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.     

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。     

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。     

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。     

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。     

空间碎片超高速碰撞数值分析

采用光滑粒子流体动力学(SPH)方法对空间碎片超高速碰撞问题作了模拟分析,给出了靶孔直径和碎片云宽度随碰撞速度的变化、累积碎片分布、碎片云无量纲向前总动量随膨胀距离的变化、碎片云前端速度的变化规律以及碎片云速度矢量等。     

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。     

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.     

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。     

基于PVDF敏感器的空间碎片撞击航天器感知定位技术

从理论和实验两个方面开展了基于PVDF(Polyvinylidene Fluoride)压电薄膜敏感器的空间碎片撞击航天器感知定位技术研究,分析了基于双曲线理论的定位方法,并在理论分析的基础上,利用气枪和超高速弹道靶分别开展了平面铝板、曲面铝板等单层结构和Whipple结构下的验证实验。弹丸速度范围100m/s-3km/s,实验靶材为2mm厚的单层铝板和铝板厚为1mm、前后间距为10cm的Whipple结构,靶材上安装了4个PVDF传感器。研究结果表明：基于PVDF传感器的感知定位技术可实现空间碎片撞击航天器的位置定位,是一种可应用于航天器在轨感知空间碎片撞击系统的可选技术。     

Fragmentation of hypervelocity aluminum projectiles on fabrics

This paper presents work performed for a study investigating the ability of different flexible materials to induce fragmentation of a hypervelocity projectile. Samples were chosen to represent a wide range of industrially available types of flexible materials like ceramic, aramid and carbon fabrics as well as a thin metallic mesh. Impact conditions and areal density were kept constant for all targets. Betacloth and multi-layer insulation (B-MLI) are mounted onto the targets to account for thermal system engineering requirements. All tests were performed using the Space light-gas gun facility (SLGG) of the Fraunhofer Institute for High-Speed Dynamics, Ernst-Mach-Institut, EMI. Projectiles were aluminum spheres with 5 mm diameter impacting at approximately 6.3 km/s. Fragmentation was evaluated using a witness plate behind the target. An aramid and a ceramic fabric lead the ranking of fabrics with the best projectile fragmentation and debris cloud dispersion performance. A comparison with an equal-density rigid aluminum plate is presented. The work presented can be applied to optimize the micrometeoroid and space debris (MM/SD) shielding structure of inflatable modules.     

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。     

脉冲TIG焊参数对铝合金焊缝组织与性能的影响

通过采用脉冲变极性TIG焊接方法对1.5 mm厚的5A06铝合金和L3纯铝以及3 mm厚的5A06铝合金和5A06铝合金试板进行焊接试验,研究了在其它两个条件不变的情况下脉冲频率、基值电流和占空比分别对焊缝组织与力学性能的影响规律。研究结果表明:当脉冲频率为100 Hz,基值电流为峰值电流的10%～33%,占空比为50%～66%时,焊缝具有良好的组织和力学性能。     

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。     

航天器碰撞解体碎片分析软件SFA2.0及其应用

为了实现对航天器在轨解体事件及其碎片分布特性的快速分析,中国空气动力研究与发展中心(CARDC)开发了SFA(Spacecraft Fragmentation Analysis)软件。该软件主要基于CSBM航天器解体模型开发形成,同时集成了NASA的标准解体模型。SFA软件具有解体程度分析、解体碎片生成、碎片分布统计等功能,并可以实时显示计算结果、绘制统计曲线。文章着重介绍了SFA软件2.0版的功能模块、主要算法、界面及使用方法等,并针对Iridium 33-Cosmos 2251碰撞、Solwind P78航天器解体等在轨事件进行了分析。     

SDEEM2015空间碎片环境工程模型

文章介绍了哈尔滨工业大学空间碎片高速撞击研究中心"十二五"期间发布的空间碎片环境工程模型(SDEEM 2015)。该模型可实现LEO空间碎片环境描述,空间碎片撞击风险评估以及地基探测结果仿真,还可输出LEO航天器不同轨道位置处空间碎片撞击通量随撞击方位角、撞击速度及碎片尺寸的分布规律,地基探测设备探测区域内空间碎片空间密度及通量的分布情况等信息。SDEEM 2015适用轨道高度范围为200~2000 km,时间范围为1959年—2050年,所考虑的空间碎片来源包括解体碎片、Na K液滴、固体火箭发动机喷射物、溅射物和剥落物。     

两种物态方程在超高速碰撞数值模拟中的比较

材料在超高速碰撞下将发生熔化甚至气化相变。为反映超高速碰撞中材料相变带来的影响,文章采用GRAY三相物态方程与Tillotson物态方程,对超高速碰撞进行数值模拟对比研究。研究表明:当碰撞速度在3 km/s以下时,除了靶板穿孔直径外,两种物态方程所给出的碎片云的结果基本一致;但当碰撞速度在3 km/s以上时,两种物态方程给出的数值模拟结果有较大差异,这说明在超高速碰撞中相变的产生对碎片云形状参数有较大影响。