空间碎片防护结构的制作方法

本发明提供一种空间碎片防护结构，尤其涉及一种whipple式高性能空间碎片防护结构，属于空间碎片防护技术领域。

背景技术：

众多绕地球轨道运行的航天器在科学研究、定位导航、通讯中继、国家安全等方面发挥着极其重要的作用。然而，航天器在运行过程中，小到固体火箭发动机燃烧后的氧化铝小颗粒，大到运载火箭末级的空间碎片严重威胁着航天器的安全。超高速运动的空间碎片撞击到航天器时，会使航天器出现成坑、穿孔，甚至灾难性的破坏，并会导致更多太空垃圾的产生。目前，对于直径大约在10cm以上的大空间碎片，国际上一般采用主动规避的技术手段对航天器予以防护，监测预警手段也越来越先进。而对于数量超过200亿的众多厘米级的危险空间碎片、毫米级的小空间碎片，航天器已无法规避与其碰撞，只能通过加强航天器的防护能力来被动防护。

航天器的防护结构方案大致分为whipple防护、填充式whipple防护、网状双层防护、多层冲击防护等。现有的防护结构多采用单层或多层的防护屏结构形式，例如专利申请cn105109709和cn107140238，这类防护结构虽然实现了一定程度的吸收分散空间碎片，然而，一方面由于这类结构的四个边界均处于自由状态，在空间碎片高速冲击下，将会产生较多的应力，边界的散射，导致大应力集中，使得这类结构的结构强度降低，无法长期使用；另一方面，局限于这类结构的结构形式(板状)，导致对舱体无法进行全面防护；再者，这些防护结构方案测得的弹丸临界直径停留在毫米级，不能达到对于直径更大的碎片的防护要求。

技术实现要素：

在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。

本发明的目的在于提供一种空间碎片防护结构，本发明提供的防护结构能够解决现有空间碎片防护结构所存在的大应力集中，无法全面对航天舱体进行防护且不能达到对于直径更大的碎片的防护要求的技术问题。

本发明的技术解决方案：

提供一种空间碎片防护结构，该防护结构包括内支撑层，中间层和外防护层，其中，内支撑层用于固定所述中间层，内支撑层具有两端开口的空腔，用于容纳待防护件；中间层设置在内支撑层和外防护层之间，中间层至少由蜂窝结构组成，蜂窝结构周向设置在内支撑层外表面，中间层至少用于吸收空间碎片的能量；外防护层周向设置述中间层的外表面，外防护层的外表面还设置为光滑过渡面，外防护层用于将所述空间碎片进行破碎。

进一步地，内支撑层为圆筒状结构，内支撑层采用钛合金材料制成。

进一步地，外防护层采用钛合金材料制成或波阻抗梯度材料制成。

进一步地，外防护层的外表面为圆弧面或连续凹凸过渡光滑面。

进一步地，中间层还包括sic纤维，其填充在所述内支撑层和外防护层之间除蜂窝结构的区域。

进一步地，sic纤维与内支撑层和外防护层分别相粘接；蜂窝结构与内支撑层和外防护层分别相焊接。

进一步地，蜂窝结构为负刚度蜂窝结构，其以两组双同轴布置的蜂窝单元为一个单胞并沿内支撑层外表面进行周向拓展以形成环状阵列结构。

进一步地，对于任意一蜂窝单元，蜂窝单元的顶点高度h与厚度t之间需满足：1.5≤h/t≤6；蜂窝单元的长度l满足：30mm≤l≤80mm。

进一步地，蜂窝结构采用钛合金材料制成。

应用上述技术方案，通过设置内支撑层具有两端开口的空腔以用于容纳待防护件、中间层的蜂窝结构周向设置在内支撑层外表面、用于破碎空间碎片的外防护层周向设置述中间层的外表面以及外防护层的外表面还设置为光滑过渡面，一方面上述结构形式可以对待防护件进行包围式的防护，实现对舱体的全面防护，另一方面上述依次周向设置的各层结构和具有光滑过渡面的外防护层避免了防护结构的大应力集中，实现了消除了边界效应、保持结构的稳定性以及能够承受空间碎片更大的冲击载荷，再者，在上述防护结构的耐冲击载荷等优异性能基础上，还能够实现达到对于直径更大的碎片的防护要求。本发明实施例提供的高性能空间碎片防护结构，为未来载人航天、深空探测任务和长寿命卫星的防护设计提供有力保障和技术储备。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为根据本发明实施例提供的空间碎片防护结构的结构示意图；

图2为根据本发明实施例提供的蜂窝单元结构示意图；

上述附图中：

10、内支撑层；20、中间层；21、蜂窝结构；22、sic纤维；30、外防护层。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动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。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

正如背景技术所提到的，现有的防护结构多采用单层或多层的防护屏结构形式，这类防护结构虽然实现了一定程度的吸收分散空间碎片，但还存在以下的主要问题，一方面由于这类结构的四个边界均处于自由状态，在空间碎片高速冲击下，将会产生较多的应力，边界的散射，导致大应力集中，使得这类结构的结构强度降低，无法长期维持稳定和使用；另一方面，局限于这类结构的结构形式(板状)，导致对舱体无法进行全面防护；再者，这些防护结构方案测得的弹丸临界直径停留在毫米级，不能达到对于直径更大的碎片的防护要求。

本发明实施例基于上述技术问题提供一种空间碎片防护结构，如图1所示，该防护结构包括内支撑层10，中间层20和外防护层30，其中，内支撑层10用于固定所述中间层20，其具有用于容纳待防护件的两端开口的空腔；中间层20设置在内支撑层10和外防护层30之间，中间层20至少由蜂窝结构21组成，该蜂窝结构21周向设置在内支撑层10外表面，中间层20至少用于吸收空间碎片的能量；外防护层30周向设置述中间层20的外表面，外防护层30的外表面还设置为光滑过渡面，外防护层30用于将所述空间碎片进行破碎。

应用本发明实施例提供的空间碎片防护结构，通过设置内支撑层10具有两端开口的空腔以用于容纳待防护件例如舱体、中间层20的蜂窝结构21周向设置在内支撑层10外表面、用于破碎空间碎片的外防护层30周向设置述中间层20的外表面以及外防护层30的外表面还设置为光滑过渡面，一方面上述结构形式可以对舱体进行包围式的防护，实现对舱体的全面防护，另一方面上述依次周向设置的各层结构和具有光滑过渡面的外防护层30避免了防护结构的大应力集中，实现了消除了边界效应、保持结构的稳定性以及能够承受空间碎片更大的冲击载荷，再者，在上述防护结构的耐冲击载荷等优异性能基础上，还能够实现达到对于直径更大的碎片的防护要求。

本实施例中，为了防护结构的各层结构便于设计和实现以及更好地对舱体进行防护，内支撑层10可以配置内圆筒状结构，并采用钛合金材料制成。应用此种配置方式，将内支撑层10配置为圆筒状结构，可见该内支撑层10即为一两端开口的空心圆柱状结构，此种结构适用于周向载荷冲击，且易于成型和便于实现对中间层20的支撑，此外，选择内支撑层10为钛合金材料，一方面便于载荷传递。另一方面还能再次消耗碎片动能，实现对舱体更好地防护。

本实施例中，内支撑层10的壁厚可以设置为2mm～3mm。

本实施例中，为了实现对空间碎片更好地进行破碎，外防护层30采用钛合金材料制成或波阻抗梯度材料制成，其中，所述的波阻抗梯度材料优选为波阻抗梯度ti6al4v聚酰胺纤材料，以充分粉碎空间碎片。

在本实施例中，外防护层30的外表面可以为圆弧面或连续凹凸过渡光滑面。应用此种配置方式，将外防护层30的外表面配置为圆弧面或连续凹凸过渡光滑面，区别于现有的板状结构(通常具有四个边)，该结构形式可以消除边界效应，避免大应力集中。

上述实施例中，为了更好地适用于周向冲击载荷，外防护层30也设置为两端开口的空心圆柱结构，该实施例中，如图1所示，典型的防护结构的形状为沿防护结构的轴向的切面为一圆环面。

作为本发明一种实施例，为了进一步保证空间碎片被充分粉碎，配置中间层20还可以包括sic纤维22，该sic纤维22填充在所述内支撑层10和外防护层30之间除蜂窝结构21的区域。应用此种配置方式，配置中间层20还包括sic纤维22，由于sic纤维22纤维具有很大的强度，可进一步保证未被充分破碎的空间碎片进一步进行破碎，并被同层的蜂窝结构21进行能量吸收。

本实施例中，为了实现将中间层20固定在内支撑层10和外防护层30之间，其中，sic纤维22与内支撑层10和外防护层30分别相粘接；蜂窝结构21与内支撑层10和外防护层30分别相焊接，优选进行点焊连接。

作为本发明一种实施例，上述的蜂窝结构21设置为负刚度蜂窝结构，该负刚度蜂窝结构以两组双同轴布置的蜂窝单元为一个单胞并沿内支撑层10外表面进行周向拓展以形成环状阵列结构。通过此种配置方式，将蜂窝结构21设置为负刚度蜂窝结构，负刚度蜂窝结构不仅具有很强的吸能作用，还能够提供较高的初始刚度和抗压强度，如图1-2所示，负刚度蜂窝为现有技术中已有的一种蜂窝结构，在此不再详细赘述，本发明实施例以两组双同轴布置的蜂窝单元为一个单胞并沿内支撑层10外表面进行周向拓展以形成环状阵列结构，该环状阵列结构的负刚度蜂窝结构能够实现对吸收空间碎片的动能更好地吸收。

本实施例中，如图2所示，为了进一步实现更好地吸能效果，对于任意一蜂窝单元，蜂窝单元的顶点高度h与厚度t之间需满足：1.5≤ht≤6；蜂窝单元的长度l满足：30mm≤l≤80mm。

本实施例中，上述的蜂窝结构21还采用钛合金材料制成。此外，上述所指的钛合金材料均优选为钛合金ta15。

本发明实施例中，防护结构的各层之间是单向、串联、层层递进关系，冲击载荷--外防护层30--负刚度蜂窝--内支撑层10--待防护件，三者之间是互相依存，协同作用，实现了以最大程度对空间碎片进行破碎和能量吸收，达到对于直径更大的碎片的防护要求，且避免了大应力集中，能够长期维持结构的稳定性，为未来载人航天、深空探测任务和长寿命卫星的防护设计提供有力保障和技术储备。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。