激光驅(qū)動(dòng)飛片撞擊mli熱控性能退化評(píng)價(jià)方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種激光驅(qū)動(dòng)飛片撞擊多層隔熱組件的性能退化評(píng)價(jià)方法，該方法將多層隔熱組件用同樣面積的聚四氟乙烯板覆蓋并由裝夾器固定，待撞擊的前表面上開設(shè)孔以將其露出用于撞擊試驗(yàn)和測(cè)試，后表面的聚四氟乙烯板未開孔；將多層隔熱組件粘貼固定在測(cè)速位移臺(tái)上，使露出部分與飛片靶平行，按照預(yù)定的激光能量與飛片撞擊速度之間的關(guān)系調(diào)整激光能量，進(jìn)行撞擊試驗(yàn)；試驗(yàn)完成后，測(cè)試多層隔熱組件的機(jī)械損傷特性和熱控特性。本發(fā)明的方法對(duì)激光驅(qū)動(dòng)飛片高速撞擊MLI試驗(yàn)及其測(cè)試內(nèi)容要求明確、執(zhí)行簡(jiǎn)單，按照本方法的要求執(zhí)行微小碎片對(duì)MLI高速撞擊試驗(yàn)及熱控參數(shù)測(cè)試，可以有效評(píng)價(jià)模擬微小空間碎片高速撞擊MLI后熱控性能退化程度。
【專利說明】激光驅(qū)動(dòng)飛片撞擊MLI熱控性能退化評(píng)價(jià)方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于航天器空間碎片防護(hù)【技術(shù)領(lǐng)域】，具體涉及一種激光驅(qū)動(dòng)飛片撞擊多層隔熱組件的性能評(píng)價(jià)方法。

【背景技術(shù)】
[0002]MLI(多層隔熱組件)隔熱性能優(yōu)異，常用于航天器表面覆蓋隔熱。它是一種由多層反射屏迭合而成的隔熱材料，也可由多層反射屏與間隔物迭合而成。反射屏的材料通常為鍍鋁聚酰亞胺或鍍鋁聚酯，間隔物材料通常為滌綸網(wǎng)?？臻g碎片撞擊引起熱控材料性能退化，降低隔熱保溫作用，嚴(yán)重的撞擊可能導(dǎo)致MLI穿透，危及航天器的正常運(yùn)行。MLI的基本熱控參數(shù)為太陽吸收比和發(fā)射率。
[0003]激光驅(qū)動(dòng)飛片技術(shù)最初應(yīng)用于炸藥的引爆，后來發(fā)展成地面模擬微小空間碎片的重要方法，其原理是用脈沖高功率激光輻照固體膜層(飛片靶)，燒蝕一部分膜層，并產(chǎn)生高溫高壓等離子體，利用等離子體的高壓驅(qū)動(dòng)剩余的膜層以高速飛行。與其它模擬方法相t匕，激光驅(qū)動(dòng)飛片技術(shù)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、發(fā)射成本較低。常用的飛片靶有單膜和多膜兩種結(jié)構(gòu)，多膜結(jié)構(gòu)一般采用特定的燒蝕涂層吸收激光能量，并采用隔熱材料進(jìn)一步保護(hù)飛片材料，已成為主流的膜系結(jié)構(gòu)。飛片測(cè)速采用非接觸式速度原位測(cè)量技術(shù)，利用光學(xué)遮擋原理記錄飛片經(jīng)過片激光的時(shí)刻，該時(shí)刻與激光發(fā)射時(shí)刻相減得到飛片飛行時(shí)間，飛行距離除以飛行時(shí)間得到飛片速度。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明從多層隔熱組件的自身特點(diǎn)出發(fā)，提出了一種激光驅(qū)動(dòng)飛片撞擊MLI熱控性能退化評(píng)價(jià)方法，完成空間微小碎片高速撞擊MLI地面模擬試驗(yàn)，評(píng)價(jià)其熱控性能退化程度，滿足了模擬空間微小碎片對(duì)MLI高速撞擊和累積效應(yīng)的研究需要。
[0005]本發(fā)明采用了如下的技術(shù)方案:
[0006]激光驅(qū)動(dòng)飛片撞擊多層隔熱組件的性能退化評(píng)價(jià)方法，包括如下步驟:
[0007]I)將多層隔熱組件剪裁成面積大于20平方厘米的樣品；并將多層隔熱組件前后表面用同樣面積的聚四氟乙烯板覆蓋并由裝夾器固定，聚四氟乙烯板的厚度為lmm-2mm，其中待撞擊的前表面聚四氟乙烯板開設(shè)大于6cm2的孔以將多層隔熱組件露出用于撞擊試驗(yàn)和測(cè)試，后表面的聚四氟乙烯板未開孔；
[0008]2)將裝夾后的多層隔熱組件粘貼固定在測(cè)速位移臺(tái)上，保證露出的多層隔熱組件部分與飛片靶靶面平行，兩者之間保持1_2_的距離；
[0009]3)按照預(yù)先標(biāo)定的激光能量與飛片撞擊速度之間的關(guān)系調(diào)整激光能量，利用激光照射飛片靶并驅(qū)動(dòng)出飛片撞擊到露出的多層隔熱組件部分上進(jìn)行撞擊試驗(yàn)；
[0010]4)試驗(yàn)完成后，測(cè)試多層隔熱組件的機(jī)械損傷特性和熱控特性，其中機(jī)械損傷特性包括利用顯微鏡測(cè)量中心撞擊區(qū)、再沉積區(qū)即鍍鋁膜層被剝落掉而露出聚酰亞胺的區(qū)域和濺射區(qū)即輻射狀濺射物的直徑；熱控特性包括利用太陽吸收比/發(fā)射率測(cè)試儀測(cè)量試驗(yàn)前后損傷區(qū)域的太陽吸收比和發(fā)射率，其中，測(cè)試環(huán)境要求為溫度在15°C?35°C，濕度在20%?60%。
[0011]其中，通過調(diào)節(jié)測(cè)速位移臺(tái)的位置，改變多層隔熱組件與飛片靶的距離，通過單變量與統(tǒng)計(jì)平均分析相結(jié)合的方法，分析激光驅(qū)動(dòng)飛片高速撞擊MLI后太陽吸收比、發(fā)射率隨不同飛片參數(shù)、撞擊次數(shù)及中心撞擊區(qū)、再沉積區(qū)和濺射區(qū)直徑的變化關(guān)系，獲得上述各參數(shù)影響MLI熱平衡溫度的程度，在已知航天器各部位對(duì)多層隔熱組件溫度改變耐受度的前提下，評(píng)價(jià)MLI熱控性能的退化程度。
[0012]其中，組裝好的MLI樣品用雙面膠粘貼在測(cè)速位移臺(tái)上，使其與飛片靶平行。
[0013]本發(fā)明的方法對(duì)激光驅(qū)動(dòng)飛片高速撞擊MLI試驗(yàn)及其測(cè)試內(nèi)容要求明確、執(zhí)行簡(jiǎn)單，按照本方法的要求執(zhí)行微小碎片對(duì)MLI高速撞擊試驗(yàn)及熱控參數(shù)測(cè)試，可以有效評(píng)價(jià)模擬微小空間碎片高速撞擊MLI后熱控性能退化程度。

【具體實(shí)施方式】
[0014]下面對(duì)本發(fā)明的激光驅(qū)動(dòng)飛片撞擊多層隔熱組件的性能退化評(píng)價(jià)方法進(jìn)行進(jìn)一步說明，該說明僅僅是示例性的，并不旨在限制本發(fā)明的保護(hù)范圍。
[0015]本方法分為五個(gè)步驟:樣品設(shè)計(jì)、夾具設(shè)計(jì)、試驗(yàn)設(shè)計(jì)、測(cè)試要求和數(shù)據(jù)分析。其中，樣品設(shè)計(jì)要求MLI表面潔凈，面積超過20cm2，以方便剪裁；夾具設(shè)計(jì)要求MLI前后表面由聚四氟乙烯板覆蓋，其中前表面聚四氟乙烯板須開孔，露出待撞擊的MLI表面，MLI和聚四氟乙烯板由裝夾器固定；試驗(yàn)設(shè)計(jì)包括試驗(yàn)前飛片參數(shù)的選擇、試驗(yàn)過程操作方法；測(cè)試要求包括測(cè)試內(nèi)容及需要的環(huán)境；數(shù)據(jù)分析包括數(shù)據(jù)處理方法。
[0016]首先，將MLI前表面用酒精擦拭干凈，晾干后剪裁成50mmX50mm的樣品。其次，將MLI前后表面用50mmX 50mm厚Imm的聚四氟乙烯板覆蓋，并由KOYO裝夾器固定，其中前面的聚四氟乙烯板開出26mmX26mm的方孔,將MLI露出，用于撞擊試驗(yàn)和測(cè)試；由于MLI質(zhì)量不大，將組裝好的MLI樣品用雙面膠粘貼在測(cè)速位移臺(tái)上，且使露出的MLI與飛片靶平行。
[0017]其中，本發(fā)明中使用的激光驅(qū)動(dòng)飛片發(fā)射系統(tǒng)，包括激光器、分束鏡、擴(kuò)束鏡、聚焦透鏡、飛片靶、光電探頭、示波器及測(cè)速系統(tǒng)等。試驗(yàn)思路為:
[0018]I)根據(jù)試驗(yàn)要求確定飛片厚度、飛片直徑、飛片速度和撞擊方式(單次撞擊或累積撞擊)，如果是累積撞擊則還須確定撞擊位置是相同點(diǎn)或不同點(diǎn)；
[0019]2)保證固體Nd:YAG激光器出射激光能量剖面為近“平頂型”，粗/精調(diào)光路使激光聚焦至飛片靶；
[0020]3)以激光聚焦后的焦點(diǎn)為參考位置，選取合適厚度的飛片靶并改變飛片靶工裝平臺(tái)在光路軸線上的位置(即改變照射到飛片靶上光斑的大小)，調(diào)整發(fā)射出的飛片的直徑；
[0021]4)按照預(yù)先標(biāo)定好的激光能量與飛片速度的對(duì)應(yīng)關(guān)系調(diào)整激光能量，發(fā)射單次脈沖激光驅(qū)動(dòng)飛片，完成試驗(yàn)，記錄測(cè)速數(shù)據(jù)。
[0022]然后進(jìn)行機(jī)械損傷特性和熱控特性的測(cè)試，其中機(jī)械損傷特性包括利用顯微鏡測(cè)量中心撞擊區(qū)(中心撞擊坑)、再沉積區(qū)(鍍鋁膜層被剝落掉而露出聚酰亞胺)和濺射區(qū)(輻射狀濺射物)的直徑；熱控特性包括利用太陽吸收比/發(fā)射率測(cè)試儀測(cè)量試驗(yàn)前后損傷區(qū)域的太陽吸收比和發(fā)射率。測(cè)試環(huán)境要求為溫度在15°C?35°C，濕度在20%?60%，以避免環(huán)境條件相差過大引入新的變量。
[0023]通過單變量與統(tǒng)計(jì)平均分析相結(jié)合的方法，分析激光驅(qū)動(dòng)飛片高速撞擊MLI后太陽吸收比、發(fā)射率隨不同飛片參數(shù)、撞擊次數(shù)及中心撞擊區(qū)、再沉積區(qū)和濺射區(qū)直徑的變化關(guān)系，最終獲得試驗(yàn)前后多層隔熱組件的吸收發(fā)射比(太陽吸收比除以發(fā)射率)。根據(jù)多層隔熱組件在太空環(huán)境的平衡溫度與吸收發(fā)射比的四分之一次方成正比的已知結(jié)論，得到多層隔熱組件經(jīng)飛片撞擊后在太空環(huán)境中熱平衡溫度的改變量，在已知航天器各部位對(duì)多層隔熱組件溫度改變耐受度的前提下，判斷多層隔熱組件受損區(qū)域的溫度改變量是否能夠繼續(xù)保護(hù)航天器相應(yīng)部位正常工作，以此評(píng)價(jià)熱控性能退化程度。
[0024]盡管上文對(duì)本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】給予了詳細(xì)描述和說明，但是應(yīng)該指明的是，我們可以依據(jù)本發(fā)明的構(gòu)想對(duì)上述實(shí)施方式進(jìn)行各種等效改變和修改，其所產(chǎn)生的功能作用仍未超出說明書所涵蓋的精神時(shí)，均應(yīng)在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【權(quán)利要求】
1.激光驅(qū)動(dòng)飛片撞擊多層隔熱組件的性能退化評(píng)價(jià)方法，包括如下步驟: 1)將多層隔熱組件剪裁成面積大于20平方厘米的樣品；并將多層隔熱組件前后表面用同樣面積的聚四氟乙烯板覆蓋并由裝夾器固定，聚四氟乙烯板的厚度為lmm-2mm，其中待撞擊的前表面聚四氟乙烯板開設(shè)大于6cm2的孔以將多層隔熱組件露出用于撞擊試驗(yàn)和測(cè)試，后表面的聚四氟乙烯板未開孔； 2)將裝夾后的多層隔熱組件粘貼固定在測(cè)速位移臺(tái)上，保證露出的多層隔熱組件部分與飛片靶靶面平行，兩者之間保持1_2_的距離； 3)按照預(yù)先標(biāo)定的激光能量與飛片撞擊速度之間的關(guān)系調(diào)整激光能量，利用激光照射飛片靶并驅(qū)動(dòng)出飛片撞擊到露出的多層隔熱組件部分上進(jìn)行撞擊試驗(yàn)； 4)試驗(yàn)完成后,測(cè)試多層隔熱組件的機(jī)械損傷特性和熱控特性,其中機(jī)械損傷特性包括利用顯微鏡測(cè)量中心撞擊區(qū)、再沉積區(qū)即鍍鋁膜層被剝落掉而露出聚酰亞胺的區(qū)域和濺射區(qū)即輻射狀濺射物的直徑；熱控特性包括利用太陽吸收比/發(fā)射率測(cè)試儀測(cè)量試驗(yàn)前后損傷區(qū)域的太陽吸收比和發(fā)射率，其中，測(cè)試環(huán)境要求為溫度在15°C?35°C，濕度在20%?60%。
2.如權(quán)利要求1所述的性能退化評(píng)價(jià)方法，其中，通過調(diào)節(jié)測(cè)速位移臺(tái)的位置，改變多層隔熱組件與飛片靶的距離，根據(jù)不同飛片參數(shù)、撞擊次數(shù)及中心撞擊區(qū)、再沉積區(qū)和濺射區(qū)直徑對(duì)激光驅(qū)動(dòng)飛片高速撞擊MLI后太陽吸收比、發(fā)射率及吸收發(fā)射比的變化關(guān)系，通過單變量與統(tǒng)計(jì)平均分析相結(jié)合的方法，獲得上述各參數(shù)影響熱控性能的權(quán)重系數(shù)，并評(píng)價(jià)熱控性能的退化程度。
3.如權(quán)利要求1所述的性能退化評(píng)價(jià)方法其中，組裝好的MLI樣品用雙面膠粘貼在測(cè)速位移臺(tái)上，使其與飛片靶平行。
【文檔編號(hào)】B64G7/00GK104406758SQ201410660428
【公開日】2015年3月11日 申請(qǐng)日期:2014年11月18日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月18日
【發(fā)明者】楊繼運(yùn), 李宇, 馬子良, 于兆吉, 郎冠卿 申請(qǐng)人:北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所