吸波模塊、吸波結構的製作方法
2023-06-07 01:15:26
本發明涉及吸波研究技術領域，具體地，涉及一種吸波模塊、吸波結構。
背景技術：
太空飛行器在發射之前，需要在地面空間環境模擬設備內進行空間冷黑背景下的真空熱試驗，獲取整星溫度分布數據，考驗熱控分系統維持星上儀器設備和分系統在規定的工作溫度範圍內的能力，驗證熱設計的正確性；同時考核衛星在真空高、低溫環境下的工作性能，驗證各系統之間的性能匹配性和協調性。真空熱試驗中，採用紅外加熱籠和紅外燈陣等外熱流模擬裝置模擬空間外熱流，太空飛行器按照在軌實際狀態工作，驗證太空飛行器對空間環境的適應性及各單機的工作穩定性。
地面空間環境模擬設備內的熱沉、紅外加熱籠、紅外燈陣及試驗工裝等全部是金屬材料，金屬材料對於微波具有很好的反射效果。在不採取任何措施的情況下，太空飛行器產品直接在空間環境模擬設備內發射微波，必然有很大比率反射回太空飛行器產品表面，如果反射回的微波功率超過一定量，就有可能阻塞產品接收通道甚至造成損壞。為避免上述情況發生，裝有微波發射功能的太空飛行器在真空熱試驗前，需對產品內部結構進行改裝，接有線負載，由負載吸收微波功率，試驗後再重新組裝產品結構。
然而，這樣的改裝存在以下缺點：
(1)隨著新一代太空飛行器產品的複雜化，產品越來越細小，改裝工作更加困難，即使可以改裝，由於結構細小脆弱，改裝中產品面臨不可預估的風險，改裝前後狀態難以保證。正在預研的新一代產品複雜度大大提高，產品的改裝不可接收或不可以改裝，因此，目前真空熱試驗方法難以滿足當前太空飛行器產品的需求；
(2)太空飛行器產品接有線負載，導致產品試驗狀態和在軌工作狀態不一致；產品微波功率由負載吸收，由於22％左右的微波輻射能量在負載上轉化為熱能，造成產品熱狀態失真，無法考察熱效應對於產品熱設計的影響。如果僅以目前有線負載模式進行真空熱試驗，將會使產品之間的耦合作用消失，無法對產品的性能充分考核，因此太空飛行器熱平衡或熱真空試驗時，必須採取在軌工作狀態的工作模式，這樣才能更全面地對熱控設計和可靠性進行考核。
另外，現有技術中的吸波模塊中的吸波元件是粘接在安裝板上的，但是在吸波工作過程中，吸波模塊會產生大量熱量，導致粘接膠失效而使吸波元件從安裝板上掉落。雖然現有技術中應用鑲嵌工藝解決了吸波元件從安裝板掉落的難題，然而採用鑲嵌工藝的生產、裝配工序複雜，使得在對航天產品進行測試過程中採用的吸波模塊生產複雜，且成本高。
技術實現要素：
本發明的目的在於提供一種吸波模塊、吸波結構，旨在解決現有技術中真空熱試驗過程中利用有線負載消耗產品設備發出的微波導致產品設備的試驗狀態和在軌工作狀態不一致的問題，並且改進吸波元件與安裝板的連接方式以降低吸波模塊的生產、裝配的工藝難度。
為解決上述技術問題，本發明的技術方案是：提供一種吸波模塊，包括：安裝板，安裝板上開設有矩形陣列分布的通孔；多個吸波尖錐構件，各吸波尖錐構件上開設有連接孔結構，各吸波尖錐構件安裝在安裝板上，連接孔結構與安裝板上的通孔一一對應地設置，且相鄰兩個吸波尖錐構件相互接觸；連接構件，連接構件穿過通孔與連接孔結構配合連接。
可選地，各吸波尖錐構件上還開有減重空腔，減重空腔與連接孔結構相連通。
可選地，連接孔結構設置有卡接凸緣，連接構件具有頭部和連接在頭部上杆體，杆體包括至少兩個分杆，相鄰分杆之間具有間隙，分杆上設置有與卡接凸緣配合卡接的卡接凸起，且卡接凸起的頂面為朝向吸波尖錐構件的尖端方向傾斜的斜面。
可選地，一個杆體的分杆數量為四個。
可選地，連接孔結構為螺紋孔，連接構件為與螺紋孔配合的螺栓。
可選地，各個吸波尖錐構件與安裝板之間設置有彈性形變層。
可選地，各個吸波尖錐構件與安裝板之間設置有彈性壓片。
可選地，各個吸波尖錐構件包括座體部和錐體部，錐體部連接在座體部上，座體部與安裝板連接，且座體部的相鄰兩側邊上設置有凸稜，座體部的與凸稜相對的兩側邊形成有容納槽，相鄰兩個吸波尖錐構件之間的凸稜與相應的容納槽相配合。
可選地，各個吸波尖錐構件包括座體部和錐體部，錐體部連接在座體部上，座體部與安裝板連接，且座體部的相鄰兩側邊上設置有凸稜，座體部的與凸稜相對的兩側邊形成有容納槽，相鄰兩個吸波尖錐構件之間的凸稜與相應的容納槽相配合。
根據本發明的另一方面，提供了一種吸波結構，包括安裝框架和多個吸波模塊，多個吸波模塊安裝在安裝框架上形成吸波板，吸波模塊為前述的吸波模塊；一個吸波板豎直放置作為屏風式吸波結構；或者，五個吸波板之間相接形成容納空間作為框架式吸波結構；或者，多個吸波板相連接形成密閉的箱體空間作為為箱體式吸波結構。
本發明中，利用安裝板與吸波尖錐構件形成的吸波模塊在對航天產品試驗的過程中進行吸波消耗，保證工作人員不受航天產品所發射的強烈電磁波的傷害，並且通過該吸波模塊使航天產品脫離真空環境試驗條件的限制，並且通過連接構件、安裝板上的通孔以及吸波尖錐構件上的連接孔結構三者之間的配合，簡化了現有技術中鑲嵌工藝的加工難度，降低吸波模塊的生產成本。
附圖說明
圖1是本發明的吸波模塊的第一實施例的部分剖視結構示意圖；
圖2是本發明的吸波模塊的第一實施例的立體結構示意圖；
圖3是本發明的吸波模塊的第一實施例的單個吸波尖錐構件的結構示意圖；
圖4是本發明的吸波模塊的第二實施例的部分剖視結構示意圖；
圖5是本發明的吸波模塊的第三實施例的單個吸波尖錐構件的結構示意圖；
圖6是本發明的吸波模塊的第三實施例的相鄰兩個吸波尖錐構件的裝配結構示意圖；
圖7是本發明的吸波模塊的第三實施例的立體結構示意圖；
圖8是本發明的吸波模塊的第四實施例的部分剖視結構示意圖；
圖9是本發明中的彈性壓片的結構示意圖；
圖10是本發明的吸波模塊的第四實施例中連接構件的結構示意圖；
圖11是圖10的右視圖；
圖12是本發明的吸波模塊的第四實施例中單個吸波尖錐構件的剖視結構示意圖；
圖13是吸波尖錐構件的電磁波試驗曲線圖。
在附圖中：
10、安裝板；20、吸波尖錐構件；
21、連接孔結構；22、減重空腔；
211、卡接凸緣；30、連接構件；
31、頭部；32、杆體；
321、分杆；3210、卡接凸起；
40、彈性形變層；201、座體部；
202、錐體部；2011、凸稜；
2012、容納槽；50、彈性壓片；
51、連接片；52、彈壓腳。
具體實施方式
為了使本發明的目的、技術方案及優點更加清楚明白，以下結合附圖及實施例，對本發明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發明，並不用於限定本發明。
需要說明的是，當元件被稱為「固定於」或「設置於」另一個元件，它可以直接在另一個元件上或者間接在該另一個元件上。當一個元件被稱為「連接於」另一個元件，它可以是直接連接到另一個元件或者間接連接至該另一個元件上。
還需要說明的是，本實施例中的左、右、上、下等方位用語，僅是互為相對概念或是以產品的正常使用狀態為參考的，而不應該認為是具有限制性的。
如圖1至圖3所示，本發明的第一實施例的吸波模塊包括安裝板10、多個吸波尖錐構件20和連接構件30，安裝板10上開設有矩形陣列分布的通孔，各吸波尖錐構件20上開設有連接孔結構21，各吸波尖錐構件20安裝在安裝板10上，連接孔結構21與安裝板10上的通孔一一對應地設置，且相鄰兩個吸波尖錐構件20相互接觸，連接構件30穿過通孔與連接孔結構21配合連接。
通過將吸波尖錐構件20安裝在安裝板10上形成吸波模塊，在對航天產品進行電磁波信號測試過程中，利用該吸波模塊對航天產品所發射的電磁波進行吸波消耗，以此保證工作人員不受航天產品所發射的強烈電磁波的傷害，並且使得針對航天產品的試驗過程能夠脫離真空環境而進行，並且利用連接構件30，通過在安裝板10開設通孔以及在吸波尖錐構件20中設置連接孔結構21，然後利用連接構件30通過安裝板10的通過與吸波尖錐構件20的連接孔結構21進行緊固連接，從而改變現有技術中的鑲嵌連接工藝，達到簡化安裝板10與吸波尖錐構件20之間連接難度的效果。
本實施例的各個吸波尖錐構件20的主體均為四稜錐體，這樣，相鄰兩個吸波尖錐構件20之間的相對面形成對電磁波的有效反射面，在不斷反射電磁波同時也在不斷吸收消耗電磁波能量，達到吸波消能的目的。
在組裝完成的吸波模塊中，其重量較大，難以搬運組裝，為了減少重量，因此，各吸波尖錐構件20上還開有減重空腔22，減重空腔22與連接孔結構21相連通。如此，便能夠大大減輕所組裝完成的吸波模塊的重量，方便工作人員對吸波模塊進行搬運移動。
在本實施例中，連接孔結構21可以為螺紋孔，相應地，連接構件30為與螺紋孔配合的螺栓。在裝配過程中，使吸波尖錐構件20的連接孔結構21的螺紋孔與安裝板10上的通孔對齊，然後將螺栓穿過安裝板10的通孔，然後擰緊螺栓與螺紋孔之間的配合，直至將吸波尖錐構件20固定在安裝板10上。
在製造本實施的吸波錐體22的過程中，本實施例應用燒結工藝進行製造，採用耐高溫和低放氣性的sic吸波材料經1000℃以上高溫燒結，並且座體21與吸波錐體22之間一體成型而成。
如圖4所示，其是本發明的吸波模塊的第二實施例的部分剖視結構，在第二實施例中，各個吸波尖錐構件20與安裝板10之間設置有彈性形變層40，優選地，彈性形變層40為矽橡膠層。在對各個尖錐構件20連接在安裝板10上的過程中，為了消除吸波尖錐構件20與安裝板10之間的剛性碰撞，因而在安裝板10上首先設置一層具有彈性的彈性形變層40，在利用螺栓將吸波尖錐構件20固定在安裝板10上的過程中，彈性形變層40能夠緩衝吸波尖錐構件20對安裝板10的碰撞力度，從而確保各個吸波尖錐構件20的完整性。優選地，本實施例選用gd414-c矽橡膠對安裝板10和吸波尖錐構件20的底部之間進行填充塗抹形成彈性形變層40。另外地，在本實施例中，也可以通過在各個吸波薦椎構件20與安裝板10之間設置如圖9所示的彈性壓片50來替代彈性形變層40，從而消除吸波尖錐構件20與安裝板10之間的剛性碰撞。在本實施例中，彈性壓片50包括連接片51和彈壓腳52，並且連接片51與彈壓腳52為一體成型製造，且彈性壓片50由金屬彈性材料製造，當然也可以是其他彈性材料。在該彈性壓片50中，兩個彈壓腳52平行且與連接片51的兩端垂直連接。在將吸波尖錐結構20安裝在安裝板10上的過程中，吸波尖錐構件20的底部與彈壓腳52相抵接，連接片51支撐在安裝板10上，從而藉助產生的彈性變形來對吸波尖錐構件20與安裝板10之間實現緩衝，螺栓穿過安裝板10後並從彈性壓片50的空隙處穿過並擰入吸波尖錐構件20的螺紋孔，如此便能夠將吸波尖錐結構20穩定地組裝在安裝板10上，從而在工作人員搬運組裝完成的吸波模塊過程中，吸波尖錐結構20之間、以及吸波尖錐結構20與安裝板10之間不會發生碰撞而使得吸波模塊損壞而失效或導致吸波效果不理想。與第一實施例相比較，第二實施例除上述結構不同之外，其餘結構均相同，因而在此不再贅述。
如圖5至圖7所示，其示出了本發明的第三實施例的結構形式。在第三實施例中，各個吸波尖錐構件20包括座體部201和錐體部202，錐體部202連接在座體部201上，座體部201與安裝板10連接，且座體部201的相鄰兩側邊上設置有凸稜2011，座體部201的與凸稜2011相對的兩側邊形成有容納槽2012，相鄰兩個吸波尖錐構件20之間的凸稜2011與相應的容納槽2012相配合。在將各個吸波尖錐構件20連接在安裝板10完成之後，相鄰的吸波尖錐構件20之間通過凸稜2011與容納槽2012配合，從而將相鄰的吸波尖錐構件20之間的間隙補充完整，防止航天產品所發射的電磁波從這些間隙中洩漏，更加完全地對電磁波進行吸波消耗。與第二實施例相比較，第三實施例除上述結構不同之外，其餘結構均相同，因而在此不再贅述。
如圖8、圖10至圖12所示，其示出了本發明的吸波模塊的第四實施例的結構形式。在第四實施例中，各個吸波尖錐構件20的連接孔結構21設置有卡接凸緣211，連接構件30具有頭部31和連接在頭部31上杆體32，杆體32包括至少兩個分杆321，相鄰分杆321之間具有間隙，本實施例的杆體32優選具有四個分杆321，分杆321上設置有與卡接凸緣211配合卡接的卡接凸起3210，且卡接凸起3210的頂面為朝向吸波尖錐構件20的尖端方向傾斜的斜面。在裝配過程中，在吸波尖錐構件20的連接孔結構21與安裝板10的相應通孔對齊之後，將連接構件30的杆體32穿過通過之後，由於分杆321之間具有間隙，並且分杆321能夠在該間隙中被卡接凸緣211擠壓而產生彈性形變，繼續將杆體32頂入，當卡接凸起3210超過卡接凸緣211之後，分杆321回彈，從而完成卡接凸緣211與卡接凸起3210之間的卡接配合，將吸波尖錐構件20固定在安裝板上。第四實施例中將卡接凸起211的頂面設置為斜面，這樣能夠順勢頂入連接構件30，從而快速完成吸波尖錐構件20與安裝板10之間的連接。與第三實施例相比較，第四實施例除上述結構不同之外，其餘結構均相同，因而在此不再贅述。
吸波尖錐構件20的電磁波反射率採用gjb2038a-2011《雷達吸波材料反射率測試方法》中ram弓形測試法進行測試，即將發射天線與接收天線對稱地置於圓弧上，圓弧所在平面與吸波材料所在的平面互相垂直。由發射天線對吸波材料產生激勵，其反射信號被接收天線拾取，再用理想的導電板取代吸波材料，測得其反射信號，最後將前後兩種情況下的反射信號相比較。通過將發射天線置於圓弧上不同的位置來改變入射角，與此同時接收天線亦做相應的移動。在微波暗室內，天線裝置在弓形框上，實現自由空間的ram反射率測量。測試時將吸波模塊拼裝成150*150的標準模塊，將模塊放置在樣板支架上進行測試，測試結果詳見圖13。要求吸波尖錐構件20的外側面上清潔無粉末，結構強度高。
根據本發明的另一方面，提供一種吸波結構。該吸波結構包括安裝框架和多個吸波模塊，多個吸波模塊安裝在安裝框架上形成吸波板。
第一種形式的吸波結構：將一個吸波板豎直放置起來，阻隔在進行試驗的航天產品與工作人員之間，使得該吸波板作為一個屏風式吸波結構使用；或者根據實際試驗應用，需要的屏風式吸波結構的尺寸較大，可以將多個這樣的吸波板順次連接形成大的屏風式吸波結構。
第二種形式的吸波結構：將五個吸波板之間相接形成容納空間作為框架式吸波結構。在對航天產品進行試驗的過程中，框架式吸波結構將航天產品圍起來，從而阻隔航天產品與工作人員之間的電磁波，將電磁波吸收消耗。
第三種形式的吸波結構：將多個吸波板相連接形成密閉的箱體空間作為為箱體式吸波結構。在對航天產品進行試驗的過程中，將航天產品放置在箱體空間內，從而阻隔航天產品與工作人員之間的電磁波，將電磁波吸收消耗。
以上僅為本發明的較佳實施例而已，並不用以限制本發明，凡在本發明的精神和原則之內所作的任何修改、等同替換和改進等，均應包含在本發明的保護範圍之內。