用于验证数值仿真的Whipple屏超高速撞击试验结果

为提供验证超高速撞击数值仿真所需的试验结果,给出了在中国空气动力研究与发展中心超高速所进行的铝质Whipple屏超高速撞击试验部分结果。试验中,球形弹丸均为LY12铝合金材料,直径为0.4~0.5cm;靶材为间距10cm、厚0.192cm的LY12板材。撞击速度为4.47~6.15km/s,撞击角为0°和45°。给出的试验结果包括弹丸和靶材参数、撞击速度、撞击角、弹孔尺寸、后墙损伤情况和碎片云激光阴影照片等。实验结果表明,撞击速度越高,Whipple屏的防护效果越好,而斜撞击比正向撞击造成的破坏更严重。     

温度对Whipple防护屏弹道极限参数影响的试验研究

在中国空气动力研究与发展中心超高速所的超高速碰撞靶上进行了-110°、20°和150°温度条件下铝质Whipple防护屏在4.0～6.0km/s范围内的超高速撞击试验。试验获得了该Whipple防护屏在三种温度条件下的弹道极限参数及其变化规律,结果表明：在本文试验状态下,温度对Whipple防护屏弹道极限参数的影响不显著;试验得到的弹道极限参数均大于Christiansen方程的预测值。     

球形弹丸超高速正撞击Whipple防护结构损伤分析

为了掌握航天器防护结构受空间碎片高速撞击的防护性能及其损伤破坏模式,采用二级轻气炮结合高速X光照相系统,对球形弹丸超高速正撞击5A06铝合金whipple防护结构进行了试验研究.根据试验结果分析了铝合金whipple防护结构的防护屏和舱壁在弹丸撞击速度为2.0-5.2km/s、弹丸直径为4mm和6.35mm及防护屏厚度为0.5film、1.5mm、2mm和3mm区间的损伤模式,总结了防护屏穿孔和舱壁损伤随弹丸撞击速度、弹丸直径以及防护屏厚度变化的规律.根据高速x光照片分析了碎片云速度和形态的变化趋势,进而从碎片云角度对舱壁损伤模式进行了分析.     

超高速撞击中的弹丸形状效应数值模拟研究

文章用AUTODYN仿真软件对球形、圆锥形、圆柱形和盘形4种不同形状弹丸超高速撞击Whipple防护结构所产生的碎片云形貌特征及对后墙的毁伤程度进行了数值仿真研究。对比分析结果指出:质量与速度相等的4种不同形状弹丸撞击缓冲屏所产生的碎片云有明显差异;弹丸长径比越小,穿过缓冲屏后的破碎程度越大;在5 km/s撞击速度下,球形弹丸对后墙的毁伤程度最小,而圆柱形弹丸的毁伤程度最大。这说明弹丸的形状对超高速撞击结果有显著影响,在航天器超高速撞击风险评估和防护工程设计中应充分考虑弹丸的形状效应。球形弹丸的弹道极限曲线在防护结构的碎片防护能力评价时存在高估的问题,在实际工作中要特别注意这一点。     

超高速撞击下PTFE/Al含能材料薄板的载荷特性分析

不同于传统惰性材料的空间碎片防护结构,含能材料防护结构在超高速撞击下的冲击起爆特性是其防护能力得以提高的根本原因。PTFE/Al含能材料防护结构的冲击起爆特性改变了弹丸强冲击载荷下的破碎机制,弹丸内部的冲击压力对于分析含能材料在超高速撞击下的防护机理具有重要意义。对超高速撞击试验中回收的PTFE/Al防护结构后板进行损伤特性分析,获得了对应速度条件下弹丸的破碎特性。基于一维冲击波理论,分析PTFE/Al靶板在超高速撞击条件下的冲击响应过程,结合考虑化学反应效率的热化学反应模型,获得了弹丸在碰撞与爆炸联合作用下的载荷特性,通过与试验结果对比验证,获得该材料完全反应的临界撞击速度约为1800 m/s,弹丸的临界破碎速度为2875 m/s,小于铝防护结构中对应的临界破碎速度。给出了弹丸在PTFE/Al、铝两种防护结构中产生相同冲击压力时对应的临界速度,分别为弹道段的800 m/s和破碎段的3580 m/s。     

CAST空间碎片超高速撞击试验研究进展

超高速撞击试验是开展载人航天器及大型应用卫星空间碎片超高速撞击风险评估和防护设计的基础,作为我国航天器环境效应和可靠性工程验证部门的北京卫星环境工程研究所在这个领域做了大量的工作。文章介绍了二级轻气炮超高速撞击地面模拟试验技术、典型防护结构防护性能的超高速撞击试验验证、载人航天器外露材料超高速撞击特性、毫米级弹丸7 km/s以上超高速稳定发射技术探索、高性能防护结构研究等方面的若干近期进展。展望了我国空间碎片防护需求和地面超高速撞击试验研究的发展方向。     

弹丸正撞击Whipple防护结构后墙的撞击载荷分析

文章为了分析超高速弹丸对Whipple防护结构后墙的撞击损伤,利用质量守恒、动量守恒及能量守恒等分析了碎片云运动特性,在此基础上构造了碎片云对Whipple防护结构后墙的法向撞击载荷函数,为进一步分析弹丸超高速正撞击Whipple防护结构后其后墙的裂纹长度提供了有效的分析工具。     

航天器舷窗玻璃超高速撞击损伤与M/OD撞击风险评估

用北京卫星环境工程研究所的18mm口径二级轻气炮(TLGG)和20 J激光驱动微小飞片装置(LDFF-20)对用作航天器舷窗玻璃的熔融石英玻璃的超高速撞击损伤特性进行了实验研究和分析.其中,TLGG发射的球形铝弹丸直径分别为1 mm和3 mm,速度2～6.5 km/s;LDFF-20发射的圆柱形飞片厚度7 μm,直径1 mm,速度1～8.3 km/s.撞击结果为:对12 mm厚的熔融石英玻璃,直径为3mm的弹丸甚至在2.8 km/s的低速下就将其穿透,而直径为1 mm的弹丸在6.5km/s的高速下没有穿透,这说明弹丸直径对撞击损伤特性有很强的影响;LDFF-20发射的微小飞片的撞击仅在玻璃表面产生很浅的凹坑,没有裂纹产生,但微小飞片的累积撞击损伤明显地降低了玻璃的透光性.实验初步获得了侵彻深度PC、侵彻直径D1与弹丸撞击速度Vp、弹丸质量Mp之间的经验关系.依据实验结果和目前的微流星体/空间碎片(M/OD)环境工程模型,建议对于高度为400 km、轨道倾角42°、寿命为3年的典型航天器,其舷窗玻璃的临界安全(非穿透)厚度至少为12mm.     

铝合金弹丸超高速撞击玄武岩纤维布损伤分析

高强度、高模量纤维防护材料是航天器空间碎片超高速撞击防护结构材料的发展趋势之一。开展弹丸超高速撞击高强纤维材料时的损伤分析是空间碎片防护结构研究开发设计的重要环节。玄武岩纤维是近年来受到人们关注的一种高强度、高模量纤维。文章对铝合金弹丸超高速撞击玄武岩纤维布的损伤特性进行了分析研究,观察到了弹丸前部的损伤形态。根据试验结果拟合得到了铝合金弹丸后部产生初始破坏的临界破碎速度方程。分析表明:在试验范围内,铝合金弹丸撞击玄武岩纤维布的临界破碎速度低于撞击铝合金板的,即玄武岩纤维布对铝合金弹丸的破碎能力优于铝合金板。     

超高速撞击弹丸形状效应数值模拟研究

为保证在轨航天器的安全运行，微流星体和空间碎片的防护成为现有航天器，特别是长寿命、大尺寸航天器设计时必须考虑的问题。本文采用AUTODYN软件进行了不同形状弹丸超高速撞击whipple防护结构的数值模拟，对不同形状弹丸撞击Whipple防护结构的撞击极限曲线进行了比较，分析了各形状弹丸撞击防护屏后形成的碎片云状态，以及分析了各撞击极限曲线之间差异的原因。不同形状弹丸对Whiple防护结构的损伤能力有很大差异，弹丸破碎和碎片云分散程度随弹丸速度、长径比和撞击方向的改变而改变。     

利用GPS技术测量回收系统的弹道数据

与光测系统相比,利用GPS(Global Positioning System)系统测量回收系统弹道参数具有覆盖范围广,精度高和抗干扰能力强等优点。文中介绍了GPS测量系统的硬件和软件设计,并通过对试验结果的分析,总结了系统的研制情况,提出了今后的发展方向。     

弹道式导弹自由飞行段弹头控制分析

文章基于相平面分析法 ,对弹道导弹弹头控制系统在自由飞行段产生的极限环进行深入的分析和推导 ,依照弹头控制系统在设计时所需要的数据推导出所需公式 ,为深入设计和理解弹头控制系统提供了有力的工具     

一种新的弹道导弹雷达跟踪算法

提出了一种新的名为Singer-IEKF的弹道导弹雷达跟踪算法。传统的弹道导弹跟踪方法，利用扩展卡尔曼滤波器进行非线性滤波，取Taylor展开的前两项，可能引入较大的线性化误差，导致跟踪精度不高。在分析弹道目标动力学特性的基础上对目标的运动模型采用基于J2校正的Singer模型来描述，并利用迭代的扩展卡尔曼对非线性的目标量测模型进行线性化。对新算法和扩展卡尔曼滤波算法进行Monte-Carlo仿真比较。仿真结果表明新算法的模型更准确，跟踪性能更好。     

空间预警系统对弹道导弹发射点战术参数估计方法

本文围绕空间预警系统对弹道导弹发射的探测和监视过程，根据地球同步轨道上的星载传感器获得的角测量及有关目标弹道曲线的先验信息，利用改进的Gauss-Newton方法解决了对发射点战术参数最大拟然估计问题，并采用Monte实验验证估计算法的一致性和有效性，且对发射点位置的估计误差进行了分析。     

弹道导弹进攻中多目标突防的效能分析

弹道导弹进攻中利用多个弹头携带多个诱饵进行突防的目的是造成敌方防御系统的饱和，以消耗敌方更多的拦截资源，但突防的效果与诸多因素有关。建立了多目标突防效能评价的基本模型，分析了诱饵的数量及仿真度、弹头的数量、单个弹头的突防能力、敌反导系统的配置及性能、进攻策略、拦截策略等因素对突防效能的影响，对不同的突防措施进行了效能评价，研究结果一致表明突防应针对敌防御系统的技术薄弱环节展开。     

GPS与弹道导弹INS组合制导方案初探

ＧＰＳ与弹道导弹ＩＮＳ组合制导方案初探王永刚，袁建平，王明海西北工业大学，二炮工程学院摘要＊针对弹道导弹的导航环境，提出了利用卡尔曼滤波构造的一种可用来提高弹道导弹射击精度的ＧＰＳ与惯导系统（ＩＮＳ）组合制导方案；并简要地阐述了利用该方案估计值对惯导...     

鲁棒变结构制导规律研究

研究存在相对速度测量噪声时的鲁棒制导问题，根据一类变结构制导规律，分析了相对速度测量噪声、制导参数对导引收敛性的影响，以弹道收敛为准则，给出了实现鲁棒制导的条件，研究结果对设计先进的雷达制导系统具有重要意义。     

弹道式飞行器惯性制导机电式方法的研究历史

以分析最初的资料和报告为基础,介绍了前苏联进行的弹道式飞行器沿“刚性”和“柔韧”(自适应)轨迹惯性制导机电方法数学论证和研制方面的历史,叙述了以著名惯导专家伊什林斯基为首的学派研究出的飞行器惯性制导方案在3个方面的实现情况:1)在被称作λ,μ惯性制导泛函形式下,使用视加速度积分陀螺仪,可以不用积分计算仪表而在飞行器本体上构成主要的制导方程;2)主要的制导方程可以转换成被称作α,β惯性制导泛函的形式,在飞行器本体上构成该泛函时完全不需要复杂的计算装置;3)所研究的机电方法不仅能够通过修正所设计的主动段的距离实现在垂直平面内对飞行器质心运动轨迹的单参数修正,也即沿被称作“刚性的”轨迹制导,而且还能对所设计的俯仰转弯角进行修正,也即实现双参数修正,沿着被称作“柔韧性的”轨迹制导.对于使用固体火箭发动机,推力调节有困难的情况,后者具有重要的意义.给出了某些方法的方块图,其中包括最简单的一种一按α,β泛函制导的情况.     

弹道导弹关机点偏导数计算/校验的新算法

对摄动制导的弹道导弹而言,关机点偏导数和全导数计算及其校验是导弹诸元计算中的重要环节。本文利用相对系运动参数和绝对系运动参数之间的关系,推导了弹道导弹关机点偏导数计算的三组新的计算公式,这些公式均建立在严格证明的基础上,它们构成了完整的、高精度偏导数计算/校验算法。和定型的算法相比,文中的算法具有数学描述简洁,计算方便,校验可靠、精度高的优点。可满足弹道式导弹精确诸元解算/校验的要求。     

基于轨迹特征的预警系统目标识别

文章针对弹道导弹预警系统目标识别任务的特点,通过分析弹道导弹和卫星目标间的运动特性差异,给出了预警雷达基于最小矢径这一特征区分弹道导弹和卫星的流程,并分析了弹道导弹射程、雷达测量精度、观测时间、采样间隔等因素对此流程的影响。仿真结果表明:利用最小矢径实现弹道导弹和卫星的区分是可行的,而且此法对雷达测量精度要求不是特别高。