微流星体/空间碎片环境下压力舱的气体泄漏分析

载人航天器的压力舱一旦被空间碎片击穿,可造成舱内气体的泄漏,进而导致航天员缺氧.文章对微流星体/空间碎片环境下压力舱的气体泄漏进行了分析.首先利用弹丸超高速正撞击下Whipple防护结构后墙的穿孔经验公式获得后墙的有效穿孔直径;然后将舱壁穿孔简化为音速喷管,通过对舱内气体的泄漏分析获得舱内压力的变化规律,进而得到供航天员逃逸的有效时间.分析结果可为载人航天器长期在轨工作的设计提供参考.     

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.     

载人航天器独立飞行时密封舱内内流动换热及热湿分析研究

载人航天器密封舱以通风换热方式对舱内人员及其设备进行散热,控制舱内温度,利用冷凝干燥组件调节舱内湿度.针对某一处于独立飞行状态下、由返回舱和轨道舱组成的密封舱,采用数值模拟软件I-DEAS对其速度场、温度场以及湿度场进行了稳态数值分析,研究了密封舱内的温度分配和湿度分布,并对密封舱的温湿控制方案的合理性进行了评价.     

弹丸正撞击Whipple防护结构后墙的穿孔孔径研究

微流星体及空间碎片的超高速撞击对在轨航天器,特别是长期留轨的栽人航天器构成了严重的威胁,甚至可导致灾难性失效,为此航天器采用了各种Whipple类防护方案以提高其在轨生存能力。穿孔孔径是研究弹丸超高速撞击下航天器舱壁撞击损伤的重要参数之一。文章对目前所建立的Burch损伤经验公式与Schonberg—Williamsen穿孔经验公式进行了研究,比较了其各自特点;同时,基于上述模型提出了适用范围更广的弹丸超高速正撞击Whipple防护结构后墙的穿孔孔径经验公式,为航天器的灾难性失效分析提供有效的工具。     

"天宫二号"空间实验室密封舱热舒适性评价

基于在轨飞行数据,采用PMV(predicted mean vote)方法对"天宫二号"空间实验室密封舱热舒适性进行评价,获得了密封舱热舒适性值;并将其与"神舟十一号"载人飞船和"天宫一号"目标飞行器密封舱热舒适性进行比较,分析热舒适性差异存在的原因,以及密封舱空气温度、相对湿度和舱壁温度对热舒适性的影响,结果表明空气温度对热舒适性影响最为明显。本研究可为后续载人航天器密封舱热设计提供参考。     

载人航天器密封舱内流动换热数值模拟研究

航天器密封舱主要以通风换热的方式排出舱内人员及设备的散热,从而控制舱内的温度水平。计算机数值模拟是研究舱内通风换热问题的有效方法。文章利用数值模拟软件I-DEAS,针对设定载人航天器,对其在轨状态下密封舱内复杂的流动换热进行稳态数值模拟,研究系统能量的流动和分配,评价通风设计方案的合理性。     

空间柔性充气密封舱用新型填充防护结构碎片撞击计算分析与实验研究

为实现空间柔性充气密封舱在轨对空间碎片的防护需求,设计了一种以玄武岩纤维布和Kevlar纤维布填充的多层柔性防护结构。应用Christiansen撞击极限方程对Nextel/Kevlar填充防护结构在不同结构参数下的撞击极限进行计算分析,得出了防护层总间距、Nextel纤维布层数和Kevlar纤维布层数对防护结构撞击极限的影响特性,为柔性防护结构强重比的优化设计提供了依据。利用二级轻气炮对玄武岩/Kevlar纤维布填充防护结构进行超高速撞击实验研究,获取了防护结构在低速区、高速区和超高速区的撞击数据,并以Nextel/Kevlar填充防护结构撞击极限计算曲线为参照对实验结果进行分析,验证了玄武岩/Kevlar纤维布填充防护结构可对空间柔性充气密封舱起到防护空间碎片撞击的效果。     

空间碎片撞击卫星影响分析及验证

近年来，空间碎片环境日益复杂严峻，对卫星在轨飞行构成严重威胁，发生碰撞风险大幅增加。针对低轨卫星遭受空间碎片撞击问题，分析了撞击产生的二次碎片云损伤机理，提出了利用遥测数据评估撞击产生的影响，分析撞击信息的流程，设计了相应地面验证实验。结果表明:碎片云引发二次损伤为空间碎片撞击卫星主要损伤形式。碎片云可导致多层隔热材料(MLI)发生破损甚至严重撕裂、外翻，同时引起供电线缆损伤、导线被击断。破损的供电电缆，通过大电流后发生断路的可能性急剧提升，对卫星危害巨大。     

薄壁密封舱大承载胶接结构设计

载人航天器大型化、轻量化的特点对结构效率提出了更高的要求,文章提出一种薄壁密封舱大承载胶接结构设计方法,通过采取胶接区域变厚度设计、通气孔分布式设计、打磨工艺设计和抽真空加压设计等针对性改进措施,有效解决了"浴盆效应"、支座与舱壁的刚度匹配、舱壁局部表面处理以及胶接加压等问题。仿真分析和试验表明:支座在胶层剥离前可承受约12 000N的剪力,胶接性能得到明显提高,此方法可用于密封舱舱内结构设计。     

基于聚偏二氟乙烯(PVDF)压电薄膜的密封舱壁穿孔损伤识别技术

日益恶化的空间碎片环境将严重威胁空间站及航天员的在轨安全。文章基于聚偏二氟乙烯（polyvinylidene fluoride,PVDF）压电薄膜设计了一种密封舱壁穿孔损伤识别技术方案,用于识别空间碎片超高速撞击对航天器密封舱壁造成的损伤模式,可为航天员合理选择应急措施提供依据。首先,发射超高速弹丸穿透铝合金靶板以模拟密封舱壁被击穿损伤的情况,形成的碎片云撞击PVDF压电薄膜探头,利用信号采集设备获取高速撞击引起的去极化效应信号,识别该信号的频率特征;其次,对PVDF压电薄膜探头及其支撑结构进行敲击试验,模拟在轨运行时因碰撞产生的干扰信号,掌握此类干扰信号的频率特征。试验结果表明,当系统采样频率为20 MHz时：1）所获得的探头去极化效应信号具有极为陡峭的上升沿,且上升沿的时长为亚μs量级;2）去极化效应信号主要由1 MHz以下的信号组成,但也包含少量的3～10 MHz高频成分;3）敲击探头及其支撑结构所产生的干扰信号频率在20 kHz以下。可根据频率差异进行两种信号的识别。     

空间超高速撞击碎片云前端速度的预测模型

文章利用一组二级轻气炮发射2017-T4 铝质球形弹丸撞击6061-T6单层铝板的地面试验数据,通过选择适当的函数模型,采用多元函数拟合的方法,得到了碎片云前端速度与靶板厚度、弹丸直径和弹丸速度关系的三元二阶多项式模型。再用另外一组数据对该模型进行检验,验证了其对碎片云前端速度具有较好的预测效果。将以上两组数据同样用于建立“无量纲化”模型进行碎片云前端速度预测,并与前述多项式模型的预测结果进行比较发现,该多项式模型预测的方均根误差及平均相对误差均明显优于“无量纲化”模型。该多项式模型可用于预测空间碎片撞击航天器产生的碎片云的前端速度,有助于航天器的空间碎片防护设计。     

超高速撞击中靶后碎片云的内外边界方程研究

研究超高速撞击防护靶形成的碎片云的形状模型对航天器防护结构设计具有重要意义。文章用数值仿真的方法研究靶后碎片云的内外边界模型:将碎片云根据其材料来源分为靶板碎片云和弹丸碎片云,分别根据各碎片云的分布特点建立碎片云形状的内外边界方程;在双纽线边界方程的基础上,修正为由双纽线方程和圆弧方程组成的边界方程。对比整体碎片云的适用率表明,由双纽线方程和圆弧方程组成的边界方程比单一的双纽线边界方程描述碎片云实际分布更为贴合。     

球形弹丸超高速斜撞击薄板的碎片云和侵彻特征仿真分析

低地球轨道航天器易受到微流星体及空间碎片的超高速撞击。相较于正撞击,斜撞击现象更加普遍、更具研究价值。文章采用Autodyn-3D数值模拟软件,利用光滑粒子流体动力学（smooth particle hydrodynamics, SPH）方法,模拟Al2017-T4球形弹丸超高速斜撞击Al2A12薄板的过程,开展弹丸撞击速度为3～6 km/s、撞击角度为0°～60°时的撞击特征仿真分析。结果表明:撞击角度对碎片云形貌与几何尺寸,以及穿孔大小和形状特征有显著影响;当撞击角度为30°～45°时会发生滑弹反溅现象,造成弹丸侵彻能力下降。研究结果可为超高速撞击防护结构的设计和改进提供支持。     

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。     

圆柱体弹丸超高速斜撞击薄板的碎片云特征仿真分析

为研究圆柱体弹丸超高速撞击薄板的碎片云特征,基于仿真软件AUTODYN-3D的光滑粒子流体动力学（SPH）方法,模拟圆柱体弹丸不同长径比、不同攻角条件下超高速撞击薄板的过程。设圆柱体弹丸撞击速度为5 km/s,长径比分别为0.5、1.0、2.0、4.0,攻角为15°～75°,数值模拟结果分析表明:圆柱体弹丸超高速斜撞击薄板形成的碎片云中,大部分是小质量碎片;大碎片的质量和动能占比较大,是造成后墙损伤的主要原因。同时,当弹丸长径比为0.5和1.0时,15°攻角下的碎片云侵彻能力最弱;长径比为2.0和4.0时,75°攻角下的碎片云侵彻能力最弱。研究结果可为航天器防护结构设计优化提供参考。     

基于弹丸最大碎片理论的碎片云模型

文章基于弹丸最大碎片理论,建立了一种新的碎片云模型。假设碎片云分为缓冲板碎片云、弹丸碎片云及弹丸最大碎片3个部分,而缓冲板碎片云和弹丸碎片云分别为2个大小不等的膨胀球壳,而弹丸最大碎片与这2个球壳头部相切。该模型与Schonberg模型和Swift模型的对比分析结果表明,新模型形式简单、精度高、适用范围广,可以有效指导航天器空间碎片防护结构设计与防护性能分析。     

球形弹丸高速撞击航天器防护结构的数值模拟分析

给出了空间碎片超高速撞击航天器双层防护结构模型，采用非线性有限元方法中的光滑粒子流体动力算法，计算了球形弹丸对航天器双层防护墙结构超高速撞击过程，获得了弹丸穿过第一层防护墙后，碎裂形成颗粒云团及其对第二层防护墙的损伤效应。计算结果表明多层防护墙结构能够有效地缓减高速空间碎片对航天器的破坏作用。     

航天器典型防护结构节点分离FEM的数值模拟

建立了一种航天器防护结构超高速碰撞数值模拟的节点分离有限元方法。通过重合节点网格转换和添加节点集约束建立了节点分离有限元模型。在显式积分迭代中,将达到断裂判据的节点集解离,从而生成裂纹。对网格畸变问题进行分析,并建立了几何识别方法,进而删除畸变单元,改善了算法的稳定性。应用节点分离方法模拟了单层板超高速撞击问题,并分析了撞击速度对弹丸变形程度和碎片云形状的影响。应用节点分离方法对Whipple防护结构、填充式防护结构和多层网结构进行了模拟,获得了与实验一致的结果。多种算例表明,节点分离有限元方法改善了以往断裂侵蚀有限元方法处理网格畸变、碎片云模拟以及二次碎片云碰撞等方面的能力,对典型防护结构模拟具有很好的适用性,能够成为光滑粒子流体动力学(SPH)方法的有效补充和替代。     

低温下Whipple防护结构超高速撞击效应研究

文章研究了低温下空间碎片对典型Whipple防护结构的超高速撞击效应。首先在二级轻气炮设备上研制出使用液氮可将撞击靶冷却至-150 ℃且满足低温超高速撞击试验要求的低温装置。利用该装置开展了低温条件下的超高速撞击试验,对低温和室温两种条件下的试验结果进行了比对,并分别对缓冲屏穿孔特性、碎片云特性和后墙损伤特性之间的差异进行了分析。文章最后给出低温下典型Whipple防护结构的弹道极限曲线。