空间碎片柔性防护结构超高速撞击试验研究

针对由多层柔性复合材料制成的柔性防护屏构成的空间碎片柔性防护结构的防护效果问题,进行了超高速撞击试验和撞击损伤测试分析,得到了芳纶纤维布、芳纶环氧复合材料及铝合金多屏防护结构的空间碎片防护性能,结果表明:柔性防护结构具有较高的折叠效率(展开折叠比≥8),能有效减小防护结构的发射体积;柔性防护结构展开后,可显著增加防护结构的防护屏数和屏间距,能显著提高其防护性能;在碎片撞击速度3.5 km/s时,柔性防护结构可以达到与相同面密度铝合金防护结构相当的防护能力。该柔性防护结构可为空间舱站、卫星等航天器碎片防护提供一条有效的解决途径。     

空间碎片防护问题的物质点无网格法与软件系统

空间碎片超高速撞击的防护是航天器结构设计须重点考虑的问题,超高速撞击过程的极强非线性对传统数值方法提出了巨大挑战。作为新兴的无网格法的一种,物质点法易于处理超大变形、断裂破碎和高速碰撞中的大量接触过程,非常适合求解超高速碰撞问题。对物质点法的算法理论进行了多项改进,自主研发了三维物质点法软件系统MPM3D,从多个角度模拟分析了空间碎片的超高速碰撞问题。模拟结果与实验吻合良好,能够正确再现开坑、层裂、碎片云等超高速碰撞典型现象,易于通过材料内禀结构建模研究泡沫、蜂窝等材料的撞击吸能和防护能力,显示出物质点法及其软件系统可以作为超高速碰撞的有力数值分析手段。     

波纹倾角对填充式波纹夹层结构超高速撞击防护性能影响

基于SPH方法模拟了空间碎片撞击波纹倾角分别为30°、45°、56°和60°的填充式波纹夹层结构的过程,对防护特性进行对比分析,研究了波纹倾角对防护性能的影响。结果表明,撞击形成的碎片云膨胀程度随倾角增大而变大,倾角为56°时的结构对空间碎片破坏最大;4种结构所转化的不可逆功相差很小,倾角对结构不可逆功转换的影响较小;不同倾角的航天器舱壁损伤不同,倾角为56°时航天器舱壁损伤程度最小。     

屏间充气展开式多屏防护结构及其防护性能分析

为提高航天器空间碎片防护结构的防护性能,减小其发射体积,提出了一种可折叠发射的屏间充气展开式多屏防护结构,通过充气展开支撑管在轨充气展开,成型为多屏大间距防护结构.分析了展开式多屏防护结构的空间碎片防护性能,得到了屏间距对多屏结构防护性能的影响规律.结果表明:在相同面密度下,展开式多屏防护结构的防护性能显著优于单屏防护...     

泡沫铝几何参数对填充式结构防护性能影响的数值模拟

 泡沫铝是一种新型航天器防护材料,拥有良好的抵御空间碎片超高速撞击的特性。模仿泡沫金属的生产原理建立了泡沫金属细观结构几何模型,结合自编的光滑质点流体动力学(SPH)程序进行了超高速撞击数值模拟,研究了平均孔洞直径和孔隙率对填充泡沫铝结构防护性能的影响。结果表明平均孔洞直径对防护性能影响较大,总体而言平均孔洞直径越小则防护性能越好。孔隙率只在高速时才有较大影响,并且存在最优值。通过不同泡沫铝几何参数下碎片云特性的对比分析表明,使碎片云的法向动量越有效分散,结构的防护能力越强。     

低地球轨道环境对材料的影响

综述了原子氧、空间辐射、热循环、高真空、微流星和空间碎片等低地球轨道环境因素对材料性能的影响；从地面模拟实验、材料研制与防护涂层的开发等方面提出了急需解决的问题，为空间站、人造卫星等低轨道航天器用材料的选择与研制提供了依据。     

基于星载可见光相机的空间碎片探测

空间碎片在轨识别与参数辨识为空间轨道预警、航天器规避空间碎片提供了重要依据。文章在轨道相对动力学的基础上,模拟了空间碎片在光学探测过程中的拖尾成像特性;随后,采用 Hough变换对空间碎片尾迹特征.r进行提取与识别,获取碎片方位角信息,通过匹配多帧图像,获取碎片的方位角速度信息。同时,结合激光测距仪的测距信息,获取空间碎片的位置和速度信息;通过数值仿真验证,该方法能够实现对空间碎片探测、识别和定位,因而具有一定的工程应用价值。     

机翼结构布局优化的并行子空间方法

机翼内部构件的布局优劣在很大程度上影响着机翼结构质量,因此进行布局优化设计尤为重要。采用并行子空间方法求解机翼结构布局优化的问题,将机翼结构布局设计问题分为梁站位优化、桁条优化和厚度优化三个并行的子空间,设计变量在各自的子空间内单独优化;各子空间优化结束后,在系统级中协调三个子空间的设计变量,保持最小质量的子空间的优化变量不变;采用近似一维搜索的方法协调其他子空间的设计变量,然后进行变量迭代直至收敛。结果表明:该方法具有较高的优化效率,能够取得较好的优化结果,具有实际工程应用价值。     

NASA 二级轻气炮设备简介

随着人类航天活动日益频繁,地球轨道上空间碎片总数逐年增长。航天器表面空间碎片防护工作受到各航天大国的高度重视。航天器针对毫米级空间碎片主要采用被动防护方式。超高速撞击实验是防护方案设计工作的基础。NASA 在毫米级弹丸超高速撞击实验中采用的主要发射装置为二级轻气炮。本文对美国 NASA 和相关单位二级轻气炮设备及其未来发展趋势进行简要介绍,同时对我国相关单位超高速撞击实验设备进行分析,并对发展趋势进行讨论。     

空间碎片再入烧蚀预测与地面安全评估软件系统

再人航天器解体产生的空间碎片在高速气体加热作用下发生烧蚀,残存碎片对地面造成很大威胁.开发空间碎片再入烧蚀预测与地面安全评估软件系统(DRAPS),建立碎片三自由度(3DOF)弹道模型,在连续流,自由分子流和过渡区流分别采用牛顿流模型、无碰撞分子动理论和桥函数方法进行碎片气动力/气动热预测,利用零维或一维热传导模型模拟...     

卫星在空间碎片撞击下的易损性分析方法研究

针对厘米/毫米级空间碎片对卫星的撞击风险评估,在对卫星部件的失效模式及影响分析（FMEA）的基础上,结合射线跟踪法和失效树分析法建立一种卫星目标的易损性分析方法,计算卫星在空间碎片撞击下导致不同损伤等级的系统失效概率PK/H。详细介绍了该易损性分析方法的总体思路和各项关键技术,并给出了应用实例。该方法可推广应用于载人航天器上,对于航天器的撞击风险评估和防护结构优化设计有重要意义。     

N型防护结构的试验与仿真研究

在不增加空间碎片防护结构整体尺寸和质量的情况下,基于防护结构在斜撞击条件下弹道极限高于正撞击条件下弹道极限的特性,研究了一种将3层平行铝板结构的中间层进行倾斜的N 型防护结构,采用超高速碰撞试验和三维SP H 数值仿真方法,定量对比了N型防护结构与相同面密度3层平行铝板结构的防护性能。研究结果初步证实,在正撞击情况下,倾斜的中间层具有提升结构防护性能的作用。     

分布式安全航电软件系统架构

综合模块化航空电子技术的发展和应用,充分体现了开放性、重用性、可靠性、可重构和低成本等特性的优势,这些特性在研制机载软件系统中同样是至关重要的.本文在研究ARINC653和ASAAC等系统软件相关标准的基础上,结合新一代航空电子系统对软件系统的需求,论述了分布式安全航电软件系统的体系架构和接口等方面的设计考虑.     

可重复使用热防护材料应用与研究进展

可重复使用热防护系统是为高速重复使用飞行器而发展的关键性技术,涵盖了地球大气环境及非地球大气环境下的弹道式再入、高马赫数巡航等应用场景。根据现有高马赫数飞行器热防护现状,对高马赫数飞行器的主要热防护系统类型、特点和使用场景进行了简要介绍。在此基础上,结合国外里程碑式可重复使用飞行器（X-15、SR-71、航天飞机、X-33、X-37B、Spaceliner等）,梳理了可重复使用热防护材料的应用与研究进展,论述了代表性可重复使用热防护材料的发展、性能、研制进度、特点及应用前景。对国外在可重复使用热防护材料研制中的设计及发展思路,以及所存在的主要问题进行了总结归纳,为可重复使用热防护材料未来的发展提供了思路。     

基于双曲正弦函数的拓扑优化在热传导结构设计中的应用

电子设备的热传导结构设计是解决飞机电子设备热防护问题的有效方法,基于经验的传统设计方法存在设计周期长,获得的结果性能并不一定优等问题,因此将拓扑优化应用在飞机电子设备散热设计中,能够快速获取较优的结构布局。建立基于双曲正弦函数(sinh函数)插值模型的热传导拓扑优化数学模型,将该模 型的算法应用于二维、三维热传导算例,并通过 MATLAB编程进行算法实现;该模型与SIMP模型和RAMP模型进行对比,并应用于机载 LRM 模块导热拓扑优化设计。结果表明：基于sinh函数的插值模型较 SIMP插值模型精确,较RAMP插值模型的迭代次数少,能更好地解决热传导结构拓扑优化设计问题。     

一种复杂空间飞网系统参数优化设计方法

由轻质软绳索编织而成的空间飞网是为非合作目标捕获而提出的空间系统概念,在空间碎片和废弃航天器处理方面具有很大的应用潜力。从平台抛射出后,飞网在空间形成不稳定的网形,且网形变化规律受初始参数设计的影响较大。针对空间飞网系统设计与试验中系统参数匹配问题,本文提出以容错值作为飞网展开性能的定量描述,从捕获任务的层面,建立面向捕获容错的空间飞网系统参数优化数学模型;以抓捕固定距离、确定大小的目标任务为算例,联合Isight优化平台与ANSYS/LS-Dyna求解,得到飞网系统最优参数匹配,算例仿真结果表明结果的适用性;最后,利用试验设计和极差分析方法验证最优点的稳定性。研究的模型与方法为开展空间飞网系统地面及空间试验等工程应用提供理论依据。     

工程化复合材料结构优化设计方法

复合材料结构的可设计性带来大量设计变量,单靠传统方法难以实现结构优化,复合材料结构优化的铺层优化设计也是关键问题之一。从工程实际出发,探讨具有工程操作性的复合材料结构优化设计方法,形成 从结构布置优化到初始尺寸优化,再到详细铺层优化的三级优化设计方法,并在设计过程中加入符合复合材料 工艺要求的制造性约束;以某飞机复合材料垂尾翼盒结构设计为例,采用该方法对其进行优化设计。结果表明:本文提出的三级优化设计方法是适用于航空复合材料结构优化设计的一种通用方法,可降低结构质量、缩短研制周期。     

红外与可见光图像融合的空间碎片识别方法

针对暗弱空间环境中空间碎片的识别问题,提出了一种光照不均匀环境中的空间碎片识别方法。不同于现有识别方案,该方法从光照不均匀导致空间碎片图像源细节丢失造成识别性能下降的角度出发,首先将空间碎片的红外和可见光图像进行深度融合,并建立空间碎片融合图像数据库,然后基于训练样本采用深度学习技术训练得到空间碎片识别模型。算法分析表明,该图像融合方案具有高度的细节保留能力,识别模型具有在暗弱环境中高精度目标识别能力。最后进行了仿真实验,实验结果表明,该识别方案在姿态变化、图像源亮度变化等干扰条件下都具有较好的鲁棒性。     

驱动卫星捕获碎片的电子回旋共振离子推力器系统优化

近年来空间碎片数量急剧增加,已经对空间飞行器造成了严重的威胁。为此提出在碎片密集区域轨道(700km～1000km高度)的碎片处理方案,即利用微小卫星在电子回旋共振(ECR)离子微推进连续切向力作用下,不断进行轨道提升并进行碎片收集。基于此,进一步对电推进系统方案进行优化设计计算,在设计寿命1年的条件下,以推进系统质量最低作为优化目标,以加速电压和工质流量为变量,对电推进系统方案进行优化。最终得到的优化结果为工质流量0.25sccm (0.0244mg/s)、加速电压2488V时,推进系统总体最优,总质量7.288kg,推力器比冲2216s,推力535μN。     

载人深空探测被动屏蔽优化仿真研究

深空环境下高能银河宇宙射线与防护材料间产生了复杂多样的次级粒子,使得航天员辐射损伤效应和防护问题突出。运用Geant4蒙特卡罗仿真工具,计算了1000 MeV·n~(-1)的铁离子与铝或聚乙烯相互作用后,产生次级碎片粒子分布规律;分析了银河宇宙射线经过不同材料屏蔽体后,其碎片及次级中子对人体剂量当量的贡献随屏蔽厚度变化规律;依据该规律优化设计质量密度为20 g/cm~2聚乙烯掺杂比为15%硼的复合材料,得到的仿真设计复合材料成分比例可为载人航天被动屏蔽材料制备提供依据。