CN115180184A - 一种填充式防护构型 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航天器防护技术领域，尤其涉及一种填充式防护构型。位于缓冲屏和航天器的舱壁之间，包括填充层和多孔支撑框架，填充层布置在多孔支撑框架朝向缓冲屏的一端，填充层包括交替设置的陶瓷纤维布层和芳纶纤维布层，陶瓷纤维布层在前，芳纶纤维布层在后，相邻纤维布层间自然悬贴，更好的强化填充层内纤维布层的界面效应，延长界面接触和作用时间，减少拉升变形约束，更好的耗散碎片云功能。填充层与多孔支撑框架结合，避免约束填充层的拉升、变形，提高拦截破碎碎片云的防护性能。还避免碎片云撞击填充层的冲击波会直接传递到航天器的舱壁，加重对舱壁的冲击损伤。在确定填充层总面密度以及各纤维布层材料的情况下，能够有效提高防护性能。
Description
技术领域
本发明涉及航天器防护技术领域，尤其涉及一种填充式防护构型。
背景技术
为了确保在轨航天器的安全运行，需要开展抗空间碎片撞击防护。传统的Whipple防护构型由间隔设置的缓冲屏和航天器舱壁组成，目前广泛使用的填充式防护构型，它是在Whipple防护构型的缓冲屏和航天器舱壁之间增加填充层，需要对填充层进行装配、固定、支撑。
目前，现有填充式防护构型中填充层多是由紧贴设置的纤维布层构成，在纤维布层的材料及填充层总面密度确定后，其防护能力基本是确定的，难以再得到提升。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明的目的是提供一种填充式防护构成，在填充层总面密度及纤维布层的材料确定的情况下，进一步提升防护能力。
(二)技术方案
为了实现上述目的，本发明提供了一种填充式防护构型，位于缓冲屏和航天器的舱壁之间，包括填充层和多孔支撑框架，填充层布置在多孔支撑框架朝向缓冲屏的一端，缓冲屏与填充层之间具有间隔，填充层包括交替设置的陶瓷纤维布层和芳纶纤维布层，且在朝向缓冲屏的一侧，第一层为陶瓷纤维布层，相邻的两个纤维布层自然悬贴。
优选地，在填充层总面密度不变的情况，每个纤维布层具有所能达到的最小面密度，使填充层的纤维布层具有所能达到的最多层数。
可选地，陶瓷纤维布层为玄武岩纤维布；
芳纶纤维布层为芳纶-Ⅲ。
优选地，多孔支撑框架为轻质非金属材质制成。
可选地，轻质非金属材质为玻璃钢或阻燃发泡材料。
优选地，轻质非金属材质的密度不大于50kg/m3。
优选地，孔结构的宽度S2与孔壁宽度S3满足以下关系：
S2/S3＝5。
优选地，孔结构的S2与厚度S1满足以下关系：
S2/S1＝1。
可选地，航天器的舱壁的防热层设置在填充层背离航天器的舱壁的一侧。
可选地，航天器的舱壁的防热层设置在填充层和多孔支撑框架之间。
(三)有益效果
本发明的上述技术方案具有如下优点：本发明提供的填充式防护构型，位于缓冲屏和航天器的舱壁之间，包括填充层和多孔支撑框架，填充层布置在多孔支撑框架朝向缓冲屏的一端，缓冲屏与填充层之间具有间隔，填充层包括交替设置陶瓷纤维布层和芳纶纤维布层，相邻的两个纤维布层自然悬贴。各纤维布层之间自然悬贴，相邻层间具有一定的变形空间，更好的强化填充层内纤维布层的界面效应，减少拉升变形约束，进而更好的耗散碎片云功能。陶瓷纤维布层在前，芳纶纤维布层在后，能够进一步的延长空间碎片与陶瓷纤维布层之前的接触时间，进一步提高防护性能。填充层与多孔支撑框架结合，避免约束填充层的拉升、变形，从而提高拦截破碎碎片云的防护性能。同时还能够避免碎片云撞击填充层的冲击波会直接传递到航天器的舱壁上，加重对航天器的舱壁冲击损伤。在确定填充层总面密度以及各纤维布层材料的情况下，能够有效提高防护性能。
附图说明
本发明附图仅为说明目的提供，图中各部件的比例与数量不一定与实际产品一致。
图1是本发明实施例中一种填充式防护构型的结构示意图；
图2是本发明实施例中一种填充层的结构示意图；
图3是本发明实施例中一种填充层与多孔支撑框架的缝纫连接示意图；
图4是本发明实施例中一种多孔支撑框架的结构示意图；
图5是本发明实施例中另一种填充式防护构型的结构示意图；
图6是本发明实施例中又一种填充式防护构型的结构示意图。
图中：1：缓冲屏；2：航天器的舱壁；3：填充层；31：细线；4：多孔支撑框架；41：孔结构；5：空间碎片；6：防热层。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
参见图1～3所示，本发明实施例提供的填充式防护构型位于缓冲屏1和航天器的舱壁2之间，包括填充层3和多孔支撑框架4，填充层3布置在多孔支撑框架4朝向缓冲屏1的一端，缓冲屏1与所述填充层3之间具有间隔S。
参见1和图2所示，填充层3包括两种不同材质的纤维布层，一种为陶瓷纤维、另一种为芳纶纤维，两种纤维布层交替设置，沿碎片撞击方向陶瓷纤维在前(先与空间碎片接触)、芳纶纤维在后(后与空间碎片接触)，相邻的两个纤维布层自然悬贴。需要说明的是自然悬贴是指纤维布自然叠放。由于在自然状态下，纤维布并非完全平直，在自然悬贴的状态下，相邻的两层纤维布之间有一部分相接触，也会有一部分具有空间，从而相邻的纤维布层之间具有一定的变形空间，从而更好的强化填充层3内纤维布层的界面效应，减少拉升变形约束，进而更好的耗散碎片云功能。碎片云撞击填充层3形成的冲击波在不同的纤维布之间反射有助于耗散碎片云动能，陶瓷纤维布层在前，芳纶纤维在后能够进一步的延长空间碎片与陶瓷纤维布层之前的接触时间，进一步提高防护性能。填充层3与航天器的舱壁2之间设置多孔支撑框架4，避免约束填充层3的拉升、变形，从而提高拦截破碎碎片云的防护性能。同时采用多孔支撑框架还能够避免碎片云撞击填充层3的冲击波会直接传递到航天器的舱壁2上，加重对航天器的舱壁2的冲击损伤。上述效果已得到超高速碰撞试验验证。此外，多孔支撑框架结构还能够有效降低重量。
使用时，参见图1所示，空间碎片5先与缓冲屏1接触，然后再与填充层3接触，由于填充层3的各纤维布层之间自然悬贴，相邻层间具有一定的变形空间，更好的强化填充层3内纤维布层的界面效应，减少拉升变形约束，进而更好的耗散碎片云功能。填充层3与多孔支撑框架4结合，避免约束填充层3的拉升、变形，从而提高拦截破碎碎片云的防护性能。同时采还能够避免碎片云撞击填充层3的冲击波会直接传递到航天器的舱壁2上，对航天器的舱壁2的冲击损伤加重。本实施例中各纤维布层自然悬贴，与现有技术中，各纤维布层紧贴布置的方式具有明显区别，在确定填充层总面密度以及各纤维布层材料的情况下，能够有效提高防护性能。
在一些实施方式中，参见图3所示，填充层3与多孔支撑框架4之间可通过细线31缝纫的方式固定，缝纫后各纤维布层自然悬贴，不能压紧。多孔支撑框架4通过粘贴的方式固定在航天器的舱壁表面。
在一些优选实施方式中，保持填充层3的总面密度不变的情况，每个纤维布层具有所能达到的最小面密度，即每个纤维布层采用其满足功能情况下所能具有的最小密度，使填充层3的纤维布层具有所能达到的最多层数，形成更多的材料界面，从增加填充层3与碎片云的接触界面和作用时间，进一步提高防护性能。
在一些优选实施方式中，陶瓷纤维布层为市场上价格低廉、性能稳定的玄武岩纤维布。芳纶纤维选择韧性好、密度低、性能稳定的纤维，例如，芳纶-Ⅲ。
为了保证防护强度的情况下，尽量降低重量，在一些优选实施方式中，多孔支撑框架为轻质非金属材质制成。例如，玻璃钢、阻燃发泡材料等。更优选地，多孔支撑框架所使用材质的密度不大于50kg/m3。若多孔支撑框架4采用金属材料的制成，碎片云撞击填充层3后形成的二次碎片撞击航天器的舱壁2造成穿孔，进入航天器的舱壁2内，容易造成航天器内部的电缆、数据线、射频线等破损和短路，加速航天器的功能降阶、甚至失效。而本实施方式中采用轻质非金属材料，能够有效避免上述情况发生。
在一些优选实施方式中，参见图4所示孔结构41的宽度S2与孔壁宽度S3的比值为5，能够同时保证孔结构的稳定性和重量轻。
在一些优选实施方式中，参见图4所示，孔结构41的宽度S2与厚度S1的比值为1，有利于填充层材料的拉伸变形以及穿过填充层后碎片云的扩散、降低舱壁损伤。
需要说明的是，在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“宽度”、“厚度”、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，在本实施例中，孔结构的厚度即为多孔支撑框架的厚度，此处的厚度是指撞击方向的厚度(参见图1中所示的S1)。孔结构的宽度S2与孔壁宽度S3参见图4中所示。
在上述任一实施方式的基础上，参见图5所示，提供一种一体化设计的填充式防护构型的实施方式，航天器的舱壁2的防热层6设置在填充层3背离航天器的舱壁2的一侧。参见图6所示，在又一个一体化设计的填充式防护构型的实施方式中，航天器的舱壁2的防热层6设置在填充层3和多孔支撑框架4之间，即防热层6粘贴在多孔支撑框架4上。上述一体化设计的填充式防护构型中，防热层6不紧贴航天器的舱壁2设置，而是采用与舱壁间隔设置的方式。在保证防热层对航天器热防护效果的前提下，还可发挥其对舱壁的抗碎片云撞击性能，防热层直接放置在舱壁表面不利于防护碎片云，碎片云撞击舱壁表面防热层的冲击会直接传递到舱壁上而加重损伤。防热层本身为现有技术，在此不再赘述。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案，不存在方案冲突的情况下，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
此外，在不脱离本发明的范围的情况下，对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (10)
1.一种填充式防护构型，位于缓冲屏和航天器的舱壁之间，包括填充层和多孔支撑框架，所述填充层布置在所述多孔支撑框架朝向所述缓冲屏的一端，所述缓冲屏与所述填充层之间具有间隔，其特征在于：
所述填充层包括交替设置的陶瓷纤维布层和芳纶纤维布层，且在朝向所述缓冲屏的一侧，第一层为陶瓷纤维布层，相邻的两个所述纤维布层自然悬贴。
2.根据权利要求1所述的填充式防护构型，其特征在于：
在所述填充层总面密度不变的情况，每个所述纤维布层具有所能达到的最小面密度，使所述填充层的纤维布层具有所能达到的最多层数。
3.根据权利要求1所述的填充式防护构型，其特征在于：
所述陶瓷纤维布层为玄武岩纤维布；
所述芳纶纤维布层为芳纶-Ⅲ。
4.根据权利要求1所述的填充式防护构型，其特征在于：所述多孔支撑框架为轻质非金属材质制成。
5.根据权利要求4所述的填充式防护构型，其特征在于：所述轻质非金属材质为玻璃钢或阻燃发泡材料。
6.根据权利要求4或5所述的填充式防护构型，其特征在于：所述轻质非金属材质的密度不大于50kg/m3。
7.根据权利要求1所述的填充式防护构型，其特征在于：每个孔结构的宽度S2与孔壁宽度S3满足以下关系：
S2/S3＝5。
8.根据权利要求1或7所述的填充式防护构型，其特征在于：每个孔结构的宽度S2与厚度S1满足以下关系：
S2/S1＝1。
9.根据权利要求1所述的填充式防护构型，其特征在于：所述航天器的舱壁的防热层设置在所述填充层背离所述航天器的舱壁的一侧。
10.根据权利要求1所述的填充式防护构型，其特征在于：所述航天器的舱壁的防热层设置在所述填充层和所述多孔支撑框架之间。
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