Hypervelocity impacts of space debris on spacecraft happen to be in the velocity range of 7-20 km/s which have enough energy to destroy the spacecraft completely or some of its subsystems. According to NASA, only 6% spacecraft in the LEO region are operational while the rest are a potential danger for them. This danger becomes even more critical when human factor is involved like in the case of the International Space Station. Secondly, the evidence from the experimental study done by NASA on space debris, showed that normal impacts on the spacecraft are only 10~20% while the rest are at oblique angles, which led structural engineers to design more functional shielding. Different shielding concepts especially the Whipple Shield, has already been extensively studied analytically and experimentally. However, due to the recent advancement in the field of composites and their superiority in terms of high strength and stiffness, composite materials are better candidates for spacecraft shielding.
In this research, an effort is made to shift the spacecraft shielding system from conventional metallic alloys to carbon/epoxy composites by incorporating Nextel and Kevlar fabrics with the inclusion of the obliquity effect to encounter the majority of space debris impacts. In the first part of this study, impact experiments were conducted for oblique incidence angles. Three different kinds of specimens namely Al6061-T6, carbon/epoxy non-aged and aged under a simulated low Earth orbit environment (CLEO), were manufactured, tested, and validated. These composites were manufactured with 16 layers of CU125NS prepreg with the stacking sequence of $[0/\pm 45/90]_{2s}$ and was cured through an autoclave. Afterwards, the specimens were exposed to LEO space environment with UV radiations, atomic oxygen, high vacuum, and thermal cycling. The specimens were then impacted by Al2017-T4 spherical projectiles of 5.56 mm diameter and 0.25 g in weight within the velocity range of 1000 $\pm$ 100 m/s. Due to the LEO environment exposure, on average a total mass loss of 0.42% was found in the composites along with degradation in other mechanical properties because of the synergistic effects of UV and AO. The average specific energy absorption of the composites was found to be 7% greater than that of Al6061-T6. Additionally, with the increase in incidence angle, the energy absorption by the composites also increased exponentially. For the angle obliquity from $0^\circ$ to $30^\circ$, $45^\circ$, and $60^\circ$, the energy absorption increased 15%, 35%, and 50%, respectively, more than that of normal impact on CLEO. C-SCAN study was also done to evaluate the impact surface and its failure in terms of delamination. Afterwards, the effect of velocity variation towards composite damage behavior was studied. It was found that with the increase in velocity from 500 m/s to 2200 m/s, the delamination contribution towards damage increased, while the fiber and matrix fracture were found almost the same.
In the next part, the superiority of angle obliquity for composite bumpers towards energy absorption was investigated. The experiments were conducted in the velocity range of 1500 $\pm$ 500 m/s for a double bumper configuration with front or rear bumper obliquity of either $30^\circ$ or $45^\circ$. It was found that double bumpers with $45^\circ$ obliquity absorbed 14% more specific energy in comparison to that of $30^\circ$ obliquity. Additionally, for double bumper configurations of first bumper obliquity, less damage was found in the rear bumper. Further research was done using triple bumpers with intermediate bumper obliquity of $30^\circ$ or $45^\circ$. Triple bumper configurations with $45^\circ$ intermediate bumper absorbed 10% more specific energy in comparison to that of $30^\circ$ intermediate bumper configurations in the velocity range of 2000 $\pm$ 200 m/s.
The final triple bumper configurations with Kevlar and Nextel stuffing was experimented in two configurations namely, $0^\circ$ $-30^\circ$ $-0^\circ$ and $0^\circ$ $-45^\circ$ $-0^\circ$ having average areal density of $1.73 g/cm^2$ and $1.861 g/cm^2$, respectively with 200mm standoff distance. Nextel was used to shock the projectile while Kevlar was used for slowing down the debris cloud. These two configurations safely stopped the projectiles from penetrating the shielding within the velocity range of 2000 $\pm$ 200 m/s. The fabric pull out mechanism along with reduced rear side damage of the first and intermediate composite bumpers were observed. For the $0^\circ$ $-30^\circ$ $-0^\circ$ configurations, last bumper bulged while for $0^\circ$ $-45^\circ$ $-0^\circ$, the last bumper stayed clean, showing enhanced protection capability.
Finally, validation was done using the commercially available software LS-DYNA and its SPH dedicated module. Half scale modeling was adopted for the simulation to make it computationally inexpensive. LS-DYNA simulation results of the experiments showed energy absorption difference of 20~30 %, which was because of composite modeling by laminate philosophy, unavailability of strain rate inclusion parameters for the composite case, and lack of supercomputing facility.
In conclusion, for the spacecraft shielding system, the proposed normal oblique angled composite shielding system was lighter in areal density, superior in strength and stiffness, and worked with the severity and probability of space debris impact. The high risk of space debris impact on a specific side of spacecraft can be tackled by using an oblique angled shielding which provides additional protection as proven through the present research.
우주 파편의 우주구조물에의 초고속 충격은 우주구조물을 완전하게 파괴시키거나 시스템의 일부를 파괴하기 충분한 에너지를 지닌 7 -20km/s의 속도 범위에서 발생한다. NASA에 따르면, 저궤도(LEO)상의 우주구조물 중 단 6%만이 현재 작동 가능한 사태이고, 나머지는 이미 작동 가능한 우주구조물에 잠재적 위험물이 된 상태이다. 이 위험은 국제 우주 정거장과 같은 인간이 관계된 경우에 더욱 심각하다. 둘째, NASA의 우주 파편에 관한 실험은 10~20%의 충격 만이 수직이고 나머지는 경사각을 갖고 있음을 보여준다. 이러한 사실은 쉴딩 시스템을 설계함에 있어서 더욱 기능적인 쉴딩 시스템을 설계해야 함을 시사한다. 다른 쉴딩 구조는, 특히 Whipple Shield는 해석적 실험적 방법으로 광범위하게 연구 되어왔다. 그러나 최근의 복합재료 분야의 발달과 복합재료의 높은 강도와 강성을 이유로 복합재료는 우주구조물 쉴딩 시스템의 좋은 후보로서 떠오르고 있다. 이 연구에서는 우주구조물 쉴딩 시스템이 기존의 금속 합금을 이용하는 것으로부터 Nextel과 Kevlar섬유를 조합한 carbon/epoxy 복합재료를 이용한 것으로 옮기려는 노력들이 수행되었다. 이 연구의 첫 파트는 경사각이 있는 경우의 충격 시험을 수행하였다. AL6061-T6, 우주환경 모사(CLEO)에 의해 노화된 carbon/epoxy, 노화되지 않은 carbon/epoxy, 이 세 종류의 시편이 제작, 시험하여 검증하였다. 이 복합재료는 CU125NS prepreg 16층을 $[0/\pm 45/90]_{2s}$ 으로 적층하고 Autoclave로 경화시켜 만들어졌다. 이후에 시편은 자외선, 원자 산소(AO), 고진공, 열사이클을 포함하는 LEO환경 하에 노출시켰다. 그리고 이 시편을 AL2017-T4로 이루어진 지름 5.56mm, 질량0.25g의 구형 발사체를 이용해 1000 $\pm$ 100 m/s의 속도 범위로 충격을 주었다. LEO 환경에의 노출에 의해, 특히 UV와 AO의 상승효과에 의하여 복합재료에서 기계적 물성치의 감소 및 평균 0.42%의 총 질량 감소가 발생하였다. AL6061-T6에 비하여 복합재료에서 평균적으로 7% 더 높은 비에너지 흡수율을 보였다. 또한 경사각이 증가함에 따라 복합재료에서의 에너지 흡수는 기하급수적으로 증가하였다. CLEO하에서, 경사각이 0°인 경우에 비하여 $30^\circ$, $45^\circ$, $60^\circ$ 의 경사각에서 에너지 흡수율은 각각 15%, 35%, 50% 증가하였다. 층간 박리와 같은 파괴와 충격 표면을 평가하기 위하여 C-SCAN을 이용하였다. 이후에, 속도 변화에 따른 복합재료의 손상 거동을 연구하였다. 그 결과 속도가 500m/s에서 2000m/s로 증가함에 따라, 섬유와 기지의 파괴는 거의 변화가 없는데 비해, 손상에 대한 층간 박리의 기여가 증가하였음을 알 수 있었다.
다음 파트에서는 에너지 흡수에 대한 복합재료 범퍼의 경사의 우수성을 조사하였다. 실험은 전면 또는 후면의 범퍼가 $30^\circ$ 또는 $45^\circ$ 로 기울어진 이중 범퍼에 대하여 1500 $\pm$ 500m/s의 속도 대역에서 이루어졌다. 그 결과 $45^\circ$ 기울어진 이중범퍼가 $30^\circ$ 의 경우에 비하여 14% 더 많은 비에너지를 흡수한다는 사실을 알 수 있었다. 또한 전면의 범퍼가 경사진 이중 범퍼의 경우가 후면의 손상이 적다는 것을 알 수 있었다. 다음으로 3중 범퍼에서 중간 범퍼가 $30^\circ$ 또는 $45^\circ$ 기울어진 경우에 대한 실험을 수행하였다. 그 결과, 2000 $\pm$ 200m/s의 속도 대역에서 중간 범퍼가 $45^\circ$ 기울어진 삼중 범퍼의 경우가 $30^\circ$ 기울어진 경우에 비하여 비에너지 10%만큼 더 흡수하였다.
첫 범퍼와 중간 범퍼의 섬유 풀아웃 메커니즘과 뒷면의 감소한 손상을 조사하였다. $0^\circ$ $-30^\circ$ $-0^\circ$ 구조에서 마지막 범퍼는 발사체에 의해 볼록해졌지만, $0^\circ$ $-45^\circ$ $-0^\circ$ 구조에서는 마지막 범퍼는 손상이 없었다. 이 결과는 보호력이 향상했음을 보이고 있다.
최종적으로, 상용프로그램인 LS-DYNA와 LS-DYNA의 SPH 모듈을 이용한 검증이 이루어졌다. 계산량을 줄이기 위하여 half scale로 모델링하여 적용하였다. LS-DYNA를 이용하여 시뮬레이션을 한 결과, 20~30%의 에너지 흡수율의 차이를 보였다. 이러한 차이는 라미네이트 이론에 의한 복합재료의 모델링, 복합재료에 대한 변형률 변수의 부재 그리고 슈퍼컴퓨터 설비의 부재에 기인한다.
우주구조물 쉴딩 시스템에 있어서, 더 낮은 면 밀도를 갖고 강도와 강성이 우수한 수직-경사 복합재료 쉴딩 시스템이 제안되었고, 우주 파편의 위험성과 가능성에 대한 실험이 수행되었다. 우주구조물의 특정 면에 우주 파편에 의한 충격이 가해졌을 때의 높은 위험성은 이 연구를 통하여 증명된 바와 같이 추가적인 보호력을 지닌 수직-경사 쉴딩 시스템을 이용하여 대항할 수 있을 것이다.
