本发明涉及飞行器防护，具体而言，涉及一种基于形状记忆材料的热防护结构以及飞行器。
背景技术：
1、随着航天技术发展，飞行器的飞行速度越来越快，使用环境越来越恶劣，有效的热防护结构是保证飞行器安全飞行的关键条件之一。
2、现有的热防护结构一般可分为三种：柔性热防护结构、刚性陶瓷瓦热防护结构和金属热防护结构，柔性热防护结构是一种棉被式的防热结构，具有较优的变形能力且具有质量轻、耐热震性好等特点，却难以承受外部冲击载荷；刚性陶瓷瓦热防护结构及金属热防护结构有着更好的热防护效果，但是其难以变形，无法适应更复杂的环境。
技术实现思路
1、本发明所要解决的是现有的热防护结构难以兼顾抗冲击载荷性以及形变能力的问题。
2、为解决上述问题，第一方面，本发明提供了一种基于形状记忆材料的热防护结构，应用于飞行器，包括：
3、热防护组件，所述热防护组件包括中心件以及沿着所述中心件周向布设的多个胞元，多个所述胞元与所述中心件活动连接，多个所述胞元中每相邻的两个所述胞元之间活动连接；
4、其中，各所述胞元在满足设定条件后相对所述中心件发生形变或者形变恢复，以使所述热防护组件在折叠收缩状态和展开状态之间切换；
5、伸缩杆，所述热防护组件通过所述伸缩杆与所述飞行器活动连接，以使所述热防护组件处于展开状态时，以设定角度对准太阳光。
6、可选地，所述胞元包括折叠活性超材料部、热防护部、折痕部以及位于所述折叠活性超材料部的厚度方向一侧的呈间隔分布的多个基体，所述热防护部至少设置于所述基体的厚度方向的两侧，多个所述基体中每相邻两个所述基体的相邻处设置有所述折痕部。
7、可选地，所述折叠活性超材料部包括夹芯部以及对所述夹芯部形成均匀包裹的蒙皮，所述夹芯部的至少一侧的所述蒙皮通过所述热防护部与基体连接。
8、可选地，所述夹芯部包括凹六边形、星形、双箭头形、四韧带手性、六韧带手性蜂窝结构中的一种或者多种。
9、可选地，所述热防护部包括第一热防护部和第二热防护部，所述第一热防护部设置在所述基体远离所述折叠活性超材料部的一侧，所述第二热防护部包括柔性热防护部和刚性热防护部，所述刚性热防护部用于连接所述蒙皮和基体并与所述基体的形状和数量相匹配，所述折痕部包括所述柔性热防护部。
10、可选地，多个所述胞元与所述中心件之间形成折痕，每相邻的两个所述胞元之间形成折痕，每个所述胞元的所述折痕部包括第一折痕部和多个第二折痕部，所述第一折痕部用于所述胞元之间的折叠收缩和展开，多个所述第二折痕部用于所述胞元内的折叠收缩和展开。
11、可选地，所述第一折痕部沿着所述中心件的周向倾斜设定角度，所述第二折痕部设有多个，并以所述第一折痕部为对称轴对称分布在所述第一折痕部的两侧，且所述第二折痕部沿着所述第一折痕部向外呈辐射状均匀展开。
12、可选地，所述折叠活性超材料部的制作材料包括形状记忆聚合物，和/或，形状记忆聚合物复合材料，其中，多个所述胞元通过一体化打印而成，或者，各所述胞元通过单独打印而成，每相邻的两个所述胞元之间通过滑轨与凸起连接，并在连接处设有用于限定两者相对移动的弹性锁定组件。
13、可选地，所述设定条件包括所述折叠活性超材料部的温度达到玻璃化转变温度，所述设定条件与设定驱动方式中的一种或者多种对应，所述设定驱动方式包括热驱动、电驱动、射频驱动、微波驱动和光驱动。
14、本发明通过沿着所述中心件周向设置多个胞元，以及多个所述胞元与所述中心件活动连接，多个所述胞元中每相邻的两个所述胞元之间活动连接的设置，从而各所述胞元在满足设定条件后，各胞元之间可以同步相对中心件进行变形和逆变形，例如分别实现聚拢和展开，对应的，热防护组件呈现折叠收缩状态和展开状态，配合伸缩杆的设置，以满足飞行器在轨飞行时的热防护需求，在地面上或者非在轨飞行时，热防护组件可以变形至聚拢状态，而当飞行器到达指定轨道后，热防护组件可以变形至展开状态，以满足复杂环境下的变形需求，并且展开的热防护组件可以直面太阳光，为飞行器提供较佳的热防护，并且由于热防护组件中多胞元沿着中心件的设置，实现了多胞元围绕中心件紧密连接，可以显著提升热防护组件的强度、刚度和抗震能力。
15、第二方面，本发明还提供了一种飞行器，包括如上述方案中任一项基于形状记忆材料的热防护结构。
16、通过本发明提供的飞行器，相对现有技术具有的有益效果与热防护结构相对现有技术具有的有益效果相同，在此不再赘述。
1.一种基于形状记忆材料的热防护结构，其特征在于，应用于飞行器(1)，包括：
2.根据权利要求1所述的基于形状记忆材料的热防护结构，其特征在于，所述胞元(6)包括折叠活性超材料部(11)、热防护部(8)、折痕部(10)以及位于所述折叠活性超材料部(11)的厚度方向一侧的呈间隔分布的多个基体(9)，所述热防护部(8)至少设置于所述基体(9)的厚度方向的两侧，多个所述基体(9)中每相邻两个所述基体(9)的相邻处设置有所述折痕部(10)。
3.根据权利要求2所述的基于形状记忆材料的热防护结构，其特征在于，所述折叠活性超材料部(11)包括夹芯部(112)以及对所述夹芯部(112)形成均匀包裹的蒙皮(111)，所述夹芯部(112)的至少一侧的所述蒙皮(111)通过所述热防护部(8)与所述基体(9)连接。
4.根据权利要求3所述的基于形状记忆材料的热防护结构，其特征在于，所述夹芯部(112)包括凹六边形、星形、双箭头形、四韧带手性、六韧带手性蜂窝结构中的一种或者多种。
5.根据权利要求3所述的基于形状记忆材料的热防护结构，其特征在于，所述热防护部(8)包括第一热防护部和第二热防护部，所述第一热防护部设置在所述基体(9)远离所述折叠活性超材料部(11)的一侧，所述第二热防护部包括柔性热防护部(15)和刚性热防护部(16)，所述刚性热防护部(16)用于连接所述蒙皮(111)和所述基体(9)并与所述基体(9)的形状和数量相匹配，所述折痕部(10)包括所述柔性热防护部(15)。
6.根据权利要求2-5任一项所述的基于形状记忆材料的热防护结构，其特征在于，多个所述胞元(6)与所述中心件(7)之间形成折痕，每相邻的两个所述胞元(6)之间形成折痕，每个所述胞元(6)的所述折痕部(10)包括第一折痕部(101)和多个第二折痕部(102)。
7.根据权利要求6所述的基于形状记忆材料的热防护结构，其特征在于，所述第一折痕部(101)沿着所述中心件(7)的周向倾斜设定角度，所述第二折痕部(102)设有多个，并以所述第一折痕部(101)为对称轴对称分布在所述第一折痕部(101)的两侧，且所述第二折痕部(102)沿着所述第一折痕部(101)向外呈辐射状均匀展开。
8.根据权利要求2-5任一项所述的基于形状记忆材料的热防护结构，其特征在于，所述折叠活性超材料部(11)的制作材料包括形状记忆聚合物，和/或，形状记忆聚合物复合材料，其中，多个所述胞元(6)通过一体化打印而成，或者，各所述胞元(6)通过单独打印而成，每相邻的两个所述胞元(6)之间通过滑轨(14)与凸起(5)连接，并在连接处设有用于限定两者相对移动的弹性锁定组件(13)。
9.根据权利要求2-5任一项所述的基于形状记忆材料的热防护结构，其特征在于，所述设定条件包括所述折叠活性超材料部(11)的温度达到玻璃化转变温度，所述设定条件与设定驱动方式中的一种或者多种对应，所述设定驱动方式包括热驱动、电驱动、射频驱动、微波驱动和光驱动。
10.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1-9任一项所述的基于形状记忆材料的热防护结构。
