CN103935529B - 一种快速响应卫星结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种快速响应卫星结构，包括本体结构和推进舱，所述的本体结构由碳纤维框架(含底板)、下隔板、中层板、上隔板、侧板和顶板组成；所述的推进舱由承力筒和推进舱底板组成。本发明解决了研制、装配周期长、对载荷适应性弱等问题，取得了结构简单、质量轻、装配的快速性、扩展性强、适应性强等有益效果。

Description

一种快速响应卫星结构
技术领域
本发明涉及卫星结构构型，具体涉及一种快速响应卫星结构。
背景技术
卫星结构是提供所装载仪器设备的安装空间和位置，承受作用在卫星上的静、动态载荷，并支持其入轨后在预定轨道上完成既定任务承载卫星主要载荷的承力结构，是卫星系统得重要组成部分。具有质量要求严格、结构空间有限、能适应特殊的空间环境、高可靠等特点。目前，卫星研制面临研制周期短、任务多等困难，因此，结构设计时必须考虑结构形式简单、质量轻、装配的快速性、扩展性强、适应性强等方面。
发明内容
为了解决现有技术中研制、装配周期长、对载荷适应性弱等问题，本发明的目的在于提供一种快速响应卫星结构。本发明提供了一种具有结构简单、质量轻、装配的快速性、扩展性强、适应性强等特点的结构形式，用来解决上述技术问题。
为了达到上述发明目的，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是提供一种快速响应卫星结构，包括本体结构和推进舱，所述的本体结构由碳纤维框架(含底板)、下隔板、中层板、上隔板、侧板和顶板组成；所述的推进舱由承力筒和推进舱底板组成。
作为优选，所述的本体结构和所述的推进舱均可独立装配和测试。
作为优选，承力筒为上截面为六边形，下截面为圆形的六棱锥筒。
作为优选，承力筒由内蒙皮、外蒙皮和蜂窝芯子组成。
作为优选，所述的内蒙皮和外蒙皮为碳/环氧复合材料，增强材料为 M55J-6k碳纤维，基体材料为环氧AG-80树脂基体,铺层顺序为 (±45°/0°3/±45° )对称铺层，所述的蜂窝芯子采用材料为LF2Y、高度为 6.5mm、规格为4-0.04的有孔耐久性铝蜂窝。
作为优选，所述的碳纤维框架(含底板)由碳纤维杆件、碳纤维接头通过 Redux420胶粘剂胶接而成。
作为优选，所述的下隔板、中层板、上隔板、侧板和顶板均为蜂窝夹层结构，所述的蜂窝夹层结构由上蒙皮、下蒙皮和蜂窝芯子组成。
作为优选，所述的上蒙皮和下蒙皮均为0.3mm厚的铝面板。
本发明对本体结构和推进舱结构构型、结构形式、各结构件之间的连接形式等进行专门设计，因此，取得结构简单、独立成舱、质量轻、快速装配、载荷适应性强等有益效果，应用前景广泛。
附图说明
下面结合附图和具体实施方式来详细说明本发明；
图1为本发明的结构示意图；
图中标记：1.本体结构、2.推进舱、101.碳纤维框架(含底板)、102.下隔板、103.中层板、104.上隔板、105.侧板、106.顶板、201.承力筒、202.推进舱底板；
具体实施方式
为使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本发明。
参照图1，本具体实施方式采用以下技术方案：一种快速响应卫星结构，包括本体结构1和推进舱2，所述的本体结构1由碳纤维框架含底板101、下隔板102、中层板103、上隔板104、侧板105和顶板106组成,为卫星仪器设备提供安装基础，同时应能承受卫星发射时的各种力学环境；在地面测试、装配时，可独立成舱。碳纤维框架含底板101由碳纤维杆件、碳纤维接头通过 Redux420胶粘剂胶接而成；底板、下隔板102、中层板103、上隔板104、侧板105和顶板106均为蜂窝夹层结构，所述的蜂窝夹层结构由上蒙皮、下蒙皮和蜂窝芯子组成,其中，上蒙皮、下蒙皮均为0.3mm厚的铝面板，材料为 LY12CZ；蜂窝芯子采用材料为LF2Y，规格为4-0.04的有孔耐久性铝蜂窝芯。
其中，所述的中层板103在装配过程中直接与碳纤维框架横杆连接，横杆通过螺钉可调整其安装高度位置，使中层板103高度位置可调，实现平台舱内空间可调性，以适应不同载荷的需求。
其中，本体结构1部分的主承力部件为碳纤维框架含底板101，其它部件中层板103、侧板105和顶板106均仅与其存在装配接口，装配简单；侧面装配接口一致，必要时侧板105可互换，以适应不同轨道、降交点地方；所述的下隔板102和所述的上隔板104直接与碳纤维框架101的异型杆直接连接，主要为中层板103和顶板106提供刚度支撑，改善层板的加速度响应环境；所述的上隔板102、下隔板104可根据顶板106、中层板103的仪器设备安装情况选择是否安装。
所述的推进舱2由承力筒201和推进舱底板202组成，主要为推进分系统设备或部件提供安装基础，同时应能承受卫星发射时的各种力学环境；在地面试验、装配时，所述的本体结构1和所述的推进舱2均可独立成舱。
其中，所述的承力筒201为上截面为六边形，下截面为圆形的六棱锥筒，采用碳纤维蒙皮-铝蜂窝夹层结构形式，所述的碳纤维蒙皮-铝蜂窝夹层结构形式由内蒙皮、外蒙皮和蜂窝芯子组成，其中，内、外蒙皮为碳/环氧复合材料，增强材料为M55J-6k碳纤维，基体材料为环氧AG-80树脂基体,铺层顺序为±45°/0°3 /±45° 对称铺层；蜂窝芯子采用材料为LF2Y、高度为6.5mm、规格为4-0.04 的有孔耐久性铝蜂窝；内、外蒙皮与铝蜂窝芯采用厚度0.15mm的J78B胶粘剂胶接,并在90℃高温下固化；承力筒上端预埋“L”型T700端框,用于连接本体框架；下端预埋铝合金端框,作为星箭分离面，同时为推进舱仪器板提供安装接口，在下端框内侧设置整星停放工装接口；外侧纵向转角和中心处布置6根“T”型碳纤维桁条和碳纤维补强角盒，用于加强。
综上所述，本发明具有结构简单、质量轻、装配的快速性、扩展性强、载荷适应性强等特点，对于卫星缩短研制、装配周期具有重大的意义。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种快速响应卫星结构，其特征在于：包括本体结构(1)和推进舱(2)，所述的本体结构(1)由碳纤维框架(101)、下隔板(102)、中层板(103)、上隔板(104)、侧板(105)和顶板(106)组成；所述的推进舱(2)由承力筒(201)和推进舱底板(202)组成；
承力筒(201)由内蒙皮、外蒙皮和蜂窝芯子组成；
所述的内蒙皮和外蒙皮为碳/环氧复合材料，增强材料为M55J-6k碳纤维，基体材料为环氧AG-80树脂基体,铺层顺序为±45°/0°3/±45° 对称铺层，所述的蜂窝芯子采用材料为LF2Y、高度为6.5mm、规格为4-0.04的有孔耐久性铝蜂窝；
所述的本体结构(1)和所述的推进舱(2)均可独立装配和测试；
承力筒(201)为上截面为六边形，下截面为圆形的六棱锥筒；
所述的碳纤维框架(101)由碳纤维杆件、碳纤维接头通过Redux420胶粘剂胶接而成；
所述的下隔板(102)、中层板(103)、上隔板(104)、侧板(105)和顶板(106)均为蜂窝夹层结构，所述的蜂窝夹层结构由上蒙皮、下蒙皮和蜂窝芯子组成；
所述的上蒙皮和下蒙皮均为0.3mm厚的铝面板。
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