【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞行器防护，更具体的，涉及一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法。
技术介绍
1、随着空间探测技术的飞速发展，高性能、集成化的缓冲吸能材料得到了广泛应用。人造探测器在地外天体着陆时，由于地形地貌等条件与地球有显著差异，往往需要面临复杂的环境载荷，从而加速设备老化，降低使用寿命，甚至无法正常工作。着陆时的高效能量吸收成为影响其发展的重要因素。
2、近年来，多孔结构、薄壁结构等新型轻质吸能结构被应用于载人航天器、深空探测卫星等各类设备中。为了完成未来航天探测任务以及实现地外星球长期驻留，未来航天器需要以更轻的结构重量达到更高的缓冲吸能指标。一般的缓冲吸能结构在服役时需要承受3m/s-5m/s左右的低速冲击，其传统设计思路是通过多级蜂窝材料或泡沫材料来实现吸能。这类结构通过胞元的弯曲变形耗散系统受到的压缩与冲击能量，能对设备起到有效的保护作用。但泡沫或蜂窝材料普遍存在由其微结构构型随机性导致的可调节性差、使用寿命短以及具有复杂形貌的异形结构难以加工制造等问题，无法满足未来航天任务对高性能能量吸收结构的迫切需求。
技术实现思路
1、本专利技术主要目的在于针对现有航天设备的吸能装置可调节性差、使用寿命短等问题，提出一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，满足复杂环境高效能量吸收要求。
2、一方面，本专利技术提供了一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，包括如下步骤：
3、s1：构建吸能胞元结构的模型并按照所
4、所述吸能胞元结构的上下两端面均呈正六边形，两个正六边形全等且同心，所述顶面的正六边形在水平面上的投影和所述底面的正六边形在水平面上的投影之间存在角度差θ；所述顶面与底面的正六边形均由多根端点两两相连的水平支撑杆组成；所述顶面与所述底面之间通过韧带连接，所述韧带的形状为空间曲线；所述韧带包括短韧带和长韧带，所述短韧带由任一顶面水平支撑杆端点延伸至其下方逆时针或顺时针的底面水平支撑杆的第一个端点处；所述长韧带由任一顶面水平支撑杆端点延伸至其下方逆时针或顺时针的底面水平支撑杆的第二个端点处；
5、s2：通过实验获得所述吸能胞元结构的压缩率与机械性能参数之间的关系；
6、s3：根据使用条件确定所述吸能胞元结构的目标机械性能参数的范围；
7、s4：批量制作所述吸能胞元结构，并对所述吸能胞元结构的机械性能进行调节，使所述吸能胞元结构的最终机械性能参数处于所述目标机械性能参数的范围之内。
8、进一步地，所述机械性能参数包括：所述吸能胞元结构的杨氏模量和比吸能。
9、进一步地，步骤s1中的制作所述吸能胞元结构具体为：根据构建的吸能胞元结构的模型，通过激光选区熔化设备增材制造而成。
10、进一步地，制作所述吸能胞元结构选用的原料是镍钛合金粉末，直径15-53μm。
11、进一步地，步骤s2具体包括如下步骤：
12、s21：按照预定的压缩率，从高度方向上压缩所述吸能胞元结构；
13、s22：通过实验获得压缩后的所述吸能胞元结构的机械性能参数；
14、s23：多次重复步骤s21-s22，获得所述吸能胞元结构的压缩率与机械性能参数之间的关系。
15、进一步地，步骤s21中，从高度方向上压缩所述吸能胞元结构具体为：
16、将恒温箱升至高于奥氏体相变截止温度，将所述吸能胞元结构置于所述恒温箱中静置，待相变完成后，控制压头对所述吸能胞元结构施加轴向位移，所述轴向位移的量根据所述预定的压缩率以及所述吸能胞元结构的初始高度确定；随后，将环境箱温度降至室温，静置，待试件自然冷却定型，将压头抬起，完成制备。
17、进一步地，步骤s23中，多次重复步骤s21时，使预定的压缩率分别为0%、5%、10%以及15%。
18、进一步地，步骤s3中，根据使用条件确定所述吸能胞元结构的目标机械性能具体为：
19、根据天体表面环境的地表风化严重程度和/或环境温度确定所述吸能胞元结构的目标杨氏模量和目标比吸能。
20、进一步地，步骤s4具体为：根据步骤s2中获得的所述吸能胞元结构的压缩率与所述机械性能参数之间的对应关系以及步骤s3中确定的目标机械性能参数的范围，计算获得目标压缩率，设置所述预定的压缩率为目标压缩率，运行步骤s21。
21、进一步地，还包括步骤s5：根据需要，恢复所述吸能胞元结构的所述机械性能参数至初始状态，具体包括：
22、s51、将变形后的所述吸能胞元结构置于温度环境箱中，将温度调节到高于奥氏体相变截止温度，保温；
23、s52、待所述吸能胞元结构相变完成，将其取出；对所述吸能胞元结构的高度进行测量，若高于使用前高度的95%，则证明所述吸能胞元结构已恢复初始状态；否则，重复s51步骤。
24、与现有技术相比，本专利技术至少具备以下有益效果之一：
25、1、本专利技术提供的一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，可通过对吸能胞元结构进行对比实验获得将其压缩至不同高度时的机械性能变化情况，再通过对使用环境的分析获得需要的吸能胞元结构的机械性能参数的范围，最后通过对吸能胞元结构的高度预压缩处理实现对吸能胞元结构的机械性能的调节，使得吸能胞元结构适用于不同的使用环境，实现不同的功能（例如缓冲、减振），使其应用范围更加广泛，吸能或减振的效果更优。
26、2、本专利技术提供的吸能结构的机械性能调节方法，操作简单，使用方便，只需拉伸机、温度环境箱等基础的试验设备，就能有效的根据本专利技术提出的压缩率-机械性能参数关系调节吸能胞元结构的机械性能，使本专利技术提供的吸能结构能够规模化应用。
27、3.本专利技术的吸能胞元结构采用新型智能材料镍钛形状记忆合金制作而成，这种材料独特的相变机制，赋予了吸能结构在不同应用环境中的不同性能，显著扩大了吸能结构的可调性和应用范围。
28、4.本专利技术涉及的吸能胞元结构的机械性能调节方法，可以通过根据使用环境的温度与风化程度，通过压缩或者恢复吸能胞元结构的高度的方式，针对不同使用环境和被保护设备，调整和优化其强度、杨氏模量和吸能能力等机械性能，延长吸能胞元结构的使用寿命。
29、因此，本专利技术提供的机械性能调节方法使得调节后的吸能胞元结构相比传统吸能结构拥有良好的泛用性，适用范围得到了显著扩展。
30、本专利技术中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本专利技术的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本专利技术而了解。本专利技术的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。
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1.一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于：所述机械性能参数包括：所述吸能胞元结构的杨氏模量和比吸能。
3.根据权利要求2所述的一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于：步骤S1中的制作所述吸能胞元结构具体为：根据构建的吸能胞元结构的模型，通过激光选区熔化设备增材制造而成。
4.根据权利要求3所述的一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于：制作所述吸能胞元结构选用的原料是镍钛合金粉末，直径15-53μm。
5.根据权利要求4所述的一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于步骤S2具体包括如下步骤：
6.根据权利要求5所述的一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于：
7.根据权利要求6所述的一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于：
8.根据权利要求7所述的一种用于空
9.根据权利要求8所述的一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于：
10.根据权利要求9所述的一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于：
...【技术特征摘要】
1.一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于：所述机械性能参数包括：所述吸能胞元结构的杨氏模量和比吸能。
3.根据权利要求2所述的一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于：步骤s1中的制作所述吸能胞元结构具体为：根据构建的吸能胞元结构的模型，通过激光选区熔化设备增材制造而成。
4.根据权利要求3所述的一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，其特征在于：制作所述吸能胞元结构选用的原料是镍钛合金粉末，直径15-53μm。
【专利技术属性】
技术研发人员：陶然，楚雨浩，周胜，祁俊峰，罗俊荣，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：
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