Low-velocity impact damage characteristics and simulation model of thermal insulation tiles
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摘要:
隔热瓦是可重复使用飞行器热防护结构的重要组成部分，其在低速撞击下极易受损。文章针对“隔热瓦−应变隔离垫−冷结构金属板”这一典型热防护结构，试验研究其在落球（直径50 mm）低速（≤10 m/s）撞击下的损伤特性。试验结果表明，隔热瓦组件在受到撞击后，仅在受撞击区域形成一直径为16.5 mm、深度为1.79 mm的圆形凹坑，未观察到受撞击区域以外的裂纹、变形等损伤。随后建立隔热瓦组件撞击有限元仿真模型并根据试验结果对其进行修正。对比仿真结果与试验结果：撞击坑的直径和深度以及涂层脱落区域直径的仿真误差均在12%以内。该研究结果可为可重复使用飞行器热防护结构的设计、制造和维护提供参考。
Abstract:Thermal insulation tiles are a critical component of reusable launch vehicle's heat protection system. However, they are susceptible to damage from low-velocity impacts. The damage effects of low-velocity impact on the structure composed of thermal insulation tiles, strain isolation pads, and cold structural metal plates through drop ball (50 mm in diameter) impact tests were investigated in this study. The results show that upon low-velocity impact, the thermal insulation tiles formed circular craters with a diameter of approximately 16.5 mm and a depth of approximately 1.8 mm. No cracks, deformations, or other damages were observed outside the impacted area. Following the experimental investigations, a finite element simulation model of the thermal insulation tile assembly’s impact response was developed and adjusted based on the experimental data. Comparison of the simulation results with the experimental results shows that the simulation errors in the diameter and depth of the impact crater and the diameter of the coating delamination area around the crater are all within 12%. The research may serve as a reference for the design, manufacturing, and maintenance of thermal protection structures for reusable launch vehicles.
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0. 引言
随着航空航天技术的发展，可重复使用飞行器逐渐成为热门研究方向。热防护技术是影响可重复使用飞行器性能的关键技术之一[1]。自从美国“哥伦比亚”号航天飞机因燃料储箱脱落的泡沫材料碎片撞击机翼前缘的热防护结构致其熔化断裂而导致灾难性事故[2]，对于飞行器热防护材料的防撞击性能研究就备受关注。其中，针对以隔热瓦为代表的热防护材料，美国使用外部燃料箱的泡沫和固体火箭推进器的烧蚀材料等多种可能的撞击物开展了700余次的撞击试验[3]；NASA马歇尔空间飞行中心完成了圆柱形和矩形泡沫结构对LI-900隔热瓦结构的成角度撞击的仿真研究[3-4]。然而，由于我国的隔热瓦材料与国外在技术应用方面的特点不同，所以需独立开展相关技术的研究。
我国关于热防护材料撞击损伤研究主要集中于碳纤维及C/SiC纤维增强复合材料在高速撞击下的损伤，揭示了纤维断裂、基体开裂等损伤类型，以及这些材料的撞击损伤机理[5-10]；但对隔热瓦在低速撞击下的损伤机理研究较少，且缺乏精确的仿真模型。可重复使用飞行器热防护结构通常采用高孔隙率、脆性材料制成的隔热瓦，这种材料密度较小，具有良好的隔热性能，但易受低速撞击损伤，从而影响飞行安全[2]。本文所讨论的隔热瓦材料是采用短纤维烧结技术制成，纤维的长度仅为2～3 mm，且在平面内随机取向。这种材料的微观特征与上述纤维增强复合材料有显著差异，因此，其撞击损伤机理的研究具有学术和应用价值。
本文选取“隔热瓦−应变隔离垫−冷结构金属板”结构的隔热瓦组件作为研究对象，首先开展落球低速（不超过10 m/s）撞击试验，研究其在低速撞击过程中的力学响应和损伤特征；随后根据撞击试验的参数和结果，构建相应的仿真模型，并基于试验数据对仿真模型进行校准和优化，以深入研究隔热瓦在低速撞击下的力学行为及损伤机理，从而为可重复使用飞行器热防护结构的研究提供理论依据。
1. 隔热瓦组件低速撞击性能测试
为了探究隔热瓦组件在低速撞击下的损伤特征，并为仿真分析提供测试依据，设计并实施了以金属球形弹丸为撞击体的低速撞击试验。
1.1 试验对象
针对可重复使用飞行器的热防护系统需求，构建了一种由隔热瓦−应变隔离垫−冷结构金属板组成的隔热瓦组件试验件。隔热瓦主要由石英纤维和氧化铝纤维构成，密度为0.32 g/cm3。为了增强辐射散热效果，隔热瓦的表面及侧面涂覆一层黑色辐射涂层，其主要成分是硼硅玻璃。应变隔离垫采用纤维织物材料，粘接层选用耐高温粘接剂，冷结构金属板由铝合金制成[11]。这三层结构通过耐高温粘接剂制成的胶层粘合成一个整体，如图1所示。
除了隔热瓦组件试验件之外，为了探究应变隔离垫和涂层对撞击损伤的影响，还制备了无涂层隔热瓦（见图2(a)）及有辐射涂层隔热瓦（见图2(b)）的试验件。三种试验件状态如图2所示，其中图2(c)中的红色部分为粘接层。
1.2 试验方法
为了适应低速撞击试验的要求，采用弹丸自由落体的撞击方式。同时，为了消除弹丸形状对试验结果的影响[12]，使用直径为50 mm的铝球，并利用长度为1 m的金属圆柱筒来确保铝球下落的方向和撞击点的准确性。在弹丸即将接触到隔热瓦时，用高速摄像机记录撞击过程，拍摄速率为4000帧/s。摄像机镜头的位置稍高于隔热瓦的上表面，距离隔热瓦约0.8 m。高速摄像机拍摄后由计算机处理软件计算得到弹丸撞击隔热瓦的速度。试验装置如图3所示。
对无涂层隔热瓦及有涂层隔热瓦分别进行了2次撞击试验。同时增加1次隔热瓦组件的撞击试验，用以验证应变隔离垫、粘接层及冷结构金属板对隔热瓦撞击损伤的影响。
1.3 试验结果
三种试验件的撞击试验结果如图4所示，其中：对无涂层隔热瓦的2次撞击速度分别为5.71 m/s和6.21 m/s；对有涂层隔热瓦的2次撞击速度分别为6.34 m/s和6.05 m/s；对隔热瓦组件的撞击速度为5.95 m/s。
由图4可见，试验件在遭受撞击后，仅撞击区域发生了形变，而周围区域并未出现形变或裂纹等材料破坏现象。这一现象与隔热瓦的材料特性密切相关。由于短纤维烧结形成的高孔隙率多孔材料在受到撞击时，材料内部的孔隙能够迅速被压缩，从而使得产生的应力相对较小；此外，撞击产生的应力波在多孔材料中传播困难，这进一步降低了撞击应力的影响，因此撞击区域外并未出现形变。
至于表面的黑色辐射涂层，撞击形成的凹坑导致撞击区域边缘的涂层形变最为显著，甚至脱落露出白色的隔热瓦。在凹坑的中心区域，残留的涂层与下方的隔热瓦之间出现了明显的间隙，表明在撞击过程中，涂层与隔热瓦之间的粘接力被破坏，同时涂层的形变得以恢复，从而在两者之间形成了空隙。有涂层隔热瓦与无涂层隔热瓦在撞击后产生的凹坑深度及大小基本相同，由此可以推断，涂层的厚度较薄，对撞击防护的作用有限。
无涂层隔热瓦组件在撞击速度及撞击损伤形貌方面均与带涂层隔热瓦组件十分接近，这说明应变隔离垫、粘接层以及冷结构金属板对隔热瓦撞击损伤影响很小，在后续的仿真建模中可简化处理，不作计算。
部分试验件上出现了一大一小的两处撞击变形，这是由于铝球弹起后再次下落的二次撞击造成，二次撞击的速度均不超过2.5 m/s。在二次撞击产生的小凹坑中，虽然涂层材料没有出现肉眼可见的裂纹破坏，但发生了明显的形变，利用光学显微镜可以发现裂纹的存在（如图5所示），这证实了涂层材料的脆性。
鉴于球状弹丸撞击后，隔热瓦表面形成的撞击坑大致为圆形，因此采用撞击坑的直径和深度来量化撞击坑的大小。撞击坑直径可使用游标卡尺直接测量得到。撞击坑深度定义为隔热瓦原始表面到撞击坑底部的垂直距离。借助CT扫描对隔热瓦组件的撞击坑深度进行测定，结果如图6所示，其中：撞击方向为由右向左；右侧隔热瓦上的凹陷区域为撞击坑的剖面视图。可见，在弹丸速度为5.95 m/s的撞击下，隔热瓦组件撞击坑深度为1.79 mm。
2. 隔热瓦撞击有限元仿真计算
为了进一步研究隔热瓦在低速撞击下的损伤特性，本文基于Autodyn软件进行了仿真计算。为了简化计算，模型中未考虑应变隔离垫和冷结构金属板。同时，试验结果显示材料变形较小，可不考虑网格扭曲等问题，因此本研究采用有限元法[13]进行计算。
2.1 试验件材料建模
针对三种试验件材料分别构建了撞击仿真模型。
1）金属弹丸
弹丸材料为Al-6061，材料属性可直接调用Autodyn数据库中的数据。状态方程采用shock方程，本构模型采用Johnson-Cook方程[14]，以准确描述弹丸材料的力学行为。为了保证计算精度和效率，弹丸模型采用六面体单元进行网格划分，单元尺寸根据网格无关性检验结果确定为1 mm[15-16]。
2）隔热瓦
隔热瓦的材料基本参数，如密度、杨氏模量和剪切模量，通过静态拉伸试验测得[17]。由于隔热瓦为脆性材料，其整体变形相对较小，所以假设隔热瓦材料在压缩前后的本构关系不变；强度方程和失效方程采用Johnson-Holmquist方程，以准确描述隔热瓦材料的力学行为和失效模式。通过设置侵蚀（失效单元删除）来模拟撞击试验中陶瓷材料受压缩的情况。为了在保证计算精度的同时减小计算负载，隔热瓦有限元模型采用局部加密网格，撞击区域单元边长为1 mm，与弹丸网格相匹配，周围区域为稀疏网格。
3）硼硅玻璃涂层
采用Cowper-Symonds模型预测硼硅玻璃涂层在低速撞击下的强度，采用塑性应变方程预测涂层受撞击后塑性变形和断裂行为。通过设置侵蚀确保材料在仿真模型中的失效状态与撞击试验中一致。为了保证涂层的仿真模型参数和实际材料一致，涂层采用壳单元建模，单元边长与其他材料保持一致[16]，均为1 mm。
为了模拟隔热瓦和涂层之间的有效黏合，需要在两者之间设置层间结合力。层间结合力作用方式如图7所示，其中：上、下两部分阴影区域为两种材料的有限元单元，两个单元之间的虚线表示施加在单元节点上的层间结合力。
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图 7 隔热瓦和涂层间结合力示意Figure 7. Schematic of the bonding force between the thermal insulation tile and the coating在仿真过程中，层间结合力的失效依据式(1)判定。
$$ {\left( {\frac{{{\sigma _{\text{n}}}}}{{{S_{\text{n}}}}}} \right)^a} + {\left( {\frac{{{\sigma _{\text{s}}}}}{{{S_{\text{s}}}}}} \right)^b} \geqslant 1\text{，} $$ (1) 式中：σn和σs分别为计算过程中节点间的正应力和剪应力；Sn和Ss分别为设定的正应力和剪应力阈值；a和b为指数系数。σn和σs若满足式(1)的条件，则判定该节点的层间结合力失效，以此来模拟涂层的脱落现象。
2.2 隔热瓦撞击仿真模型
在仿真模型中，隔热瓦尺寸为100 mm×100 mm×30 mm，与试验件尺寸保持一致。用于撞击的铝球直径为50 mm，与试验中采用的铝球规格相同。涂层厚度方面，隔热瓦的高孔隙率导致涂层渗透不均，纯涂层部分的厚度在0.5～1 mm之间。为了简化模型，涂层厚度在模型中取1 mm。同时，在隔热瓦背面施加0速度边界，模拟隔热瓦背面与冷结构金属板的连接。
依据上述设定构建的仿真模型如图8所示。
2.3 仿真结果
2.3.1 网格无关性检验
为了考察网格单元尺寸对结果的影响，分别建立了1 mm和2 mm两种不同网格尺寸的隔热瓦及涂层模型。由于铝球在撞击过程中未发生破坏，所以其网格尺寸统一为1 mm。对比图9中两种单元尺寸模型的撞击损伤结果，可以看出差异不大，仅在网格侵蚀过程中的删除速度有所区别。据此可以判断，模型的网格无关性表现良好。本次计算采用单元尺寸为1 mm的仿真模型。
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图 9 不同单元尺寸下的撞击有限元仿真结果Figure 9. Finite element simulation results of impact under different cell sizes2.3.2 仿真结果分析
撞击仿真结果与试验结果的对比如图10所示。仿真计算和撞击试验中铝球的撞击速度均为5.95 m/s。
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图 10 隔热瓦撞击仿真结果与试验结果对比Figure 10. Comparison between impact simulation result and experimental result for thermal insulation tile从仿真结果可见：隔热瓦仅在受撞击区域形成了凹坑，其余区域并未出现形变；凹坑周围并未观察到裂纹的产生。这表明多孔材料内部几乎没有应力波的传播，并且多孔结构在一定程度上能够吸收铝球的撞击能量，从而限制了应力波的形成。至于涂层，无论是仿真结果还是试验结果，涂层的损伤都局限于撞击区域，撞击区域之外的地方几乎没有损伤或变形。因此，仿真模型预示的撞击损伤机制与试验结果基本相符。撞击仿真结果和试验结果对比见表1。
表 1 带有涂层的隔热瓦撞击试验结果与仿真计算结果对比Table 1. Comparison of impact test and simulation for thermal insulation tiles项目 撞击坑
直径/mm撞击坑
深度/mm涂层脱落区域
直径/mm撞击试验 16.5 1.79 16.5 仿真计算 15.6 2.0 18.5 相对误差/% 5.45 11.7 12.1 导致上述误差的主要原因有以下几点：
1）撞击坑深度的仿真结果相对试验结果偏大，说明隔热瓦材料模型的失效及侵蚀参数有待进一步调整和优化。
2）相比仿真结果，试验中观察到的撞击坑直径较大而深度较小，这可能是因为高孔隙率材料在撞击过程中包含了一定的弹性形变，撞击结束后这部分弹性形变得到了恢复。而在仿真模型中，撞击坑是采用侵蚀（删除失效单元）的方式来模拟的，单元失效后无法恢复。因此，后续需要对隔热瓦在高应变率压缩变形下的本构关系进行深入研究。
3）在撞击试验中，撞击区域有部分涂层并未脱落，而是在后续的样本保存过程中逐渐剥落。这表明在撞击过程中涂层的粘接力已基本被破坏，涂层碎片只是因撞击而“镶嵌”在具有高孔隙率的隔热瓦表面。这一现象在当前的仿真模型中尚无法准确模拟。涂层在隔热瓦表面的渗透导致涂层厚度分布不均，现有的有限元模型难以建立厚度不均的涂层模型。另外，Cowper-Symonds方程主要适用于塑性材料，用于描述涂层存在一定局限性。
3. 结论
本文针对可重复使用飞行器热防护结构易受撞击损伤的问题，研究了隔热瓦热防护结构在低速撞击下的损伤特性，得出以下结论：
1）无/有涂层的隔热瓦在低速撞击下的损伤模式表现出较高的一致性，表现为受撞击区域形成圆形凹坑，而撞击区域以外的部分基本无裂纹、形变或损伤，涂层的损伤和脱落也仅局限于撞击区域。
2）当隔热瓦表面的辐射涂层遭受落球弹起后的二次撞击（速度不超过2.5 m/s）时，仅会出现轻微的裂纹，而不会发生大面积的开裂。
本研究建立的有限元撞击仿真模型纳入了层间结合力，能够有效模拟隔热瓦在撞击试验中的损伤情况。该模型在撞击速度不超过10 m/s的条件下展现出良好的预测准确性，为可重复使用飞行器热防护结构的设计、制造及维护提供了工程参考依据和理论支持。
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图 7 隔热瓦和涂层间结合力示意
Figure 7. Schematic of the bonding force between the thermal insulation tile and the coating
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图 9 不同单元尺寸下的撞击有限元仿真结果
Figure 9. Finite element simulation results of impact under different cell sizes
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图 10 隔热瓦撞击仿真结果与试验结果对比
Figure 10. Comparison between impact simulation result and experimental result for thermal insulation tile
表 1 带有涂层的隔热瓦撞击试验结果与仿真计算结果对比
Table 1 Comparison of impact test and simulation for thermal insulation tiles
项目 撞击坑
直径/mm撞击坑
深度/mm涂层脱落区域
直径/mm撞击试验 16.5 1.79 16.5 仿真计算 15.6 2.0 18.5 相对误差/% 5.45 11.7 12.1 
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