吸波模块、吸波结构的制作方法

本发明涉及吸波研究技术领域，具体地，涉及一种吸波模块、吸波结构。

背景技术：

航天器在发射之前，需要在地面空间环境模拟设备内进行空间冷黑背景下的真空热试验，获取整星温度分布数据，考验热控分系统维持星上仪器设备和分系统在规定的工作温度范围内的能力，验证热设计的正确性；同时考核卫星在真空高、低温环境下的工作性能，验证各系统之间的性能匹配性和协调性。真空热试验中，采用红外加热笼和红外灯阵等外热流模拟装置模拟空间外热流，航天器按照在轨实际状态工作，验证航天器对空间环境的适应性及各单机的工作稳定性。

地面空间环境模拟设备内的热沉、红外加热笼、红外灯阵及试验工装等全部是金属材料，金属材料对于微波具有很好的反射效果。在不采取任何措施的情况下，航天器产品直接在空间环境模拟设备内发射微波，必然有很大比率反射回航天器产品表面，如果反射回的微波功率超过一定量，就有可能阻塞产品接收通道甚至造成损坏。为避免上述情况发生，装有微波发射功能的航天器在真空热试验前，需对产品内部结构进行改装，接有线负载，由负载吸收微波功率，试验后再重新组装产品结构。

然而，这样的改装存在以下缺点：

(1)随着新一代航天器产品的复杂化，产品越来越细小，改装工作更加困难，即使可以改装，由于结构细小脆弱，改装中产品面临不可预估的风险，改装前后状态难以保证。正在预研的新一代产品复杂度大大提高，产品的改装不可接收或不可以改装，因此，目前真空热试验方法难以满足当前航天器产品的需求；

(2)航天器产品接有线负载，导致产品试验状态和在轨工作状态不一致；产品微波功率由负载吸收，由于22％左右的微波辐射能量在负载上转化为热能，造成产品热状态失真，无法考察热效应对于产品热设计的影响。如果仅以目前有线负载模式进行真空热试验，将会使产品之间的耦合作用消失，无法对产品的性能充分考核，因此航天器热平衡或热真空试验时，必须采取在轨工作状态的工作模式，这样才能更全面地对热控设计和可靠性进行考核。

另外，现有技术中的吸波模块中的吸波元件是粘接在安装板上的，但是在吸波工作过程中，吸波模块会产生大量热量，导致粘接胶失效而使吸波元件从安装板上掉落。虽然现有技术中应用镶嵌工艺解决了吸波元件从安装板掉落的难题，然而采用镶嵌工艺的生产、装配工序复杂，使得在对航天产品进行测试过程中采用的吸波模块生产复杂，且成本高。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种吸波模块、吸波结构，旨在解决现有技术中真空热试验过程中利用有线负载消耗产品设备发出的微波导致产品设备的试验状态和在轨工作状态不一致的问题，并且改进吸波元件与安装板的连接方式以降低吸波模块的生产、装配的工艺难度。

为解决上述技术问题，本发明的技术方案是：提供一种吸波模块，包括：安装板，安装板上开设有矩形阵列分布的通孔；多个吸波尖锥构件，各吸波尖锥构件上开设有连接孔结构，各吸波尖锥构件安装在安装板上，连接孔结构与安装板上的通孔一一对应地设置，且相邻两个吸波尖锥构件相互接触；连接构件，连接构件穿过通孔与连接孔结构配合连接。

可选地，各吸波尖锥构件上还开有减重空腔，减重空腔与连接孔结构相连通。

可选地，连接孔结构设置有卡接凸缘，连接构件具有头部和连接在头部上杆体，杆体包括至少两个分杆，相邻分杆之间具有间隙，分杆上设置有与卡接凸缘配合卡接的卡接凸起，且卡接凸起的顶面为朝向吸波尖锥构件的尖端方向倾斜的斜面。

可选地，一个杆体的分杆数量为四个。

可选地，连接孔结构为螺纹孔，连接构件为与螺纹孔配合的螺栓。

可选地，各个吸波尖锥构件与安装板之间设置有弹性形变层。

可选地，各个吸波尖锥构件与安装板之间设置有弹性压片。

可选地，各个吸波尖锥构件包括座体部和锥体部，锥体部连接在座体部上，座体部与安装板连接，且座体部的相邻两侧边上设置有凸棱，座体部的与凸棱相对的两侧边形成有容纳槽，相邻两个吸波尖锥构件之间的凸棱与相应的容纳槽相配合。

可选地，各个吸波尖锥构件包括座体部和锥体部，锥体部连接在座体部上，座体部与安装板连接，且座体部的相邻两侧边上设置有凸棱，座体部的与凸棱相对的两侧边形成有容纳槽，相邻两个吸波尖锥构件之间的凸棱与相应的容纳槽相配合。

根据本发明的另一方面，提供了一种吸波结构，包括安装框架和多个吸波模块，多个吸波模块安装在安装框架上形成吸波板，吸波模块为前述的吸波模块；一个吸波板竖直放置作为屏风式吸波结构；或者，五个吸波板之间相接形成容纳空间作为框架式吸波结构；或者，多个吸波板相连接形成密闭的箱体空间作为为箱体式吸波结构。

本发明中，利用安装板与吸波尖锥构件形成的吸波模块在对航天产品试验的过程中进行吸波消耗，保证工作人员不受航天产品所发射的强烈电磁波的伤害，并且通过该吸波模块使航天产品脱离真空环境试验条件的限制，并且通过连接构件、安装板上的通孔以及吸波尖锥构件上的连接孔结构三者之间的配合，简化了现有技术中镶嵌工艺的加工难度，降低吸波模块的生产成本。

附图说明

图1是本发明的吸波模块的第一实施例的部分剖视结构示意图；

图2是本发明的吸波模块的第一实施例的立体结构示意图；

图3是本发明的吸波模块的第一实施例的单个吸波尖锥构件的结构示意图；

图4是本发明的吸波模块的第二实施例的部分剖视结构示意图；

图5是本发明的吸波模块的第三实施例的单个吸波尖锥构件的结构示意图；

图6是本发明的吸波模块的第三实施例的相邻两个吸波尖锥构件的装配结构示意图；

图7是本发明的吸波模块的第三实施例的立体结构示意图；

图8是本发明的吸波模块的第四实施例的部分剖视结构示意图；

图9是本发明中的弹性压片的结构示意图；

图10是本发明的吸波模块的第四实施例中连接构件的结构示意图；

图11是图10的右视图；

图12是本发明的吸波模块的第四实施例中单个吸波尖锥构件的剖视结构示意图；

图13是吸波尖锥构件的电磁波试验曲线图。

在附图中：

10、安装板；20、吸波尖锥构件；

21、连接孔结构；22、减重空腔；

211、卡接凸缘；30、连接构件；

31、头部；32、杆体；

321、分杆；3210、卡接凸起；

40、弹性形变层；201、座体部；

202、锥体部；2011、凸棱；

2012、容纳槽；50、弹性压片；

51、连接片；52、弹压脚。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者间接连接至该另一个元件上。

还需要说明的是，本实施例中的左、右、上、下等方位用语，仅是互为相对概念或是以产品的正常使用状态为参考的，而不应该认为是具有限制性的。

如图1至图3所示，本发明的第一实施例的吸波模块包括安装板10、多个吸波尖锥构件20和连接构件30，安装板10上开设有矩形阵列分布的通孔，各吸波尖锥构件20上开设有连接孔结构21，各吸波尖锥构件20安装在安装板10上，连接孔结构21与安装板10上的通孔一一对应地设置，且相邻两个吸波尖锥构件20相互接触，连接构件30穿过通孔与连接孔结构21配合连接。

通过将吸波尖锥构件20安装在安装板10上形成吸波模块，在对航天产品进行电磁波信号测试过程中，利用该吸波模块对航天产品所发射的电磁波进行吸波消耗，以此保证工作人员不受航天产品所发射的强烈电磁波的伤害，并且使得针对航天产品的试验过程能够脱离真空环境而进行，并且利用连接构件30，通过在安装板10开设通孔以及在吸波尖锥构件20中设置连接孔结构21，然后利用连接构件30通过安装板10的通过与吸波尖锥构件20的连接孔结构21进行紧固连接，从而改变现有技术中的镶嵌连接工艺，达到简化安装板10与吸波尖锥构件20之间连接难度的效果。

本实施例的各个吸波尖锥构件20的主体均为四棱锥体，这样，相邻两个吸波尖锥构件20之间的相对面形成对电磁波的有效反射面，在不断反射电磁波同时也在不断吸收消耗电磁波能量，达到吸波消能的目的。

在组装完成的吸波模块中，其重量较大，难以搬运组装，为了减少重量，因此，各吸波尖锥构件20上还开有减重空腔22，减重空腔22与连接孔结构21相连通。如此，便能够大大减轻所组装完成的吸波模块的重量，方便工作人员对吸波模块进行搬运移动。

在本实施例中，连接孔结构21可以为螺纹孔，相应地，连接构件30为与螺纹孔配合的螺栓。在装配过程中，使吸波尖锥构件20的连接孔结构21的螺纹孔与安装板10上的通孔对齐，然后将螺栓穿过安装板10的通孔，然后拧紧螺栓与螺纹孔之间的配合，直至将吸波尖锥构件20固定在安装板10上。

在制造本实施的吸波锥体22的过程中，本实施例应用烧结工艺进行制造，采用耐高温和低放气性的sic吸波材料经1000℃以上高温烧结，并且座体21与吸波锥体22之间一体成型而成。

如图4所示，其是本发明的吸波模块的第二实施例的部分剖视结构，在第二实施例中，各个吸波尖锥构件20与安装板10之间设置有弹性形变层40，优选地，弹性形变层40为硅橡胶层。在对各个尖锥构件20连接在安装板10上的过程中，为了消除吸波尖锥构件20与安装板10之间的刚性碰撞，因而在安装板10上首先设置一层具有弹性的弹性形变层40，在利用螺栓将吸波尖锥构件20固定在安装板10上的过程中，弹性形变层40能够缓冲吸波尖锥构件20对安装板10的碰撞力度，从而确保各个吸波尖锥构件20的完整性。优选地，本实施例选用gd414-c硅橡胶对安装板10和吸波尖锥构件20的底部之间进行填充涂抹形成弹性形变层40。另外地，在本实施例中，也可以通过在各个吸波荐椎构件20与安装板10之间设置如图9所示的弹性压片50来替代弹性形变层40，从而消除吸波尖锥构件20与安装板10之间的刚性碰撞。在本实施例中，弹性压片50包括连接片51和弹压脚52，并且连接片51与弹压脚52为一体成型制造，且弹性压片50由金属弹性材料制造，当然也可以是其他弹性材料。在该弹性压片50中，两个弹压脚52平行且与连接片51的两端垂直连接。在将吸波尖锥结构20安装在安装板10上的过程中，吸波尖锥构件20的底部与弹压脚52相抵接，连接片51支撑在安装板10上，从而借助产生的弹性变形来对吸波尖锥构件20与安装板10之间实现缓冲，螺栓穿过安装板10后并从弹性压片50的空隙处穿过并拧入吸波尖锥构件20的螺纹孔，如此便能够将吸波尖锥结构20稳定地组装在安装板10上，从而在工作人员搬运组装完成的吸波模块过程中，吸波尖锥结构20之间、以及吸波尖锥结构20与安装板10之间不会发生碰撞而使得吸波模块损坏而失效或导致吸波效果不理想。与第一实施例相比较，第二实施例除上述结构不同之外，其余结构均相同，因而在此不再赘述。

如图5至图7所示，其示出了本发明的第三实施例的结构形式。在第三实施例中，各个吸波尖锥构件20包括座体部201和锥体部202，锥体部202连接在座体部201上，座体部201与安装板10连接，且座体部201的相邻两侧边上设置有凸棱2011，座体部201的与凸棱2011相对的两侧边形成有容纳槽2012，相邻两个吸波尖锥构件20之间的凸棱2011与相应的容纳槽2012相配合。在将各个吸波尖锥构件20连接在安装板10完成之后，相邻的吸波尖锥构件20之间通过凸棱2011与容纳槽2012配合，从而将相邻的吸波尖锥构件20之间的间隙补充完整，防止航天产品所发射的电磁波从这些间隙中泄漏，更加完全地对电磁波进行吸波消耗。与第二实施例相比较，第三实施例除上述结构不同之外，其余结构均相同，因而在此不再赘述。

如图8、图10至图12所示，其示出了本发明的吸波模块的第四实施例的结构形式。在第四实施例中，各个吸波尖锥构件20的连接孔结构21设置有卡接凸缘211，连接构件30具有头部31和连接在头部31上杆体32，杆体32包括至少两个分杆321，相邻分杆321之间具有间隙，本实施例的杆体32优选具有四个分杆321，分杆321上设置有与卡接凸缘211配合卡接的卡接凸起3210，且卡接凸起3210的顶面为朝向吸波尖锥构件20的尖端方向倾斜的斜面。在装配过程中，在吸波尖锥构件20的连接孔结构21与安装板10的相应通孔对齐之后，将连接构件30的杆体32穿过通过之后，由于分杆321之间具有间隙，并且分杆321能够在该间隙中被卡接凸缘211挤压而产生弹性形变，继续将杆体32顶入，当卡接凸起3210超过卡接凸缘211之后，分杆321回弹，从而完成卡接凸缘211与卡接凸起3210之间的卡接配合，将吸波尖锥构件20固定在安装板上。第四实施例中将卡接凸起211的顶面设置为斜面，这样能够顺势顶入连接构件30，从而快速完成吸波尖锥构件20与安装板10之间的连接。与第三实施例相比较，第四实施例除上述结构不同之外，其余结构均相同，因而在此不再赘述。

吸波尖锥构件20的电磁波反射率采用gjb2038a-2011《雷达吸波材料反射率测试方法》中ram弓形测试法进行测试，即将发射天线与接收天线对称地置于圆弧上，圆弧所在平面与吸波材料所在的平面互相垂直。由发射天线对吸波材料产生激励，其反射信号被接收天线拾取，再用理想的导电板取代吸波材料，测得其反射信号，最后将前后两种情况下的反射信号相比较。通过将发射天线置于圆弧上不同的位置来改变入射角，与此同时接收天线亦做相应的移动。在微波暗室内，天线装置在弓形框上，实现自由空间的ram反射率测量。测试时将吸波模块拼装成150*150的标准模块，将模块放置在样板支架上进行测试，测试结果详见图13。要求吸波尖锥构件20的外侧面上清洁无粉末，结构强度高。

根据本发明的另一方面，提供一种吸波结构。该吸波结构包括安装框架和多个吸波模块，多个吸波模块安装在安装框架上形成吸波板。

第一种形式的吸波结构：将一个吸波板竖直放置起来，阻隔在进行试验的航天产品与工作人员之间，使得该吸波板作为一个屏风式吸波结构使用；或者根据实际试验应用，需要的屏风式吸波结构的尺寸较大，可以将多个这样的吸波板顺次连接形成大的屏风式吸波结构。

第二种形式的吸波结构：将五个吸波板之间相接形成容纳空间作为框架式吸波结构。在对航天产品进行试验的过程中，框架式吸波结构将航天产品围起来，从而阻隔航天产品与工作人员之间的电磁波，将电磁波吸收消耗。

第三种形式的吸波结构：将多个吸波板相连接形成密闭的箱体空间作为为箱体式吸波结构。在对航天产品进行试验的过程中，将航天产品放置在箱体空间内，从而阻隔航天产品与工作人员之间的电磁波，将电磁波吸收消耗。

以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。