本发明涉及一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构，尤其适用于航天器抵御空间碎片撞击，属于空间碎片被动防护技术领域。
背景技术：
空间碎片容易造成航天器发生多种类型的损伤，损伤的种类与程度取决于航天器的大小、构型、工作时间以及空间碎片的质量、密度、速度、撞击方向等特性。撞击损伤的类型包括壁板穿孔、压力容器破裂、舷窗玻璃退化、热控性能降低和密封舱泄漏。
针对空间碎片的撞击威胁，航天工程通常的做法是：首先对航天器的空间碎片撞击风险进行评估，进而采取一定的防护措施提高航天器抵御空间碎片撞击的能力，防护措施包括调整航天器布局、更改飞行姿态、采用防护能力强的材料、增设专门的防护结构。对于长期在轨的载人航天器，一般综合采用上述措施来提高航天器在空间碎片环境中的生存能力。其中，专门防护结构是非常有效的防护手段，也是国际空间站和其他大型低轨长期运行的航天器惯用的防护措施。
现有技术中，常规的专门防护结构为whipple防护结构和填充式防护结构。whipple防护结构的原理如下：粒子撞击缓冲屏后产生激波，如果粒子撞击速度足够高，形成的反射激波强度足够大，就可能使撞击粒子破碎、液化直至汽化，并形成碎片云，从而将撞击能量分散到更大面积的后墙上，进而消除或减少粒子对后墙的损坏；后墙捕获碎片云，保护航天器内部仪器设备。缓冲屏材料应具有以下特点：密度低；对弹丸(或二次碎片)具有良好的破碎能力；使碎片云产生大的扩散角；降低碎片云的撞击速度；缓冲屏本身产生的碎屑对后墙损坏威胁小。考虑到防护性能、结构刚度及防护成本的要求，外缓冲屏一般选用铝合金材料。为进一步瓦解弹丸碎片粒子，有效降低碎片云速度，国外采用在外缓冲屏和后墙中间增加填充屏，填充屏一般选取高弹性模量、高强度、低密度的纤维材料。在同等面密度下，填充式防护结构的防护能力远高于whipple防护结构，这也是填充式防护结构(填充屏为nextel312+kevlar)在国际空间站高风险区域得到广泛应用的原因。但目前国外所用的填充屏材料国内无法获得，因此需要选用具有优良性能的国产填充屏材料。
近年来，出现了一些新型航天器，如充气展开式航天器，其在发射前经压缩、折叠减小发射体积，入轨后充气展开形成庞大的舱体。传统的刚性防护结构不能压缩或折叠，无法满足充气展开式航天器的需求。
技术实现要素：
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供了一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构，通过设计填充屏，实现了结构整体折叠压缩，便于发射，弥补了传统防护结构可靠性较低的缺陷；通过粘连泡沫，达到了结构整体的防护间距突破火箭整流罩空间限制的技术效果，显著增强了防护能力，解决了传统防护结构耗能过大且环境适应性较差的问题。
本发明的技术解决方案是：
一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构，包括缓冲屏、泡沫、填充屏和后墙；缓冲屏用于破裂空间碎片，泡沫用于调节防护结构的压缩量或膨胀量，填充屏用于瓦解空间碎片云，后墙用于捕获空间碎片云，缓冲屏、泡沫、填充屏、后墙通过粘着剂依次粘连。
在上述的一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构中，所述缓冲屏采用板状结构，缓冲屏由玄武岩纤维编织而成，缓冲屏的编织层数不少于三层。
在上述的一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构中，所述泡沫的材料采用聚氨酯，泡沫的密度不大于0.05g/cm3，泡沫的压缩率不小于80％。
在上述的一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构中，所述填充屏采用板状结构，填充屏由玄武岩纤维编织而成。
在上述的一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构中，所述填充屏包括第一屏和第二屏；第一屏和第二屏贴合，第一屏与缓冲屏之间粘连泡沫，第二屏与后墙之间粘连泡沫。
在上述的一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构中，所述第一屏和第二屏均采用板状结构，第一屏由玄武岩纤维编织而成，第二屏由芳纶纤维编织而成。
在上述的一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构中，所述第一屏的编织层数设为三层，第二屏的编织层数设为两层。
在上述的一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构中，所述玄武岩纤维的纤维密度不大于2.7g/cm3，玄武岩纤维的纤维拉伸模量不小于70gpa，玄武岩纤维的纤维拉伸强度不小于2100mpa，玄武岩纤维的单层织物面密度不大于0.04g/cm2。
在上述的一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构中，所述后墙采用板状结构，后墙由芳纶纤维或凯芙拉纤维编织而成，后墙的编织层数不少于十二层。
在上述的一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构中，所述芳纶纤维或凯芙拉纤维的纤维密度均不大于1.5g/cm3，芳纶纤维或凯芙拉纤维的纤维拉伸模量均不小于80gpa，芳纶纤维或凯芙拉纤维的纤维拉伸强度均不小于3600mpa，芳纶纤维或凯芙拉纤维的单层织物面密度均不大于0.03g/cm2。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
【1】本发明形成的碎片云为粉末状物质，缓冲屏和填充屏破碎、熔化弹丸，高强度芳纶纤编织而成的后墙相较于传统的金属后墙，能够提供更高的冲击承载，泡沫可压缩或膨胀，防护结构自身可折叠，具备更好的适应性，具有非常广阔的市场前景并且极具工程应用潜力。
【2】本发明整体结构紧凑，适用于多种工作环境，且具有较长的使用寿命，在复杂工况下依然能够良好运转，具有通用性强、适用范围广的特点。
附图说明
图1为本发明的结构图
其中：1缓冲屏；2泡沫；3填充屏；301第一屏；302第二屏；4后墙；
具体实施方式
为使本发明的方案更加明了，下面结合附图说明和具体实施例对本发明作进一步描述：
如图1所示，一种基于高性能纤维织物和泡沫的柔性防护结构，包括缓冲屏1、泡沫2、填充屏3和后墙4；缓冲屏1用于破裂空间碎片，泡沫2用于调节防护结构的压缩量或膨胀量，填充屏3用于瓦解空间碎片云，后墙4用于捕获空间碎片云，缓冲屏1、泡沫2、填充屏3、后墙4通过粘着剂依次粘连。
优选的，缓冲屏1采用板状结构，缓冲屏1由玄武岩纤维编织而成，缓冲屏1的编织层数不少于三层。
优选的，泡沫2的材料采用聚氨酯，泡沫2的密度不大于0.05g/cm3，泡沫2的压缩率不小于80％。
优选的，填充屏3采用板状结构，填充屏3由玄武岩纤维编织而成。
优选的，填充屏3包括第一屏301和第二屏302；第一屏301和第二屏302贴合，第一屏301与缓冲屏1之间粘连泡沫2，第二屏302与后墙4之间粘连泡沫2。
优选的，第一屏301和第二屏302均采用板状结构，第一屏301由玄武岩纤维编织而成，第二屏302由芳纶纤维编织而成。
优选的，第一屏301的编织层数设为三层，第二屏302的编织层数设为两层。
优选的，玄武岩纤维的纤维密度不大于2.7g/cm3，玄武岩纤维的纤维拉伸模量不小于70gpa，玄武岩纤维的纤维拉伸强度不小于2100mpa，玄武岩纤维的单层织物面密度不大于0.04g/cm2。
优选的，后墙4采用板状结构，后墙4由芳纶纤维或凯芙拉纤维编织而成，后墙4的编织层数不少于十二层。
优选的，芳纶纤维或凯芙拉纤维的纤维密度均不大于1.5g/cm3，芳纶纤维或凯芙拉纤维的纤维拉伸模量均不小于80gpa，芳纶纤维或凯芙拉纤维的纤维拉伸强度均不小于3600mpa，芳纶纤维或凯芙拉纤维的单层织物面密度均不大于0.03g/cm2。
本发明的工作原理是：
火箭发射时，防护结构折叠，泡沫2压缩，减小体积，航天器在轨运行时，防护结构展开，泡沫2膨胀，有效包覆航天器待防护部位，当空间碎片撞击防护结构时，由玄武岩纤维编织而成的缓冲屏1迅速粉碎细化空间碎片，由芳纶纤维编织而成的填充屏3对粉碎后的空间碎片进行减速拦截，由凯芙拉纤维编织而成的后墙4对残余的空间碎片进行全面阻隔收集。
本发明说明书中未详细描述的内容为本领域技术人员公知技术。