激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验方法与装置与流程

本发明涉及模拟航天器球丸撞击试验的技术领域，尤其涉及一种激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验方法与装置。

背景技术：

空间碎片对在轨航天器的安全造成极大的威胁，其与航天器发射碰撞的速度高达3-15km/s，将航天器造成严重损伤甚至爆炸解体，目前国际上的载人航天器和高价值卫星均安装了空间碎片防护结构来提升其抵御空间碎片的能力；介于在轨验证的高成本，地面模拟超高速撞击试验成为评价防护结构的主要手段；国际上公认的地面试验通常采用超高速铝质球形球丸对防护结构进行撞击，而用防护结构失效的临界球丸直径来表征结构的防护性能的。

通常采用轻气炮发射超高速球丸来模拟空间碎片的撞击，但是受轻气炮发射能力的限制，目前国内外仅能进行＜10km/s的标准验证试验；虽然采用电炮、聚能加速等技术能够达到≥10km/s的发射速度，但发射的物体为非铝质非球形弹体，为非标准撞击试验，不能够作为航天器工程设计的参考依据，对工程设计指导性较差。

综上所述，目前的地面超高速撞击试验方法不能实现空间碎片撞击速度3-15km/s的全覆盖，不能满足空间碎片防护结构超高速撞击地面模拟研究的需求，亟需发展一种能够实现≥10km/s防护结构超高速撞击试验的新方法，为航天器空间碎片防护工程设计指导依据。

因此，有必要提供一种激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验方法以解决上述技术问题。

技术实现要素：

为解决上述技术问题，本发明提供了一种激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验方法，该试验方法能够简单地实现驱动球丸撞击空间碎片防护结构的激光试验。

本发明采用了如下的技术方案：

激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验方法，包括以下步骤：

确定球丸的靶结构；

确定所述球丸运行时初始状态；

开展激光试验，获得防护结构失效的球丸临界直径，其中，所述开展激光试验步骤为：

采用激光驱动准等熵加载的方式驱动所述球丸；

对所述球丸的速度和撞击过程进行记录；

判断防护结构是否穿透或明显脱落，

若穿透或明显脱落，则选用直径更小的所述球丸再次开展激光试验；

若没有穿透或明显脱落，则选用直径更大的所述球丸再次开展激光试验。

优选地，所述对所述球丸的速度和撞击过程进行记录的步骤为：

采用条纹相机对所述球丸速度进行测量；

采用分幅相机对防护结构超高速撞击动态响应过程进行记录。

优选地，所述球丸的临界直径为相邻的穿透和未穿透两个试验点中所述球丸直径的平均值。

所述穿透和未穿透两个试验点包括一次试验出现防护结构的后墙墙体穿孔或剥落现象，下一次试验后墙墙体未出现明显穿孔或剥落现象发生，或者一次试验后墙未出现明显穿孔或剥落，下一次试验则出现防护结构的后墙墙体穿孔或剥落现象。

优选的，所述确定所述球丸运行时初始状态包括：

确定所述球丸的初始速度点；

确定所述球丸的初始直径；

基于所述初始速度点、所述初始直径利用经验公式对激光能量进行预测。

优选的，所述经验公式为：

其中e为脉冲激光能量，mp为球丸质量，k为激光能量利用率，k值分布范围为0.1～0.01％。

优选的，所述球丸的靶结构为接触式靶结构或非接触式靶结构中的一种；

所述接触式靶结构采用连接细丝将球丸与靶支撑架构相链接，连接丝线与所述球丸通过粘结剂粘合；

所述非接触式靶结构采用磁悬浮方法将所述球丸悬浮静止。

激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验装置，其特征在于，包括：

球丸靶结构，所述球丸靶结构对待撞击空间碎片防护结构的球丸进行固定；

激光发射器，所述激光发射器平行设置于所述球丸的一侧；

防护结构，所述防护结构包括缓冲屏、后墙，且所述缓冲屏与所述后墙平行并隔开设置，且激光驱动球丸达到超高速，用于撞击防护结构；

条纹相机，所述分条相机设置于所述靶结构与所述缓冲屏之间，用于测量所述球丸的速度；

分幅相机，所述分幅相机置于所述缓冲屏与所述后墙墙体之间，用于记录超高速弹丸撞击防护结构后的动态响应过程。

优选的，所述球丸靶结构包括连接丝线和粘粘剂，所述连接丝线通过粘粘剂与所述球丸连接。

优选的，所述球丸靶结构包括电磁铁，所述电磁铁采用磁悬浮方式将球丸悬浮固定。

与相关技术相比，本发明提供的激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验装置，具有如下有益效果：

本发明的试验方法及装置，操作简单，能够实现试验过程的高精度测量诊断，为≥10km/s空间碎片防护结构超高速撞击试验提供技术手段，满足航天器空间碎片防护设计的工程需求。

附图说明

图1为本发明提供的激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验方法的一较佳实施例的整体流程示意图；

图2为本发明的开展激光试验的流程示意图；

图3为本发明的激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验装置的结构示意图；

图4为本发明提供的球丸靶结构的第一种结构示意图；

图5为本发明提供的球丸靶结构的第二种结构结构图。

图中：1、激光发射器，2、球丸，3、球丸靶结构，3a、连接丝线，3b、电磁铁，4、防护结构，41、缓冲屏，42、后墙(用于模拟航天器舱壁)，5、条纹相机，6、分幅相机。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制；术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性；此外，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合附图和实施方式对本发明作进一步说明。

图1为本发明提供的激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验方法的一种较佳实施例的整体流程示意图；图2为本发明提供的开展激光试验的流程示意图；图3为本发明提供的激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验装置的结构示意图；图4为本发明提供的球丸靶结构的第一种结构示意图；图5为本发明提供的球丸靶结构的第二种结构结构图。

如图1所示：激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验方法，所述试验方法包括：

步骤一，确定球丸2的球丸靶结构3；

所述球丸靶结构3是实现对球丸2进行固定的结构；具体的，所述球丸2的球丸靶结构3为接触式靶结构3或非接触式靶结构3中的一种；

所述接触式靶结构3采用连接细丝3a将球丸2与支撑架构相连接，连接丝线3a与所述球丸2通过粘结剂粘合；实现对所述球丸2的固定，通常连接丝线3a的直径≤20μm；

所述非接触式靶结构3采用磁悬浮方法将所述球丸2悬浮静止。

所述球丸2采用铝制球形结构。

步骤二，确定所述球丸2运行时初始状态；

具体的，所述确定所述球丸2运行时初始状态包括：

确定所述球丸2的初始速度点；

确定所述球丸2的初始直径；

基于所述初始速度点、所述初始直径利用经验公式对激光能量进行预测。具体的，所述经验公式为：

其中e为脉冲激光能量，mp为球丸质量，k为激光能量利用率，k值分布范围为0.1～0.01％；示例性的，k值取0.1％，将2mm(1.13×10^-2g)的铝质球丸加速至15km/s，通过公式计算得到需要的激光能量为1.27mj。将3mm(3.72×10^-2g)的铝质球丸加速至10km/s，通过公式计算得到需要的激光能量为1.91mj。

步骤三，开展激光试验，获得防护结构失效的所述球丸2的临界球丸直径。如图2所示，所述开展激光试验步骤为：

采用激光驱动准等熵加载的方式驱动所述球丸2；

对所述球丸2的速度和撞击过程进行记录；

判断防护结构4是否穿透或明显脱落，

若穿透或明显脱落，则选用直径更小的所述球丸2再次开展激光试验；

若没有穿透或明显脱落，则选用直径更大的所述球丸2再次开展激光试验。

具体的，采用激光驱动准等熵加载的方式驱动超高速球丸2，这种驱动方式不同于传统冲击加载方式，准等熵加载能够在靶内产生一个压力剖面平缓上升的平面压缩波，使材料能够从初始状态连续加载到终态，并且加载速度明显降低，由不可逆热耗散所引起的热效应大大减小，避免了冲击加载方式所引起的球丸2熔融甚至气化，保证了球丸2相态的稳定。

在进行激光试验时，首先选取合适的激光发射器1，最好使激光聚焦光斑尺寸的选取通常略大于球丸2直径，使激光烧蚀球面产生作用力均匀分布，确保球丸2发射方向沿激光入射中轴线方向；但是如果光斑尺寸过大，将造成不必要的能量浪费。

具体操作为，根据实际需求选取球丸2初始速度点和球丸2初始直径，采用步骤二的方式对激光能量进行预测，开展激光驱动球丸2超高速撞击防护结构4试验，试验后检查防护结构4是否穿透(透光即穿透)或有明显剥落；如果穿透或有剥落，那么选用直径更小的球丸2开展下一发试验；如果未穿透且未剥落，则下一发试验选用直径更大的球丸2；重复以上步骤，直至一次试验出现防护结构4的后墙墙体42穿孔或剥落现象，下一次试验后墙墙体42未出现明显穿孔或剥落现象发生，或者一次试验后墙墙体42未出现明显穿孔或剥落，下一次试验则出现防护结构4的后墙穿孔或剥落现象；取该速度点相邻的穿透和未穿透两个试验点中球丸2直径的平均值作为临界球丸直径；在球丸2运动过程中需要对球丸2进行记录；具体的，所述对所述球丸2的速度和撞击过程进行记录的步骤为：

采用条纹相机5对所述球丸2速度进行测量；

采用分幅相机6对防护结构4超高速撞击动态响应过程进行记录。

选用的条纹相机5进行球丸2速度的(测量)，选用分幅相机6进行球丸2撞击状态的记录，但是测量时不限于此，任何高速摄像技术均可使用到状况中。

图3(为)本发明激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验装置的结构示意图。如图3所示，激光驱动球丸撞击空间碎片防护结构试验装置，包括：

激光发射器1，所述激光发射器1平行设置于所述球丸2的一侧；

球丸靶结构3，球丸靶结构3对球丸2进行固定；

防护结构4，所述防护结构4包括缓冲屏41、后墙墙体42，且所述缓冲屏41与所述后墙墙体42平行并隔开设置；

条纹相机5，所述分条相机5设置于所述靶结构3与所述缓冲屏41之间，用于测量所述球丸2的速度；

分幅相机6，所述分幅相机6置于所述缓冲屏41与所述后墙墙体42之间，用于记录防护结构4超高速撞击动态响应过程。

具体的，激光发射器1为一种脉冲激光发射器1，其采用的型号为pulsarl-915，但不限于此；同时激光发射器1与球丸2的中心点在一条水平线上；另外球丸2与缓冲屏41、后墙墙体42的中心线在一条水平线上，以实现球丸2撞击到缓冲屏41与后墙墙体42上。

其中，的防护结构4通常由缓冲屏41、后墙墙体42组成，同时二者之间存在间距；防护结构4受撞击后产生的主要特征为缓冲屏41穿孔、碎片云和后墙墙体42损伤；采用超高速摄像技术对防护结构4超高速撞击动态响应过程进行记录(主要为碎片云)。

如图4所示，所述球丸靶结构3包括连接丝线3a，所述连接丝线3a通过粘粘剂与所述球丸2连接；如图5所示，所述球丸靶结构3包括电磁铁3b，所述电磁铁3b与所述球丸2配合连接。

因此可见，球丸靶结构3有两种形式，利用连接丝线3a连接的接触式靶结构和通过电磁铁3b固定的非接触式靶结构3，为了消除误差，一次实验时采用其中的一种方式对球丸2进行固定，进行反复的撞击，直至找到临界直径。

示例性的，如图4所示，采用连接丝线3a进行撞击试验，在确定完靶结构球丸靶结构3后，对接触式靶结构3进行安装，安装时通过连接丝线3a的方式将球丸2通过粘结剂粘合的方式实现连接固定，而后将连接丝线3a连接到安装架上进行；而后选取合适的激光发射器1使其安装到球丸2侧部，安装时需要两者的中心线在一个水平线上，而后确定球丸2的速度点和球丸2的直径，例如需要将2mm(1.13×10^-2g)的铝质球丸2加速至15km/s，通过公式计算得到需要的激光能量为1.27mj，此时即可通过激光发射器1发射能量为1.27mj照射到球丸2上，使球丸2挣脱连接丝线3a，撞击到缓冲屏41上；整个过程中利用条纹相机5和分幅相机6记录运动、撞击过程；而后检查防护结构4是否穿透(透光即穿透)或有明显剥落；如果穿透或有剥落，那么选用直径更小的球丸2开展下一发试验，例如选用1.9mm的球丸2，再次加速到15km/s进行试验；如果未穿透且未剥落，则下一发试验选用直径更大的球丸2，例如直径为2.1mm，再次加速到15km/s进行试验；重复以上步骤，直至一次试验出现防护结构4的后墙墙体42穿孔或剥落现象，下一次试验后墙墙体42未出现明显穿孔或剥落现象发生，或者一次试验后墙墙体42未出现明显穿孔或剥落，下一次试验则出现防护结构后墙穿孔或剥落现象；例如2mm时穿破或出现剥落现象，1.9mm未穿透或者出现剥落现象，则临界的直径为1.95mm；若2mm时未穿破也未出现脱落现象，在2.1mm时出现穿破或者出现剥落状况，则临界直径为2.05mm；需要说明的是以上只是举例说明，球丸2的直径、速度、以及每次需要递减或者递增的数值均可根据需求进行设定。

示例性的，如图5所示，采用电磁铁3b进行撞击试验，在确定完球丸靶结构3后，对非接触式靶结构3进行安装，安装时通过电磁铁3b的方式将球丸2通过磁悬浮的方式实现固定；而后选取合适的激光发射器1使其安装到球丸2侧部，安装时需要两者的中心线在一个水平线上，而后确定球丸2的速度点和球丸2的直径，例如需要将2mm(1.13×10^-2g)的铝质球丸2加速至15km/s，通过公式计算得到需要的激光能量为1.27mj，此时即可通过激光发射器1发射能量为1.27mj照射到球丸2上，使球丸2挣脱电磁铁3b，撞击到缓冲屏41上；整个过程中利用条纹相机5和分幅相机6记录运动、撞击过程；而后检查防护结构4是否穿透(透光即穿透)或有明显剥落；如果穿透或有剥落，那么选用直径更小的球丸2开展下一发试验，例如选用1.9mm的球丸2，再次加速到15km/s进行试验；如果未穿透且未剥落，则下一发试验选用直径更大的球丸2，例如直径为2.1mm，再次加速到15km/s进行试验；重复以上步骤，直至一次试验出现防护结构4的后墙墙体42穿孔或剥落现象，下一次试验后墙墙体42未出现明显穿孔或剥落现象发生，或者一次试验后墙墙体42未出现明显穿孔或剥落，下一次试验则出现防护结构后墙穿孔或剥落现象；例如2mm时穿破或出现剥落现象，1.9mm未穿透或者出现剥落现象，则临界的直径为1.95mm；若2mm时未穿破也未出现脱落现象，在2.1mm时出现穿破或者出现剥落状况，则临界直径为2.05mm；需要说明的是以上只是举例说明，球丸2的直径、速度、以及每次需要递减或者递增的数值均可根据需求进行设定。

本发明筒确定激光驱动铝质球丸的加载方式；设计满足激光烧蚀驱动球丸的靶结构；实现试验过程中球丸速度和防护结构动态响应过程的精确测量和记录；实现有效的模拟试验10～15km/s防护结构4撞击极限曲线的获取，基于激光驱动准等熵加载技术提出采用大功率脉冲激光实现铝质球丸≥10km/s超高速发射的方法，填补了空间碎片防护结构≥10km/s超高速撞击试验的空白，试验撞击速度实现了3～15km/s的全覆盖，提升了工程设计的准确性和可靠性，在航天器防护结构优化设计中具有重要意义。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。