中国空气动力研究与发展中心的空间碎片超高速撞击试验研究进展

介绍空间碎片超高速碰撞试验方面的研究进展,主要包括:试验能力、在航天器部件和防护结构方面的超高速碰撞试验等。在试验能力方面,发展了8序列激光阴影照相技术,为瞬态撞击过程监测提供了有效手段;在超高速碰撞试验研究方面,开展了温度对Whipple防护屏弹道极限的影响研究、铝合金板的超高速撞击碎片云特性研究,以及舷窗玻璃、压力容器、舱外航天服、模拟电子设备等的超高速碰撞试验,获得了相关试验件的撞击特性。

直流放电控制高速带斜坡锥体气动力的有效性研究

基于直流放电激波重构气动力控制原理,开展了带斜坡锥体模型的高速(Ma=6)气动力控制风洞试验,采用光纤天平技术,考察了模型在两种放电功率(284 W和517 W)下的气动力/力矩变化情况,并采用纹影成像研究了放电对流动拓扑的影响。纹影图像揭示了由于放电热阻塞和马赫数降低引起的波系重构现象,表现为放电诱导压缩波和再附激波弱化、角度减小。天平信号验证了放电使得模型的轴向力、法向力和俯仰力矩减小,放电功率较大时控制效果明显。通过求解带功率密度源项的Navier-Stokes方程模拟放电的加热效应,数值研究了模型气动力随功率密度的变化规律及加热位置对控制能力的影响。研究表明:模型气动力变化率与功率密度呈正相关;当以激励器的上游位置为参考点时,俯仰力矩变化显著;当加热位置靠近斜坡时,控制能力降低。

跨流域空气动力学模拟方法与返回舱再入气动研究

针对回收类航天器(返回舱)再入过程所遇跨流域多尺度非平衡绕流问题,综述基于Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模,构造考虑完全气体、转动非平衡、含振动能激发热力学非平衡效应各流域统一Boltzmann模型方程,及由此建立返回舱再入气动力热绕流问题气体动理论统一算法研究进展与算法检验。作为方法间验证结合,进一步简述了融合再入热化学稀薄气体电离非平衡流动DSMC方法、近连续过渡流区N-S/DSMC耦合算法、经滑移边界修正的N-S方程解算器、低密度风洞实验测试等多种空气动力学模拟手段,建立求解Boltzmann模型方程气体动理论统一算法(GKUA)、DSMC、N-S/DSMC、滑移N-S解算器、低密度风洞实验验证补充,适于返回舱再入从外层空间自由分子流到近地面连续流跨流域空气动力学一体化模拟平台。将此平台用于再入H=110～30km各流域球体、高超声速尖前缘中空柱裙、返回式卫星球锥体、飞船返回舱稀薄过渡流以至近连续流区气动力/热与姿态配平绕流问题计算与实验分析比较,证实统一算法在高稀薄流区,与DSMC吻合很好;在连续流区,与(滑移)N-S解算器相一致;在中间过渡带,与N-S/DSMC耦合算法相容;具有全飞行流域很好的计算一致收敛性。简述了跨流域空气动力学几种模拟手段的适应性特点与展望,揭示了返回舱再入跨流域复杂高超声速流动变化规律。

求解Boltzmann模型方程高性能并行算法在航天跨流域空气动力学应用研究

对Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模,得到适于描述航天再入从外层空间到近地面各流域统一Boltzmann模型方程,提出求解Boltzmann模型方程统一算法高性能并行计算数学模型.发展离散速度空间区域分解大规模并行计算技术,分析统一算法变量依赖关系,建立可扩展并行计算方案;研究数据并行分布与并行执行特征,开展大规模并行化程序设计,并在小、中、大规模256-512、4096-20 625CPU及异构计算机500-45 000、3125-112 500进程并行算法测试,建立稳定运行于国产千万亿次超级计算机高性能可扩展大规模并行算法与航天器再入跨流域复杂气动力/热绕流问题并行化软件应用平台.通过对稀薄流到连续流再入飞行不同高度可回收返回式卫星飞行器、近空间大尺度机动飞行器跨流域绕流环境不同粒度高性能计算与验证,揭示大尺度复杂结构飞行器跨流区飞行稀薄过渡流区热流系数比连续、近连续流区热流系数随物面变化剧烈得多、大得多,发现该类飞行器后端面热流最大值发生在水平舵外侧拐角处,达驻点热流六分之一量级,提供了一个可靠求解航天器再入各流域高超声速绕流问题统一算法高性能并行计算应用研究方向.

天宫飞行器低轨控空气动力特性一体化建模与计算研究

对非规则板舱组合体天宫飞行器300～200km低轨道飞行过程空气动力特性一体化计算建模，提出考虑复杂构型物面遮盖效应面元解析法与经修正的Boettcher／Legge非对称桥函数，发展基于三角形面元逼近复杂外形通用处理方法，建立适于天宫飞行器复杂物形处理与面元气动力系数计算规则；将DSMC方法与求解Boltzmann模型方程气体运动论统一算法应用于天宫飞行器简化外形，进行气动力当地化关联参数计算修正，建立针对大型复杂结构天宫飞行器低轨道飞行控制过程空气动力特性一体化快速算法与程序软件。对大尺度圆柱体外形与天宫飞行器300～200km不同高度变轨飞行过程不同迎角与侧滑角及帆板平面与本体主轴不同夹角复杂构型气动力特性计算分析验证，表明天宫飞行器在200km以上低轨道飞行控制过程中所受空气动力系数随飞行高度发生显著变化（8％～50％），证实长期在轨运行的大型航天器若采用统一固定的气动力系数，误差累积巨大，需要采取防护措施，低轨道飞控大气阻力仍是制约航天器定轨预报精度最关键因素。

高焓流场球头外形气动热试验研究

再入地球大气层时,飞行器的再入速度极高,面临严重的气动加热问题。为了研究高焓流动导致的热化学非平衡现象,在高焓膨胀风洞FD-14X中开展了球头外形的热流测量试验以及CFD仿真模拟。FD-14X为中国空气动力研究与发展中心新建成的高焓膨胀风洞,速度模拟能力达到第二宇宙速度,总温模拟能力超过10000 K,能够产生总焓70 MJ/kg的试验气体。试验来流总焓16.9~63.5 MJ/kg,球头直径20~50 mm,流场采用自发光拍照,同时CFD仿真采用Park双温非平衡模型计算球头绕流流场。试验与仿真结果表明:来流总焓大于5 MJ/kg时,球头绕流场存在显著的热化学非平衡现象;304钢模型壁面在来流总焓小于20 MJ/kg时表现为非催化壁面特性,在来流总焓大于30 MJ/kg时表现为催化壁面特性;当球头表面镀氧化锆膜、来流总焓49.5 MJ/kg时,球头壁面表现为非催化壁面特性。

带隔热层蜂窝夹层结构的超高速撞击特性研究

带隔热层的蜂窝夹层结构是航天器常用的结构材料。针对带隔热层蜂窝夹层结构开展了超高速撞击试验研究和数值模拟。通过试验获得了带隔热层蜂窝夹层结构的弹道极限方程,并利用该方程计算了带隔热层前板的等效厚度;同时采用光滑质点流体动力学(SPH)和有限元(FE)耦合的方法,对蜂窝夹层结构的超高速撞击过程进行了数值模拟,模拟结果表明:蜂窝芯限制了碎片云的径向膨胀,碎片云轴向流的导流和分流作用。

高超声速飞行器跨流域气动力/热预测技术研究

分析了跨流域流动特点、工程背景需求、国内外研究现状,针对高超声速飞行器跨流域气动力/热预测存在的主要问题,从粘性干扰参数与克努森数搭接的跨流域模拟准则、微量天平结构优化及测力技术、红外大面积中低量值热流测量技术、流场显示与测量技术和N-S/DSMC自适应紧耦合数值模拟方法等方面,总结了近年来取得的研究进展,并讨论了下一步研究方向。

弹丸超高速撞击单层和多层板结构的碎片特征研究

针对空间碎片撞击航天器典型结构形成的碎片特征问题,开展了单层板和多层板在4.4～5.8km/s速度下的超高速撞击试验,利用激光阴影照相技术和碎片软回收方法获得了不同试验状态下碎片尺寸及质量分布等信息,同时采用数值仿真方法分析了碎片的形成机理。研究结果表明,碎片数量随弹丸及靶材尺度的增大、撞击速度的提高而增加,且随碎片尺寸的减小呈指数关系增长。碎片尺寸与其形成机理有关,小碎片主要是在应变率较高的冲击加载和相变作用下形成,对撞击速度的变化更为敏感;大碎片则是在较低应变率下,因靶材的穿孔损伤造成局部强度下降,在冲击作用下材料沿薄弱处撕裂并脱落而形成。

混凝土房屋结构靶的超高速撞击特性研究

为了研究动能武器对混凝土类目标的毁伤效果，采用试验和数值仿真手段，对钨合金弹丸超高速撞击混凝土房屋结构靶进行了研究，探讨了混凝土房屋结构靶在超高速撞击条件下的毁伤特点。试验所用的钨合金弹丸重35g，长径比为5，撞击速度2．5km/s；混凝土房屋结构靶抗压强度34．4MPa。研究发现：在开展的试验条件下，房屋结构靶顶层板和底层板被穿透，未发生解体破坏；靶体中加筋对靶体的穿孔大小及结构破坏没有明显的降低作用；速度2．5km/s的弹丸经撞击40mm厚混凝土板后的速度降到2．0～2．3km/s 范围内；弹丸超高速撞击混凝土房屋结构顶层板形成的碎片云速度较高，部分碎片对人员具有较强的杀伤效果，该部分碎片的扩张角为23＆#176;，在底层板上的分布范围大于穿孔大小。

高速动能弹撞击装甲结构引起的螺栓连接失效及部件过载损伤研究

目的 验证和揭示高速动能弹对装甲结构的损伤机理。方法 聚焦高速动能弹打击装甲目标时,弹道冲击造成的靶标结构连接失效及部件过载损伤这2种损伤效应,以典型螺栓连接为研究对象,采用高速球形弹丸撞击螺栓连接结构的小尺寸试验对数值模拟方法和材料模型参数进行校验。在此基础上,采用数值模拟和冲击响应谱分析方法对高速动能弹打击全尺寸坦克进行模拟分析,获得撞击过程螺栓连接失效特征、主要影响因素及坦克典型位置部件的冲击加速度曲线和冲击响应谱曲线。结果 在小尺寸试验中,动能输入为0.042MJ时,螺栓连接未发生失效;但25.6MJ动能输入全尺寸坦克时,螺栓发生断裂而使连接失效。数值模拟结果揭示了螺栓发生断裂的主要原因。结论 输入动能大小、连接螺栓直径、模拟设备部件质量和撞击位置为螺栓是否断裂的主要影响因素。坦克某些位置的冲击响应谱曲线高于军用标准给出的临界曲线的下限甚至上限,表明这些位置的部件因高过载损伤导致失效的概率较高。

升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究

尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需要解决的关键技术。在CARDC的Ф1米高超声速风洞中,研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法。通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施,解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题,提高了带喷流气动力试验数据精度,接近常规气动力试验的水平。

稀薄气体自由分子流到连续流跨流域气动力热绕流统一算法研究

研究描述各流域气体流动输运现象统一的Boltzmann模型方程及数值求解方法,发展气体分子运动论离散速度坐标法,建立直接求解分子速度分布函数耦合迭代数值格式;研究可用于高、低不同马赫数绕流问题的Gauss型离散速度数值积分法,建立模拟各流域高超声速气动力、热绕流问题气体运动论统一算法与并行计算技术。对稀薄气体自由分子流到连续流不同Knudsen数、高低不同马赫数球体、钝锥外形、飞船返回舱再入飞行环境等绕流问题并行计算与算法验证分析,证实统一算法用于高稀薄自由分子流到连续流高超声速飞行器气动力、热绕流问题求解的可靠性,揭示飞行器跨流区不同高度高超声速绕流现象与变化规律。

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。

卫星超高速撞击解体碎片特性的试验研究

为了研究超高速撞击下卫星解体碎片的分布特性,在弹道靶上开展了三次模拟卫星的超高速撞击试验。发射铝合金钝锥弹丸以3.2km/s～4.2km/s的速度撞击模拟卫星,对解体碎片进行回收、测量和统计分析,结果表明:碎片累积数量与碎片特征尺寸/特征质量在对数坐标系中基本呈直线关系,且碎片尺寸分布和质量分布在形式上和规律上具有高度相似性。通过数据拟合得到了碎片尺寸和质量分布的具体函数形式,分析了碎片质量分布与尺寸分布之间的内在关系。将试验结果与NASA标准解体模型进行了比较,讨论了两者的差别及其原因。

激波风洞重模型气动力试验研究(英文)

在激波风洞上进行气动力试验时,风洞启动时巨大的冲击载荷使模型-天平受到充分的激励,从而形成惯性干扰力,并与真实气动力混杂在一起,甚至完全覆盖气动力,降低了试验精准度,使得试验模型的质量受到极大的限制。本文介绍了CARDC-dia.2米激波风洞进行大、重模型的压电天平气动力试验研究情况,包括天平设计、天平校准、惯性补偿和风洞试验等几个方面。研究结果表明:气动力试验模型质量可从过去的500g增加到8kg,模型长度可达1m。从而提高了激波风洞测力试验能力,能满足高超声速飞行器试验的需求。

吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展

机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊,为精确获得其气动力特性风洞试验数据,必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求,在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术,为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。

大型航天器再入解体气动力热特性模拟的直接模拟蒙特卡洛方法研究

为模拟大型航天器离轨再入近连续过渡流区高超声速气动力/热绕流特征,构建了基于直接模拟蒙特卡洛法碰撞限制器技术的混合方法,发展了基于密度梯度的动态自适应混合网格处理技术与变时间步长计算方案。利用当地流动梯度的克努森数作为判断连续流失效的参数,将流场划分为不同区域,在连续流区采用碰撞限制器以及大网格尺度和大时间步长,在流场的大梯度区域——包括激波和壁面边界层区域——采用基于当地密度梯度的动态自适应碰撞网格和取样网格处理技术。为保证整个流场范围每个碰撞网格内的模拟粒子数分布更加均匀,采用变时间步长计算方案,并固定当地时间步长与粒子权重的比值,避免了因分子穿越网格界面产生的复制或消失。通过计算类天宫飞行器低密度风洞试验状态的气动力系数,并与试验数据对比,验证了上述算法的高精度模拟能力与可靠性。同时模拟分析了带太阳电池帆板的类天宫飞行器再入85 km高超声速复杂气动力热,及头部对接台与板舱非规则物形绕流所致激波/边界层干扰、流动分离与强气动力热致太阳电池帆板毁坏发生首次解体机制。

碳纤维/环氧树脂复合材料3.0~6.5km/s超高速撞击成坑特性研究

为研究碳纤维/环氧树脂复合材料在超高速撞击下的成坑特性,利用二级轻气炮开展了直径为1.00~3.05 mm的铝球以3.0~6.5 km/s的速度正撞击尺寸为100 mm×100 mm×20 mm的碳纤维/环氧树脂复合材料靶板的实验,获得了碳纤维/环氧复合材料靶板的成坑形貌特征,并测量了坑深、成坑表面积、表面损伤面积等尺寸。结合文献数据分析了靶板的无量纲成坑深度p/d_(p)、无量纲坑径系数D_(h)/d_(p)、表面损伤面积等效直径D_(e)等随撞击速度、撞击能量的变化规律。结果表明:碳纤维/环氧树脂复合材料的无量纲成坑深度p/d_(p)和无量纲坑径系数D_(h)/d_(p)均与撞击速度呈2/3次幂关系;表面损伤面积等效直径D_(e)与弹丸撞击能量E呈幂函数关系;成坑深度大于成坑半径。

高速物体撞击过程理论研究

基于现有高速运动物体模型的研究现状,以分析高速物体撞击目标物这一过程为目的,建立了适用于撞击过程的地面坐标系、撞击物坐标系以及撞击物速度坐标系,并推演了相关坐标系之间的转换关系。以此为基础,基于撞击作用原理建立了撞击过程的理论模型。模拟计算了撞击物形状、撞击角度以及目标物厚度等条件的变化对撞击效果的影响。经理论计算得到了在撞击过程中,撞击角度越贴近正面,击穿效果越好,难度越小;目标物的厚度越大,击穿难度越高的结论。为高速物体击穿损伤过程的研究提供了理论依据。