CN104715080A - 一种航天器设备安装紧固件设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明调整了设备安装紧固件的设计步骤，把结构板上设备安装孔及其钢丝螺套设计工作提前和细化，把设备安装紧固件设计和结构板上的紧固件安装孔设计同步化，实现航天器设备安装紧固件及其安装孔“自顶向下”的设计，解决了传统设计方法中紧固件参数不优化的问题，实现了航天器设备安装紧固件及其安装孔参数的精细化设计。

Description

一种航天器设备安装紧固件设计方法

技术领域

本发明属于机械设计与机械配套领域，涉及一种设备安装紧固件的设计与配套方法。

背景技术

航天器机械结构设计、总装布局和总装实施是一个系统工程，由结构总体、结构分系统、结构制造部门和总装实施部门共同协同设计完成。利用紧固件的连接设计是航天器结构连接的主要形式。根据载人飞船的轨道舱和返回舱两个舱段的装配统计，设备安装用到的紧固件就超过11000件，其中，有80％的螺钉(螺栓)是通过航天器结构板(如仪器板)上预埋孔或者后埋孔中的钢丝螺套安装。设计螺钉(螺栓)时，螺钉(螺栓)的公称长度与结构板预埋孔或者后埋孔的钻孔深度、螺纹深度和钢丝螺套长度有严格的尺寸关系。

目前，航天器设备安装紧固件的设计步骤是：

结构总体根据各分系统提供的单机设备外形图和机械接口进行总装布局和总装设计；

结构总体根据总装布局和总装设计结果对结构分系统提出总装对结构的技术要求，包括各单机设备在航天器结构板上的安装位置、安装孔的直径和安装孔的最小参数(如安装孔的直径M6，钻孔深度不小于13mm，底孔螺纹深度不小于9mm，钢丝螺套长度不小于8mm)；

结构分系统依据结构总体对结构的技术要求进行航天器结构板设计，包括结构板上设备安装孔及其钢丝螺套设计；

结构总体对航天器设备安装紧固件进行详细设计、汇总和统计，完成设备安装图册。

在这种传统的航天器设备安装紧固件设计步骤中，由于在结构总体对结构分系统提出总装对结构的技术要求，只提了安装孔的最小参数(如钻孔深度不小于13mm，底孔螺纹深度不小于9mm，钢丝螺套长度不小于8mm)，结构分系统在航天器结构板设计时，由于设备安装紧固件设计和结构板上的紧固件安装孔设计分离，使得安装孔设计比较保守，会出现钻孔深度、底孔螺纹深度和钢丝螺套长度设计的普遍偏大，或者是钻孔深度、底孔螺纹深度和钢丝螺套长度之间不匹配的现象，使得最后设计和选配的航天器设备安装紧固件会出现以下问题：

螺钉(螺栓)安装后的结构尺寸不满足国军标《钢丝螺套安装要求》(GJB5108-2002)中螺钉(螺栓)安装后的结构尺寸，即：螺钉(螺栓)安装后其螺纹终止线应突出钢丝螺套端面不小于1倍螺距。

分析发现，出现这些现象的主要原因是：在目前航天器设备安装紧固件的设计步骤中，结构板上设备安装孔及其钢丝螺套设计工作过于靠后，不符合现在航天器三维设计中“自顶向下”设计思路。

发明内容

本发明解决的技术问题是克服传统的航天器设备安装紧固件设计步骤存在的问题，提出一种航天器设备安装紧固件设计方法，步骤如下：

1)结构总体根据各分系统提供的单机设备外形图和机械接口进行总装布局和总装设计；

2)结构总体根据设备布局位置和安装特点，进行设备安装紧固件的详细计算、配套，对结构板上每个设备安装紧固件的安装孔参数进行详细的计算和符合，包括钻孔深度、底孔螺纹深度、钢丝螺套规格和长度，并对设备安装紧固件进行统计、汇总；

3)结构总体对结构分系统提出总装对结构的技术要求时，给出每块结构板上设备安装紧固件详细的参数和对应安装孔具体参数，包括紧固件的规格、数量、安装形式、安装孔的钻孔深度、底孔螺纹深度、钢丝螺套规格和长度。

4)结构分系统依据第3)步的要求，在进行航天器结构板设计过程中，进行紧固件安装孔设计的实施。

本发明针对目前航天器设备安装紧固件的设计存在的问题和产生原因，调整了设备安装紧固件的设计步骤，把结构板上设备安装孔及其钢丝螺套设计工作提前和细化，把设备安装紧固件设计和结构板上的紧固件安装孔设计同步化，实现航天器设备安装紧固件及其安装孔“自顶向下”的设计，解决了传统设计方法中紧固件参数不优化的问题，实现了航天器设备安装紧固件及其安装孔参数的精细化设计。

具体实施方式

下面对本发明作进一步的说明：

结构总体根据各分系统提供的单机设备外形图和机械接口进行总装布局和总装设计；

结构总体根据设备布局位置和安装特点，进行设备安装紧固件的详细计算、配套，同时根据紧固件的安装形式，对结构板上每个设备安装紧固件的安装孔参数进行详细的计算和符合，包括钻孔深度、底孔螺纹深度、钢丝螺套规格和长度，并对设备安装紧固件进行统计、汇总，形成设备安装紧固件物料清单；

结构总体对结构分系统提出总装对结构的技术要求时，给出每块结构板上设备安装紧固件详细的参数和对应安装孔具体参数，包括紧固件的规格、数量、安装形式、安装孔的钻孔深度、底孔螺纹深度、钢丝螺套规格和长度。

结构分系统依据第3)步的要求，在进行航天器结构板设计过程中，进行紧固件安装孔设计的实施。

本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。

最后应说明的是：以上实施例应用以说明本发明而并非限制本发明所描述的技术方案；因此，尽管本说明书参照上述的各实施例对本发明已进行了详细的说明，但是本领域的普通技术人员应当理解，仍然可以对本发明了进行修改或者等同替换；而一切不脱离发明的精神和范围的技术方案及其改进，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (1)

1.一种航天器设备安装紧固件设计方法，其特征是，包括如下步骤：

1)结构总体根据各分系统提供的单机设备外形图和机械接口进行总装布局和总装设计；

2)结构总体根据设备布局位置和安装特点，进行设备安装紧固件的详细计算、配套，对结构板上每个设备安装紧固件的安装孔参数进行详细的计算和符合，包括钻孔深度、底孔螺纹深度、钢丝螺套规格和长度，并对设备安装紧固件进行统计、汇总；

3)结构总体对结构分系统提出总装对结构的技术要求时，给出每块结构板上设备安装紧固件详细的参数和对应安装孔具体参数，包括紧固件的规格、数量、安装形式、安装孔的钻孔深度、底孔螺纹深度、钢丝螺套规格和长度。

4)结构分系统依据第3)步的要求，在进行航天器结构板设计过程中，进行紧固件安装孔设计的实施。