能、碎片云撞擊沖力以及碎片云沖擊下部件的速度增量等3類(lèi)。

NASA 為提高對(duì)國(guó)際空間站（International Space Station,ISS）生存力評(píng)估的精度，降低系統(tǒng)設(shè)計(jì)規(guī)模和代價(jià)，開(kāi)發(fā)了MSCSurv（manned spacecraft crew survivability）評(píng)估代碼，在Bumper 基礎(chǔ)上，采用非災(zāi)難性失效概率PNCF（probability of no catastrophic failure）作為評(píng)估準(zhǔn)則，具備對(duì)MMOD擊穿艙體后，航天員缺氧等7類(lèi)失效模式生存力的評(píng)估。如圖1所示，MSCSurv 評(píng)估結(jié)果能更準(zhǔn)確地表征航天器受損和航天員傷亡概率，更有效地指導(dǎo)防護(hù)和優(yōu)化航天員在軌工作模式[4,10]；并通過(guò)試驗(yàn)和仿真技術(shù)，先后發(fā)展了多類(lèi)穿孔孔徑和裂紋計(jì)算經(jīng)驗(yàn)公式[10-16]。

圖1 MSCSurv 評(píng)估流程Fig.1 The flow chart of MSCSurv assessment

2.2 ESA

ESA 組織開(kāi)發(fā)了ESABASE/DEBRIS和PIRAT（particle impact risk and vulnerability assessment tool）等評(píng)估系統(tǒng)，開(kāi)展航天器、部組件撞擊風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估研究。

ESABASE/DEBRIS考慮了部組件失效與子系統(tǒng)/功能失效的邏輯關(guān)系，建立了航天器整器失效概率計(jì)算模型，支持對(duì)簡(jiǎn)化的單塊板結(jié)構(gòu)和環(huán)境模型實(shí)驗(yàn)中測(cè)試結(jié)構(gòu)開(kāi)展非幾何狀態(tài)下撞擊和失效評(píng)估[2,17-18]。

德國(guó)EMI（Ernst-Mach-Institute）研究中心基于部件損傷閾值和故障樹(shù)理論建立了撞擊風(fēng)險(xiǎn)和易損性評(píng)估系統(tǒng)PIRAT，開(kāi)展典型衛(wèi)星部件設(shè)備及系統(tǒng)級(jí)易損性評(píng)估。針對(duì)只引起部件損壞的非致命撞擊，通過(guò)撞擊極限方程進(jìn)行評(píng)估——對(duì)于艙外設(shè)備，一般等效為薄鋁單板結(jié)構(gòu)，選用C-P（Cour-Palais）撞擊極限方程或SRL（Schafer-Ryan-Lambert）方程；對(duì)于艙內(nèi)設(shè)備選用SRL 撞擊極限方程，且考慮二次碎片云在艙內(nèi)的增長(zhǎng)和傳遞以及對(duì)組件的撞擊作用效應(yīng)；對(duì)于撞擊到結(jié)構(gòu)或主任務(wù)載荷等引起系統(tǒng)級(jí)失效的致命撞擊，通過(guò)定義損傷閾值——包括撞擊粒子臨界直徑、動(dòng)能、能量質(zhì)量比閾值（40 J/g）——對(duì)衛(wèi)星解體失效模式進(jìn)行評(píng)估[19-20]。

2.3 中國(guó)

目前，國(guó)內(nèi)進(jìn)行MMOD研究的單位主要包括中國(guó)空間技術(shù)研究院、哈爾濱工業(yè)大學(xué)、北京理工大學(xué)和中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力學(xué)研究所，先后開(kāi)發(fā)了MODAOST（meteoroid&orbital debris assessment and optimization system tools）、S3DE（survivability of spacecraft in space debris environment）、MODRAS（meteoroid&orbital debris risk assessment system）和TVAS（target vulnerability analysis software）等風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估系統(tǒng)。這些系統(tǒng)的評(píng)估方法不盡相同，其中，哈爾濱工業(yè)大學(xué)開(kāi)發(fā)的S3DE評(píng)估系統(tǒng)根據(jù)實(shí)驗(yàn)和仿真數(shù)據(jù)，采用等效鋁板厚度替代艙內(nèi)電子設(shè)備結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，建立部組件易損性模型；并基于系統(tǒng)可靠性FMEA 和FTA，建立部組件易損性和系統(tǒng)易損性的邏輯關(guān)系；支持用戶(hù)設(shè)置航天器不同的飛行姿態(tài)，選擇并編輯典型防護(hù)結(jié)構(gòu)參數(shù)，對(duì)壓力容器、電化學(xué)設(shè)備、電子設(shè)備、機(jī)電設(shè)備以及艙體結(jié)構(gòu)等開(kāi)展易損性評(píng)估[21-24]。

3 MMOD撞擊下航天器失效風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估技術(shù)發(fā)展

MMOD撞擊下航天器失效風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估技術(shù)要素包括MMOD環(huán)境模型、航天器參數(shù)（姿態(tài)、軌道參數(shù)以及[防護(hù)]結(jié)構(gòu)和設(shè)備布局）、敏感性、易損性等，本文主要針對(duì)敏感性、易損性2部分進(jìn)行說(shuō)明。

3.1 敏感性（撞擊概率）計(jì)算

針對(duì)MMOD環(huán)境下的航天器撞擊概率計(jì)算，即航天器（部組件）對(duì)MMOD撞擊的敏感性分析方法，主要包括面元法和射擊線法。

面元法亦稱(chēng)作易損面積法、暴露面積法或敏感面積法，通過(guò)遮擋算法計(jì)算單元、部件和航天器表面的撞擊面積，根據(jù)空間碎片撞擊事件滿足泊松分布的充分條件，以空間碎片環(huán)境模型離散（速度、尺寸和方向）在各個(gè)撞擊方向的撞擊通量為基礎(chǔ)，計(jì)算單元、部件和航天器表面的撞擊概率。得到航天器撞擊概率后，即可據(jù)此開(kāi)展失效概率分析。

射擊線法是根據(jù)空間碎片的速度、方向及尺寸分布模型，通過(guò)生成各個(gè)撞擊方向的射擊線，對(duì)所有的分析單元開(kāi)展相交計(jì)算判斷是否到達(dá)分析單元，得到單次射擊線對(duì)分析單元的撞擊概率；然后針對(duì)分析單元的失效機(jī)理，計(jì)算各射擊線對(duì)單元的撞擊效應(yīng)，并結(jié)合組件單元失效準(zhǔn)則計(jì)算組件失效概率。

3.1.1 面元法

計(jì)算MMOD對(duì)航天器單元的撞擊面積，需考慮航天器本體單元之間的相互遮擋效應(yīng)，以下主要對(duì)航天器本體自遮擋的計(jì)算方法進(jìn)行說(shuō)明。對(duì)于微流星體撞擊，還需考慮地球遮擋的影響。

1）包圍盒法

2004年，唐頎[25]提出了包圍盒法（如圖2所示），通過(guò)將航天器表面離散為有限單元，對(duì)分析單元的所有前向單元在碎片來(lái)流方向進(jìn)行投影分析，并定義3個(gè)條件依次判斷是否遮擋。

①包圍盒重疊判斷：遮擋與被遮擋單元投影的包圍盒是否有重疊；

②遮擋距離判斷：相對(duì)于入射源位置，遮擋單元是否位于被遮擋單元之前較遠(yuǎn)處；

③叉積判定：在被遮擋單元隨機(jī)均勻取點(diǎn)，通過(guò)判斷其在遮擋多邊形投影是否有交點(diǎn)確定是否有重疊。

圖2 包圍盒法遮擋判斷示意Fig.2 Shading algorithm based on bounding volumes

2）直線相交法

2006年，于輝[26]將分析單元的對(duì)角線向前向單元投影，通過(guò)分析投影與前向單元的相交關(guān)系進(jìn)行遮擋關(guān)系判斷，并利用線性比例折算得到遮擋面積，如圖3所示（圖中z向?yàn)镸MOD來(lái)流方向）。

圖3 直線相交法遮擋判斷示意Fig.3 Shading algorithm based on line cross method

3）區(qū)域掃描法

2017年，王彬[27]對(duì)包圍盒法進(jìn)行改進(jìn)，在完成航天器表面單元有限元?jiǎng)澐值幕A(chǔ)上，將每個(gè)分析單元的暴露系數(shù)定義為2種狀態(tài)（0或1）；然后對(duì)有限單元在來(lái)流碎片坐標(biāo)系下的相交、相容、相離和包圍等4種投影關(guān)系進(jìn)行判斷，如圖4所示。

圖4 區(qū)域掃描法的面元位置關(guān)系示意Fig.4 Relative positions of two surface elements in shading algorithm based on area scan

在空間碎片的來(lái)流方向上，若單元間位置關(guān)系為相交、相容或包圍，則說(shuō)明單元間存在遮擋，對(duì)應(yīng)分析單元的暴露系數(shù)為0；單元間位置關(guān)系為相離時(shí)，對(duì)應(yīng)分析單元的暴露系數(shù)為1。

1）相交：若單元處于來(lái)流方向的投影線上，則該單元至少有2條投影線與另一單元的投影線相交；

2）相容、包圍、相離：通過(guò)轉(zhuǎn)角檢查法，按某一方向繞單元轉(zhuǎn)動(dòng)1周，若累計(jì)相鄰的2個(gè)頂點(diǎn)之間與另一單元的張角之和∑α=360°，則單元間為相容或包圍關(guān)系；若∑α=0°，則單元間為相離關(guān)系，如圖5[27]所示。

圖5 區(qū)域掃描法中相容和相離位置關(guān)系示意Fig.5 Inclusive and separated positions in shading algorithm based on area scan

3.1.2 射擊線法

射擊線法用一條具有給定質(zhì)量和運(yùn)動(dòng)信息的射線來(lái)模擬單個(gè)碎片的運(yùn)動(dòng)軌跡及其對(duì)目標(biāo)的撞擊行為，主要應(yīng)用于碎片對(duì)艙體結(jié)構(gòu)的撞擊損傷評(píng)估以及擊穿艙體防護(hù)結(jié)構(gòu)后所形成碎片云對(duì)艙內(nèi)設(shè)備的撞擊損傷評(píng)估[28]。

射擊線法的關(guān)鍵技術(shù)包括射線的偏轉(zhuǎn)、分叉和終止準(zhǔn)則以及彈目相交算法，其中：

1）射線的偏轉(zhuǎn)是指碎片斜撞擊靶板后未按原方向運(yùn)動(dòng)，產(chǎn)生碎片（云）反濺、跳彈或穿孔后偏離入射方向，跳彈的撞擊角門(mén)限通過(guò)試驗(yàn)確定，穿孔后碎片（云）的偏轉(zhuǎn)角通過(guò)偏轉(zhuǎn)方程確定；

2）射線的分叉是指撞擊后產(chǎn)生的碎片云射線分叉數(shù)量及方向，需通過(guò)碎片云模型確定；

3）射線的終止是指碎片未擊穿靶板，需通過(guò)撞擊極限方程來(lái)確定；

4）彈目相交算法用于確定射線與航天器結(jié)構(gòu)、部件表面單元的求交運(yùn)算，結(jié)果為撞擊點(diǎn)的位置、撞擊角度和撞擊時(shí)間。

利用射擊線法開(kāi)展空間碎片對(duì)航天器的初次撞擊分析，需要基于空間碎片環(huán)境模型，即碎片的質(zhì)量/直徑、速度和方向分布，隨機(jī)生成碎片射擊線，針對(duì)航天器表面的每一個(gè)分析單元開(kāi)展撞擊、失效評(píng)估。對(duì)于穿孔進(jìn)入到艙內(nèi)的碎片云，則需要提前建立碎片云分布模型，并結(jié)合射擊線法完成不同撞擊條件下的碎片云運(yùn)動(dòng)模擬[23,29]分析。

3.2 易損性（失效概率）計(jì)算

失效概率既是防護(hù)設(shè)計(jì)的依據(jù)，也是對(duì)防護(hù)性能進(jìn)行評(píng)估的手段。在航天器撞擊失效風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估初期，設(shè)計(jì)人員通常采用被撞擊密封艙結(jié)構(gòu)（只針對(duì)載人航天器）的撞擊極限方程（ballistic limit equation,BLE）來(lái)評(píng)估組件是否失效。在評(píng)估過(guò)程中，近似認(rèn)為失效事件滿足泊松分布模型，只需統(tǒng)計(jì)超出結(jié)構(gòu)臨界穿孔直徑的碎片（碎片直徑dp＞防護(hù)結(jié)構(gòu)臨界穿孔直徑dc）數(shù)量n，即可得到：

式中：PNF（probability of no failure）為系統(tǒng)的非失效概率，即n=0的概率；N為失效撞擊期望數(shù)；PF（probability of failure）為系統(tǒng)的失效概率。對(duì)于密封艙結(jié)構(gòu)，當(dāng)采用非擊穿概率PNP表征艙體的非失效概率時(shí)，有PNF=PNP=1?e-Np，其中Np為擊穿粒子數(shù)量[24]。

近年來(lái)，撞擊風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估已從只針對(duì)載人航天器發(fā)展到也針對(duì)一般衛(wèi)星類(lèi)航天器，且對(duì)評(píng)估結(jié)果的準(zhǔn)確性要求越來(lái)越高，因此有學(xué)者在評(píng)估過(guò)程中引入可靠性分析的FMEA 和FTA 理論，在完成部組件撞擊概率、失效概率評(píng)估的基礎(chǔ)上，通過(guò)建立部組件易損性與系統(tǒng)級(jí)易損性的邏輯關(guān)系，開(kāi)展系統(tǒng)失效概率評(píng)估研究。

通常采用失效準(zhǔn)則表征部組件受撞擊后物理破壞與功能失效之間的關(guān)系。從理論上講，撞擊后部組件功能失效概率pdk服從某個(gè)分布函數(shù)，典型的如瑞利分布或威布爾分布，需通過(guò)原型實(shí)驗(yàn)建立。

另外，針對(duì)碎片或碎片云撞擊下部組件的失效準(zhǔn)則，還包括臨界動(dòng)能準(zhǔn)則、臨界動(dòng)量準(zhǔn)則及速度增量準(zhǔn)則等。工程中，通常使用侵徹失效準(zhǔn)則和撞擊失效準(zhǔn)則來(lái)表征碎片/破片/粒子撞擊、擊穿對(duì)目標(biāo)的毀傷程度[30]。

3.2.1 侵徹失效準(zhǔn)則

針對(duì)碎片擊穿艙壁防護(hù)結(jié)構(gòu)后對(duì)艙內(nèi)設(shè)備撞擊損傷評(píng)估應(yīng)用需求，利用THOR 方程表征碎片穿孔后的剩余質(zhì)量和剩余速度，提供二次撞擊損傷評(píng)估所需的碎片信息，THOR 基本方程包括3個(gè)，分別用于預(yù)估碎片穿孔后的剩余速度、艙壁結(jié)構(gòu)的防撞速度（彈道極限速度，即不發(fā)生穿孔的最大速度）和碎片剩余質(zhì)量[31]：

式中：v為碎片撞擊速度；vr和mr分別為碎片剩余速度和剩余質(zhì)量；vP和mP分別為艙壁結(jié)構(gòu)的彈道極限速度和彈道極限質(zhì)量；A為碎片撞擊面積；φ為碎片射擊線與艙壁結(jié)構(gòu)法線的夾角（撞擊角）；a1～a5，b1～b5，c1～c5為依據(jù)艙壁結(jié)構(gòu)材料屬性定義的常數(shù)。

THOR 方程來(lái)自于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的擬合，因此方程的使用存在以下限制[31]：

1）撞擊碎片的長(zhǎng)徑比≤3；

2）實(shí)驗(yàn)提供的靶板材料有限，對(duì)于其他材料須根據(jù)材料密度比修正靶板材料厚度后外推得到。

3.2.2 撞擊失效準(zhǔn)則

針對(duì)引起部組件失效進(jìn)而導(dǎo)致系統(tǒng)降級(jí)或失效的MMOD撞擊事件，采用撞擊失效準(zhǔn)則通過(guò)結(jié)構(gòu)或設(shè)備殼體的撞擊極限方程進(jìn)行評(píng)估。使用等效鋁厚度擊穿準(zhǔn)則時(shí)，結(jié)構(gòu)板穿孔即代表設(shè)備失效。艙內(nèi)外部組件采用不同的結(jié)構(gòu)方程進(jìn)行臨界損傷/失效碎片直徑dc的計(jì)算：

1）艙外部組件采用C-P單層板撞擊極限方程

艙外部件采用與防護(hù)結(jié)構(gòu)一致的撞擊極限方程，

式中：ts為靶板厚度，cm；HB為靶板材料的布氏硬度；ρs為靶板密度，g/cm3；ρp為彈丸密度，g/cm3；C為靶板材料中的聲速；k為特征因子，取1.8，對(duì)應(yīng)單層板結(jié)構(gòu)穿孔失效[28]。

2）艙內(nèi)組件采用SRL三層板撞擊極限方程

受限于目前的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)艙內(nèi)部組件的失效分析建立了等效鋁板失效準(zhǔn)則和SRL 撞擊極限方程，將艙內(nèi)組件等效鋁板作為3層板結(jié)構(gòu)的最后一層，開(kāi)展碎片進(jìn)入到艙內(nèi)后對(duì)部組件的撞擊失效評(píng)估，如圖6所示。針對(duì)電子箱、電池、熱管、電纜、壓力容器和儲(chǔ)箱等6種部組件，提供了等效鋁板厚度計(jì)算方法，確定撞擊下部組件的失效概率為[28,32]

圖6 SRL 撞擊極限方程幾何構(gòu)型Fig.6 Typical configuration and structure for SRL impact limit equation

4 啟示與建議

以Bumper、MODAOST 等為代表的評(píng)估系統(tǒng)，以結(jié)構(gòu)失效作為失效準(zhǔn)則，使用PNP作為系統(tǒng)失效風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估指標(biāo)，對(duì)于當(dāng)前應(yīng)用效益至上的設(shè)計(jì)理念已顯得有些過(guò)時(shí)。但受限于新型評(píng)估系統(tǒng)無(wú)法及時(shí)跟進(jìn)，目前工程上大多依然使用PNP作為系統(tǒng)撞擊失效指標(biāo)，因此評(píng)估結(jié)果偏于保守；雖然已有評(píng)估系統(tǒng)逐步考慮部組件失效對(duì)系統(tǒng)功能的影響，但距離實(shí)際應(yīng)用還存在差距。本文對(duì)于國(guó)內(nèi)的MMOD撞擊下航天器風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估系統(tǒng)研究提出如下建議：

1）敏感性分析方面：目前國(guó)內(nèi)發(fā)展的工程評(píng)估軟件仍以面元法為主，一般只適用于艙體表面失效評(píng)估，可兼容的失效模式單一，存在一定局限性。建議將射擊線法與蒙特卡羅方法組合使用，可方便適用于艙內(nèi)外各類(lèi)部組件、結(jié)構(gòu)的敏感性分析；而且，得益于計(jì)算機(jī)大規(guī)模計(jì)算能力的進(jìn)步，大數(shù)據(jù)、組合工況計(jì)算已成為敏感性計(jì)算的首選方法。

2）易損性分析方面：目前國(guó)內(nèi)對(duì)于從部組件撞擊到功能失效的易損性分析研究還不夠深入，主要采用簡(jiǎn)化的等效結(jié)構(gòu)板失效準(zhǔn)則。建議針對(duì)不同部組件類(lèi)型，通過(guò)一系列仿真和實(shí)驗(yàn)開(kāi)展失效準(zhǔn)則研究，發(fā)展建立從結(jié)構(gòu)到功能的易損性分析模型，以支撐風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估應(yīng)用。

3）載人航天器災(zāi)難性失效分析方面：目前國(guó)內(nèi)仍以密封艙被擊穿作為載人航天器災(zāi)難性失效評(píng)估的唯一準(zhǔn)則，針對(duì)MMOD穿孔后對(duì)載人航天器和航天員的風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估還處于空白。建議以工程任務(wù)為背景，針對(duì)航天器被MMOD擊穿后可能產(chǎn)生的各種災(zāi)難性失效模式，結(jié)合航天器自身特點(diǎn)，建立相應(yīng)的失效準(zhǔn)則與分析模型，開(kāi)發(fā)相應(yīng)評(píng)估系統(tǒng)，通過(guò)對(duì)載人航天器災(zāi)難性失效風(fēng)險(xiǎn)的定量、精準(zhǔn)評(píng)估，在任務(wù)規(guī)劃層面降低此類(lèi)風(fēng)險(xiǎn)發(fā)生的概率；識(shí)別引起載人航天器災(zāi)難性失效的主要因素，提出提升載人航天器和航天員安全性的設(shè)計(jì)指導(dǎo)建議，并有針對(duì)性地采取措施，以保證我國(guó)未來(lái)空間站、載人月球探測(cè)器等長(zhǎng)期在軌（載人）航天器系統(tǒng)及航天員在空間碎片和微流星體撞擊作用下的安全性。