超高速撞击弹丸形状效应数值模拟研究

1、第27卷第6期2006年11月宇航学报JournalofAstronauticsVol.27No.6November2006超高速撞击弹丸形状效应数值模拟研究马文来,张伟,庞宝君,陈海辉(哈尔滨工业大学空间碎片高速撞击研究中心,哈尔滨150080)摘要: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

2、异的原因。不同形状弹丸对Whipple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。关键词:Whipple防护;超高速撞击;形状效应;撞击极限曲线;数值模拟中图分类号:V423.42;O347文献标识码:A文章编号:100021328(2006)06211742040引言1数值模拟方案自1957年第一颗人造地球卫星成功发射以来,航天活动已步入世界经济、科技、国防等领域并成为重要组成部分。伴随着航天活动的日益增多,空间碎片环境日趋复杂,对在轨航天器的飞行安全造成了很大的威胁,造成航天器损伤及发生灾难性失效的事例已发生多起,有关防护微流星体和空间碎

3、片超高速撞击的研究得到了国内外的高度重视间碎片防护的问题2-31图1给出了弹丸形状,分别为球形、柱形和锥形,材料采用AL2017铝合金。Whipple防护结构防护屏厚度为1mm,材料采用LY12铝合金;舱壁厚为3mm,材料采用LF6铝镁合金;防护屏和舱壁的间距为100mm。,因此设计者在设计建造航天器的过程中需要考虑对空,并基于1947年Whipple提出的Whipple防护方案,通过超高速撞击实验进行了大量航天器防护结构防护性能的研究工作,发展了各种防护结构,并用于航天器微流星体及空间碎片的防护设计中4-5。但是大量的实验研究工作主图1弹丸形状Fig.1Projectileshapes要采用

4、球形弹丸撞击防护结构,而微流星体和空间碎片的形状可能是各种各样的。因为条件的限制,非球形弹丸撞击防护结构的实验研究做的工作较少,而SPH法更适合超高速撞击这样大变形、高应变率现象的数值模拟,是一种无网格的拉格朗日法,比其它方法具有更大的实用性。采用标准材料模型可以得到与实验非常一致的结果6-9数值模拟时弹丸、防护屏和舱壁的材料模型均采用Shock状态方程、Johnson2Cook强度模型、最大拉应力失效模型。计算方法采用SPH算法。材料10模型的数据输入采用标准AUTODYN库数据。2数值模拟结果及分析2.1撞击极限曲线。为此,对非球形弹丸采用数值模拟分析可以弥补和解决实验能力达不到的问题,从

5、而为防护结构设计提高风险评估的精度。收稿日期:2005205226;修回日期:2006206228图2给出了各形状弹丸所对应的撞击极限曲线,由图2可见,不同形状弹丸对Whipple防护结构第6期马文来等:超高速撞击弹丸形状效应数值模拟研究1175的损伤能力有很大差异。低速时短固锥锥底撞击对舱壁的损伤能力最弱,长固锥锥尖撞击对舱壁的损伤能力最强;高速时球形撞击对舱壁的损伤能力最弱,长柱底面撞击对舱壁的损伤能力最强。因此在风险评估和设计航天器防护结构时,应充分考虑非球形弹丸对其造成的损伤。第一门槛值变小。在全部速度范围内,锥尖撞击极限曲线与横轴包围的面积小于锥底撞击极限曲线所包围的面积。在相同速度

6、下,同一锥形弹丸锥尖撞击的等效临界弹丸直径比其锥底撞击的小;如在质量和速度均相同的情况下,同一锥形弹丸锥尖撞击对舱壁损伤的能力比锥底撞击的更强。2.1.2长径比的影响效应通过比较同形状不同长径比的弹丸撞击极限曲线可见,在相同质量和速度的情况下,弹丸沿长度方向撞击舱壁造成损伤的能力与其长径比成正比。2.2碎片云特性2.2.1球形弹丸碎片云特性图3给出了球形弹丸的碎片云形态、压力时间历程及温度时间历程曲线,球形弹丸直径为4mm。弹丸内不同点处的压力时间历程描述了在撞击防护图2各形状弹丸撞击极限曲线Fig.2Differentshapesprojectilesballisticlimitcurve2

7、.1.1撞击方向的影响效应通过比较同一锥形弹丸在不同撞击方向上的撞击极限曲线可见,弹丸从锥尖撞击到锥底撞击,相应屏过程中弹丸材料承受的载荷变化,产生的最大压力是影响弹丸层裂破碎的一个重要因素。弹丸参考点共取五点,分别为前端点、前端点后1.0mm、前端点后2.0mm、前端点后3.0mm及后端点处。图3球形弹丸碎片云形态及不同点处的压力和温度时间历程Fig.3Pressure2temperaturehistoriesanddebriscloudinsphereprojectileatdifferentpoints1176宇航学报第27卷球形弹丸不同点处压力和温度时间历程曲线,均为先急剧上升,之后出

8、现波动,最后趋于一常值。弹丸内各参考点处的压力和温度最大峰值随初始速度增大而增大,相同速度下的压力和温度最大峰值从前端点到后端点依次降低。弹丸速度v=2kms时,在前端点后3.0mm处的压力最大峰值小于弹丸材料允许的最大拉应力。因此,弹丸前端点后3.0mm至后端点处保留完整,碎片云集中导致其能量集中,对舱壁的损伤能力随弹丸速度的增大而增强;而各参考点处的温度最大峰值小于弹丸材料的熔点,使得形成的碎片云整体为固态。弹丸速度v=6.5kms时,各参考点处的压力最大峰值已经超过弹丸材料允许的最大拉应力,弹丸完全破碎,碎片云分散导致其能量不集中,因此对舱壁的损伤能力随速度的增大而减弱;而在前端点处的温

9、度最大峰值已经远远超过弹丸材料熔点,弹丸材料出现了部分溶化现象,使得碎片云还有液态存在。弹丸速度v=13.5kms时,各参考点处均比v=6.5kms时产生更大的压力和温度最大峰值,弹丸发生更大程度的破碎,碎片云更加分散,但随着弹丸撞击速度的增大,碎片云能量进一步增大,因此对舱壁的损伤能力随速度的增大而增强;高温促使弹丸材料发生了溶化和气化现象,使得碎片云以固、液和气三态存在。2.2.2非球形弹丸碎片云特性图4给出了速度为v=6.5kms的非球形弹丸(质量均与直径为4mm的球形弹丸质量相等)在撞击防护屏后12s时产生的碎片云。长柱底面撞击和长固锥锥尖撞击所产生的碎片云,前端均有未破碎的弹丸部分,

10、碎片云比较集中,这是因为弹丸足够长时克服了压缩波和膨胀波相互作用对弹丸破碎的影响。短柱底面撞击和锥形弹丸锥底撞击所产生的碎片云前端均为锥形形状,由弹丸和防护屏组成的碎片云比较分散。图4非球形弹丸在v=6.5kms和12s时产生的碎片云Fig.4Debriscloudproducedbynon-sphericalprojectilesatv=6.5kmsand12s通过比较长柱与短柱、长固锥与短固锥的碎片云图形可见,所产生的碎片云均是前者比后者集中,对舱壁的损伤能力均是前者比后者强;锥形弹丸锥尖撞击与锥底撞击,后者弹丸破碎程度更大,碎片云更加分散,因此后者对舱壁的损伤能力更弱;短固锥锥尖撞击与短

11、柱底面撞击,后者所产生的碎片云更加分散,因此对舱壁造成损伤的能力更弱。图5给出了各形状弹丸速度为6.5kms时前端点、前端点后3mm点处压力时间历程曲线,均为先急剧上升,之后出现剧烈波动,最后趋于零。各形状弹丸在前端点处的压力最大峰值接近;在前端点后3mm处,产生的最大峰值按照从小到大的顺序为:长固锥锥尖撞击、长柱底面撞击、短固锥锥尖撞击、短柱底面撞击、球、长固锥锥底撞击和短固锥锥底撞击,即为各形状弹丸在此处周围破碎程度由小到大的顺序。第6期马文来等:超高速撞击弹丸形状效应数值模拟研究1177图5各形状弹丸速度为6.5kms时相同参考点处压力时间历程曲线Fig.5Pressurehistori

12、esindifferentshapesprojectileforsamepointsat6.5kms3结束语Technology,1999,32(2):18-22(inChinese)3GrahamGA,KearsleyAT,GradyMM.Naturalandsimulatedhy2pervelocityimpactsintosolarcells,Int.J.ImpactEngng.,1999,(23):319-3304HerbertMK.Characterisationofrearincidenthypervelocityimpactphenomenaonhubblespacetelesc

13、opesolararraysJ.Int.J.ImpactEngng.,1999,(23):377-3895ChristiansenEL.EnhancedmeteoroidandorbitaldebrisshieldingJ.Int.J.ImpactEngng.,1995,(17):217-2286HiermaierS,KonkeD,StilpAJandThomaK.Computationalsimu2lationofthehypervelocityimpactofal2spheresonthinplatesofdiffer2entmaterialsJ.Int.J.ImpactEngng,199

14、7,(20):363-3747张伟,庞宝君,等.弹丸超高速撞击防护屏碎片云数值模拟J.高压物理学报,2004,18(1):47-52ZHANGWei,PANGBao2jun,etal.Numericalsimulationofdebriscloudproducedbyhy2pervelocityimpactofprojectileonbumperJ.JournalofHighPres2surePhysics,2004,18(1):47-52(inChinese)8马文来,张伟,等.椭球弹丸超高速撞击防护屏碎片云数值模拟J.材料科学与工艺,2005,13(3):294-298MAWen2lai,

15、ZHANGWei,etal.Numericalsimulationofdebriscloudpro2ducedbyellipsoidalprojectilehypervelocityimpactonbumperJ.JournalofMaterialsScience&Technology,2005,13(3):294-298(inChinese)9ScharferFK,HerrwerthM.Shapeeffectsinhypervelocityimpactonsemi2infinitemetallictargetsJ.Int.J.ImpactEngng.,2001,26:699-7111

16、0AUTODYNUsersManualRevision4.3Z.SanRamon,CA94583USA:CenturyDynamics,Incorporated,2003通过比较分析各形状弹丸撞击极限曲线及形成的碎片云,可以得到如下结论:(1)不同形状弹丸对Whipple防护结构的损伤能力有很大差异。各撞击极限曲线均有两个拐点,趋势为先下降后上升再下降。低速时对舱壁的损伤能力短固锥锥底撞击最弱,长固锥锥尖撞击最强;高速时对舱壁的损伤能力球形撞击最弱,长柱底面撞击最强。(2)在速度和质量相等的情况下,弹丸沿长度方向撞击防护结构,通过比较锥形弹丸锥尖撞击与锥底撞击、大长径比与小长径比弹丸、短柱与短

17、固锥锥尖撞击可见,均是前者对舱壁的损伤能力强、第一门槛值速度大、临界弹丸直径小。(3)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;相同参考点处最终速度、压力和温度最大峰值随弹丸初始速度增大而增大,压力和温度最大峰值从前端点到后端点依次降低;相同速度下各弹丸的最大压力峰值在前端点处接近,而在前端点后3mm处差异明显。参考文献:1闽桂荣,肖名鑫.防止微流星击旦航天器舱壁的可靠性设计J.中国空间科学技术,1986,(6):45-48MINGui2rong,XIAOMing2xin.Reliabilitydesignofspacecraftmodulewallagainstmet

18、eor2oidperforationJ.ChineseSpaceScienceandTechnology,1986,(6):45-48.(inChinese)2张伟,庞宝君,邹经湘,等.航天器微流星体及空间碎片防护方案J.哈尔滨工业大学学报,1999,32(2):18-22ZHANGWei,PANGBao2jun,ZOUJing2xiang,etal.Meteoroidandspacede2brisshieldingconceptsforspacecraftJ.JournalofHarbinInstituteof作者简介:马文来(1970-),男,副教授,博士研究生,工学硕士,航天工程专业,研

19、究方向为超高速撞击数值模拟。通信地址:哈尔滨市南岗区一匡街2号哈工大科学园2C栋(150080)电话:(0451)86417978-13E2mail:mawenlai2000(下转第1232页)1232宇航学报第27卷FUHong2xun.Researchofalgorithmforseekingfeasibleprojectofre2moteguidanceJ.ChineseSpaceScienceandTechnology,2002,2(1):47-52(inChinese)参考文献:1美R.R.BATE教授,等著,吴鹤鸣,李肇杰译.航天动力学基础M.北京航空航天大学出版社,1990,11

20、AmericaRoger.R.BATE,etal.WUHe2ming,LIZhao2jietranslate.FundamentalsofAstrodynamicsM.BeijingUniversityofAeronauticsandAstronauticsPress,1990,11(inChinese)2郗小宁,王威,等编著.近地航天器轨道基础M.国防科技大作者简介:常燕(1982-),女,博士,研究方向为兵器发射理论与技术。通信地址:西北工业大学航天学院250信箱(710072)学出版社,2003,4XIXiao2ning,WANGWei,etal.FundamentalsofNear2e

21、arthSpacecraftOrbitM.NationalUniverdityofDefenseTechnologyPress,2003,4(inChinese)3韩潮,段彬,付虹勋.远程导引可行飞行方案寻求算法研究J.电话2mail:lemony313中国空间科学技术,2002,2(1):47-52HANChao,DUANBin,TracingAreaDesignforSpacecraftCHANGYan,ZHOUJun(CollegeofAstronauticsNorthwesternPolytechnicUniversity,xian710072,China)A

22、bstract:Inthispaper,afeasiblemaneuverprojectsthroughonlyoneorbitmaneuverforrendezvouswerestudied,Basedontheanalysisofflighttimeformula,thegeneralpredictedmathematicmodeloforbitaltransferissetup.Amethodofseekingmaneu2verpointsetwaspresented,andtheconceptoftracingareawasputforward.Agreatlotofsimulatio

23、nsweredonetoanalysistherelationamongthetracing2areaandsomerestrictionssuchastimeandfuel,andthesimulationresultsindicatethatthismethod,whichissimpleandeasytoberealized,isreasonableandsatisfiedundertherestrictionsoftimeandfuel.Keywords:Spacerendezvous;Orbitmaneuver;Tracingarea;Spacecraft(上接第1177页)NumericalSimulationInvestigationintoProjectileShapeEffectsinHypervelocityImpactsMAWen2lai,ZHANGWei,PANGBao2jun,CHENHai2Hui(SpaceDebirsReseachCenterforHypervelocityImpacts,HarbinInstituteofTechnology,Harbin150001,China)Abstract:Inordertoprotecttheperfor