CN105109709A

CN105109709A - 一种防隔热/防护一体化空间碎片防护结构及其应用

Info

Publication number: CN105109709A
Application number: CN201510525861.6A
Authority: CN
Inventors: 王应德; 韩成; 冯坚; 姜勇刚
Original assignee: National University of Defense Technology
Current assignee: National University of Defense Technology
Priority date: 2015-08-25
Filing date: 2015-08-25
Publication date: 2015-12-02
Anticipated expiration: 2035-08-25
Also published as: CN105109709B

Abstract

一种防隔热/防护一体化空间碎片防护结构及其应用，所述防护结构由前板和填充层叠放而成；所述填充层由SiC纤维织物与陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板成对交替叠放而成，SiC纤维织物一侧靠近前板。将所述防护结构应用于航天器的防隔热及碎片防护，防护性能明显优于同等面密度下的Nextel/Kevlar填充式防护结构，没有击穿损伤，防热性能好，热导率≤0.023W/m·K；所述防护结构填充层的质量≤1.08？kg，与传统的填充式Whipple防护结构相比，在质量相当的情况下，能在更高温度下发挥防隔热/防护一体化作用；通过改变填充层的厚度可以满足防热、碎片防护和减重的不同要求，可设计性较强。

Description

一种防隔热/防护一体化空间碎片防护结构及其应用

技术领域

本发明涉及一种空间碎片防护结构及其应用，具体涉及一种防隔热/防护一体化空间碎片防护结构及其应用。

背景技术

返回式航天器在完成轨道飞行任务后，都将用返回舱携带着有效载荷或航天员重返地面。当返回舱以极高的速度穿越大气层时，由于它对前方空气的压缩及与周围空气的摩擦，其中一部分动能则会转变成空气的热能加热返回舱，因此，返回舱的壳体都会加装防隔热材料，以保护航天员的安全或设备的正常工作。另外，防隔热结构也可起到保持航天器外形、承受相关载荷，维持舱内密封等作用。

然而，防热材料在空间有可能遭到空间碎片的撞击，产生沟槽、成坑、裂纹等损伤，不仅会严重影响该材料的防热功能，使返回舱温度升高，而且也会对返回舱造成损伤，这都将严重危害航天员的人生安全。另外，对长寿命卫星而言，同样有许多部位是需要同时进行防隔热和碎片防护。

CN101603799A公开了一种新型梯度复合空间防护结构，通过对防护前板的改进，在保持重量基本不增加的前提下可有效破碎碎片。

CN103466104A公开了一种复合SiC织物填充式空间碎片防护结构，是将复合SiC织物和Kevlar织物叠层用作填充层，在空间碎片运行的高速段区和低速段区均具有较好的防护性能。

CN103723269A公开了一种热防护结构，由碳纤维增强的酚醛树脂基复合材料，炭泡沫骨架填充气凝胶材料，C/C复合材料和C/SiC陶瓷基复合材料组成。

但是，上述专利文献所公开的结构只具备碎片防护或防/隔热中的一种功能，受材料限制，它们也不可能同时具备防隔热-碎片防护一体化的功能。

CN202371383U公开了一种增强型多层隔热材料，在不降低多层隔热材料隔热性能的前提下，提高了多层隔热材料的微小碎片防护能力。但是，该隔热材料采用了多层（N≤30）隔热材料，其质量和体积均较大，会增大飞行器的负担。另外，该隔热材料采用的是Kevlar织物做增强材料，由于Kevlar织物的耐热性较差，限制了其高温下的防护性能。

因此，设计一种性能优异的防隔热-碎片防护一体化结构，对于未来载人航天及深空探测任务的防护和防隔热设计具有重要意义。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，克服现有技术存在的上述缺陷，提供一种由新型轻质隔热材料和防护材料组成，体积小，质量轻，兼具隔热和防护功能的防隔热/防护一体化空间碎片防护结构。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：一种防隔热/防护一体化空间碎片防护结构，由前板和填充层叠放而成；所述填充层由SiC纤维织物与陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板成对交替叠放而成，SiC纤维织物一侧靠近前板。SiC纤维织物靠近前板设置的目的是，由于SiC纤维织物的强度大，可以首先让空间碎片在其上发生破碎，再逐层吸收和释放能量，更有利于保护航天器舱壁。

所述前板在实际应用中相当于舱壁前一定距离处设置的保护屏，即Whipple防护结构（现有应对空间碎片危害，在舱壁外一定间距处放置单个防护屏以起到保护作用的典型结构）中的前板。

为了便于测试本发明防护结构的性能，在测试中，用后板代替实际应用中需要保护的航天器舱壁。

所述空间碎片防护结构的作用机理为：航天器在返回的过程中，当空间碎片撞击到前板上时，首先是碎片材料发生碎裂、熔化甚至气化和产生等离子体，形成碎片云，随后碎片云在向航天器舱壁方向运动过程中不断横向扩散，经过填充层的再次破碎、阻拦等能量吸收机制，导致能流密度逐渐减小，从而起到保护航天器舱壁的作用。

进一步，所述填充层的厚度为60～100mm。

进一步，所述SiC纤维织物和陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板的层数均为3～5层。发明人研究表明，由于SiC纤维织物每m²的质量为0.4kg（厚度可忽略不计），陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板的密度为0.13～0.3g/cm³（凝胶板的厚度可根据实际需要切割为10～30mm），为了同时满足体积小，质量轻，并兼具隔热防护的功能，陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板宜切割成20mm厚的板，与SiC纤维织物搭配使用，若分层过多，使得SiC纤维织物用量增加，从而使防护结构的质量无法控制，增加飞行器负担，若层数过少，由于SiC纤维织物用量过少，会导致防护效果不佳。因此，可在3～5层之间进行选择，以获得不同的填充层厚度，从而满足防热、碎片防护和减重的不同要求。

进一步，所述陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板的热导率为0.01～0.03W/m·K，密度为0.13～0.30g/cm³。所述陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板具有传统Whipple结构中支撑结构件和泡沫材料（或Kevlar织物，主要起保温作用）的双重功能，其强度和刚度可满足支撑结构件的需求，并可根据需要成型为异形件。本发明所用陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶优选CN100398492C公开的一种气凝胶绝热复合材料，该复合材料具有均匀的高孔隙率、低热导率和低密度，隔热性能非常好。

进一步，所述陶瓷纤维为氧化铝纤维、氧化锆纤维、硅碳氧硼纤维或硅碳氧锆纤维等中的一种或几种，纤维直径≤3μm。

进一步，所述SiC纤维织物的单丝拉伸强度为2.2～2.5GPa，模量为180～200GPa。所述SiC纤维织物的经密、纬密均为5根/10cm，细度均为420Tex。所述SiC纤维织物是一种陶瓷纤维，具有高强度、高模量、低热膨胀系数等优势，它既可以像Whipple结构中的Nextel一样破碎弹丸，还可以起到防热的作用。

所述前板通常采用厚度1mm的铝合金板。

将本发明防隔热/防护一体化空间碎片防护结构应用于航天器的舱壁保护，具有防隔热和碎片防护两种功能。

进一步，安装时，所述前板与航天器舱壁的距离优选80～100mm。

进一步，安装时，所述填充层与前板和航天器舱壁的距离优选0～40mm。在前板和航天器舱壁之间距离固定的情况下，由于填充层厚度的不同，填充层与前板和航天器舱壁留有间隙，填充层与前板和航天器舱壁的距离可在前板和航天器舱壁之间移动。填充层与前板和航天器舱壁之间留有间隙，一是，减少了填充层的用量，减轻了重量，二是，空气层也可以起到一定的缓冲和导热作用。

为了便于性能测试，可在所述填充层加装前板的另一侧加装后板，本发明所述防护结构测试结构的组装方式为：先将前板、填充层（SiC纤维织物与陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板）和后板的尺寸采用切割等方式使得尺寸相适应，并在四个角上钻孔；再将SiC纤维织物与陶瓷纤维增强的SiO₂气凝胶板成对交替叠放制成填充层；然后用四根螺杆依次垂直穿入前板、填充层（SiC纤维织物靠近前板，陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板靠近后板）和后板上的四个孔，填充层与前板和后板之间用直径大于钻孔的套筒隔开，通过调整套筒的长短控制填充层与前板和后板的距离；最后拧好螺杆上的螺母固定，即成。

本发明通过将SiC纤维织物与陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板叠层组合制成填充层，能够更好的发挥其各自的防隔热/防护功能，研制出的防隔热/防护一体化空间碎片防护结构最终实现了对航天器的立体综合式保护。

将本发明进行超高速撞击研究表明，弹丸速度在高速段区时，本发明的性能明显优于同等面密度下的Nextel/Kevlar填充式防护结构，相对于现有防护结构的后板有严重的穿孔损伤，本发明并没有击穿损伤；所述防隔热/防护一体化空间碎片防护结构包括隔热性能优异的陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板，其热导率为0.01～0.03W/m·K，具有很好的防热性能，因此，所述防护结构热导率≤0.023W/m·K；在质量方面，本发明所述防护结构填充层的质量≤1.08kg，与传统的填充式Whipple防护结构相比，在质量相当的情况下，能在更高温度下发挥防隔热/防护一体化作用；本发明在保持前板和后板距离为100mm的前提下，通过改变填充层的厚度可以满足防热、碎片防护和减重的不同要求，可设计性较强。因此，本发明为未来载人航天及深空探测任务的防隔热和防护设计提供了卓越的技术手段。

附图说明

图1为本发明防隔热/防护一体化空间碎片防护结构测试安装结构示意图；

图2为本发明实施例1防护结构的超高速后板损伤光学照片（撞击速度v≈6.8km/s，弹丸直径d=8.02mm）；

图3为现有Nextel织物和Kevlar织物叠层制备的填充式Whipple防护结构的超高速后板损伤光学照片（撞击速度v≈6.8km/s，弹丸直径d=8.02mm）；

图中：1-螺杆与螺母，2前板，3套筒，4填充层，5后板；4-1SiC纤维织物；4-2陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板。

具体实施方式

下面结合实施例和附图对本发明作进一步详细说明。

本发明实施例所使用的SiC纤维织物中的SiC纤维购自中国人民解放军国防科学技术大学，型号KD-I型SiC纤维，再按照经密、纬密均为5根/10cm，细度均为420Tex进行编织而成，所得SiC纤维织物的单丝拉伸强度为2.5GPa，模量为200GPa；所使用的氧化铝陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板按照CN100398492C实施例1所述方法制备，并将其中的超细石英纤维毡替换为氧化铝纤维毡，氧化铝纤维直径为2.5μm，所得氧化铝陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板的热导率为0.02W/m·K，密度为0.25g/cm³，切割成厚度为20mm；前板和后板的材料均为5A06型铝合金，厚度为1mm；其它所使用的原料，如无特殊说明，均通过常规商业途径获得。

实施例1

如图1所示，一种防隔热/防护一体化空间碎片防护结构，由前板2和填充层4叠放而成；所述填充层4由三层SiC纤维织物4-1与三层氧化铝陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板4-2成对交替叠放而成，填充层4厚度为60mm，SiC纤维织物4-1靠近前板2。

为了便于性能测试，在所述填充层4加装前板2的另一侧加装后板5，所述前板2与后板5的距离为100mm，所述填充层4与前板2和后板5的距离均为20mm。

如图1所示，本实施例所述防护结构测试结构的组装方式为：先将前板2、填充层4（SiC纤维织物4-1与氧化铝陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板4-2）和后板5切割成200×200mm的形状，并在四个角上钻孔；再将SiC纤维织物4-1与氧化铝陶瓷纤维增强的SiO₂气凝胶板4-2成对交替叠放制成填充层4；然后用四根螺杆1依次垂直穿入前板2、填充层4（SiC纤维织物4-1一侧靠近前板2，氧化铝陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板4-2一侧靠近后板5）和后板5上的四个孔，填充层4与前板2和后板5之间用直径大于钻孔的套筒3隔开，通过调整套筒3的长短控制填充层4与前板2和后板5的距离；最后拧好螺杆1上的螺母固定，即成。

将所述防隔热/防护一体化空间碎片防护结构在撞击速度v≈6.8km/s，弹丸直径d=8.02mm条件下，采用二级氢气炮进行地面超高速撞击实验，以后板损伤情况评价防护性能。

结果表明，如图2所示，弹丸速度在v≈6.8km/s（高速段区）时，后板并未形成穿孔损伤，说明该结构有效实现了空间碎片防护。

所述防隔热/防护一体化空间碎片防护结构的热导率为0.023W/m·K（按国标GB11108-89测定，下同），说明其具有很好的防热性能。

另外，在质量方面，本实施例所用每块200×200mm的SiC纤维织物的质量为0.016kg，每块200×200×20mm的氧化铝陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板质量为0.2kg，本实施例的防护结构填充层的总质量为0.648kg。

实施例2

本实施例防隔热/防护一体化空间碎片防护结构与实施例1的区别仅在于，SiC纤维织物4-1和氧化铝陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板4-2的层数均为五层，填充层4厚度为100mm；所述填充层4与前板2和后板5的距离均为0mm。

本实施例所述防护结构的组装方式与实施例1的区别仅在于：填充层4与前板2和后板5之间不用直径大于钻孔的套筒3隔开，拧好螺杆1上的螺母固定，即成。

结果表明，弹丸速度在v≈6.8km/s（高速段区）时，后板并未形成穿孔损伤，说明该结构有效实现了空间碎片防护。

所述防隔热/防护一体化空间碎片防护结构的热导率为0.015W/m·K，说明其具有更好的防热性能。

另外，在质量方面，本实施例的防护结构填充层的总质量为1.08kg。

对比例1

将现有使用的Nextel织物和Kevlar织物叠层制备填充式Whipple防护结构，在撞击速度v≈6.8km/s，弹丸直径d=8.02mm条件下，采用二级氢气炮进行地面超高速撞击实验，以后板损伤情况评价防护性能。

结果表明，如图3所示，弹丸速度在v≈6.8km/s（高速段区）时，后板形成严重穿孔损伤，说明未能有效实现空间碎片的防护。

由于Kevlar织物的耐热性较差，所述防护结构不具备高温防隔热功能。

另外，在质量方面，所述填充式Whipple防护结构填充层的总质量为1.0kg。

综上所述：

（1）由实施例1、2的实验结果可知，在撞击速度v≈6.8km/s，弹丸直径d=8.02mm条件下，采用二级氢气炮进行地面超高速撞击实验，后板并未形成穿孔损伤，说明本发明有效的实现了空间碎片防护，使得航天器舱壁可得到有效的防护；

（2）实施例1、2的热导率≤0.023W/m·K，说明其具有很好的防热性能；而对比例中采用的是Kevlar织物填充材料，由于Kevlar织物的耐热性较差，限制了其高温下的防护性能；

（3）在质量方面，实施例1填充层的质量为0.65kg，实施例2填充层的质量为1.08kg，对比例1填充层的质量为1.0kg；由于本发明氧化铝陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板同时承担了传统Whipple结构中支撑结构件和泡沫材料（或Kevlar织物）的双重功能，不需要另外使用支撑结构件（一般使用5A06铝合金，厚1mm），与传统的填充式Whipple防护结构相比，在质量相当的情况下，能在更高温度下发挥防隔热/防护一体化作用，而传统的填充式Whipple防护结构只具有单一防护性能，且防护性能较差；

（4）本发明空间碎片防护结构在保持前板和后板距离为100mm的前提下，通过改变填充层的厚度可以满足防热、碎片防护和减重的不同要求，可设计性较强：当需要满足减重要求时，适当减小填充层厚度（如实施例1），可在满足减重和空间碎片防护的同时具有一定的防隔热性能；当需要适应更高温度时，适当增加填充层厚度（如实施例2），可同时实现优异的防隔热/防护一体化性能。

Claims

1.一种防隔热/防护一体化空间碎片防护结构，其特征在于：由前板和填充层叠放而成；所述填充层由SiC纤维织物与陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板成对交替叠放而成，SiC纤维织物一侧靠近前板。

2.根据权利要求1所述防隔热/防护一体化空间碎片防护结构，其特征在于：所述填充层的厚度为60～100mm。

3.根据权利要求1或2所述防隔热/防护一体化空间碎片防护结构，其特征在于：所述SiC纤维织物和陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板的层数均为3～5层。

4.根据权利要求1～3之一所述防隔热/防护一体化空间碎片防护结构，其特征在于：所述陶瓷纤维增强SiO₂纳米气凝胶板的热导率为0.01～0.03W/m·K，密度为0.13～0.3g/cm³。

5.根据权利要求1～4之一所述防隔热/防护一体化空间碎片防护结构，其特征在于：所述陶瓷纤维为氧化铝纤维、氧化锆纤维、硅碳氧硼纤维或硅碳氧锆纤维中的一种或几种，纤维直径≤3μm。

6.根据权利要求1～5之一所述防隔热/防护一体化空间碎片防护结构，其特征在于：所述SiC纤维织物的单丝拉伸强度为2.2～2.5GPa，模量为180～200GPa。

7.根据权利要求1～6之一所述防隔热/防护一体化空间碎片防护结构在航天器中的应用。

8.根据权利要求7所述防隔热/防护一体化空间碎片防护结构在航天器中的应用，其特征在于：安装时，所述前板与航天器舱壁的距离为80～100mm。

9.根据权利要求7或8所述防隔热/防护一体化空间碎片防护结构在航天器中的应用，其特征在于：安装时，所述填充层与前板和航天器舱壁的距离为0～40mm。