蜂窝夹层板超高速撞击极限方程分析

为分析撞击极限方程对蜂窝夹层结构的穿透特性的预测能力,调研得到了3类撞击极限方程的表达形式和等效方法,以及131个采用碳纤维复合材料(CFRP)面板的蜂窝夹层板结构的试验数据,并对撞击极限方程的预测能力进行了比较计算。结果发现,MET方程对他源数据的四种(未失效、失效、总体以及安全)预测率均大于80%,进行在轨航天器结构的失效分析时可优先选用;SRL方程对本源数据的安全预测率达到了100%,在他源数据上的安全预测率也很高,适用于航天器防护结构设计。探讨了撞击极限方程中的系数、速度分界值的优化思路,以提高撞击极限方程的预测率。     

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。     

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.     

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。     

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     

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。     

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。      

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。     

柔性多层冲击空间碎片防护结构设计与试验

充气展开密封结构是未来空间站以及大型空间居住舱的理想构建形式,其外蒙皮由气密层、增强层、微流星体和空间碎片防护层、辐射保护层以及热控层组成。为了既满足对空间碎片的防护,又满足折叠、收纳以及展开的要求,空间碎片防护层需要采用多层冲击防护结构设计。基于多层冲击防护结构,采用国产的玄武岩纤维材料和芳纶织物的特性参数,根据弹道极限方程设定了柔性空间碎片防护层的设计参数,并通过高速撞击试验对根据设计参数生产的试验件进行了试验验证,试验结果与柔性多层冲击防护结构的弹道极限方程吻合较好。     

表面结构的MOTIF参数表征

工程表面结构的粗糙度和波纹度之间一直没有明确的界限,而它们的产生原因及对零件表面性能的影响却是不同的.最近被国际标准所采纳的莫逖夫法(MOTIF)则提供了一种可供选择的分离未滤波轮廓的粗糙度和波度的新方法.对MOTIF法的基本概念、参数和表征方式作了初步的研究,并对几种传统的精加工方式加工的样块表面特征进行了描述.     

反战术弹道导弹总体优化设计研究

应用求解非线性规划问题的直接方法,针对一种典型的目标弹道(1000km),对一种方案反战术弹道导弹进行了总体参数优化设计研究.研究中考虑了:发动机特性参数的变化;导引头侧窗口对交汇角的限制;烧蚀问题所引起的对最大马赫数Ma_max的限制和末速的限制;导弹发射时机的选择;导弹的初始弹道角的选择;其它(如最大过载和最大攻角的限制及重力补偿等).研究的目的是在考虑满足各种限制的条件下,通过选择各主要参数,使拦截区最大.结果表明,通过采用混合火箭发动机方案可扩大导弹的作战空域,同时满足采用侧窗导引头所带来的限制条件.      

Multifunctional Martian habitat composite material synthesized from in situ resources

The two primary requirements for a Martian habitat structure include effective radiation shielding against the Galactic Cosmic Ray (GCR) environment and sufficient structural and thermal integrity. To significantly reduce the cost associated with transportation of such materials and structures from earth, it is imperative that such building materials should be synthesized primarily from Martian in situ resources. This paper illustrates the feasibility of such an approach. Experimental results are discussed to demonstrate the synthesis of polyethylene (PE) from a simulated Martian atmosphere and the fabrication of a composite material using simulated Martian regolith with PE as the binding material. The radiation shielding effectiveness of the proposed composites is analyzed using results from radiation transport codes and exposure of the samples to high-energy beams that serve as a terrestrial proxy for the GCR environment. Mechanical and ballistic impact resistance properties of the proposed composite as a function of composition, processing parameters, and thermal variations are also discussed to evaluate the multifunctionality of such in situ synthesized composite materials.     

A ballistic limit equation for hypervelocity impacts on composite honeycomb sandwich panel satellite structures

During a recent experimental test campaign performed in the framework of ESA Contract 16721, the ballistic performance of multiple satellite-representative Carbon Fibre Reinforced Plastic (CFRP)/Aluminium honeycomb sandwich panel structural configurations (GOCE, Radarsat-2, Herschel/Planck, BeppoSax) was investigated using the two-stage light-gas guns at EMI. The experimental results were used to develop and validate a new empirical Ballistic Limit Equation (BLE), which was derived from an existing Whipple-shield BLE. This new BLE provided a good level of accuracy in predicting the ballistic performance of stand-alone sandwich panel structures. Additionally, the equation is capable of predicting the ballistic limit of a thin Al plate located at a standoff behind the sandwich panel structure. This thin plate is the representative of internal satellite systems, e.g. an Al electronic box cover, a wall of a metallic vessel, etc. Good agreement was achieved with both the experimental test campaign results and additional test data from the literature for the vast majority of set-ups investigated. For some experiments, the ballistic limit was conservatively predicted, a result attributed to shortcomings in correctly accounting for the presence of high surface density multi-layer insulation on the outer facesheet. Four existing BLEs commonly applied for application with stand-alone sandwich panels were reviewed using the new impact test data. It was found that a number of these common approaches provided non-conservative predictions for sandwich panels with CFRP facesheets.     

不确定条件下高超声速俯冲弹道鲁棒优化

针对俯冲段不确定性因素所导致的弹道偏差和落点精度问题,研究了一种增强弹道抗干扰能力的高超声速滑翔飞行器俯冲攻击鲁棒弹道优化方法。首先建立了考虑模型偏差、阵风干扰等不确定性因素的滑翔飞行器俯冲段运动数学模型;其次,推导了不确定条件下滑翔飞行器运动模型的雅各比矩阵解析表达式,得到了基于线性协方差分析法的系统误差传播方程;最后,建立了不确定性条件下的俯冲段弹道优化模型,并应用高斯伪谱法对该弹道优化问题进行求解。仿真结果表明,与不考虑不确定性因素影响的弹道优化方法相比,本文方法可有效提高高超滑翔飞行器俯冲弹道抗干扰能力,且抗干扰能力随着权重系数值的增大而增强。