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。     

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。     

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。     

航天器波纹防护屏高速撞击实验研究

微流量及空间碎片的高速撞击威胁着航天器的安全运行 ,导致其严重的损伤和灾难性的失效。本文给出和分析了柱状弹丸高速撞击铝合金波纹防护屏 Whipple防护实验研究的结果。结果表明 :波纹防护屏具有分散不同入射角弹丸高速撞击所产生碎片云损伤能量的特性 ,并能降低弹丸滑弹碎片对航天器外部结构和子系统的损伤 ,该防护结构的防护性能优于铝合金板防护屏 Whipple防护。     

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。     

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。     

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.     

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。     

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.     

碎片云撞击密封舱穿孔对其内压力和温度影响研究

为了了解碎片云撞击密封舱穿孔对其内压力和温度的影响程度及规律，以平面激波和热力学理论为基础，建立了碎片云高速撞击密封舱穿孔对其内大气压力和温度影响的模型，通过计算发现模型计算结果与实验吻合得较好。通过模型计算，结果表明：碎片云撞击密封舱舱壁穿孔造成其内大气压力和温度的变化趋势具有相似性；舱壁穿孔瞬间，舱内大气压力和温度只在距穿孔处一定距离发生剧变；碎片云撞击速度越大，引起舱内大气压力和温度的变化也越大。     

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。     

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。     

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。     

超高速撞击声发射信号在Whipple结构中的传播时序特性研究

为研究屏/舱声发射信号传播时序特性,以典型Whipple防护结构为例,利用二级轻气炮对其进行超高速撞击实验。首先,利用独立于靶件的“遮挡板”阻挡弹丸击穿前板形成的二次碎片云撞击后板,利用布置在前、后板特定位置的超声换能器采集单纯的前板声发射信号,分析信号模态特征,结果表明：前板信号主要包括S0、A0和S2等三种模态板波,经圆柱支撑构件传播进入后板之后,全部转换为A0模态板波。在此基础上,建立了屏/舱声发射信号到达时序预测公式。其次,撤除遮挡板,利用布置在后板特定位置的超声换能器采集前、后板信号的混叠信号,分析两种信号的到达时序并与预测结果进行对比,结果验证了达时序预测公式的有效性。     

梯度波纹夹层防护结构超高速碰撞特性仿真研究

文章基于空间碎片被动防护需求,提出了一种梯度波纹夹层防护结构,并对其超高速碰撞过程及形成碎片云的特性进行了仿真分析。仿真结果表明,相比于Whipple结构,在梯度波纹夹层结构中冲击波的卸载方式更复杂,更有利于空间碎片的破碎;碰撞速度在5~20 km/s时,碎片云的膨胀半角先增大后减小;夹层结构中前置波纹板对撞击动能中不可逆功的吸收量和吸收占比最大。研究结果对空间碎片被动防护结构的设计具有一定的参考价值。     

一种新的卫星超高速撞击解体阈值模型研究

为定量描述卫星在超高速撞击下的解体阈值与解体程度,本文提出了一种新的卫星解体阈值模型,即用能量密度em(来袭物动能与卫星在撞击通道内的质量之比)的大小来判断卫星是否发生解体,用卫星解体后碎片累积质量统计曲线中平滑无突变部分的碎片质量与碎片总质量之比μc来描述卫星的解体程度,μc越大,卫星解体程度越高。采用数值仿真方法获得了卫星最小解体撞击能量密度阈值为3.62×102J/g,研究了不同em和不同η(卫星在撞击通道内的质量与卫星总质量之比)条件下卫星解体碎片的统计规律,建立了μc与em和η之间的函数关系,初步完成了这种新的卫星超高速撞击解体阈值模型的构建。     

Assessing the Risk of Orbital Debris Impact

A Space Debris Impact Risk Analysis Tool (SDIRAT) was developed and implemented to assess the orbital debris impact risk on a specified target in Earth orbit, in terms of flux, relative velocity, impact velocity, direction of the incoming particles, debris mass and diameter. Based on a deterministic approach, SDIRAT uses a realistic orbital debris population where each representative particle is identified by its rectangular coordinates (position and velocity) at a reference epoch. Using this information, some geometrical algorithms were developed and implemented to evaluate the contribution of each particle to the incoming flux. The position of the particle with respect to a specified target drives the selection criteria to reject, or select, it as a possible projectile. On the other hand, the relative velocity vector can be used to estimate the impact direction of the incoming flux. SDIRAT was conceived as a general tool for a variety of scenarios, such as low circular and elliptical orbits, up to the geosynchronous ring. This paper presents some examples of possible applications, including the computation of the incoming debris flux on SAX (low Earth orbit), SIRIO (geosynchronous orbit) and the IRIS upper stage (elliptical orbit). Other applications assess the impact risk for the Soviet Radar Ocean Reconnaissance Satellites Cosmos 1900 and Cosmos 1932.