填充泡沫铝防护结构的超高速撞击数值模拟

模仿泡沫金属的生产原理建立了泡抹金属微结构几何模型,结合自编的光滑质点流体动力学程序进行了超高速撞击数值模拟,分别对6种形式的填充泡沫铝防护结构进行了仿真计算,比较了其撞击极限性能.结果表明当泡沫铝处于适当的位置时,填充泡沫铝结构的防护性能优于相同面密度的填充实心铝板结构.通过不同防护结构碎片云特性参数的对比分析表明,...     

玄武岩纤维布Whipple防护结构超高速撞击损伤分析

针对加入玄武岩纤维织物对Whipple防护结构损伤产生的影响进行了实验研究.探讨了将玄武岩纤维织物作为航天器空间碎片超高速撞击损伤防护结构的增强材料用于航天领域的可行性.实验采用的基本构形为Whipple防护结构,玄武岩纤维布按不同方案布置在结构中.实验分析表明,玄武岩纤维布的防护作用在于:其发生击穿破坏时,击穿孔处的纤维束产生的断裂和孔边处纤维束产生的变形消耗和吸收了撞击物的撞击能量;破坏时,玄武岩纤维束中逐次断裂的纤维丝与撞击物的撞击除了对撞击物产生切割作用外还在撞击物中产生高频的间歇冲击波,两者都对撞击物产生碎化作用;玄武岩纤维布自身的破坏不会再产生新的大碎片.     

超高速撞击网状防护结构仿真模型的建立与验证

为了系统研究网状防护结构的超高速撞击特性,在现有实验研究成果的基础上,应用数值仿真手段对网状防护结构在超高速冲击载荷下的防护性能进行定量研究.应用SPH法离散2种网状几何模型,采用ls-dyna有限元软件对弹丸超高速撞击单层、多层网状防护结构进行了数值模拟,并与相应实验数据比对.结果验证了网状防护结构仿真模型的有效性和准确性;研究表明2种几何模型的仿真结果不存在明显差别;同时随着撞击点的不同,碎片云的形态及能量分布变化较大.     

航天器空间碎片单护屏防护结构参数优化

为解决微流星体及空间碎片高速撞击威胁航天器的安全运行等问题，采用防护结构防护性能预报的Nysmith模型，以非线性优化方法分析撞击条件和结构参数对优化结果的影响。得出了最优解存在的可行性条件和防护间距下界与撞击参数的关系，以曲线图给出了各参数对优化结果的影响。研究表明优化结果在低撞击速度时随撞击速度的增加急剧增加，而在高撞击速度时趋于平缓。     

Preliminary survivability analysis of manned spacecraft following orbital debris penetration

Meteoroid and orbital debris (M/OD) may cause severe damages or even catastrophic failures for long-term manned spacecrafts in orbit due to the hypervelocity impact (HVI) destruction. It is essential to quantitatively assess the M/OD risk of manned spacecraft. In this paper, the catastrophic failure assessment function is successfully integrated into the Meteoroid & Orbital Debris Assessment and Optimization System Tools (MODAOST), which is the M/OD risk assessment system developed by China Academy of Space Technology. The survivability assessment for the US Lab by MODAOST was consistent with that of the Manned Spacecraft Crew Survivability computer code (MSCSurv). Meanwhile, the simulation process showed that this function was more effective than MSCSurv for the application of the standard methodology of M/OD risk assessment instead of the Monte Carlo model. This function expands the ability of MODAOST in predicting the survivability of the typical catastrophic failure modes such as crew hypoxia and the critical cracking.     

载人密闭舱室FTA-FBN舒适度评估方法

为改善载人密闭舱室整体舒适度,提升作业人员的生理、心理舒适性与工作效率。对载人密闭舱室舒适度评估方法展开深入探究,在完成舱室整体舒适度评估的基础上,能够进一步明确影响舱室综合舒适度的基本事件并进行重要度排序,从而更有针对性的改进和指导载人密闭舱室设计。构建了载人密闭舱室舒适度故障树分析(Fault tree analysis, FTA)模型,将载人密闭舱室舒适度影响因素划分生理环境、物理因素、主观感受3个中间等级,下行提取17个基本事件,综合模糊贝叶斯(Fuzzy bayesian networks, FBN)方法进行正向诊断,评估载人密闭舱室的整体舒适性;展开逆向因果推理,寻找造成舱室不舒适的主要原因。结果表明：实例探究中选取西北工业大学载人密闭实验室进行整体舒适度评估,并通过16位被试人员的主观评价验证了载人密闭舱室FTA-FBN舒适度评估方法的有效性与可靠性;逆向推理计算各基本事件对舱室整体舒适度的影响概率并进行排序,指出载人密闭舱室设计改进方向。     

航天器防护方案高速斜撞击实验研究

给 和分析了柱状弹丸高速斜撞击铝合金Ｗｈｉｐｐｌｅ防护方案实验研究结果。结果表明,Ｗｈｉｐｐｌｅ防护方案对高速斜撞击的响应不同于高速垂直撞击的响应,高速斜撞击具有分散撞击所产生碎片云损伤能量的特性,能产生严重损伤航天器外部结构和子系统的滑弹碎片。滑弹的临界入射角的６５°～７５°。低于此角对靶件造成的损伤严重;超过该角对滑弹观察板造成的损伤严重,对滑弹观察板造成的损伤集中在与防护屏成１５°的区域。因     

靶体材料叠层顺序对抗卵形头弹冲击性能影响

为研究靶体材料及结构对其抗撞击特性的影响,利用一级轻气炮系统进行卵形头弹正撞击靶体试验.通过改变靶体材料及结构,分析靶体在不同撞击条件下的弹道极限及失效模式.靶体包括单层靶、相同材料板组成的等厚双层靶,以及不同材料板组成的等厚双层靶,靶体总厚度相等.利用高速摄像机获取弹体撞击速度数据和弹道姿态图像,基于实验数据建立各种结构靶体的初始-剩余速度曲线,进而计算获取靶体的弹道极限速度.通过分析靶体的弹道极限及面密度,从抗撞击效率方面揭示靶板的叠层顺序对其抗撞击性能的影响规律及机理.试验结果表明:单层靶板的抗撞击性能高于等厚度的双层靶板;靶板的叠层顺序对混合双层靶抗撞击性能存在影响,硬板在前软板在后排列能够提高靶体的抗撞击性能,并且这种差异随弹体初始速度的增加而减小.此外,铝合金靶体单位质量的抗撞击效率高于钢靶体.     

控制受限航天器时变滑模姿态控制

在推力器执行机构输出力矩受限的条件下,针对带有输入饱和特性的挠性航天器的姿态机动问题,提出了一种将线性滑模面和时变滑模面相结合的变结构控制器设计方法,给出其切换机制以实现挠性航天器快速姿态机动给出了变结构输出反馈控制器设计的方法;最后,将本文提出的方法应用于三轴稳定挠性航天器的姿态机动控制,仿真结果表明:在推力器的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,有效地抑制挠性附件的振动.     

Robust control of spacecraft variable structures during approach for docking

0　ＩＮＴＲＯＤＵＣＴＩＯＮＴｈｅｃｏｎｔｒｏｌｏｆｌａｒｇｅｓｐａｃｅｃｒａｆｔｄｕｒｉｎｇａｐｐｒｏａｃｈｆｏｒｄｏｃｋｉｎｇｉｓａｋｅｙａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇｉｓｓｕｅ[1].Ｔｈｅｒｅｉｓｍｕｃｈｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｂｅｔｗｅｅｎａｓｐａｃｅｃｒａｆｔｍｏｖｉｎｇｉｎａｎｏｒｂｉｔａｎｄａｓｐａｃｅｃｒａｆｔｕｎｄｅｒｇｒｏｕｎｄｔｅｓｔ,ａｎｄｉｔｉｓｉｍｐｏｓｓｉｂｌｅｔｏａｃｃｕｒａｔｅｌｙｄｅｔｅｒｍｉｎｅｉｔｓｋｉｎｅｔｉｃｍｏｄｅｌａｎｄｓｔｒｕｃｔｕｒａ…     

Investigation into debris cloud characterizations for oblique hypervelocity impact of projectiles on bumper

All long-duration spacecraft in low-earth-orbit are subject to high velocity impacts by meteoroids and space debris. Such impacts are expected to occur at non-normal incidence angles and can cause severe damage to the spacecraft and its external flight-eritical systems and possibly lead to catastrophic failure of the spacecraft. In order to ensure crew safety and proper funetion of internal and external spacecraft systems, the characteristics of a debris cloud generated by such impacts must be known. An analytical model is therefore developed for the characterization of the penetration and ricochet debris clouds created by tile hyperveloeity impact of an aluminum spherical projectile on an aluminum plate. This model employs normal and oblique shock wave theory to characterize the penetration and ricochet processes. The prediction results of center-of-mass trajectory, and leading velocity of penetration and ricochet debris clouds are obtained arid compared with numerical and experimental results in figures.