[发明专利]一种复合SiC织物填充式空间碎片防护结构

说明书

技术领域

本发明涉及一种空间碎片防护结构，尤其是涉及一种复合SiC织物填充式空间碎片防护结构。

背景技术

随着人类空间活动的日益频繁，空间碎片数量迅猛增加，在轨航天器受到的危害越来越严重。为了应对空间碎片的危害，以典型惠普尔防护结构（美国天体物理学家Fred Whipple于1947提出的 Whipple结构）为基础的各种改进防护结构被逐渐应用。NASA（美国航空航天局）使用的以Nextel（美国3M公司生产的一种高性能陶瓷纤维）和凯夫拉（Kevlar）为填充层的填充式防护结构，是目前最有效的空间碎片防护结构之一。但是，3M公司生产的Nextel对我国实施禁运。随着我国航天事业的不断发展，迫切需要开发一种国产陶瓷纤维织物填充的高性能空间碎片防护结构。

发明内容

本发明要解决的技术问题是，克服现有技术的不足，提供一种有效抵抗空间碎片冲击的复合SiC织物填充式空间碎片防护结构。

本发明解决其技术问题采用的技术方案是，一种复合SiC织物填充式空间碎片防护结构，其制备方法包括以下步骤： 

（1）将编织好的二维SiC纤维织物在聚碳硅烷（Polycarbosilane，PCS）的二甲苯溶液中进行真空浸渍，真空浸渍的真空度为0.008-0.012MPa，浸渍时间为6h-10h，聚碳硅烷的二甲苯溶液质量浓度为10－20wt%；

（2）将经步骤（1）浸渍后的二维SiC纤维织物取出，置于空气中让溶剂二甲苯自然挥发，直到二维SiC纤维织物表面观察不到残留液体为止，得到素坯；

（3）将步骤（2）所得素坯置于高温裂解炉中按程序升温制度高温裂解，即得到复合SiC织物；程序升温制度为2－3h从室温升至800－1200℃，保温0.8－1.2h，再自然冷却降至室温；

可将降至室温的复合SiC织物重复步骤（1）－步骤（3）一次；

（4）将步骤（3）所得复合SiC织物与凯夫拉（Kevlar）织物叠层制备填充层；

（5）用步骤（4）所得的填充层制备复合SiC织物填充式空间碎片防护结构：使用四根螺杆依次将验证板、后板、填充层和前板从四个角的四个孔穿入，每层中间用套筒隔开，通过调整套筒的长短可以控制层间距；最后拧好螺母，将各层固定，即得到复合SiC织物填充式空间碎片防护结构。

其中后板相当于需要保护的航天器舱壁，舱壁前一定距离处设置保护屏，即Whipple防护结构中的前板；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；随后碎片云在向后板方向运动过程中不断横向扩散导致能流密度逐渐减小，从而显著减弱了对后板的破坏作用；实验中在后板后增加验证板，是为了进一步验证后板损伤。

碳化硅纤维是一种陶瓷纤维，具有高强度、高模量、低热膨胀系数，同样还具有优异的高温力学性能、良好的抗化学侵蚀能力，是先进轻质耐高温结构复合材料常用的高性能增强纤维之一，碳化硅纤维织物与Nextel纤维织物的综合防护性能相当。研究表明，将SiC织物进行真空浸渍和高温裂解处理后，其防护性能会大大提高。

超高速撞击特性研究表明，弹丸速度无论在高速段区还是低速断区，本发明之空间碎片防护性能均优于同等面密度下的Nextel/Kevlar填充式防护结构，高速段区尤为明显，因此本发明之SiC纤维织物完全可以替代国外的Nextel纤维织物制备填充式防护结构并用于航天器空间碎片的防护。

附图说明

图1为浸渍裂解法的真空浸渍实验装置图，其中1：浸渍液，2：样品，3：缓冲瓶；

图2为浸渍裂解法的高温裂解的实验装置图，其中1：高温裂解炉，2：浸渍后的SiC织物；

图3为复合SiC织物填充式防护结构示意图，其中1：螺杆与螺母， 2：前板，3：套筒，4：后板，5：验证板；

图4为复合SiC织物填充式防护结构填充层示意图，其中1：“回”字型固定框，2：第一层纤维织物，3：第二层纤维织；

图5－6为填充式防护结构的超高速后板损伤光学照片对比，其中图5为本发明提供的以浸渍裂解处理的SiC织物和Kevlar织物叠成制备的填充式Whipple防护结构后板损伤，图6为国外常用的以Nextel织物和Kevlar织物叠层制备的填充式Whipple防护结构后板损伤；撞击速度v≈6.5km/s，弹丸直径d=8.02mm。

具体实施方式

以下结合附图及优选实施方式对本发明作进一步说明。但不得将所述实例解释为对本发明保护范围的限制，与此等效的方法均在本发明的保护范围之内。