CN115180183A - 一种感知防护结构及制作方法 - Google Patents

Abstract

本申请实施例公开一种感知防护结构及制作方法，结构包括：依次贴合设置的感知防护层、缓冲层和收集层；收集层远离缓冲层的一侧面贴合固定在航天器上；感知防护层包括：防护层；以及由若干光纤线条和第一纤维织物编织形成的感知隔热层；防护层与缓冲层贴合设置；感知防护层上的若干光纤线条呈网格结构；若干光纤线条包括：多个等距横向排布的第一光纤线条和多个等距纵向排布第二光纤线条；网格结构由多个横向光纤线条和多个纵向光纤线条呈十字交叉编织而成；感知防护结构还包括：分别与多个横向光纤线条和多个纵向光纤线条电连接的信号调制解调装置。该感知防护结构，结构简单，重量和成本双降低，且稳定性、可靠性、智能性大幅提高；防护作用强。

Description

一种感知防护结构及制作方法

技术领域

本申请涉及航天防护技术领域，更具体地，本申请涉及一种感知防护结构及制作方法。

背景技术

空间碎片，又称空间垃圾，主要是指人类在航天活动过程中遗留在空间的废弃的航天器残骸和因爆炸或碰撞而产生的碎片。随着人类空间活动的日益频繁，空间碎片环境日趋恶化。据美国空间监视网估计，目前在轨的空间碎片中尺寸大于l0cm的约有2～2.2万个，尺寸大于1cm的约有50万个，尺寸大于1mm的大于1亿个。空间碎片的重量约6300吨，其中约2700吨分布在低地轨道。未来50年，碎片数量将以每年10％的速度递增。

对于载人航天器，飞行时间长，体积较大，遭遇空间碎片撞击的风险最高。若空间碎片击穿密封舱舱壁，将导致密封舱气体泄漏，严重威胁航天器及航天员的生命安全。因此，为解决上述问题，通常在航天器外侧表面增加防护结构，一般是在航天器易损和关键部位加装防护结构，通常采用Whipple防护结构。

但是，随着空间站、卫星等航天器种类及功能日益发杂化，现有Whipple防护结构质量大、体积大，显得更加笨重，已不能满足防护需求。而且在空间碎片撞击后，航天员需要对毁伤部位、毁伤面积、毁伤程度进行评判；费时费力，而且准确率低。

因此，为了克服现有技术存在的缺陷，需要提供一种感知防护结构及制作方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种感知防护结构及制作方法，以解决上述技术问题中的至少一个。

为了达到上述目的中至少一个，本申请采用下述技术方案：

本申请第一方面提供一种感知防护结构，包括：

依次贴合设置的感知防护层、缓冲层和收集层；

所述收集层远离所述缓冲层的一侧面贴合固定在航天器上；

所述感知防护层包括：防护层；以及由若干光纤线条和第一纤维织物编织形成的感知隔热层；所述防护层与所述缓冲层贴合设置；

所述感知防护层上的若干光纤线条呈网格结构；若干光纤线条包括：多个等距横向排布的第一光纤线条和多个等距纵向排布第二光纤线条；网格结构由多个所述横向光纤线条和多个所述纵向光纤线条呈十字交叉编织而成；

所述感知防护结构还包括：

分别与多个所述横向光纤线条和多个所述纵向光纤线条电连接的信号调制解调装置。

可选地，所述感知隔热层中的第一纤维织物由氧化铝纤维、氧化锆纤维、碳化硅纤维、氮化硼纤维、氮化硅、氮化物和玄武岩陶瓷纤维中的一种或几种组合形成。

可选地，相邻两根所述横向光纤线条之间的距离为2cm至5cm；

相邻两根所述纵向光纤线条之间的距离为2cm至5cm。

可选地，所述防护层为金属板，或者由第二纤维织物形成。

可选地，所述金属板为铝合金板或高熵合金板；

所述第二纤维织物为芳纶纤维织物。

可选地，所述缓冲层为金属泡沫或铝合金点阵结构体或充满惰性气体的囊体。

可选地，当所述缓冲层为充满惰性气体的囊体时，所述惰性气体为氮气或氦气。

可选地，所述收集层由芳纶纤维织物、PBO纤维、F-12纤维、F-3纤维和凯夫拉中的一种或几种组合形成。

可选地，第一纤维织物的细度为50tex-300tex。

本申请第二方面提供一种感知防护结构的制作方法，包括：

由若干光纤线条和第一纤维织物编织形成感知隔热层；

将所述防护层和感知隔热层进行缝合形成感知防护层；

将缓冲层贴合固定在所述防护层靠近航天器的一侧表面；

将收集层贴合固定在所述缓冲层靠近航天器的一侧表面；

将若干光纤线条中的多个第一光纤线条和多个第二光纤线条分别与信号调制解调装置电连接。

本申请的有益效果如下：

针对目前现有技术中存在的问题，本申请提供一种感知防护结构，由于信号调制解调装置与若干光纤线条均连接，因此，当空间碎片撞击航天器时，信号调制解调装置能够通过若干光纤线条产生的光信号获取空间碎片撞击航天器的具体位置、力度和面积；第一纤维织物的设置能够起到隔热的作用能够在在轨期间保证航天器密封舱温度稳定；防护层用以承受外部碎片撞击，起到对空间碎片的初级动能耗散作用，保护内部结构不致破坏；缓冲层对于穿过感知防护层的空间碎片起到承载能力，对空间碎片构成动能二次耗散；收集层对于穿过缓冲层的空间碎片的动能进行最终耗散，并将其空间碎片进行收集。本申请提供的感知防护结构，结构简单，重量和成本双降低，而且稳定性、可靠性、智能性大幅提高；当空间碎片超高速撞击航天器时，不仅能够起到防护的作用，而且还能判断感知防护结构的毁伤程度以及具体位置；能够满足航天器承载的力学需求、空间环境稳定性需求、空间碎片防护的空间安全需求以及毁伤定位感知的功能性需求。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本申请的一个实施例中的感知防护结构的截面图。

图2示出本申请的一个实施例中的感知防护结构中的感知防护层中的感知隔热层的结构示意图。

具体实施方式

在下述的描述中，出于说明的目的，为了提供对一个或者多个实施方式的全面理解，阐述了许多具体细节。然而，很明显，也可以在没有这些具体细节的情况下实现这些实施方式。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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申请和简化描述，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申请的限制。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，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

还需要说明的是，在本申请的描述中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

为解决现有技术中存在的问题，本申请的一个实施例提供一种感知防护结构，如图1-2所示，包括：依次贴合设置的感知防护层121、缓冲层2和收集层3；所述收集层3远离所述缓冲层2的一侧面贴合固定在航天器上；缓冲层2和收集层3通过胶粘或者缝合的方式进行连接；所述感知防护层121包括：防护层12；以及由若干光纤线条和第一纤维织物113编织形成的感知隔热层11，所述防护层12与所述缓冲层2贴合设置；所述感知防护层121上的若干光纤线条呈网格结构；若干光纤线条包括：多个等距横向排布的第一光纤线条和多个等距纵向排布第二光纤线条；网格结构由多个所述横向光纤线条111和多个所述纵向光纤线条112呈十字交叉编织而成；所述感知防护结构还包括：分别与多个所述横向光纤线条111和多个所述纵向光纤线条112电连接的信号调制解调装置4。具体的，多个横向光纤线条111和多个纵向光纤线条112均包括有光纤接口，信号调制解调装置4分别与多个横向光纤线条111的光纤接口和多个纵向光纤线条112的光纤接口电连接。由于若干光纤线条均不带电，因此，提高了航天器的电安全性。

上述若干光纤线条和第一纤维织物113可以通过机器编织，也可以通过手工编织，不做限制；第一纤维织物113的细度为50tex-300tex，所形成的织物面纵向密度为1根-20根/cm，横向密度1根-20根/cm。

本申请的上述实施例中，由于信号调制解调装置4与若干光纤线条均连接，因此，当空间碎片撞击航天器时，信号调制解调装置4能够通过若干光纤线条产生的光信号获取空间碎片撞击航天器的具体位置、力度和面积；第一纤维织物113的设置能够起到隔热的作用能够在在轨期间保证航天器密封舱温度稳定；防护层12用以承受外部碎片撞击，起到对空间碎片的初级动能耗散作用，保护内部结构不致破坏；缓冲层2对于穿过感知防护层121的空间碎片起到承载能力，对空间碎片构成动能二次耗散；收集层3对于穿过缓冲层2的空间碎片的动能进行最终耗散，并将其空间碎片进行收集。本申请提供的感知防护结构，结构简单，重量和成本双降低，而且稳定性、可靠性、智能性大幅提高；当空间碎片超高速撞击航天器时，不仅能够起到防护的作用，而且还能判断感知防护结构的毁伤程度以及具体位置；能够满足航天器承载的力学需求、空间环境稳定性需求、空间碎片防护的空间安全需求以及毁伤定位感知的功能性需求。

具体的，相邻两根所述横向光纤线条111之间的距离为2cm至5cm，具体尺寸根据实际情况进行设定，例如可以为3cm；相邻两根所述纵向光纤线条112之间的距离为2cm至5cm，具体尺寸根据实际情况进行设定，例如可以为3cm。由于多个横向光纤线条111和多个纵向光纤线条112呈十字交叉编织而成，该尺寸的设计使得空间碎片撞击航天器时，大大提高了光纤线条的感知精度，具体的，撞击的毁伤面积测算精度以及定位精度大于等于2cm，小于等于5cm；其精度远远高于与现有技术中的大于等于20cm。

进一步的，所述感知隔热层11中的第一纤维织物113由氧化铝纤维、氧化锆纤维、碳化硅纤维、氮化硼纤维、氮化硅、氮化物和玄武岩陶瓷纤维中的一种或几种组合形成。例如，第一纤维织物113可以为氧化铝纤维，氧化铝纤维与若干光纤线条进行混合编织；第一纤维织物113还可以为碳化硅纤维，碳化硅纤维与若干光纤线条进行混合编织；第一纤维织物113还可以为碳化硅纤维和氧化铝纤维，碳化硅纤维、氧化铝纤维与若干光纤线条进行混合编织；第一纤维织物113还可以为玄武岩纤维，玄武岩纤维与若干光纤线条进行混合编织；第一纤维织物113的材质根据实际情况进行设定；当然，在不影响本申请使用效果的情况下，第一纤维织物113还可以为其他氧化物、氮化物和碳化物，不做限制。

在一具体实施例中，所述防护层12为金属板，或者由第二纤维织物形成。所述金属板为铝合金板或高熵合金板；所述第二纤维织物为芳纶纤维织物。

在一具体实施例中，所述缓冲层2为金属泡沫或铝合金点阵结构体或充满惰性气体的囊体。其厚度为150mm至300mm；金属泡沫可以为铝合金泡沫；当缓冲层2为金属泡沫或铝合金点阵结构体时，缓充层为刚性，可以通过螺栓与防护层12连接固定；呈刚性的缓冲层2通过多孔材料界面效应对空间碎片构成动能二次耗散。

具体的，当所述缓冲层2为充满惰性气体的囊体时，缓冲层2为柔性，所述惰性气体为氮气或氦气，囊体的充气压力为50-150kPa，优选为100kPa；呈柔性的缓冲层2可以通过胶粘的方式与防护层12连接固定；缓冲层2所形成的囊体的材质可以由硅橡胶形成，也可以由芳纶编织物与硅橡胶复合形成。

在一具体实施例中，所述收集层3由芳纶纤维织物、PBO纤维、F-12纤维、F-3纤维和凯夫拉中的一种或几种组合形成。收集层3作为本申请的感知防护结构的最后一道防线，不仅使空间碎片的动能进行最终耗散，还能将空间碎片进行收集。

当防护层12为金属板或缓冲层2为金属泡沫时，由于金属板为刚性，因此本申请提供的感知防护结构也为刚性结构；当防护层12为第二纤维织物，缓冲层2为囊体时，由于第二纤维织物、感知隔热层11、缓冲层2和收集层3均为柔性结构，因此，本申请提供的感知防护结构为柔性结构。感知防护结构无论是刚性结构，还是柔性结构，均能够满足航天器的防护需求；而且相较于现有技术中的由单一铝板形成的Whipple防护结构，本申请的感知防护结构能够实现减重25-30％，降低了钢制防护结构的重量；再者，对于装载系统中备份的感知防护结构，缓冲层2为金属泡沫或铝合金点阵结构体或充满惰性气体的囊体的设计，使得感知防护结构释放出的气体少，无论是在地面还是宇宙空间，航天器及感知防护结构的储存对装载系统(可以为货运飞船)都影响甚微；另外，本申请提供的感知防护结构失效后可随航天器离轨，并且再入大气层可完全将其销毁，不会产生太空垃圾，保证其他航天器安全运行。

由于本申请提供的感知防护结构中的感知防护层121、缓冲层2和收集层3所使用的材料性能稳定，贮藏寿命长，可保证2年以上的贮存以及5年以上的在轨空间服役，因此，大大提高了本申请提供的感知防护结构的贮藏寿命长。在实际应用中，航天器在设计制造完成后通常不会马上发射到太空，需要一定的贮藏期，本申请提供的感知防护结构也会贴合在航天器的外侧表面，进而也能够进一步说明本申请提供的感知防护结构的性能稳定，以及贮藏寿命长的特点。

本申请提供的感知防护结构，适用于各种航天器，例如，载人航天器，货运航天器等。

在一具体实施方式中，利用氧化铝纤维制作的纱线与若干光纤线条编织形成感知隔热层11；其中氧化铝纤维纱线细度为200tex，所形成的织物面横向密度为15根/cm，纵向密度为15根/cm，相邻两根横向光纤线条111之间的距离以及相邻两根纵向光纤线条112之间的距离均为5cm；防护层12为第二纤维织物，第二纤维织物为芳纶纤维织物，感知隔热层11再通过缝合的方式与芳纶纤维织物组合，形成感知防护层121；缓冲层2的囊体的材质由芳纶编织物与硅橡胶复合形成，囊体内充有氮气，且充气压力为100kPa，缓冲层2与感知防护层121通过胶粘的形式进行连接；收集层3由芳纶F-12纤维织物形成，通过胶粘的形式与缓冲层2进行连接；最后信号调制解调装置4分别与多个横向光纤线条111的光纤接口和多个纵向光纤线条112的光纤接口电连接，进行防护装置调试。上述胶粘所使用的胶为硅橡胶。

在一具体实施方式中，利用碳化硅纤维制作的纱线与若干光纤线条编织形成感知隔热层11；其中碳化硅纤维纱线细度为150tex，所形成的织物面横向密度为8根/cm，纵向密度为6根/cm，相邻两根横向光纤线条111之间的距离以及相邻两根纵向光纤线条112之间的距离均为3cm；防护层12为金属板，金属板为高熵合金板，感知隔热层11再通过缝合的方式与高熵合金板组合，形成感知防护层121；缓冲层2为铝合金泡沫材料，并与感知防护层121通过螺栓连接的形式进行连接；收集层3由芳纶纤维织物形成，通过胶粘的形式与缓冲层2进行连接；最后信号调制解调装置4分别与多个横向光纤线条111的光纤接口和多个纵向光纤线条112的光纤接口电连接，进行防护装置调试。上述胶粘所使用的胶为硅橡胶。

在一具体实施方式中，利用碳化硅纤维制作的纱线，氧化铝纤维制作的纱线与若干光纤线条编织形成感知隔热层11；其中碳化硅纤维纱线细度为200tex，氧化铝纤维纱线细度为200tex，所形成的织物面横向密度和纵向密度均为12根/cm，相邻两根横向光纤线条111之间的距离以及相邻两根纵向光纤线条112之间的距离均为5cm；防护层12为金属板，金属板为铝合金板，感知隔热层11再通过缝合的方式与铝合金板组合；缓冲层2为铝合金点阵结构体，并与感知防护层121通过螺栓连接的形式进行连接；收集层3由芳纶纤维织物形成，通过胶粘的形式与缓冲层2进行连接；最后信号调制解调装置4分别与多个横向光纤线条111的光纤接口和多个纵向光纤线条112的光纤接口电连接，进行防护装置调试。上述胶粘所使用的胶为硅橡胶。

在一具体实施方式中，利用玄武岩陶瓷纤维制作的纱线，与若干光纤线条编织形成感知隔热层11；其中玄武岩陶瓷纤维纱线细度为200tex，所形成的织物面纵向密度为12根/cm，横向密度为16根/cm，相邻两根横向光纤线条111之间的距离以及相邻两根纵向光纤线条112之间的距离均为5cm；防护层12为第二纤维织物，第二纤维织物为芳纶纤维织物，感知隔热层11再通过缝合的方式与芳纶纤维织物组合，形成感知防护层121；缓冲层2的囊体的材质由凯夫拉芳纶编织物与硅橡胶复合形成，囊体内充有氦气，且充气压力为100kPa，缓冲层2与感知防护层121通过胶粘的形式进行连接；收集层3由芳纶纤维织物形成，通过胶粘的形式与缓冲层2进行连接；最后信号调制解调装置4分别与多个横向光纤线条111的光纤接口和多个纵向光纤线条112的光纤接口电连接，进行防护装置调试。上述胶粘所使用的胶为硅橡胶。

上述实施例中形成的感知防护结构可以通过试验进行测试，试验方式为：利用二级轻气炮进行毫米级碎片6-7KMm/s的超高速碰撞试验，采集信号调制解调装置4的信号，并通过高速摄像及红外摄像进行记录及观察，并完成试验分析。通过分析采集信号调制解调装置4的信号，获取空间碎片撞击位置及毁伤面积，感知毁伤定位精度、面积测算精度为可达2厘米。通过分析宏观毁伤数据、红外及高速摄影影像，与同等防护性能单一铝板形成的Whipple防护结构相比，重量减重30％，动能耗散(即防护性能)提升15％。

本申请的另一个实施例提供一种感知防护结构的制作方法，包括：

步骤S1，由若干光纤线条和第一纤维织物113编织形成感知隔热层11；

步骤S2，将所述防护层12和感知隔热层11进行缝合形成感知防护层121；

步骤S3，将缓冲层2贴合固定在所述防护层12靠近航天器的一侧表面；

步骤S4，将收集层3贴合固定在所述缓冲层2靠近航天器的一侧表面；

步骤S5，将若干光纤线条中的多个第一光纤线条和多个第二光纤线条分别与信号调制解调装置4电连接。

上述步骤S1至步骤S5的详细内容对应于上述感知防护结构的实施例，具体实施过程此处不再赘述。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (10)

1.一种感知防护结构，其特征在于，包括：

依次贴合设置的感知防护层、缓冲层和收集层；

所述收集层远离所述缓冲层的一侧面贴合固定在航天器上；

所述感知防护层包括：防护层；以及由若干光纤线条和第一纤维织物编织形成的感知隔热层；所述防护层与所述缓冲层贴合设置；

所述感知防护层上的若干光纤线条呈网格结构；若干光纤线条包括：多个等距横向排布的第一光纤线条和多个等距纵向排布第二光纤线条；网格结构由多个所述横向光纤线条和多个所述纵向光纤线条呈十字交叉编织而成；

所述感知防护结构还包括：

分别与多个所述横向光纤线条和多个所述纵向光纤线条电连接的信号调制解调装置。

2.根据权利要求1所述的感知防护结构，其特征在于，

所述感知隔热层中的第一纤维织物由氧化铝纤维、氧化锆纤维、碳化硅纤维、氮化硼纤维、氮化硅、氮化物和玄武岩陶瓷纤维中的一种或几种组合形成。

3.根据权利要求1所述的感知防护结构，其特征在于，

相邻两根所述横向光纤线条之间的距离为2cm至5cm；

相邻两根所述纵向光纤线条之间的距离为2cm至5cm。

4.根据权利要求1所述的感知防护结构，其特征在于，

所述防护层为金属板，或者由第二纤维织物形成。

5.根据权利要求4所述的感知防护结构，其特征在于，

所述金属板为铝合金板或高熵合金板；

所述第二纤维织物为芳纶纤维织物。

6.根据权利要求1所述的感知防护结构，其特征在于，

所述缓冲层为金属泡沫或铝合金点阵结构体或充满惰性气体的囊体。

7.根据权利要求1所述的感知防护结构，其特征在于，

当所述缓冲层为充满惰性气体的囊体时，所述惰性气体为氮气或氦气。

8.根据权利要求1所述的感知防护结构，其特征在于，

所述收集层由芳纶纤维织物、PBO纤维、F-12纤维、F-3纤维和凯夫拉中的一种或几种组合形成。

9.根据权利要求1所述的感知防护结构的制作方法，其特征在于，

第一纤维织物的细度为50tex-300tex。

10.一种感知防护结构的制作方法，其特征在于，包括：

由若干光纤线条和第一纤维织物编织形成感知隔热层；

将所述防护层和感知隔热层进行缝合形成感知防护层；

将缓冲层贴合固定在所述防护层靠近航天器的一侧表面；

将收集层贴合固定在所述缓冲层靠近航天器的一侧表面；

将若干光纤线条中的多个第一光纤线条和多个第二光纤线条分别与信号调制解调装置电连接。

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