用于穿透装置的可变厚度飞片的制作方法

本公开总体上涉及穿透装置(penetrationdevice，贯入装置)的可变厚度飞片(flyerplate)。

背景技术：

飞行终止系统(诸如用于火箭推进式运载工具或航天器的那些飞行终止系统)包括穿透装置，并且被设计成在火箭的蒙皮中形成孔并切断支撑结构以使火箭不进行推进。穿过火箭的蒙皮形成孔降低了火箭推进剂的压力并允许火箭推进剂排出以使火箭不进行推进。

穿透装置通过推进飞片穿过该结构而产生孔并切断结构。与具有顺应材料或相对较薄厚度的飞片相比，具有密致材料或相对较大厚度的飞片在撞击后保持完整并主要产生剪切破坏且产生局部损坏(例如，刺穿蒙皮和结构)而具有较少的残余损坏。具有顺应材料或相对较薄厚度的飞片在撞击时变形或破裂，并且在刺穿较厚的目标(例如，火箭结构)时无效，但是由于飞片的变形和破碎而引起更大的弯曲应力和残余损坏。

增加穿透装置的尺寸和重量以刺穿较厚的目标会增加火箭推进式运载工具或航天器的重量，这增加了成本并降低了性能。另外，增加的爆炸压力在较高的对峙下(例如，当穿透装置定位得更远离目标时)较不利。

技术实现要素：

在一特定实现方式中，一种穿透装置包括外壳、定位于外壳内的推进剂、以及飞片。飞片耦接到外壳并与推进剂相邻。飞片包括具有大致恒定的第一厚度的中心部分，并且包括围绕中心部分并限定边缘的周缘部分。周缘部分在周缘部分的第一表面中包括一个或多个凹口。

在另一个特定实现方式中，飞行器包括部件和穿透装置。该部件包括蒙皮和多个支撑结构。穿透装置定位成紧邻蒙皮以及该多个支撑结构中的一个或多个支撑结构。该穿透装置包括外壳、定位于外壳内的推进剂、以及飞片。飞片耦接到外壳并与推进剂相邻。飞片包括具有大致恒定的第一厚度的中心部分，并且包括围绕中心部分并限定边缘的周缘部分。周缘部分在周缘部分的第一表面中包括一个或多个凹口。

在另一个特定实现方式中，一种终止运载工具的飞行的方法包括，在穿透装置处接收终止信号。该方法还包括，触发穿透装置的推进剂。该方法进一步包括，将穿透装置的可变刚度飞片推进到运载工具的蒙皮以及一个或多个支撑结构中。可变刚度飞片包括具有大致恒定的第一厚度的中心部分，并且包括围绕中心部分并限定边缘的周缘部分。周缘部分在周缘部分的第一表面中包括一个或多个凹口。

在另一个特定实现方式中，一种穿透装置包括外壳、定位于外壳内的推进剂、以及飞片。飞片耦接到外壳并与推进剂相邻。飞片包括具有大致恒定的第一厚度的中心部分，并且包括围绕中心部分并限定边缘的周缘部分。周缘部分在该边缘处从第一厚度到第二厚度呈锥形，其中第二厚度小于第一厚度。

在另一个特定实现方式中，一种飞行器包括部件和穿透装置。该部件包括蒙皮和多个支撑结构。穿透装置定位成紧邻蒙皮以及该多个支撑结构中的一个或多个支撑结构。该穿透装置包括外壳、定位于外壳内的推进剂、以及飞片。飞片耦接到外壳并与推进剂相邻。飞片包括具有大致恒定的第一厚度的中心部分，并且包括围绕中心部分并限定边缘的周缘部分。周缘部分在该边缘处从第一厚度到第二厚度呈锥形，其中第二厚度小于第一厚度。

在另一个特定实现方式中，一种终止运载工具的飞行的方法包括，在穿透装置处接收终止信号。该方法还包括，触发穿透装置的推进剂。该方法进一步包括，将穿透装置的可变厚度飞片推进到运载工具的蒙皮以及一个或多个支撑结构中。可变厚度飞片包括具有大致恒定的第一厚度的中心部分，并且包括围绕中心部分并限定边缘的周缘部分。周缘部分在该边缘处从第一厚度到第二厚度呈锥形，其中第二厚度小于第一厚度。

在另一个特定实现方式中，一种穿透装置包括外壳、定位于外壳内的推进剂、以及飞片。飞片耦接到外壳并与推进剂相邻。飞片包括具有第一密度的中心部分以及围绕中心部分并限定边缘的周缘部分。周缘部分包括具有第二密度的多个区域，其中第一密度与第二密度不同。

本文描述的特征、功能和优点可在各种实现方式中单独实现，或者可在另外的其它实现方式中组合，这些其它实施例的进一步细节可参考以下描述和附图而得出。

附图说明

图1是说明包括具有可变刚度飞片的穿透装置的运载工具的框图；

图2a是说明具有带凹部的飞片的穿透装置的一示例的侧视图的图示；

图2b是说明具有凹部的飞片的一示例的仰视图的图示；

图2c是说明具有凹部的飞片的一示例的侧视图的图示；

图3a是说明具有可变厚度飞片的穿透装置的一示例的侧视图的图示；

图3b是说明可变厚度飞片的该示例的仰视图的图示；

图3c是说明可变厚度飞片的该示例的侧视图的图示；

图4a到图4c各自是说明飞片的一示例的变形的一示例的图示；

图5a和5b各自是说明由图4a到图4c的飞片的该示例引起的损坏的图示；

图6是说明由飞片产生的力的一示例的图示；

图7a是说明由均匀厚度飞片引起的损坏的图示；

图7b是说明由具有多个凹部的飞片的一示例引起的损坏的图示；

图7c是说明由具有扇形凹口(scallop)的飞片的一示例引起的损坏的图示；

图8a是说明由钢质飞片引起的损坏的图示；

图8b是说明由铝质飞片引起的损坏的图示；

图8c是说明由铜质飞片引起的损坏的图示；

图9a到图9f各自是说明具有多个通孔的飞片的一示例的图示；

图10a是说明具有多个凹口的飞片的一示例的图示；

图10b是说明具有多个齿的飞片的一示例的图示；

图10c是说明具有多个扇形凹口的飞片的一示例的图示；

图11a是说明具有多个部分凹部的飞片的一示例的仰视图的图示；

图11b是说明具有图11a中的多个部分凹部的飞片的第一示例的横截面的图示；

图11c是说明具有图11a中的多个部分凹部的飞片的第二示例的横截面的图示；

图12是说明具有凹口形式的多个部分凹部的飞片的一示例的图示；

图13是说明具有齿形式的多个部分凹部的飞片的一示例的图示；

图14是说明具有扇形凹口形式的多个部分凹部的飞片的一示例的图示；

图15a是说明具有同心通道形式的凹部的可变刚度飞片的一示例的图示；

图15b和图15c各自是说明具有同心通道形式的凹部的可变刚度的飞片的一示例的横截面的图示；

图16a是说明具有同心通道形式的凹部的可变刚度飞片的另一示例的图示；

图16b到图16e各自是说明具有同心通道形式的凹部的可变刚度飞片的一示例的横截面的图示；

图17a是说明具有同心通道形式的凹部的可变刚度飞片的又一示例的图示；

图17b、图17c以及图17d各自是说明具有同心通道形式的凹部的可变刚度飞片的一示例的横截面的图示；

图18a是说明具有多种类型的凹部的可变刚度飞片的一示例的仰视图的图示；

图18b和图18c各自是说明具有多种类型的凹部的可变刚度飞片的一示例的侧视图的图示；

图19a是说明具有密致插入件的可变密度飞片的一示例的仰视图的图示；

图19b、图19c、图19d、图19e以及图19f各自是说明具有密致插入件的可变密度飞片的一示例的侧视图的图示；

图20a是说明具有多个支撑件的可变密度飞片的一示例的仰视图的图示；

图20b到图20f各自是说明具有多个支撑件的可变密度飞片的一示例的侧视图的图示；

图21a是说明具有单个周缘部分的可变厚度飞片的一示例的仰视图的图示；

图21b到图21g各自是说明具有单个周缘部分的可变厚度飞片的一示例的侧视图的图示；

图22a是说明具有单个周缘部分的可变厚度飞片的另一示例的仰视图的图示；

图22b到图22g各自是说明具有单个周缘部分的可变厚度飞片的一示例的侧视图的图示；

图23a是说明具有两个周缘部分的可变厚度飞片的一示例的仰视图的图示；

图23b到图23r各自是说明具有两个周缘部分的可变厚度飞片的一示例的侧视图的图示；

图24是终止运载工具的飞行的方法的一示例的流程图示；

图25是终止运载工具的飞行的方法的另一示例的流程图示；以及

图26是包括具有可变刚度飞片的穿透装置的航天器的框图的图示。

具体实施方式

本文描述的实现方式涉及具有可变刚度飞片的穿透装置。穿透装置包括容纳推进剂的外壳，推进剂在被触发时将可变刚度飞片朝向目标推进。推进剂可包括或对应于圆柱或“薄饼”装料，而不是线性形状装料或圆锥(例如，穹顶或曲线)形状装料。用于穿透装置的一个示例性使用案例是在飞行终止系统中。用于穿透装置的其它示例性使用案例包括建筑物穿透装置、用于无法飞行的运载工具的穿透装置、用于压力容器的穿透装置、以及用于金属物体的穿透装置。

飞行终止系统采用一个或多个穿透装置通过穿透推进剂容器表面并实现压力损失和推进剂排出、通过切断结构负载路径以引起运载工具破裂、切断供给到发动机中的推进剂或者它们的组合来终止火箭或火箭推进式运载工具(例如，航天器、飞机、导弹等)的飞行。运载工具的推进剂容器可包含燃料、氧化剂或者它们的混合物。为了便于说明，液体推进剂容器被刺破以减小液体推进剂容器中的压力，这减少或阻止了到达发动机的燃料流。穿透液体推进剂容器表面还允许推进剂排出，这进一步减少了推进力并将火箭推进剂排出。另外，刺破液体推进剂容器可切断运载工具的结构负载路径并引起运载工具破裂。作为另一例证，固体火箭发动机的外壳和支撑件可被刺破和切断以使外壳裂开并由于结构能力的损失而产生随后的破裂。穿透装置紧邻推进剂容器耦接，其中飞片面向推进剂容器。

本文公开的可变刚度飞片包括具有第一刚度的中心部分以及具有小于第一刚度的第二刚度的围绕中心部分的一个或多个周缘部分，可变刚度飞片包括具有不同刚度(例如，不同杨氏模量)的材料，或者这两者。如本文进一步描述的，可变刚度飞片的示例包括在飞片的不同位置处具有不同厚度的飞片、移除材料的部分(例如，凹部)的飞片、具有第二材料的插入件的第一材料的飞片、具有支撑结构或支架的飞片、或者它们的组合。除了在飞片的中心产生剪切负载之外，与平坦飞片(均匀厚度和刚度飞片)相比，可变刚度飞片改变了由飞片的周缘部分在撞击事件期间产生的负载。为了便于说明，在可变几何形状飞片(例如，可变厚度飞片和移除材料的部分的飞片)中，通过减小周缘部分或其区域中的材料的厚度(这降低了飞片在周缘部分或其区域中的刚度、惯性和强度)，剪切负载转变为弯曲负载。通过改变飞片的局部特征(例如，局部移除材料、插入件、支撑件或扇形凹口)，剪切负载是不连续的。

可变厚度飞片使得飞片的周缘部分能够在与中心部分大致相同的时间撞击目标，诸如火箭的推进剂容器，从而向目标递送较高的负载。较高的负载也可以是由于周缘部分在撞击时未击中目标而引起的。与恒定厚度和恒定刚度飞片相比，可变厚度飞片的周缘部分在更接近爆炸后的时间并以更高的速度撞击目标。这允许飞片在目标上形成较高的负载(包括相邻负载)和撞击力。

为了便于说明，在可变厚度飞片中，周缘部分的厚度从中心部分径向地变化以定制局部飞片刚度和惯性。定制的局部飞片刚度和惯性调整撞击形状以改进负载传递。飞片的外径附近的厚度变化还允许在与目标撞击时形成不均匀的飞片响应，从而增加了目标的相邻负载，这形成了残余损坏。增加施加到目标的负载并增加损坏区域有利于切断更厚的结构并更快地形成更大的压力降低。

与使用具有均匀刚度的飞片(例如，平坦或均匀厚度飞片)相比，通过使用具有可变刚度的飞片，可使用更小、更轻且更便宜的穿透装置来刺破蒙皮和结构并产生残余损坏。具有可变刚度的飞片产生比由密致材料制成的飞片更多的残余损坏，并且具有比由顺应材料制成的飞片更好的刺穿能力。因此，具有带可变刚度飞片的一个或多个穿透装置的火箭或火箭推进式运载工具可具有比具有均匀刚度的飞片(例如，平坦或均匀厚度飞片)更少的穿透装置或更小的穿透装置。因此，降低了火箭或火箭推进式运载工具的重量和成本。另外或替代地，与包括具有均匀刚度的飞片(例如，大致恒定的刚度)的穿透装置的火箭相比，可更快地终止或减少火箭或火箭推进式运载工具的飞行或推进，这是因为具有可变刚度飞片的穿透装置穿透更厚的结构并产生更大的损坏区域。

图1是说明运载工具102的一示例的框图100。在本文描述的示例中，运载工具102是航天器或航天器的部件，诸如火箭；然而，运载工具102可以是任何合适的运载工具。运载工具102包括推进系统104、飞行计算机106以及穿透装置110，该穿透装置具有可变刚度飞片126，在本文也称为飞片126。在一些实现方式中，运载工具102进一步包括飞行终止控制器108、推进剂容器112、一个或多个传感器154或者它们的组合。推进系统104包括基于火箭的推进系统。推进系统104被配置为通过火箭推进来推进运载工具102。推进系统104可包括一个或多个基于火箭的推进系统。例如，推进系统104包括一个或多个液体火箭发动机、固体火箭发动机、混合动力火箭发动机或者它们的组合。在一些实现方式中，推进系统104进一步包括其它(例如，不是基于火箭的)推进装置。例如，运载工具102可包括具有往复式发动机或喷气发动机(例如，冲压式喷气发动机或超燃冲压发动机)的飞机。

推进系统104包括火箭推进剂和喷嘴。穿透装置110可被配置为减小火箭推进剂的压力、减小喷嘴中的压力或者它们的组合。在一些实现方式中，火箭推进剂存储在推进剂容器112中。

推进剂容器112被配置为存储用于推进系统104的火箭推进剂。在一些实现方式中，推进剂容器112是推进系统104的部件。推进剂容器112包括蒙皮132和多个支撑件134。推进剂容器112可包括或对应于加压推进剂箱，诸如燃料箱、氧化剂箱或两者。例如，推进剂容器112可包括两个腔室，一个用于燃料，而另一个用于氧化剂，或者包括用于单元推进剂(例如，燃料和氧化剂的混合物)的单个腔室。

蒙皮132包括或对应于推进剂容器112的外部并被配置为存储推进剂容器112的内容物。多个支撑件134包括或对应于推进剂容器112的肋并被配置为支撑蒙皮132。在一些实现方式中，蒙皮132位于推进剂容器112的外部并围绕多个支撑件134，该多个支撑件位于推进剂容器112的内部。

在一些实现方式中，推进剂容器112进一步包括一个或多个互连件136。一个或多个互连件136包括或对应于其中蒙皮132、多个支撑件134中的一个或多个支撑件或者它们的组合连接或接触的接头或联接器。例如，特定互连件136包括多个支撑件134中的彼此耦接并耦接到蒙皮132的两个支撑件134。在一些实现方式中，一个或多个互连件136包括或对应于紧固件、连接器或焊接接头。例如，特定互连件136包括框架，该框架被配置为接收并耦接到多个支撑件134中的多个支撑件。

在其它实现方式中，诸如当推进系统104包括固体火箭发动机时，推进剂容器112包括或对应于第二外壳或火箭外壳。第二外壳被配置为容纳固体火箭发动机的固体火箭推进剂。在这样的实现方式中，第二外壳包括类似于蒙皮132、多个支撑件134以及一个或多个互连件136的第二蒙皮、多个第二支撑件以及一个或多个第二互连件136。如本文所使用的，多个支撑结构包括多个支撑件134、多个第二支撑件以及一个或多个互连件136。

飞行计算机106包括处理器142a和存储器144a。存储器144a被配置为存储可由处理器142a执行的指令，并且处理器142a被配置为执行指令。飞行计算机106被配置为控制或调整由推进系统104产生的推进，诸如用于引导推力、调整燃料流速等。飞行计算机106进一步被配置为基于飞行终止输入、传感器数据156或者它们的组合来产生飞行终止命令。例如，飞行计算机106响应于诸如来自远程操作员或任务控制的用户输入而产生飞行终止命令。作为另一示例，飞行计算机106从运载工具102上的传感器154、从其它系统(例如，非运载工具传感器154)或者它们的组合接收传感器数据156，并且将传感器数据156与一个或多个条件或阈值进行比较，并且产生飞行终止命令。飞行计算机106将飞行终止命令发送到飞行终止控制器108或穿透装置110。

飞行终止控制器108包括处理器142b和存储器144b。存储器144b被配置为存储可由处理器执行的指令，并且处理器142b被配置为执行指令。飞行终止控制器108被配置为控制或激活(例如，触发)运载工具102的一个或多个穿透装置110。飞行终止控制器108和一个或多个穿透装置110可对应于运载工具102的飞行终止系统2230(图26中所示)。飞行终止控制器108可包括在飞行计算机106中或与其分开。另外，飞行终止控制器108可包括在穿透装置110中或与其分开。

在一些实现方式中，飞行终止控制器108被配置为基于飞行终止输入、传感器数据156或者它们的组合并独立于从飞行计算机106接收飞行终止信号或命令来产生飞行终止命令。飞行终止控制器108被配置为产生控制信号以控制穿透装置110、激活推进剂124或两者。例如，飞行终止控制器108被配置为改变穿透装置110的状态。为了便于说明，飞行终止控制器108可指示穿透装置110处于待命状态或拒绝状态。作为另一个示例，飞行终止控制器108被配置为激活穿透装置110。例如，飞行终止控制器108被配置为触发、点燃或引爆推进剂124。为了便于说明，飞行终止控制器108将控制信号发送到点火装置或触发装置以产生热、压力或两者。

穿透装置110通信地耦接到飞行计算机106、飞行终止控制器108或两者。穿透装置110被配置为响应于从飞行计算机106、飞行终止控制器108或两者接收飞行终止命令而终止运载工具102的飞行。穿透装置110包括外壳122、推进剂124以及飞片126。外壳122包括或对应于穿透装置110的壳体。外壳122被配置为容纳推进剂124并耦接到飞片126。外壳122被配置为包含并引导由推进剂124产生的力。在一些实现方式中，外壳122具有圆形横截面。

穿透装置110的推进剂124被配置为产生力(例如，通过爆炸、引爆、爆燃、起反应、点燃等)以使飞片126分离并将飞片126朝向、进入和/或通过物体推进或加速。推进剂124可包括或对应于固体炸药。在一些实现方式中，推进剂是大致平坦的并具有大致恒定的厚度。推进剂124可具有(或形成为)圆盘形状或圆柱形状。在特定实现方式中，推进剂124包括或对应于圆柱或“薄饼”装料。在一些实现方式中，推进剂124通过外壳122和飞片126气密地密封在外壳122内。

飞片126耦接到外壳122且是可变刚度飞片。例如，如图2中所示，飞片126包括具有第一刚度252的中心部分214以及具有比第一刚度252更小的第二刚度254的围绕中心部分214的一个或多个周缘部分216，该可变刚度飞片包括具有不同刚度(例如，不同杨氏模量)的材料，或两者。除刚度以外的因素还有助于增加飞片126的穿透和周缘损坏。例如，惯性(例如，动量或速度变化的阻力)和材料的强度(例如，屈服强度、压缩强度、撞击强度、硬度或者它们的组合)也有助于引起增加穿透和周缘损坏。飞片126可包括具有凹部的飞片、可变厚度飞片或可变密度飞片，如下面更详细描述的。例如，飞片126具有移除材料的部分或区域(例如，凹部)、可变(例如，非恒定)厚度、可变密度(例如，具有不同密度的两种材料)，或者它们的组合。

如下面进一步描述的，飞片126包括中心部分214和周缘部分216。中心部分214具有大致恒定的第一厚度。例如，中心部分214不包括凹部或孔且不具有锥形。周缘部分216围绕或环绕中心部分214定位并限定边缘218。在一些实现方式中，边缘218包括或对应于飞片126的周缘边缘。在其它实现方式(诸如图23a中所示的实现方式)中，飞片126进一步包括围绕或环绕周缘部分216的第二周缘部分1216，并且第二周缘部分1216限定周缘边缘。第二周缘部分1216可具有大致恒定的厚度或呈锥形。

周缘部分216具有与中心部分214不同的硬度。例如，周缘部分216(或其区域)可具有比中心部分214更小的每单位面积质量和刚度。为了便于说明，与中心部分214相比，周缘部分216可具有减小的厚度、较低密度的材料、移除的材料区域或者它们的组合，以产生减小的每单位面积刚度。

周缘部分216具有与中心部分214不同的惯性。例如，周缘部分216(或其区域)可具有比中心部分214更小的每单位面积惯性。与中心部分214相比，周缘部分216的减小的厚度、较低密度的材料、移除的材料的区域或者它们的组合可产生减小的每单位面积惯性。

在一些实现方式中，周缘部分216包括具有凹部的多个区域。凹部可包括孔(例如，盲孔或空腔)、通孔、通道或者它们的组合，如参考图9a到图18c所述。在特定实现方式中，具有不同密度的第二材料插入或形成在凹部中，如参考图11a到图11c和图19a到图20f进一步描述的。

在可变厚度实现方式中，周缘部分216从第一厚度262到第二厚度264呈锥形。在一些可变厚度的实现方式中，周缘部分216具有大致恒定的锥形，诸如线性锥形242。在其它实现方式中，周缘部分216具有非恒定或非线性锥形244(例如，渐进锥形或递减锥形)并包括弯曲表面，并且边缘218是倒圆边缘，如图21d中所说明的。为了便于说明，周缘部分216可具有凹入或凸起形状。非线性锥形244可以具有恒定或可变的锥形变化率。

在一些可变厚度实现方式中，第二厚度为非零，如参考图21e所述。例如，周缘部分216包括靠近或耦接到外壳122的大致90度弯曲边缘1664。在一些实现方式中，第二厚度近似为零，如参考图21b所述。例如，周缘部分216到靠近或耦接到外壳122的成角度的弯曲边缘1662呈锥形。

在一些可变厚度实现方式中，第二周缘部分1216具有大致恒定厚度的第二厚度264。在其它实现方式中，第二周缘部分1216从第二厚度264到第三厚度266呈锥形，如图23g中所说明的。第三厚度266可为非零1654或大约为零1652，如参考第二厚度264所述。

在一些实现方式中，飞片126为整体结构。例如，飞片126由单件材料制成或形成，使得中心部分214和周缘部分216、1216整体地形成为单件。单件材料可包括或对应于金属、合金或陶瓷金属基质复合物。在其它实现方式中，飞片126由多个结构制成并包括第一材料和第二材料。在这样的实现方式中，第一和第二材料可包括或对应于金属、合金或陶瓷金属基质复合物。例如，中心部分214由第一材料形成，周缘部分216、1216由第二材料形成，并且中心部分214和周缘部分216耦接在一起。

穿透装置110能够使得运载工具102的推进系统104是无法推进的或减少推进系统104的推进以终止运载工具102的飞行。在一些实现方式中，运载工具102包括多个穿透装置110。例如，运载工具102包括定位成紧邻运载工具102的第一推进剂容器112(例如，液体燃料箱)的一个或多个第一穿透装置110以及定位成紧邻运载工具102的第二推进剂容器112(例如，氧化剂箱)的一个或多个第二穿透装置110。作为另一示例，运载工具102可包括一个或多个穿透装置110，该穿透装置定位成紧邻运载工具102的推进剂容器112(例如，固体或液体火箭的火箭外壳)的接缝。

在运载工具102的操作或飞行(例如，推进系统104的操作)期间，飞行计算机106产生飞行终止命令。例如，飞行计算机106从远程操作员接收飞行终止信号或者确定传感器数据156满足一个或多个飞行终止条件。飞行终止条件可包括与位置、航向、速度、燃料燃烧率、压力、时间或者它们的组合对应的条件或阈值。飞行计算机106将飞行终止命令发送到穿透装置110或飞行终止控制器108。响应于接收到飞行终止命令，飞行终止控制器108或穿透装置110激活(例如，触发、引爆或点燃)推进剂124。推进剂124起反应(例如，爆炸)以产生力。外壳122包含力并朝向飞片126引导力，并且飞片126从外壳122分离。飞片126通过该力推进或加速并撞击运载工具102的一个或多个部件。在特定实现方式中，飞片126撞击推进剂容器112的蒙皮132并在蒙皮132中产生孔，并且在孔周围产生周缘结构损坏(例如，弯曲、变形、破裂、裂缝等)。另外，飞片126(直接地或经由蒙皮132)撞击一个或多个支撑件134、特定互连件136或两者，并且切断(例如，完全切断或分离)一个或多个支撑件134和特定互连件136。

由飞片126产生的孔和结构损坏减小了推进剂容器112中的压力。在一些实现方式中，推进剂容器112的加压内容物通过蒙皮132中的孔逸出或泄漏。压力的降低和泄漏的推进剂导致运载工具102终止飞行并减少或阻止推进系统104产生推力。为了便于说明，诸如通过减少或阻止到达推进系统104的火箭推进剂流，压力的降低可减少或阻止火箭推进剂的燃烧。在一些实现方式中，多个穿透装置用于在推进剂容器112的区域中或者沿着推进剂容器112的接缝完全切断多个支撑件134和互连件136。完全切断多个支撑件134和互连件136可导致推进剂容器112分开或分成多个件以减小压力并终止运载工具102的推进和飞行。

在一些实现方式中，穿透装置110耦接到安装件或支座并定位成紧邻目标，如参考图3所述，其中飞片126的中心部分214指向或瞄准目标。在其它实现方式中，穿透装置110耦接到目标。

在其它实现方式中，穿透装置110定位成紧邻运载工具102的蒙皮132或机身。在特定实现方式中，运载工具102的蒙皮132对应于运载工具102的喷嘴或推进系统104的火箭的喷嘴。

在另一实现方式中，穿透装置110定位成紧邻运载工具102的主要负载路径以引起运载工具102或其结构的破裂。例如，穿透装置110定位成紧邻运载工具102的支撑柱附接到运载工具102的结构的位置。从该结构切断支撑柱可引起运载工具102裂开。

在另一特定实现方式中，穿透装置110定位成紧邻推进剂进给管线。在这样的实现方式中，穿透装置110切断推进剂进给管线以阻止到达推进系统104的液体推进剂流。

穿透装置110能够刺破蒙皮132和结构以终止运载工具102的飞行。与包括具有均匀刚度和厚度的飞片的穿透装置相比，穿透装置110可向目标施加更大的负载以刺破更厚的部件并在更薄的部件中形成残余损坏。另外或替代地，与包括具有均匀刚度和厚度的飞片的穿透装置相比，穿透装置110的飞片126改变了负载。例如，具有凹部的飞片126可引起不连续的负载。为了便于说明，施加到目标的负载在凹部的位置处减小。这可导致在凹部之前径向地发生突然剪切，或者在扇形设计中的切口之间导致不连续的负载。负载的减小可归因于刚度、惯性(其在撞击速度下可充当刚度)和/或强度的减小。因此，与包括具有均匀刚度的飞片的穿透装置的运载工具(导致更重和更大的穿透装置和运载工具)相比，运载工具102能够通过具有减小的重量和体积的飞行终止系统2230更快地终止飞行。因此，与包括具有均匀刚度的飞片的穿透装置的运载工具(导致具有更高的成本和复杂性的运载工具)相比，由于重量减轻、体积减小、穿透装置的数量减少或者它们的组合，运载工具102的成本和复杂性降低。替代地，穿透装置110用于另一类型的结构(诸如上述那些结构)中。

图2a到图2c和图3a到图3c是说明穿透装置110和飞片126的示例的图示。图2a到图2c说明了穿透装置110和具有凹部222的飞片126。图3a到图3c说明了穿透装置110和可变厚度飞片126。图2a和图3a中的每个说明了穿透装置110的侧视图。图2b和图3b中的每个分别说明了具有多个凹部222的飞片和可变厚度飞片126的仰视图(说明了第一表面232)。图2c和图3c中的每个说明了飞片126的侧视图。

参考图2a，说明了包括具有多个凹部222的飞片126的穿透装置110的一示例。如图2a中所说明的，飞片126的第一表面232背离外壳122和推进剂124。在图2b中，具有凹部222的飞片126具有已移除材料的多个区域，诸如多个凹部222(例如，通孔、盲孔、埋头孔、通道等)。如图2b中所说明的，多个凹部222对应于具有圆形横截面的通孔。飞片126包括中心部分214以及限定边缘218的周缘部分216。多个凹部222定位在周缘部分216中并围绕飞片126的中心212图案化。参考图7a到图18c进一步描述了移除材料(例如，一个或多个凹部222)的飞片126的附加示例。图2c说明了飞片126的侧视图，并且飞片126具有大致均匀的厚度。

参考图3a，说明了包括可变厚度飞片126的穿透装置110的一示例。如图3b和图3c中所说明的，中心部分214具有大致恒定的第一厚度262，并且周缘部分216在边缘218处从中心部分214的第一厚度262到第二厚度264呈锥形。中心部分214具有第一刚度252，并且周缘部分216具有比第一刚度252更小的第二刚度254。图3c说明了具有大致恒定的锥形(诸如线性锥形242)的周缘部分216。参考图21a到图23r进一步描述了可变厚度飞片126的附加示例。

虽然外壳122在图2a和图3a中被说明为具有比飞片126更大的直径(如所说明的更宽)，但是在其它实现方式中，飞片126可具有与外壳122大致相同的尺寸(例如，相同的直径)或者可具有比外壳122更大的直径。

图4a到图4c描绘了均匀厚度飞片126和可变厚度飞片126’的变形的一示例。在图4a到图4c中，在从爆炸后不久到撞击飞片126、126’的中心部分214的不同时间说明了均匀厚度飞片126和可变厚度飞片126’。如图4a中所说明的，穿透装置110的外壳122耦接到支座314。支座314可包括或对应于运载工具(诸如图1的运载工具102)的安装件、框架或支撑结构。穿透装置110的飞片126(例如，均匀厚度飞片126或可变厚度飞片126’)面向目标312并定位在远离目标312的支座距离316处。在特定示例中，目标312包括或对应于图1的蒙皮132和多个支撑件134中的一个或多个支撑件134。

在第一时间(t1)，如图4a中所说明的，可变厚度飞片126’的中心部分214开始变形。可变厚度飞片126’的周缘部分216比均匀厚度飞片126的周缘部分216更大程度地加速并更靠近目标312。可变厚度飞片126’的周缘部分216被进一步推进(向下推进，如图4a中所说明的)，因为可变厚度飞片126’的周缘部分216的刚度减小(或柔性增加)并且因为惯性(例如，质量)减小。

在第二时间(t2)，如图4b中所说明的，均匀厚度飞片126和可变厚度飞片126’的中心部分214和周缘部分216继续分开。在第三时间(t3)，如图4c中所说明的，均匀厚度飞片126和可变厚度飞片126’的中心部分撞击目标312。均匀厚度飞片126的中心部分214撞击目标312，并且均匀厚度飞片126的周缘部分216滞后于均匀厚度飞片126的变形的中心部分214。可变厚度飞片126’的中心部分214和周缘部分216(或其子部分)撞击目标312。参考图7a到图7c和图8a到图8c进一步描述施加到目标312的负载和这种对目标312的撞击的结果。

图5a和图5b说明了均匀厚度飞片126和可变厚度飞片126’撞击目标312(被说明为图1的蒙皮132和支撑件134)的撞击结果。图5a说明了均匀厚度飞片126在蒙皮132中刺出轮廓清晰的(clean)孔并完全切断一个或多个支撑件134的撞击结果。图5b说明了可变厚度飞片126’在蒙皮132中刺出孔、完全切断支撑件134并进一步导致对蒙皮132的结构损坏(例如，弯曲、剪切、变形)的撞击结果。可变厚度飞片126’“连续地”对目标施加负载，并且负载朝向可变厚度飞片126’的周缘边缘减小以引起弯曲(例如，相邻的施加负载)而不是直接剪切。通过刚度的减小、惯性(其可在撞击速度下充当刚度)的减小或两者来产生所引发的弯曲。

图6描绘了说明由飞片126施加到目标(诸如图4a的目标312)的负载的示例的示意图400。在图6中，描绘了由飞片126施加的垂直负载随着时间以及图4a到图4c的均匀厚度飞片126和可变厚度飞片126’的中心部分214和周缘部分216的撞击时间的示例。

负载图402说明了随时间绘制的由均匀厚度飞片126和可变厚度飞片126’施加的垂直负载。负载图402包括归一化的垂直负载和时间值。对于图6中的均匀厚度飞片126和可变厚度飞片126，说明了对应的撞击图412到418。撞击图412到418表示对于均匀厚度飞片126和可变厚度飞片126’的撞击情形的四分之一。例如，每个撞击图说明了飞片的特定四分之一(例如，90度部分)撞击目标的特定四分之一的视图。

撞击图412和416对应于均匀厚度飞片126，而撞击图414和418对应于可变厚度飞片126’。撞击图412说明了均匀厚度飞片126的中心部分214撞击目标并且均匀厚度飞片126的周缘部分216滞后。撞击图416说明了均匀厚度飞片126的周缘部分216在延迟后撞击目标。撞击图414说明了可变厚度飞片126’的中心部分214撞击目标并且周缘部分216相对紧随其后。撞击图418说明了与均匀厚度飞片126相比可变厚度飞片126’的周缘部分216在中心部分214之后不久撞击目标。

如撞击图412到418中所说明，均匀厚度飞片126的周缘部分216在中心部分214撞击目标之后很久撞击目标，而可变厚度飞片126’的周缘部分216在中心部分214撞击目标之后不久撞击目标。这种时间的减少(从之后很久到之后不久)使得可变厚度飞片126’的周缘部分216能够撞击目标，同时中心部分214向目标施加垂直负载，如负载图402中所说明的。与均匀厚度飞片126的周缘部分216相比，在中心部分214撞击目标大约一半的时间之后，可变厚度飞片126’的周缘部分216撞击目标。另外，如负载图402中所说明的，可变厚度飞片126’施加较高的最大垂直负载并施加较大的总脉冲(例如，曲线下方的区域)。与均匀厚度飞片相比，通过可变厚度飞片126’的中心部分214和周缘部分216在时间上更接近地(例如，在阈值时间段内)撞击目标，并且与均匀厚度飞片126相比，通过可变厚度飞片126’的周缘部分216的速度和柔性增加(或刚度和惯性减小)，产生更高的最大垂直负载。周缘部分216在阈值时间段内(例如，当中心部分214向目标施加负载时)撞击目标使得周缘部分216能够在中心部分214向目标施加垂直负载时向目标施加垂直负载。

图7a到图7c是说明由具有不同形状的飞片126产生的孔的示例的图示。在图7a到图7c中，描绘了对于三种不同形状或类型的飞片126撞击蒙皮132和多个支撑件134中的两个支撑件134的特定互连件136的撞击结果。图7a说明了均匀厚度飞片126(例如，均匀或恒定刚度飞片)在蒙皮132中刺出轮廓清晰的孔并完全切断一个或多个支撑件134的撞击结果。图7b说明了具有凹部222的飞片126在蒙皮132中刺出孔、完全切断支撑件134并进一步引起对蒙皮132的附加的周缘损坏(例如，弯曲、剪切、变形、破裂、裂缝等)的撞击结果。图7c说明了在飞片126的周缘部分或边缘(诸如图2a的周缘部分216或边缘218)中具有扇形凹口的飞片126的撞击结果。类似于具有凹部222的飞片126，具有扇形凹口的飞片126在蒙皮132中刺出孔，完全切断支撑件134，并进一步导致对蒙皮132的附加周缘损坏(例如，弯曲、剪切、变形)。

导致附加的结构损坏(弯曲、剪切、变形、破裂等，例如，在孔周围的区域中)并施加更高的负载(包括相邻负载)增加了穿透装置的有效性。例如，包括具有凹部222的飞片126或可变厚度飞片126的图1的穿透装置110比包括均匀厚度飞片126的穿透装置110更有效。为了便于说明，具有凹部222的飞片126或可变厚度飞片126可产生尺寸大于具有凹部222的飞片126或可变厚度飞片126的直径的孔。结构损坏区域的增加会增加引起目标的破裂的有效性。

图8a到图8c是说明由具有均匀厚度和具有不同密度的不同材料的飞片126产生的孔的示例的图示。作为说明性的非限制性示例，目标在图8a到图8c中由铝制成。在图8a到图8c中，说明了具有三种不同材料(每种材料具有不同的强度和密度)的飞片126撞击蒙皮132和支撑件134的撞击结果。图8a说明了由钢制成的飞片126(例如，均匀或恒定厚度飞片)的撞击结果。钢质飞片126在蒙皮132中刺出轮廓清晰的孔并将支撑件134彼此完全切断(例如，与支撑件的互连件(诸如图1的互连件136)切断)。图8b说明了由铝制成的飞片126的撞击结果。铝质飞片126在蒙皮132中产生多个孔并导致对蒙皮132和一个或多个支撑件134的结构损坏(例如，弯曲、剪切或变形)。由铝制成的飞片126没有切断支撑件134。图8c说明了由铜制成的飞片126的撞击结果。铜质飞片126在蒙皮132中产生多个孔并导致对蒙皮132和一个或多个支撑件134的结构损坏。铜质飞片126将一个支撑件与支撑件的互连件切断，并且没有将每个支撑件134与互连件(诸如图1的互连件136)切断。

与不太顺应和更密致材料相比，更顺应和不太密致材料会导致更多的周缘损坏和更少的穿透。例如，铝质和铜质飞片126比图8a到图8c中的钢质飞片126引起更多的周缘损坏和更少的穿透。均匀厚度和刚度铝质和铜质飞片126不能引起足够的穿透和周缘损坏。如图7b和图7c中所示，改变飞片126的刚度会引起足够的穿透和周缘损坏。另外，飞片126可包括多种材料，如参考图11a到图18c所述，以在均匀或大致均匀厚度的情况下实现足够的穿透和周缘损坏。

图9a到图9f说明了移除材料的部分的可变刚度飞片126(诸如图1的飞片126)的示例。在图9a到图9f中，移除的材料的部分对应于如参考图2a到图2c所述的飞片126的周缘部分216中的凹部222。图9a到图9f说明了飞片126的仰视图，其描绘了飞片126的面向目标(诸如图4a的目标312)的第一表面232。在图9a到图9f中，每个凹部222都是通孔702。在其它实现方式中，凹部222包括或对应于诸如参考图9a和图18c所述的盲孔、空腔或通道。

参考图9a，说明了飞片126的第一示例。飞片126包括围绕飞片126的中心212以图案720布置的多个孔722(通孔702)。例如，多个孔722中的每个孔都具有大致相同的尺寸并围绕飞片126的中心212大致均匀地间隔开。如图9a中所说明的，孔722以径向图案720布置(例如，围绕中心212均匀间隔开并且具有距中心212相同的距离或半径)。孔722具有径向对称(例如，相对于径向线对称)。如图9a到图9f中所说明的，多个孔722设置在飞片126的周缘部分216中。在其它实现方式中，多个孔中的一个或多个孔设置在第二周缘部分1216中，如参考图23a到23r所述。

图9b到图9d还包括多个孔722到726，与图9a相比，每个孔以不同的图案720布置。与图9a的图案720相比，图9b的图案720具有更多数量的孔722。图9c的图案720具有多个孔724，并且孔724的尺寸(直径)大于图9a和图9b的孔722的尺寸。

图9d和图9e说明了各自具有多个不同尺寸的孔的飞片126。图9d具有相对较大的孔(孔722)和相对较小的孔(孔726)。如图9d中所说明的，孔722以径向图案布置(例如，围绕中心均匀地间隔开并具有距中心212相同的距离或半径)。孔722具有径向对称(例如，相对于径向线对称)。孔726也以径向图案720对齐并与孔722径向对齐。为了便于说明，来自中心212的线或半径穿过对应孔722和726的中心。虽然图9d的图案720的较小孔726被说明为具有与较大孔722相同的图案720，但是较小孔726可具有不同的图案720并可偏离较大孔722。另外或替代地，较大孔722的数量可大于或小于较小孔726的数量。在图9d中，孔726可在周缘部分216中，而孔722可在第二周缘部分1216中。

图9e说明了两个不同尺寸的孔722和726以径向图案720布置并围绕飞片126的中心212相对于彼此周向地对齐。为了便于说明，孔722和726的中心围绕关于中心212的圆的圆周布置并对齐，并且孔722和726的每个中心距中心212具有相同的距离(半径)。

虽然多个孔722到726在图9a到图9f中被说明为具有圆形横截面，但是在其它实现方式中，一个或多个孔具有不同形状的横截面，诸如图9f中所说明的一种横截面形状。图9f说明了孔722到726的各种不同形状的横截面，诸如圆形、椭圆形、矩形、方形、梯形、五边形、六边形、三角形、星形、菱形或其它形状。第一椭圆732和第二椭圆734被说明为示例性形状，并且并未被说明为图9f的飞片126中的孔。

每个形状可相对于特定轴线径向地、周向地定向，或者彼此独立地定向。例如，第一椭圆732、第一矩形742以及第一菱形752径向地定向(例如，沿着半径定向)。为了便于说明，第一椭圆732的主轴指向具有中心212的圆的半径。当径向地定向时，该形状可相对于中心212向内或向外定向。为了便于说明，第一三角形762指向内，而第二三角形764指向外。作为另一示例，第二椭圆734、第二矩形744以及第二菱形754周向地定向(例如，沿着圆周定向)。为了便于说明，第二椭圆734的主轴指向具有中心212的圆的圆周。虽然凹部222在图9a到图9f中被说明为通孔702，但是在其它实现方式中，一个或多个凹部222是盲孔，如图11b中进一步所述。

图10a到图10c说明了具有一个或多个凹部222的可变刚度飞片(诸如图1的飞片126)的附加示例。在图10a到图10c中，一个或多个凹部222定位在周缘部分216的边缘218(例如，周缘边缘)中或附近。图10a到图10c说明了飞片126的仰视图，其描绘了每个飞片126的面向目标(诸如图4a的目标312)的第一表面232。在图10a到图10c中，每个凹部222是通孔702。在其它实现方式中，周缘边缘218中的凹部222包括或对应于盲孔、空腔或通道，诸如参考图11b所述。

图10a说明了飞片126的周缘部分216的边缘218中的多个凹口802。多个凹口802围绕飞片126的中心212以图案720布置。在一些实现方式中，图案720包括径向对称图案。为了便于说明，图案720的每个特征(图10a中的凹口802)围绕飞片126的边缘218彼此等距地间隔开。多个凹口802可包括一种或多种类型的凹口802，诸如凹口类型812到816。第一类型812的凹口802包括具有大致平行的线的侧壁。第二类型814的凹口802和第三类型816的凹口802包括成角度的侧壁。第二类型814的凹口802的侧壁成角度，使得第二类型814的凹口802在飞片126的中心212附近更宽。第三类型816的凹口802的侧壁成角度，使得第三类型816的凹口802在飞片126的边缘218处更宽。在特定实现方式中，侧壁可与飞片126的中心212对齐(例如，径向地对齐)。

图10b说明了飞片126的周缘部分216的边缘218中的多个齿804。多个齿804围绕飞片126的中心212布置。多个齿804可包括一种或多种类型的齿804。齿804的类型可包括或对应于凹口802的类型812到816，诸如平行、向外成角度和向内成角度。

图10c说明了飞片126的周缘部分216的边缘中的多个扇形凹口806。多个扇形凹口806围绕飞片126的中心212布置。多个扇形凹口806可包括一种或多种类型的扇形凹口806。扇形凹口806的类型可包括或对应于圆锥形截面的一部分，诸如圆、椭圆、抛物线或扩大的一部分。

在其它实现方式中，飞片126可包括更多或更少数量的凹部222或特征(例如，凹口802、齿804或扇形凹口806)。另外，凹部222或特征可具有不同的大小。例如，第一齿804a可具有大于第二齿804b的第二尺寸864的第一尺寸862(例如，长度、宽度或面积)。在特定实现方式中，凹部222可包括一个或多个第一类型的凹部222和一个或多个第二类型的凹部222。凹部222可围绕中心212以图案720对称地布置或者不对称地布置。

图11a到图11c说明了具有凹部222的飞片的示例。图11a是说明具有多个凹部222的飞片的示例的仰视图的图示。图11b是说明穿过轴线950的图11a的飞片的第一示例的横截面视图的图示。图11c是说明穿过轴线950的图11a的飞片的第二示例的横截面视图的图示。

参考图11a，描绘了包括多个凹部222的飞片126。在图11a中，每个凹部222是通孔。在一些实现方式中，可用第二材料916填充凹部222(以形成大致平坦的表面)，该第二材料具有与中心部分214和周缘部分216的第一材料914的第一密度924不同(例如，更大)的第二密度926。如图11c中所说明的，每个凹部222填充有第二材料916。在其它实现方式中，凹部222未被填充，并且飞片126在周缘部分216中具有可变厚度，如图11a中所示。

图11b说明了第一材料914中的未填充凹部222，而图11c说明了填充凹部934，诸如填充有第二材料916的凹部222。图11b对应于具有凹部222的飞片126的示例。图11c对应于具有凹部222的飞片126的示例以及可变密度飞片126的示例。

图12到图14说明了周缘部分216的边缘218(周缘边缘)的多个区域被移除以形成凹部222的飞片126的附加示例。在图11中，凹部222对应于凹口，诸如参考图10a描述的凹口802。在图12中，凹部222对应于齿，诸如参考图10b描述的齿804。在图14中，凹部222对应于扇形凹口，诸如参考图10c描述的扇形凹口806。

图15a到图15c说明了具有凹部222的飞片126的示例。图15a是说明具有同心通道1012、1014形式的凹部222的飞片的示例的仰视图的图示。图15b是说明穿过轴线1050的图15a的飞片126的第一示例的横截面视图的图示。图15c是说明穿过轴线1050的图15a的飞片126的第二示例的横截面视图的图示。

参考图15a，飞片126具有从周缘部分216的多个区域移除以形成具有同心布置或图案的凹部222的材料，并且多个区域的凹部222包括或对应于一个或多个同心通道，诸如同心通道1012和1014。为了便于说明，凹部222环绕中心212形成一个或多个同心通道或环。在一些示例中，具有不同密度(例如，较低密度)的第二材料(诸如图11c的第二材料916)可形成或沉积在以第一材料(诸如如图11c的第一材料914)形成的同心通道1012和1014中，如参考图16a到图18c进一步所述。如图15a到图15c中所说明的，为了清楚起见，同心通道1012和1014中的每个未填充有第二材料。

在图15a中，飞片126包括同心通道1012和1014，并且同心通道1012和1014是通孔，诸如通孔702。在其它实现方式中，诸如在图15c中，同心通道1012和1014是盲孔，诸如盲孔902。同心通道1012和1014通过径向支撑件1016彼此分开且彼此同心(例如，具有相同的中心(中心212))。虽然在图10中说明了两个通道(1012和1014)和八个径向支撑件1016，但是在其它实现方式中，飞片126可包括更多或更少的通道和径向支撑件。

参考图15b和图15c，图15b说明了其中同心通道1012和1014是通孔702的飞片126的示例，而图15c说明了其中同心通道1012和1014是盲孔902的飞片126的示例。虽然图15c说明了具有特定深度的同心通道1012和1014，但是在其它实现方式中，同心通道1012和1014可比图15c中所说明的更深或更浅。

图16a到图16e说明了具有凹部222的飞片126的示例。图16a是说明具有同心通道1012和1014形式的凹部222的飞片126的一示例的仰视图的图示。图16b到图16e中的每个是说明穿过轴线1150的图16a的飞片126的相应示例的横截面视图的图示。

参考图16a，飞片126包括同心通道1012和1014，它们在飞片126的第一材料中形成凹部。如图16a中所说明的，为了清楚起见，飞片126的同心通道1012和1014中的每个填充有第二材料916。在诸如图16b、图16c以及图16d中所说明的一些实现方式中，同心通道1012和1014未被填充。飞片126的这种示例可对应于可变密度飞片126的示例。

同心通道1012和1014可形成在第一表面232(例如，面向外壳和推进剂的表面)中，形成在第二表面234(例如，背离外壳和推进剂的表面)中，或者形成在两者中。如图16a到图16d中所说明的，同心通道1012和1014形成在第一表面232中并具有大致相同的尺寸(例如，大致相同的宽度和深度)。图16c在表面232、234两者中包括同心通道1012和1014。

在图16d中，同心通道1012和1014填充有另一材料。例如，同心通道1012和1014填充有具有比第一材料914的第一密度924更小的第二密度926的第二材料916。如图16d中所说明的，凹部934填充(例如，完全填充)有诸如第二材料916，使得飞片126具有大致恒定的厚度。在其它实现方式中，凹部934被部分地填充，并且飞片126可不具有大致恒定的厚度。

虽然图16b到图16d中的同心通道1012和1014被说明为具有相同的深度，但是在其它实现方式中，通道1012和1014可更深或更浅。如图16e中所说明的，与更靠近周缘边缘(诸如飞片126的边缘218)的第二通道(同心通道1014)相比，更靠近中心212的第一通道(同心通道1012)更小(具有更小的宽度和深度)。更靠近周缘边缘形成更深的通道1012和1014可比更靠近飞片126的中心212形成更深的通道1012和1014更大程度地减小飞片126的刚度。

另外或替代地，图16a到图16e的同心通道1012和1014可具有不同的形状。例如，同心通道1012和1014的侧壁可以是平行的1162、向内成角度的1164、向外成角度的或弯曲的(例如，凹入的1166或凸起的1168)，如图16b的示例性侧壁图1160中所说明的。

图17a到图17d说明了具有凹部222的飞片126的示例。图17a是说明具有同心通道形式的凹部的飞片的示例的仰视图的图示。图17b到17d中的每个是说明穿过轴线1250的图17a的飞片126的相应示例的横截面视图的图示。与图16a的同心通道1012和1014相比，图17a中所说明的同心通道具有不同的尺寸(例如，如图17a中所说明的不同宽度)。

如图17a中所说明的，为了清楚起见，飞片126的同心通道1012和1014中的每个填充有第二材料916。在诸如图17b和图17c中所说明的一些实现方式中，同心通道1012和1014未被填充。飞片126的这种示例可对应于可变密度飞片126的示例。与具有类似大小的通道1012和1014的飞片126相比，形成不同大小的通道1012和1014可使飞片126产生相对较高水平的不连续负载。

图18a到图18c说明了具有多种类型的凹部222的飞片126的示例。图18a是说明具有同心通道1012和多个盲孔902的飞片126的示例的仰视图的图示。图18b和图18c中的每个是说明穿过轴线1350的图18a的飞片的相应示例的横截面视图的图示。

参考图18a，飞片126包括形成单个同心通道、同心通道1012以及多个盲孔902的凹部222。虽然如图18a中所说明的多个盲孔902通过同心通道1012彼此连接，但是在其它实现方式中，多个盲孔902中的一个或多个与同心通道1012分开。在其它实现方式中，飞片126包括多个通孔702、凹口802、齿804或扇形凹口806，而不包括盲孔902。

图7a到图18c的凹部222可通过机械加工(例如，控孔)或蚀刻从整体平坦飞片126中移除材料的部分而形成。替代地，飞片126可形成(例如，铸造、模制或冲压)成限定凹部的整体结构。图7a到图18c的凹部222可具有与图7a到图18c中所说明的不同的厚度或深度。例如，一个或多个凹部222的第二厚度与中心部分214的第一厚度的比率可在0.1到0.9的范围内。比率在0.1到0.9的范围内改变了飞片126从中心部分214到周缘部分216的刚度(强度和/或惯性)，并且减小了中心部分214与周缘部分之间的撞击延迟，使得飞片126穿透目标并形成周缘结构损坏，如参考图4a到图4c和图6所述。

图19a到图19f说明了具有密致插入件1412的可变密度飞片126的示例。图19a是说明具有密致插入件1412的可变密度飞片126的示例的仰视图的图示。图19b到图19f中的每个是说明穿过轴线1450的具有图19a的密致插入件1412的可变密度飞片126的相应示例的横截面视图的图示。

参考图19a，中心部分214包括具有大于周缘部分216的第二材料916的第二密度926的第一密度924的第一材料914。在一些实现方式中，中心部分214由第一材料914形成，并且周缘部分216围绕中心部分214形成。在其它实现方式中，飞片126由第二材料916形成，中心部分214(或其一部分)诸如通过机械加工而移除，并且第一材料914形成或沉积在形成于中心部分214中的凹部中。第一材料914的厚度可等于或小于飞片126的厚度。

图19b说明了第一材料914的第一厚度262与飞片126的第二厚度264大致相同。图19c说明了第一材料914的第一厚度262小于飞片126的第二厚度264，而图19d说明了第一材料914的第一厚度262大于飞片126的第二厚度264。在图19c中，第一材料914在中心部分214中凹入到飞片126中，并且飞片126具有大致恒定的厚度。而在图19d中，第一材料914的一部分在中心部分214中从飞片126突出。

图19e和图19f说明了飞片126的周缘部分216中的凹部222、934。图19e和图19f的凹部222、934可包括或对应于参考图7a到图18c描述的凹部222。例如，凹部222可包括通孔702、盲孔902、凹口802、齿804、扇形凹口806、同心通道1012、1014或者它们的组合。在图19e中，对应于密致插入件1412，凹部222位于与第一表面232相对的第二表面234上，该第一表面包括中心部分214的第一材料914。虽然中心部分214的第一材料914被说明为具有比图19e中的飞片126的厚度更小的厚度，但是在其它实现方式中，中心部分214的第一材料914具有与飞片126相同的厚度。在图19f中，凹部934被填充，并且周缘部分216具有大致恒定的厚度。如图19f中所说明的，凹部934被填充有第三材料918，该第三材料的第三密度928小于第一材料914的第一密度924并且小于第二材料916的第二密度926。在其它实现方式中，第三材料918的第三密度928大于第一密度924、第二密度926或两者。另外或替代地，图19e和图19f的凹部222、934可形成在第一表面232中。在一些实现方式中，第一表面232面向目标，而在其它实现方式中，第二表面234面向目标，诸如图4a的目标312。

图20a到图20f说明了具有多个支撑件1514的可变密度飞片126的示例。图20a是说明具有多个支撑件的可变密度飞片的示例的仰视图的图示。图20b到图20f中的每个是说明具有图20a的多个支撑件的可变密度飞片的相应示例的横截面视图的图示。

参考图20a，飞片126包括中心部分214，并且周缘部分216的多个区域包括支撑件1514(例如，加强件)，其被配置为增加中心部分214的刚度。支撑件1514可包括第一材料914或第二材料916。如图20a中所说明的，支撑件包括第一材料914。支撑件1514可包括或形成如图20a中所说明的圆形部分或基底。

图20b说明了中心部分214中的支撑件1514的第三厚度266与周缘部分216的多个区域中的支撑件1514的第四厚度268大致相同。图20c和图20d说明了中心部分214中的支撑件1514的第三厚度266大于周缘部分216的多个区域中的支撑件1514的第四厚度268。在图20c中，支撑件1514的一部分在中心部分214中凹入到飞片126中，并且飞片126具有大致恒定的厚度。在图20d中，支撑件1514的一部分在中心部分214中从飞片126突出。

图20e和图20f说明了飞片126的周缘部分216中的凹部222、934。在图20e中，凹部222形成在与包括多个支撑件1514的第一表面232相对的第二表面234中。虽然中心部分214的第一材料914被说明为具有比图20e中的飞片126的厚度更小的厚度，但是在其它实现方式中，中心部分214的第一材料914具有与飞片126相同的厚度。在图20e中，凹部934被填充，并且周缘部分具有大致均匀的厚度。如图20f中所说明的，凹部934被填充有第三材料918，该第三材料的第三密度928小于第一材料914的第一密度924并且小于第二材料916的第二密度926。在其它实现方式中，第三密度928大于第一密度924、第二密度926或两者。另外或替代地，图20e和图20f的凹部222、934可位于第一表面232上。

图19e、图19f、图20e以及图20f对应于具有凹部222的飞片126的示例以及可变密度飞片126的示例。图19b到图19d、图20b到图20d对应于可变密度飞片126的示例。另外，图19a到图20f的一些飞片具有大致恒定的厚度，然而，与中心部分214相比，周缘部分216更具柔性且刚性更小(或具有更小的质量)。在这种可变刚度飞片126中，周缘部分216与可变厚度飞片126的周缘部分216类似地加速，如参考图4a到图4c和图6所述。

图21a到图21g说明了具有单个周缘部分216的可变厚度飞片126的示例。图21a是说明具有单个周缘部分216的可变厚度飞片126的示例的仰视图的图示。图21b到图21g中的每个是说明具有图21a的单个周缘部分216的可变厚度飞片126的相应示例的侧视图的图示。

在图21a中，中心部分214具有第一半径1622，而飞片126(或周缘部分216)具有第二半径1624。如图21a中所说明的，图21a的中心部分214的第一半径1622大约是飞片126的第二半径1624的一半。在其它实现方式中，中心部分214的第一半径1622可更大或更小，如参考图22a所述。

图21b到图21d各自包括单个周缘部分216，该周缘部分具有单个锥形直到大约零厚度1652(例如，呈锥形直到耦接到外壳122的基底处的成角度的弯曲边缘，而不是呈锥形直到成角度的弯曲边缘并在基底处包括大致90度弯曲边缘)。图21b和图21c包括具有线性且大致恒定的锥形的周缘部分216。图21b和图22c中的每个具有类似的形状。例如，周缘部分216呈锥形直到靠近或耦接到外壳122的成角度的弯曲边缘1662。图21b和图21d是与图21c相比飞片126的相对较薄示例，图21c是飞片126的相对较厚示例。图21d包括具有非线性锥形244(例如，递减锥形或渐进锥形)的周缘部分216。如图21d中所说明的，周缘部分216的非线性锥形244是渐进锥形。

图21e到图21g各自包括单个周缘部分216，该单个周缘部分呈锥形直到非零厚度1654(例如，周缘部分216在耦接到外壳的基底处具有大致90度弯曲边缘)。图21e和图21f包括周缘部分216，该周缘部分具有从中心部分214的第一厚度262到周缘部分216和飞片126的边缘218处的第二厚度264的线性锥形244。例如，周缘部分216包括靠近或耦接到外壳122的大致90度弯曲边缘1664。

图21e和图21f中的每个具有类似的形状和厚度比率。图21e是图21f的飞片126的相对较薄示例。如图21e和图21f中所说明的，周缘部分216的边缘218的第二厚度264与中心部分214的第一厚度262的比率大约为2/3。使得比率大约为2/3改变了飞片126从中心部分214到周缘部分216的刚度(强度和/或惯性)，并且减小了中心部分214与周缘部分之间的撞击延迟，使得飞片126穿透目标并形成周缘结构损坏，如参考图4a到图4c和图6所述。

图21g包括具有非线性锥形244(例如，递减锥形或渐进锥形)的周缘部分216。如图21g中所说明的，周缘部分216的非线性锥形244是渐进锥形。飞片126的特定厚度或者飞片126的第一厚度262与第二厚度264之间的比率可大于或小于图21b到图21g中所说明的厚度或比率。例如，中心部分214的第一厚度262与周缘部分216的第二厚度264(例如，在周缘部分216的边缘218处)的比率在1.1到5的范围内。使得比率在1.1到5的范围内改变了飞片126从中心部分214到周缘部分216的刚度(强度和/或惯性)，并且减小了中心部分214与周缘部分之间的撞击延迟，使得飞片126穿透目标并形成周缘结构损坏，如参考图4a到图4c和图6所述。

图22a到图22g说明了具有单个周缘部分216的可变厚度飞片126的示例。图22a是说明具有单个周缘部分216的可变厚度飞片126的另一示例的仰视图的图示。与图21a相比，图22a的飞片126的中心部分214更大。

参考图22a，中心部分214具有第一半径1622，而飞片126(或周缘部分216)具有第二半径1624。如图22a中所说明的，中心部分214的第一半径1622大约是飞片126的第二半径1624的0.9倍。虽然在图21a和图22a中说明了两个示例性第一半径，但是在其它实现方式中，中心部分214的第一半径可更大或更小。例如，飞片126可具有这样的中心部分214的第一半径1622与飞片126的第二半径1624的比率，该比率在从0.5到0.9的值的范围内。使得比率大约在从0.5到0.9的值的范围内改变了飞片126从中心部分214到周缘部分216的刚度(强度和/或惯性)，并且减小了中心部分214与周缘部分之间的撞击延迟，使得飞片126穿透目标并形成周缘结构损坏，如参考图4a到图4c和图6所述。

图22b到图22g中的每个是说明具有图22a的单个周缘部分216的可变厚度飞片126的相应示例的侧视图的图示。图22b到图22g中的每个对应于图21b到图21g中所说明的相应侧视图并参考图21进行描述。

图23a到图23r中的每个说明了具有两个周缘部分216和1216的可变厚度飞片126的示例。图23a是说明具有两个周缘部分216、1216的可变厚度飞片126的示例的仰视图的图示。图23b到图23r中的每个是说明具有两个周缘部分216、1216的可变厚度飞片126的相应示例的侧视图的图示。

参考图23a，描绘了包括周缘部分216(例如，第一周缘部分)和围绕周缘部分216的第二周缘部分1216的可变厚度飞片126。周缘部分216限定边缘218，而第二周缘部分1216限定第二边缘1218。在图23a中，第二边缘1218是飞片126的周缘边缘。虽然可变厚度飞片126包括两个周缘部分216和1216，如图23a中所说明的，但在其它示例中，飞片126可包括两个以上的周缘部分216和1216。虽然在图23a中两个周缘部分216和1216中的每个的厚度(例如，弧厚度)近似相等，但是在其它实现方式中，一个周缘部分216的第一弧厚度1862可大于第二周缘部分1216的弧厚度1864。

参考图23b到23f，说明了图21a的可变厚度飞片126的相应示例的侧视图。图23b到图23d各自包括第二周缘部分1216，该第二周缘部分包括具有非零厚度1654的周缘边缘(例如，第二边缘)。图23b和图23c包括具有线性或大致恒定的锥形的第一周缘部分216，接着是具有大致恒定厚度的第二周缘部分1216。图23d包括具有非线性锥形244的第一周缘部分216，接着是具有大致恒定厚度的第二周缘部分1216。

图23e和图23f各自包括第二周缘部分216，该第二周缘部分呈锥形直到大约为零1652。图23e包括具有线性锥形242的第一周缘部分216，接着是具有非线性锥形244的第二周缘部分216。图23f包括具有非线性锥形244的第一周缘部分216，接着是具有线性锥形242的第二周缘部分216。

如图23b到图23d中所说明，边缘1218处的第二厚度264与中心部分214的第一厚度262之间的比率大约为1/2。在图23e和图23f中，周缘部分216的第一边缘218处的第三厚度266与中心部分214的第一厚度262之间的比率大约为1/2。使得比率大约为1/2改变了飞片126从中心部分214到周缘部分216的刚度(强度和/或惯性)，并且减小了中心部分214与周缘部分之间的撞击延迟，使得飞片126穿透目标并形成周缘结构损坏，如参考图4a到图4c和图6所述。如参考图21a和图22a所解释的，中心部分214、第一边缘218或第二(周缘)边缘1218的厚度(或之间的比率)可大于或小于图23b到图23f中所说明的厚度。

参考图23g到图23r，说明了图21a的可变厚度飞片126的附加相应示例的侧视图。图23g到图23i和图23m到图23o中的每个具有呈锥形直到非零厚度1654的第二周缘部分1216，并且图23j到图23l和图23p到图23r中的每个具有呈锥形直到大约为零1652的厚度的第二周缘部分1216。

图23g到图23i包括具有较深或较大角度锥形的第一周缘部分216，接着是具有较浅或较小角度锥形的第二周缘部分1216。图23m到图23o包括具有较浅或较小角度锥形的第一周缘部分216，接着是具有较深或较大角度锥形的第二周缘部分1216。

图23g和图23m包括具有线性锥形242(例如，大致恒定锥形)的两个周缘部分216和1216。图23h和图23n包括具有线性锥形242的第一周缘部分216，接着是具有非线性锥形244的第二周缘部分1216。图23i和图23o包括具有非线性锥形244的第一周缘部分216，接着是具有线性锥形242的第二周缘部分1216。

图23j到图23l包括具有较大角度锥形的第一周缘部分216，接着是具有较小角度锥形的第二周缘部分216。图23p到图23r包括第一部分，该第一部分包括具有较浅或较小角度锥形的第一周缘部分216，接着是具有较深或较大角度锥形的第二周缘部分1216。

图23j和图23p包括具有线性锥形242的两个周缘部分216和1216。图23k和图23q包括具有线性锥形242的第一周缘部分216，接着是具有非线性锥形244的第二周缘部分1216。图23l和图23r包括具有非线性锥形244的第一周缘部分216，接着是具有线性锥形242的第二周缘部分1216。

图23g到图23r中的每个说明了与图23b到图23f的飞片126相比的相对较厚飞片，以更清楚地说明周缘部分216和1216的锥形以及可变厚度飞片126的不同形状。在其它实现方式中，飞片126可比图23g到图23r中所说明的更薄或更厚，并且可具有不同的厚度比率，如参考图21a和图22a所述。

另外，可组合参考图7a到图23r描述的可变刚度飞片126的两个或更多个示例的特征或部件。例如，具有锥形周缘部分216的飞片126可在锥形周缘部分216中另外包括一个或多个凹部222，并且对应于具有凹部222的飞片126的示例和可变厚度飞片126的示例。作为另一个示例，具有包括具有第一密度924的第一材料914的中心部分214以及包括具有与第一密度924不同的第二密度926的第二材料916的飞片126的周缘部分216的飞片126还包括锥形周缘部分216，并且对应于可变厚度飞片126的一示例和可变密度飞片126的一示例。

图24是终止运载工具的飞行的方法2000的流程图。方法2000可由图1的运载工具102、推进系统104、飞行计算机106、飞行终止控制器108、穿透装置110或者它们的组合来执行。方法2000包括，在2002处，在穿透装置处接收终止信号。例如，穿透装置110从图1的飞行计算机106或飞行终止控制器108接收飞行终止命令。在一些实现方式中，飞行计算机106将飞行终止命令发送到图1的穿透装置110(或其飞行终止控制器108)。可基于将传感器数据156与一个或多个飞行终止阈值进行比较或者响应于接收到飞行终止输入来产生飞行终止命令，如参考图1所述。在其它实现方式中，飞行终止控制器108独立于飞行计算机106向图1的穿透装置110发送飞行终止命令。

图24的方法2000还包括，在2004处，触发穿透装置的推进剂。例如，飞行终止控制器108或穿透装置110响应于接收到飞行终止命令而点燃、激活或引爆图1的推进剂124。

图24的方法2000包括，在2006处，将穿透装置的可变刚度飞片推进到运载工具的推进剂容器的蒙皮以及一个或多个支撑结构中。例如，触发推进剂124产生使飞片126从外壳122分离并将飞片126推进到图1的运载工具102的推进剂容器112中的力。例如，飞片126(诸如具有凹部的飞片、可变刚度飞片、可变密度飞片或者它们的组合)撞击图1的蒙皮132和多个支撑件134中的一个或多个支撑件。在一些实现方式中，可变刚度飞片包括具有大致恒定的第一厚度的中心部分以及围绕中心部分并限定边缘的周缘部分。如参考图7a到图14所述，周缘部分包括在周缘部分的第一表面中的一个或多个凹口。

在另一实现方式中，可变刚度飞片包括具有大致第一密度的中心部分以及围绕中心部分并限定边缘的周缘部分。如参考图7a到18c所述，周缘部分包括具有第二密度的多个区域，并且第一密度与第二密度不同。

在其它实现方式中，可变刚度的飞片包括具有大致恒定的第一厚度的中心部分，并且包括围绕中心部分并限定边缘的周缘部分。如参考图21a到图23r所述，周缘部分在该边缘处从第一厚度到第二厚度呈锥形，并且第二厚度小于第一厚度。在一些实现方式中，如参考图23a到图23r所述，飞片包括围绕限定第二边缘的周缘部分的第二周缘部分，诸如限定第二边缘1218的第二周缘部分1216。

在特定实现方式中，第二周缘部分包括一个或多个第二凹部，如参考图9a到图9f所述。周缘部分的一个或多个凹部可具有与一个或多个第二凹部的第二对应尺寸不同的第一尺寸。例如，一个或多个凹部可比一个或多个第二凹部更深或者具有更小的厚度。作为另一示例，一个或多个凹部可具有比一个或多个第二凹部更大的直径。

在一些实现方式中，蒙皮132对应于固体火箭发动机的火箭外壳，而多个支撑件134对应于火箭外壳的肋。在其它实现方式中，蒙皮132对应于液体火箭发动机的加压箱(例如，燃料箱、氧化剂箱或单元推进剂箱)的外表面，而多个支撑件134对应于加压箱的肋。在特定实现方式中，推进剂容器112的蒙皮132对应于运载工具102的蒙皮或外表面。

在一些实现方式中，方法2000进一步包括，响应于接收到飞行终止输入或确定已满足飞行终止条件而触发一个或多个其它穿透装置的推进剂。例如，包括与飞行终端控制器108通信的多个穿透装置110的飞行终止系统从操作员接收飞行终止输入，产生多个飞行终止命令，并且将命令传输到多个穿透装置110，如参考图1所述。

在一些实现方式中，方法2000进一步包括，提供穿透装置。例如，飞行终止控制器108可在运载工具102的操作之前或期间提供穿透装置110，如参考图1所述。

在一些实现方式中，推进可变刚度飞片使可变刚度飞片撞击蒙皮和一个或多个支撑结构以刺破蒙皮并切断一个或多个支撑结构。例如，图1的飞片126在蒙皮132中刺出孔，在蒙皮132中紧邻孔产生结构或残余损坏(例如，弯曲应力)，并且切断多个支撑件134中的一个或多个支撑件。在特定实现方式中，飞片126切断一个或多个互连件136中的特定互连件136。例如，飞片126将蒙皮132和多个支撑件134中的一个或多个结构彼此切断和分离。作为另外的示例，飞片126将蒙皮132和多个支撑件134中的一个或多个支撑件与接头或耦接装置(诸如一个或多个互连件136中的特定互连件136)切断和分离。

在一些实现方式中，周缘部分在中心部分撞击蒙皮之后的阈值时间段内撞击蒙皮。例如，周缘部分216在与中心部分大致相同的时间撞击蒙皮132，如参考图1、图4a到图4c和图6所述。作为示例性的非限制性示例，周缘部分216在中心部分214之后不久(例如，当中心部分214向目标施加负载时)撞击蒙皮132，如参考图6所述。在阈值时间段内撞击目标的周缘部分216向目标(例如，蒙皮132和支撑134)施加比在中心部分214的撞击时所施加的更高的垂直负载。另外，除了切断目标之外，在阈值时间段内撞击目标的周缘部分216向目标施加弯曲应力。弯曲应力也由飞片126的刚度、强度以及惯性引起。因此，飞片126产生变形的孔而不是轮廓清晰的刺孔，如图4a到8c中所说明的。

在一些实现方式中，飞片具有由第一材料构成的整体结构，如参考图9a到图10c和图21a到图23r所述。在其它实现方式中，飞片具有由第一材料构成的基底结构以及由第二材料构成的一个或多个插入件，如参考图7a到图19f所述。第二材料具有比第一材料的第一密度更大或更小的第二密度。另外或替代地，飞片包括一个或多个支撑件或加强件，诸如参考图20a描述的支撑件1514。

在一些实现方式中，飞片具有线性锥形、非线性锥形或者它们的组合，如参考图21a到图23r所述。线性锥形包括在制造公差内恒定或大致恒定的锥形。非线性锥形包括在制造公差内大致渐进或递减的锥形。非线性锥形可具有恒定或可变的锥形变化率。

可变刚度飞片126可包括或对应于如参考图9a到图23r所述的飞片126的示例。在一些实现方式中，可变刚度飞片126的一个或多个凹部可包括或对应于通孔。在特定实现方式中，一个或多个凹部包括飞片的周缘边缘的部分，如参考图10a到图14所述。在其它实现方式中，可变刚度飞片的一个或多个凹部可包括或对应于盲孔。在特定实现方式中，盲孔填充有第二材料，该第二材料具有与中心和周缘部分的第一材料的第一密度不同(例如，更小)的第二密度。

在一些实现方式中，推进剂被配置为推动飞片穿过蒙皮以产生孔并在蒙皮中的孔周围产生周缘结构损坏，如参考图4a到图4c和图6所述。在特定实现方式中，推进剂被配置为使周缘部分加速，使得周缘部分在中心部分撞击蒙皮之后的阈值时间段内撞击蒙皮，如参考图6所述。

图25是终止运载工具飞行的另一方法2100的流程图。方法2100可由图1的运载工具102、推进系统104、飞行计算机106、飞行终止控制器108、穿透装置110或者它们的组合来执行。方法2100包括，在2102处，在穿透装置处接收终止信号。例如，穿透装置110从图1的飞行计算机106或飞行终止控制器108接收飞行终止命令。在一些实现方式中，飞行计算机106将飞行终止命令发送到图1的穿透装置110(或其飞行终止控制器108)。可基于将传感器数据156与一个或多个飞行终止阈值进行比较或者响应于接收到飞行终止输入来产生飞行终止命令，如参考图1所述。在其它实现方式中，飞行终止控制器108独立于飞行计算机106向图1的穿透装置110发送飞行终止命令。

图25的方法2100还包括，在2104处，触发穿透装置的推进剂。例如，飞行终止控制器108或穿透装置110响应于接收到飞行终止命令而点燃、激活或引爆图1的推进剂124。

图25的方法2100包括，在2106处，将穿透装置的可变厚度飞片推进到运载工具的推进剂容器的蒙皮以及一个或多个支撑结构中。可变厚度飞片包括具有大致恒定的第一厚度的中心部分，并且包括围绕中心部分并限定边缘的周缘部分。周缘部分在该边缘处从第一厚度到第二厚度呈锥形，并且第二厚度小于第一厚度。例如，触发推进剂124产生使可变厚度飞片126从外壳122分离并将可变厚度飞片126推进到图1的运载工具102的推进剂容器112中的力。例如，可变厚度飞片126撞击图1的蒙皮132和多个支撑件134中的一个或多个支撑件。在一些实现方式中，飞片的周缘部分具有小于飞片的中心部分的每单位面积质量和刚度。例如，飞片的周缘部分具有小于飞片的中心部分的第二刚度和惯性的第一刚度和惯性。另外或替代地，如参考图23a到图23r所述，飞片包括围绕限定第二边缘的周缘部分的第二周缘部分，诸如限定第二边缘1218的第二周缘部分1216。

在一些实现方式中，周缘部分的锥形表面背离推进剂。例如，面向目标并背离推进剂124的表面(诸如图2c的第一表面232或第二表面234)包括如参考图3a到图3c所述的锥形。在其它实现方式中，周缘部分的表面面向推进剂。

在一些实现方式中，飞片的中心部分包括具有第一密度的第一材料，并且飞片的周缘部分包括具有与第一密度不同的第二密度的第二材料。在特定实现方式中，第一密度大于第二密度。图25的方法2100可包括一个或多个附加步骤(诸如参考图24描述的步骤)以及如参考图24描述的一个或多个附加特征。

参考图26，描绘了包括飞行终止系统2230的飞行器2200的一说明性实现方式的框图。飞行器2200可包括或对应于图1的运载工具102。例如，在特定实现方式中，飞行器2200对应于航天器，而运载工具102对应于附接到飞行器2200的火箭，诸如助推火箭。另外或替代地，飞行器2200可包括或对应于飞机、航天器、航天飞机、火箭或火箭推进式射弹。飞行器2200可以是有人驾驶的或无人驾驶的(例如，自主火箭或遥控火箭)。在一些实现方式中，飞行器2200包括多个穿透装置110。

如图26中所示，飞行器2200可包括推进剂容器112、部件2216、框架2218、内部2222以及多个系统2220。部件2216可包括或对应于推进剂进给管线、推进剂容器112、飞行器2200的支撑柱、框架2218或飞行器2200的机身。多个系统2220可包括推进系统104、通信系统2224、电气系统2226或环境系统2228中的一个或多个。

多个系统2220的飞行终止系统2230包括一个或多个穿透装置110和一个或多个飞行终止控制器108。穿透装置110包括外壳122、推进剂124以及飞片126。

在一些实现方式中，每个穿透装置110具有并受控于对应的飞行终止控制器108。在其它实现方式中，特定的飞行终止控制器108对应于并控制飞行终止系统2230的多个穿透装置110。飞行终止系统2230可包括定位成紧邻多种类型的目标的穿透装置110。例如，飞行终止系统2230包括紧邻推进剂容器112的第一组穿透装置110以及紧邻部件2216的第二组穿透装置110。

穿透装置110可通信地耦接到飞行器2200的控制系统，诸如图1的飞行计算机106、飞行终止控制器108或两者。控制系统可被配置为执行存储在存储器中的计算机可执行指令(例如，一个或多个指令的程序)。指令在被执行时使控制系统执行图24的方法2000、图25的方法2100或者它们的组合中的一个或多个操作。穿透装置110可定位成紧邻飞行器2200的推进剂容器112、部件2216或框架2218。穿透装置110被配置为切断部件2216或框架2218的一部分或者在蒙皮132中刺出孔，并且切断推进剂容器112的多个支撑件134中的一个或多个支撑件。

另外，本公开包括根据以下条款的示例：

条款1.一种穿透装置，包括：外壳；推进剂，定位于外壳中；以及飞片，耦接到外壳并与推进剂相邻，该飞片包括：中心部分，具有大致恒定的第一厚度；以及周缘部分，围绕中心部分并限定边缘，该周缘部分在周缘部分的第一表面中包括一个或多个凹部。

条款2.根据条款1所述的穿透装置，其中，该一个或多个凹部包括通孔。

条款3.根据条款2所述的穿透装置，其中，该通孔具有圆形、三角形、矩形、方形、星形、菱形、锥形或者它们的组合的形状。

条款4.根据条款1至3中任一项所述的穿透装置，其中，周缘部分的边缘包括飞片的周缘边缘，并且其中，该一个或多个凹部在周缘边缘中包括凹口、齿或扇形凹口。

条款5.根据条款1至4中任一项所述的穿透装置，其中，该一个或多个凹部包括盲孔。

条款6.根据条款5所述的穿透装置，其中，第一表面背离推进剂和外壳。

条款7.根据条款5或6所述的穿透装置，其中，该一个或多个凹部包括一个或多个同心通道。

条款8.根据条款1至7中任一项所述的穿透装置，进一步在周缘部分的第二表面中包括一个或多个第二凹部，其中，第二表面面向推进剂和外壳。

条款9.根据条款1至8中任一项所述的穿透装置，其中，该中心部分的第一厚度大约是该一个或多个凹部的第二厚度的两倍。

条款10.根据条款1至9中任一项所述的穿透装置，其中，该中心部分的第一半径大约为飞片的第二半径的2/3。

条款11.根据条款1至10中任一项所述的穿透装置，其中，该一个或多个凹部的第二厚度与该中心部分的第一厚度的比率在0.1到0.9的范围内，并且其中，该中心部分的第一半径与该飞片的第二半径的比率在0.5到0.9的范围内。

条款12.根据条款1至11中任一项所述的穿透装置，其中，该一个或多个凹部围绕该飞片的中心以图案布置。

条款13.根据条款1至12中任一项所述的穿透装置，其中，该飞片的周缘部分具有小于该飞片的中心部分的第二刚度的第一刚度。

条款14.根据条款1至13中任一项所述的穿透装置，其中，该飞片具有由金属、合金或陶瓷构成的整体结构。

条款15.根据条款1至14中任一项所述的穿透装置，该飞片进一步包括围绕周缘部分并限定该飞片的周缘边缘的第二周缘部分，该第二周缘部分包括一个或多个第二凹部，该一个或多个凹部具有第一尺寸，该第一尺寸与该一个或多个第二凹部的第二对应尺寸不同。

条款16.一种飞行器包括：部件，包括蒙皮和多个支撑结构；以及穿透装置，紧邻蒙皮和多个支撑结构中的一个或多个支撑结构，该穿透装置包括：外壳；推进剂，定位于外壳中；以及飞片，耦接到外壳并与推进剂相邻，该飞片包括：中心部分，具有大致恒定的第一厚度；以及周缘部分，围绕中心部分并限定边缘，该周缘部分在周缘部分的第一表面中包括一个或多个凹部。

条款17.根据条款16所述的飞行器，其中，该部件包括推进剂容器，并且该多个支撑结构包括该推进剂容器的肋，并且其中，该穿透装置被配置为切断该一个或多个肋。

条款18.根据条款16或17所述的飞行器，其中，该推进剂被配置为推动飞片穿过蒙皮以产生孔并在蒙皮中的孔周围产生周缘结构损坏，并且其中，该推进剂被配置为加速周缘部分使得周缘部分在中心部分撞击蒙皮之后的阈值时间段内撞击蒙皮。

条款19.一种终止运载工具的飞行的方法，该方法包括：在穿透装置处接收终止信号；触发穿透装置的推进剂；将穿透装置的可变刚度飞片推进到运载工具的推进剂容器的蒙皮和一个或多个支撑结构中，该可变刚度飞片包括：中心部分，具有大致恒定的第一厚度；以及周缘部分，围绕中心部分并限定边缘，该周缘部分在周缘部分的第一表面中包括一个或多个凹部。

条款20.根据条款19所述的方法，其中，推进可变刚度飞片使可变刚度飞片撞击蒙皮和一个或多个支撑结构以刺破蒙皮并切断一个或多个支撑结构。

条款21.一种穿透装置，包括：外壳；推进剂，定位于外壳中；以及飞片，耦接到外壳并与推进剂相邻，该飞片包括：中心部分，具有第一密度；以及周缘部分，围绕中心部分并限定边缘，该周缘部分包括具有第二密度的多个区域，该第一密度与第二密度不同。

条款22.根据条款21所述的穿透装置，其中，该周缘部分进一步包括多个凹部。

条款23.一种穿透装置，包括：外壳；推进剂，定位于外壳中；以及飞片，耦接到外壳并与推进剂相邻，该飞片包括：中心部分，具有大致恒定的第一厚度；以及周缘部分，围绕中心部分并限定边缘，该周缘部分在边缘处从第一厚度到第二厚度呈锥形，其中，该第二厚度小于第一厚度。

条款24.根据条款23所述的穿透装置，其中，该周缘部分具有恒定锥形。

条款25.根据条款23或24所述的穿透装置，其中，该第二厚度为非零。

条款26.根据条款23或24所述的穿透装置，其中，该第二厚度大约为零。

条款27.根据条款23至26中任一项所述的穿透装置，其中，该中心部分的第一半径大约为飞片的第二半径的2/3。

条款28.根据条款23至27中任一项所述的穿透装置，其中，该中心部分的第一半径与飞片的第二半径的比率在0.5到0.9的范围内。

条款29.根据条款23至28中任一项所述的穿透装置，其中，该中心部分的第一厚度大约是该周缘部分的第二厚度的两倍。

条款30.根据条款23至29中任一项所述的穿透装置，其中，该中心部分的第一厚度与周缘部分的第二厚度的比率在1.1到5的范围内。

条款31.根据条款23至30中任一项所述的穿透装置，其中，该周缘部分的第一表面呈锥形并背离推进剂。

条款32.根据条款23至31中任一项的穿透装置，其中，该周缘部分具有小于中心部分的每单位面积质量和刚度。

条款33.根据条款23至32中任一项所述的穿透装置，其中，该飞片具有由第一材料构成的整体结构。

条款34.根据条款33所述的穿透装置，其中，该第一材料包括金属、合金或陶瓷金属基质复合物。

条款35.根据条款23至34中任一项所述的穿透装置，其中，该飞片的中心部分包括具有第一密度的第一材料，其中，该飞片的周缘部分包括具有第二密度的第二材料，并且其中，第一密度大于第二密度。

条款36.根据条款23至35中任一项所述的穿透装置，该飞片进一步包括围绕周缘部分并限定该飞片的周缘边缘的第二周缘部分，该第二周缘部分在周缘边缘处从第二厚度到第三厚度呈锥形。

条款37.根据条款23至35中任一项所述的穿透装置，其中，该飞片进一步包括围绕周缘部分并限定周缘边缘的第二周缘部分，该第二周缘部分具有大致恒定厚度的第二厚度。

条款38.一种飞行器包括：部件，包括蒙皮和多个支撑结构；以及飞行终止装置，定位成紧邻蒙皮和多个支撑结构中的一个或多个支撑结构，该飞行终止装置包括：外壳；推进剂，定位在外壳中；以及飞片，耦接到外壳并与推进剂相邻，该飞片包括：中心部分，具有大致恒定的第一厚度；以及周缘部分，围绕中心部分并限定边缘，该周缘部分在边缘处从第一厚度到第二厚度呈锥形，其中，该第二厚度小于第一厚度。

条款39.根据条款38所述的飞行器，其中，该部件包括推进剂容器，并且该多个支撑结构包括该推进剂容器的肋，并且其中，该飞行终止装置被配置为切断该一个或多个肋。

条款40.根据条款38和39所述的飞行器，其中，该推进剂被配置为推动飞片穿过蒙皮以产生孔并在蒙皮中的孔周围产生周缘结构损坏，并且其中，该推进剂被配置为加速周缘部分使得周缘部分在中心部分撞击蒙皮之后的阈值时间段内撞击蒙皮。

条款41.一种终止运载工具的飞行的方法，该方法包括：在穿透装置处接收终止信号；触发穿透装置的推进剂；以及将穿透装置的可变厚度飞片推进到运载工具的推进剂容器的蒙皮和一个或多个支撑结构中，该可变厚度飞片包括：中心部分，具有大致恒定的第一厚度；以及周缘部分，围绕中心部分并限定边缘，该周缘部分在边缘处从第一厚度到第二厚度呈锥形，其中，该第二厚度小于第一厚度。

条款42.根据条款41所述的方法，其中，推进可变厚度飞片使可变厚度飞片撞击蒙皮和一个或多个支撑结构以刺破蒙皮并切断一个或多个支撑结构，并且其中，该周缘部分大致与中心部分同时撞击蒙皮。

条款43.一种终止运载工具的飞行的方法，该方法包括：在穿透装置处接收终止信号；触发穿透装置的推进剂；将穿透装置的可变刚度飞片推进到运载工具的推进剂容器的蒙皮和一个或多个支撑结构中，该可变刚度飞片包括：中心部分，具有第一密度；以及周缘部分，围绕中心部分并限定边缘，该周缘部分包括具有第二密度的多个区域，该第一密度与第二密度不同。

条款44.根据条款43所述的方法，其中，推进可变刚度飞片使可变刚度飞片撞击蒙皮和一个或多个支撑结构以刺破蒙皮并切断一个或多个支撑结构。

条款45.根据条款43或44所述的穿透装置，其中，该周缘部分进一步包括多个凹部。

本文描述的示例的图示意图提供对各种实现方式的结构的一般理解。图示并非意图用作对利用本文描述的结构或方法的设备和系统的所有元件和特征的全面描述。在阅读本公开之后，许多其它实现方式对于本领域技术人员来说可能是显而易见的。可利用其它实现方式并从本公开中得出其它实现方式，使得在不脱离本公开的范围的情况下可进行结构和逻辑替换和改变。例如，方法操作可与图中所示的不同的顺序执行，或者可省略一个或多个方法操作。因此，本公开和附图被认为是说明性的而不是限制性的。

另外，虽然在本文已说明和描述了具体示例，但是应当理解，被设计为实现相同或类似结果的任何后续布置可替换所示的具体实现方式。本公开旨在覆盖各种实现方式的任何和所有随后的修改或变化。对于本领域技术人员而言在回顾该描述之后在本文中未具体描述的上述实现方式的组合及其它实现方式将是显而易见的。

在提交本公开的摘要时应当理解，本公开的摘要将不会用来解释或限制权利要求的范围或含义。另外，在前述具体实施方式部分中，出于简化本公开的目的，各种特征可在单个实现方式中聚集在一起或描述。上述示例说明但不限制本公开。还应当理解，根据本公开的原理可进行多种修改和变化。如所附权利要求书反映的，所要求保护的主题可针对少于任何所公开示例的所有特征。因此，本公开的范围由以下权利要求及其等同物限定。