防护结构在斜撞击下的行为研究

以惠普尔（Ｗｈｉｐｐｌｅ）防护屏结构为例,通过实验研究了铝合金柱状弹体以第一门槛值附近速度斜撞击ＬＹ１２合金防护屏的特点,研究了不同速度下,不同撞击角度下,防护屏损伤的变化规律,对于速度在第一门槛值附近的斜撞击,以斜撞击存在一个临界入射角度,当入射角度大于临界入射角度时,发生滑弹现象,入射角度越大,产生的滑弹碎片数量就越多。     

柱状弹丸撞击防护屏形成碎片云材料状态特性研究

微流星体及空间碎片的高速撞击威胁着长寿命、大尺寸航天器的安全运行，导致其严重的损伤和灾难性的失效。为精确估计微流星体及空间碎片高速撞击防护屏所产生碎片云对舱壁的损伤，必须确定碎片云中三种状态材料的特性，建立了碎片云特性分析模型，分别计算了柱状弹丸撞击防护屏所产生碎片云以及碎片云中弹丸和防护屏材料三种状态物质的质量分布。通过计算分析可见，弹丸以不同速度撞击防护屏所产生碎片云三种状态物质的质量分布是不同的，速度增大，液化和气化增强，对靶件的损伤小。而在速度小于7km/s时，碎片云以固体碎片的形式存在，对靶件的损伤大。     

弹丸撞击防护屏形成碎片云速度特性研究

微流星及空间碎片的高速撞击威胁着长寿命，大尺寸航天器的安全运行，导致其严重的损伤和灾难性的失效，为精确估计微流星及空间碎片主速撞击防护屏产生的碎片对舱壁的损伤，必须确定碎片云速度特性。文章在冲量和能量守恒的基础上，建立了碎片速度性分析模型，研究了碎片云的速度特性，得到了碎片云材料传播及碎片云喷射角随弹丸撞击速度的变化规律。     

空间碎片的防护、监测和建模

正空间碎片与航天器的平均撞击速度为10公里/秒,这么高的撞击速度,现有材料难以"扛得住"。那么如何对这种撞击进行防护呢?空间碎片的防护实验证明,超高速弹丸(碎片)与薄靶撞击过程中,会发生破碎、熔化、气化甚至等离子体化等,形成高速运动的物质云团,称为碎片云。弹丸和薄靶     

卫星高压气瓶的超高速撞击试验

微流星体及空间碎片超高速撞击对在轨航天器构成了严重威胁,星上压力容器受空间碎片撞击后所产生的威胁是十分严重的,可能导致航天器发生灾难性失效,过早结束其使命。文章通过星上常用气瓶的超高速撞击试验,获取了不同弹丸撞击参数下气瓶器壁的通孔孔径,得到了在弹丸撞击速度为(6.5±0.3)km/s、无防护情况下气瓶器壁的弹道极限,并分析了导致充压气瓶灾难性失效的弹丸直径范围;通过对试验数据拟合,初步建立了弹丸正撞击速度为(6.5±0.3)km/s、无防护情况下气瓶器壁的通孔孔径预测公式,为航天器遭遇空间碎片撞击的风险评估及防护措施制定提供依据。     

航天器微流星体及空间碎片环境与风险分析

微流星体及空间碎片的高速撞击威胁着长寿命、大尺寸航天器的安全运行 ,导致其严重的损伤和灾难性的失效。文章对低地球轨道微流星体及空间碎片环境进行了分析 ,给出了微流星体及空间碎片对航天器威胁方向的确定方法 ,得到了空间碎片撞击航天器相对撞击角的概率分布以及地球对微流星体遮挡的影响。编制了风险分析软件 ,以采用单防护屏防护结构的柱状低地球轨道航天器为例进行风险分析。     

单层板撞击成坑声发射辨识及参数估计研究

空间碎片撞击航天器的威胁对发展在轨感知系统提出需求,为研制基于声发射技术的感知系统,有必要研究利用声发射波形分析对防护结构进行损伤模式辨识的方法。文章利用超声传感器进行了铝弹丸超高速撞击单层板的声发射信号采集实验及其数值仿真,并对波形在时域和频域内进行分析,结果表明:声发射波形的主波谷值随撞击速度增加而线性增加,直到防护结构被击穿;声发射波形中的高频分量与低频分量幅值之比存在一个区别成坑模式与击穿模式的阈值。基于上述结果提出了一种在撞击弹丸尺寸已知条件下辨识成坑模式并对其撞击速度及其弹坑尺寸进行估计的方案。     

高速撞击充气压力容器前壁损伤数值模拟

针对空间碎片超高速撞击充气压力容器前壁损伤问题,应用非线性动力学分析软件AUTODYN采用拉格朗日方法对球形弹丸撞击球形压力容器前壁穿孔进行了数值模拟研究。在建模过程中通过对容器壁内侧施加压力边界条件来模拟由于内充气体的作用在容器壁内产生的应力场,并通过与试验结果的比较验证了数值模拟方法的有效性。在此基础上针对容器的内充气体压力、球形弹丸直径及撞击速度对充气压力容器前壁穿孔的影响进行了研究。结果表明:在一定的气体压力下,气体压力对压力容器前壁穿孔直径与穿孔形态的影响可以忽略不计;而撞击速度及弹丸直径对穿孔直径及穿孔形态有着较大的影响,当撞击速度大于3km/s时,撞击穿孔边缘开始有裂纹产生,并且穿孔直径与裂纹直径随着弹丸直径及撞击速度的增加而增大。利用压力容器前壁穿孔的数值模拟结果进行计算可以得出当容器受到撞击速度大于3km/s的弹丸撞击后比撞击速度不大于3km/s时更易发生破坏。     

低轨恒速平板型轨道分子屏与大气的撞击作用

以经典的气体分子运动论计算了低轨道（３００ｋｍ）恒速飞行的５ｍ直径平板型轨道分子屏所受的环境大气的撞击作用。大气分子和轨道分子屏的相互作用取完全弹性碰撞和完全非弹性碰撞这两种极端形式,由此可认为轨道分子屏所受的撞击作用就介于这两者之间。计算结果表明,六种主要的大气成分中,原子氧的撞击作用最大,约占总的撞击动量的８０％,Ａｒ的撞击作用最小,要比原子氧小４个数量级,作用于分子屏的总的作用力为０．０４１Ｎ～０．０８２Ｎ。这些数据将有助于更详尽的了解轨道分子屏在空间飞行时的行为。     

基于缩放实验的Whipple结构撞击特性

针对航天器空间碎片防护问题,基于缩放实验方法,开展了7 km/s以上超高速碰撞仿真研究.建立了单板和Whipple防护结构的仿真模型,并对铝-铝撞击问题和镉-镉撞击问题进行了多工况仿真.通过实验结果与数值仿真的对比,表明了数值仿真技术的正确性,并从仿真角度验证了缩放实验方法的有效性.对缩放实验方法的适用性进行了仿真验证,结果表明该方法对弹丸形状适用性较好,对3～4 km/s以上撞击速度的适用性较好,但对Whipple防护结构后板存在一定误差.分析了Whipple结构后板的失效模式,提出了失效模式的不连续性导致了缩放实验方法的误差.最后通过数值仿真计算了Whipple结构7 km/s以上弹道极限特性,提出了失效模式的不连续性造成了在该速度段弹道极限曲线的分叉现象.     

基于Adaboost的填充式防护结构超高速撞击损伤预测

填充式防护结构的显式弹道极限方程在对弹丸进行超高速撞击损伤预测时,由于填充材料、填充方式的不同,会导致预测结果与实测数据存在一定偏差。对此,采用机器学习方式将该问题转化为二分类问题,以碰撞过程中的弹丸撞击参数、防护结构参数作为分类特征,构建了基于Adaboost的填充式防护结构超高速撞击损伤预测模型。该模型以分类回归树（CART）作为弱分类器,通过对一系列弱分类器的加权组合生成强分类器,并通过对训练样本的循环使用,实现了小样本集下的撞击损伤预测。实验结果表明,建立的Adaboost预测模型对填充式防护结构的超高速撞击损伤具有良好的预测效果,总体预测率与安全预测率相比于NASA的弹道极限方程均提高了14.3%,具有更强的通用性。通过不同训练样本规模下的交叉检验,证明了该模型具有良好的鲁棒性与准确性。      

Micro-meteoroids and space debris impact risk assessment for the ConeXpress satellite using ESABASE2/Debris

Micro-meteoroid and space debris impact risk assessments are performed to investigate the risk from hypervelocity impacts to sensitive spacecraft sub-systems. For these analyses, ESA’s impact risk assessment tool ESABASE2/Debris is used. This software tool combines micro-particle environment models, damage equations for different shielding designs and satellite geometry models to perform a detailed 3D micro-particle impact risk assessment. This paper concentrates on the impact risk for exposed pressurized tanks. Pressure vessels are especially susceptible to hypervelocity impacts when no protection is available from the satellite itself. Even small particles in the mm size range can lead to a fatal burst or rupture of a tank when impacting with a typical collision velocity of 10–20 km/s. For any space mission it has to be assured that the impact risk is properly considered and kept within acceptable limits. The ConeXpress satellite mission is analysed as example. ConeXpress is a planned service spacecraft, intended to extend the lifetime of telecommunication spacecraft in the geostationary orbit. The unprotected tanks of ConeXpress are identified as having a high failure risk from hypervelocity impacts, mainly caused by micro-meteoroids. Options are studied to enhance the impact protection. It is demonstrated that even a thin additional protective layer spaced several cm from the tank would act as part of a double wall (Whipple) shield and greatly reduce the impact risk. In case of ConeXpress with 12 years mission duration the risk of impact related failure of a tank can be reduced from almost 39% for an unprotected tank facing in flight direction to below 0.1% for a tank protected by a properly designed Whipple shield.     

泡沫子弹撞击刚性靶板的理论模型

Taylor撞击常用于测试材料的动态屈服强度。泡沫压缩密度与压缩应变的关系对泡沫子弹Taylor撞击的理论分析起着重要的作用。本文通过引入塑性泊松比,得到了泡沫压缩密度与压缩应变的准确关系,进一步建立了可压缩泡沫子弹撞击刚性靶板的理论模型。当塑性泊松比为常数时,文中建立的泡沫受压后密度比的一阶泰勒展开式可以退化到已有模型。当塑性泊松比为塑性应变和子弹相对密度的函数时,相对密度会影响泡沫子弹的冲击响应历程及最终变形,但对撞击持续时间影响较小。同时,初始速度也会影响子弹最终变形和撞击持续时间。本文的理论工作可以为分析泡沫材料的动态力学行为提供有益指导。      

Neutron yields from interactions of GCR-like beams in stopping targets.

In order to accurately determine the radiation risk to astronauts from GCR, the nature of the secondary radiation field created by the fragmentation of GCR in shielding and tissue must be understood. Due to the their high penetrabilities, neutrons are an important component of the secondary radiation field, especially for astronauts protected by thick shielding on lunar or Martian bases. Neutron yields from 435A MeV and 272A MeV Nb stopping in Nb and Al targets are presented, along with some preliminary analysis of neutron yields from 155A MeV C stopping in Al. Energy spectra and angular distributions are shown for neutron energies above 20 MeV. The data provides some information about the dependence of the neutron yield on projectile energy and target mass. Comparisons of the data with BUU calculations are also shown.