本发明涉及铝薄片支撑技术领域，尤其涉及用于铝薄片夹层的支撑结构及铝薄片夹层。
背景技术
目前，航天器上的铝板夹层中广泛使用具有可设计性并具较高强度重量比的铝蜂窝作为支撑及防护结构。
在航天器的纤维填充式防护结构中，填充层的纤维布采用铝蜂窝结构固定及支撑，能有效降低纤维填充层附加结构的重量，并可起到耗散碎片云动能的效果，提高了防护结构的性能。但是，以相同面密度的铝蜂窝夹芯板及whipple结构作为对照，铝蜂窝夹芯板较whipple结构的撞击能量吸收及耗散特性差，这是由于蜂窝芯格结构对碎片云的沟道效应不利于碎片云的扩散；并且，蜂窝芯格对碎片云的汇聚作用会造成航天器舱壁的后墙穿孔损伤加重。
因此，针对以上不足，需要提供一种新的铝薄片支撑结构，既能满足轻质的要求，又能避免沟道效应，从而对航天器形成更好的防护。
技术实现要素：
本发明要解决的技术问题在于，针对现有航天器防护结构中铝蜂窝的沟道效应不利于碎片云的扩散，会加重航天器舱壁损伤的缺陷，提供一种用于铝薄片夹层的支撑结构及铝薄片夹层。
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种用于铝薄片夹层的支撑结构，它包括至少三个支撑面，所有支撑面的内侧边框连接在一起，形成以内侧边框为中心向圆周方向放射状分布的支撑体；所述支撑体的上表面及下表面为平面。
在根据本发明所述的用于铝薄片夹层的支撑结构中，还包括支撑轴，所有支撑面的内侧边框通过支撑轴连接在一起。
在根据本发明所述的用于铝薄片夹层的支撑结构中，所有相邻支撑面沿圆周方向的夹角相同。
在根据本发明所述的用于铝薄片夹层的支撑结构中，所有支撑面为平面。
在根据本发明所述的用于铝薄片夹层的支撑结构中，所有支撑面的结构相同。
在根据本发明所述的用于铝薄片夹层的支撑结构中，所述支撑面为三个，其中两个支撑面的结构相同，第三个支撑面的径向长度长于所述两个支撑面；
优选方式为：三个支撑面的横截面呈y形，所述其中两个支撑面以第三个支撑面为对称轴呈镜像对称设置。
在根据本发明所述的用于铝薄片夹层的支撑结构中，所有支撑面中至少有一个的横截面为曲线。
在根据本发明所述的用于铝薄片夹层的支撑结构中，所有支撑面中至少有一个的横截面呈s形。
在根据本发明所述的用于铝薄片夹层的支撑结构中，所述支撑体为多个，形成阵列式排布。
本发明还提供了一种铝薄片夹层，所述夹层内采用上述任一项所述的支撑结构填充。
实施本发明的用于铝薄片夹层的支撑结构及铝薄片夹层，具有以下有益效果：本发明用于铝薄片夹层之间的填充，其支撑体结构类似于浆叶的形状，各个支撑面单体外侧边框分开一定距离，不接触，避免了蜂窝结构中六边形结构的沟道效应，有利于碎片云的扩散，从而为航天器提供更有效的防护。
附图说明
图1是根据本发明的用于铝薄片夹层的支撑结构的一种示例性结构示意图；
图2是具有支撑轴的用于铝薄片夹层的支撑结构的示例性示意图；
图3是支撑面为曲面的示例性横截面示意图；
图4是支撑面的横截面呈s形的示例性示意图；
图5是铝薄片夹层中多个支撑体分布的示例性示意图。
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。
具体实施方式一：
结合图1所示，本实施方式提供了一种用于铝薄片夹层的支撑结构，它包括至少三个支撑面1，所有支撑面1的内侧边框连接在一起，形成以内侧边框为中心向圆周方向放射状分布的支撑体；所述支撑体的上表面及下表面为平面。
本实施方式提供了一种使用于铝薄片夹层中不同于蜂窝体的支撑结构，其支撑面1的布设形式类似于桨叶的分布。这种支撑结构在例如两片铝薄片之间，其中每一片支撑面1从上铝薄片直接延伸至下铝薄片，各个支撑面1单体的外侧边框分开一定距离，不接触，不存在例如蜂窝结构中的六边形结构，因此不会对碎片云产生汇聚作用，能产生良好的防护作用。所述支撑结构容易加工，可由传统蜂窝结构改造获得，例如，沿传统蜂窝结构每个面的中间剪开即可直接得到，具有受力稳定的特点。
支撑面1的个数以具体使用需求进行选择，通常，三个支撑面1的结构稳定性更好，而支撑面1个数越多，其支撑强度自然更好。
作为示例，所述支撑结构还可以包括支撑轴2，所有支撑面1的内侧边框通过支撑轴2连接在一起。
在支撑面1的相互连接处增设支撑轴2，有利于支撑体的加工成型。
作为一种支撑结构，当其上表面及下表面为平面时，无需过多的限制各支撑面1之间的方位，已然能够实现支撑的功能。例如各支撑面1可以沿圆周方向非均匀分布，对于可能存在实验或经验判定出的受力较重的位置，可以使支撑面1分布相对密集，而对于受力小的位置，可以使支撑面1分布相对稀疏。
而对于受力比较均衡的使用环境，支撑面1均匀分布支撑效果更好。作为示例，可以使所有相邻支撑面1沿圆周方向的夹角相同。
作为比较简单的实施形式，所有支撑面1可以为平面；这种形式的支撑体抗挤压及撞击的强度好。
进一步，所有支撑面1的结构形式可以相同，例如，结合图1及图2所示，三个支撑面1的形状和大小可以完全一致，这种形式的支撑体容易加工，并且整体形式规则，强度等综合性能比较好。
实际使用中，所有支撑面1的结构形式也可以不完全相同，例如，其径向长度不同。
作为示例，所述支撑面1为三个，其中两个支撑面1的结构相同，第三个支撑面1的径向长度长于所述两个支撑面1；
进一步的优选方式为：三个支撑面1的横截面呈y形，所述其中两个支撑面1以第三个支撑面1为对称轴呈镜像对称设置。这种形式下，三个支撑面1的夹角可以各为120度，也可以使所述其中两个支撑面1的夹角略小，从而与第三个支撑面1的夹角稍大，这样可降低加工精度的要求。
在实际使用中，支撑面1的形状也可以不完全相同，例如可以使所有支撑面1中只有一个的横截面为曲面，或者其中两个的横截面为曲面，也可以使所有支撑面1均选择为曲面，如图3和图4所示，都能实现良好的支撑性能。所有支撑面1的形式可以不完全相同，有利于降低支撑面1的加工难度。
作为示例，所有支撑面1中可以至少有一个的横截面呈s形，如图4所示。s形曲面向两侧的弯曲弧度几乎相同，可以对铝薄片形成稳定的支撑。
作为铝薄片夹层的支撑，可以根据填充空间大小及强度需求选择支撑体的个数；也可以在整体上衡量其分布密度与支撑强度的关系，作为支撑体排布密度的指导标准。所有支撑体在铝薄片夹层之间可以按预定排布规则，形成阵列式排布。
本实施方式所述的支撑结构可以应用于铝板夹芯结构和纤维布的支撑结构等。
作为对比，可以蜂窝芯边长为a、高度为h、厚度为t、密度为ρ，蜂窝芯的面密度＝8htρ/(3×1.732a)为例设计加工蜂窝形式的支撑结构；然后本发明的支撑结构可以通过将设计好的蜂窝形式的支撑结构蜂窝芯格的每条边从中间剪开获得。将获得的所有支撑体各自分开，按规则排布后，可用胶水粘贴至铝板上。由于各个支撑体可相互分离，与蜂窝形式的支撑结构相比，降低了面密度，因此既消除了沟道效应，又减少了耗材。
具体实施方式二：
结合图5所示，本实施方式提供了一种铝薄片夹层，所述夹层内采用上述支撑结构填充。
所述支撑结构中，每个支撑体的上、下表面可与铝薄片通过胶水粘贴固定。
由于使用了上述支撑结构作为铝薄片夹层的填充，则铝薄片夹层结构自然具备了上述优点，不再赘述。
综上所述，本发明所述的支撑结构能够很好的消除蜂窝结构中的沟道效应，可以作为航天舱壁的防护结构。
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：其依然可以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；而这些修改或者替换，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。