CN107839899A - 适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板，包括上蒙皮、下蒙皮、蜂窝芯子、加强框、铲刮片和隔热垫，所述蜂窝芯子设置在上蒙皮与下蒙皮之间，所述加强框预埋在蜂窝芯子内部，所述隔热垫片安装在铲刮片与有效载荷安装脚之间，所述铲刮片与下蒙皮连接；所述安装顶板为一体化支撑结构。本发明提供一种可同时实现刚度和热变形控制设计，可承载大型高稳定、高精度、高分辨率有效载荷，在轨热变形微小可控，可提供较优的支撑刚度和安装精度，适用于大型卫星平台有效载荷安装顶板的严苛环境需求。

Description

适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板
技术领域
本发明涉及卫星大型平台结构设计领域，具体地，涉及一种适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板。
背景技术
目前，政治、经济、国防等对卫星提出了越来越高的要求，使得卫星朝着高稳定、高精度、高分辨率方向发展，这除了对大型卫星有效载荷提出了更高的性能要求之外，还对大型卫星平台结构在轨运行的力学环境、精度稳定性等提出了更加苛刻的要求。卫星有效载荷安装在卫星平台结构的顶板上，顶板的刚度和随空间温度变化的热变形情况将对其承载的有效载荷的功能性能实现产生重要影响。因此，对用于对地遥感卫星有效载荷安装顶板同时实现刚度和热变形控制设计是当前大型卫星平台设计的重点和难点。
常规的卫星平台顶板设计采用常规蜂窝板结构，有效载荷的安装精度通过对顶板表面预留的铲刮片统一铲刮、精测等工艺手段来保证，而随着卫星有效载荷的质量和尺寸量级的增大，使用传统设计方法加工装配出的卫星顶板刚度性能、热变形性能已难以满足新型有效载荷对卫星安装顶板的需求。
因此，针对最新大型卫星有效载荷，设计一种适用于大型卫星平台结构，可同时实现刚度设计和热变形控制设计的大型一体化有效载荷安装顶板，成为卫星发展亟待解决的问题。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明提供了一种同时实现刚度和热变形控制设计适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板。本发明的目的是提供一种适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板。
根据本发明提供的适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板，包括上蒙皮、下蒙皮、蜂窝芯子、加强框、铲刮片和隔热垫，所述蜂窝芯子设置在上蒙皮与下蒙皮之间，所述加强框预埋在蜂窝芯子内部，所述隔热垫片安装在铲刮片与安装脚(有效载荷安装脚)之间，所述铲刮片与上蒙皮连接。
优选地，所述加强框为一体化成型结构。以提高顶板的承力性能和整板刚度。
优选地，所述加强框为中空的薄壁结构。
更优选地，所述加强框的横截面为中空的四边形薄壁结构。
优选地，所述隔热垫为镂槽结构。以减小热传导，实现整板热变形控制。
优选地，所述隔热垫片采用钛合金材料制备。
优选地，所述上蒙皮、下蒙皮均采用的M55J碳纤维/氰酸酯复合材料制备。
优选地，所述加强框分别与蜂窝芯子、下蒙皮、上蒙皮通过胶接进行连接，所述蜂窝芯子分别与下蒙皮、上蒙皮通过胶接进行连接；所述铲刮片与上蒙皮采用胶接连接。
优选地，所述隔热垫片与铲刮片通过螺钉连接进行连接。进一步，隔热垫片分别与铲刮片、有效载荷安装脚通过螺钉连接进行连接。
本发明提供的一种同时实现刚度和热变形控制设计适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板，其采用大型一体化内埋加强框提高蜂窝板的承力性能以及整板刚度，采用钛合金镂空隔热垫片实施热控措施，来抑制安装界面的热变形。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、传统有效载荷安装顶板无内埋加强框，本发明顶板采用大型一体化成型内埋加强框预埋在蜂窝芯子里，提高了大型顶板的承力性能和支撑刚度。
2、传统有效载荷直接安装在卫星平台的顶板铲刮片上，本发明顶板采用钛合金镂槽结构的隔热垫片安装在有效载荷安装脚与顶板铲刮片之间，并使用多层包覆安装脚，保温和隔热效果好。
3、本发明大型顶板为卫星平台的大型一体化支撑结构。
4、本发明大型顶板为等刚度设计，一体化内埋加强框保证了顶板刚度的均匀性。
5、本发明顶板上、下蒙皮采用M55J纤维材料，其基体材料为氰酸酯，吸湿性好，航天结构首次采用。
本发明可承载大型高稳定、高精度、高分辨率有效载荷，在轨热变形微小可控，可提供较优的支撑刚度和安装精度，适用于大型卫星平台有效载荷安装顶板的严苛环境需求。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明顶板的结构示意图；
图2为本发明顶板的侧视图；
图3为本发明内埋加强框的结构示意图；
图4为图3中加强框的尺寸示意图；
图5为本发明中隔热垫片的结构示意图；
图6为本发明中隔热垫片分别与铲刮片、安装脚连接的局部示意图；
图中，1-下蒙皮；2-蜂窝芯子；3-上蒙皮；4-铲刮片；5-隔热垫片；6-加强框；7-螺钉；8-安装脚；9-内埋件。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明提供了一种适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板，可同时实现刚度和热变形控制，如图1-图6所示，所述顶板包括下蒙皮1、蜂窝芯子2、上蒙皮3、铲刮片4、隔热垫片5，以及加强框6，所述蜂窝芯子2设置在上蒙皮3与下蒙皮1之间，所述加强框6预埋在蜂窝芯子2内部，所述隔热垫片5安装在铲刮片4与安装脚8(有效载荷安装脚)之间，所述铲刮片4与上蒙皮3连接。
所述加强框6为一体化成型结构。所述加强框6为中空的薄壁结构。优选地，所述加强框6的横截面为中空的四边形薄壁结构。
所述隔热垫片5为镂槽结构；镂槽结构的内部镂空处呈槽形结构。所述隔热垫片5采用钛合金材料制备。
所述上蒙皮3、下蒙皮1均采用M55J碳纤维/氰酸酯复合材料制备。
所述加强框6通过胶接分别与蜂窝芯子2、下蒙皮1、上蒙皮3进行连接，所述蜂窝芯子2通过胶接分别与下蒙皮1、上蒙皮3进行连接；所述铲刮片4与上蒙皮3采用胶接连接。
所述隔热垫片5与铲刮片4通过螺钉连接进行连接。进一步地，所述隔热垫片5与安装脚8、铲刮片4之间均采用螺钉7连接。所述螺钉7依次穿过安装脚8、隔热垫片5、铲刮片4、上蒙皮3、内埋件9，所述内埋件9用于与螺钉连接。
本实施例中，顶板总厚度为40mm，蜂窝芯子2的规格为5×0.03，即边长为5mm，厚度为0.03mm的六边形蜂窝，材料为5A02H8；上蒙皮3、下蒙皮1的厚度均为0.3mm，均采用M55J纤维材料(基体材料为氰酸酯)，具体铺层为[60°/-60°/0°]，其中，符号60°、-60°表示铺层纤维受力的角度与主力方向的夹角为60°，符号0°表示铺层纤维承受主力方向的载荷；内埋加强框6的截面尺寸为40mm×39.1mm，加强框6的两对边厚度分别为1mm、1.5mm的薄壁，材料选用M55J，如图4所示；隔热垫片5厚度为15mm，材料为钛合金。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (8)

1.一种适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板，其特征在于，包括上蒙皮、下蒙皮、蜂窝芯子、加强框、铲刮片和隔热垫，所述蜂窝芯子设置在上蒙皮与下蒙皮之间，所述加强框预埋在蜂窝芯子内部，所述隔热垫片安装在铲刮片与安装脚之间，所述铲刮片与上蒙皮连接。
2.根据权利要求1所述的适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板，其特征在于，所述加强框为一体成型结构。
3.根据权利要求1或2所述的适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板，其特征在于，所述加强框为中空的薄壁结构。
4.根据权利要求1所述的适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板，其特征在于，所述隔热垫片为镂槽结构。
5.根据权利要求1或4所述的适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板，其特征在于，所述隔热垫片采用钛合金材料制备。
6.根据权利要求1所述的适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板，其特征在于，所述上蒙皮、下蒙皮均采用M55J碳纤维/氰酸酯复合材料制备。
7.根据权利要求1所述的适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板，其特征在于，所述加强框分别与蜂窝芯子、下蒙皮、上蒙皮通过胶接进行连接，所述蜂窝芯子分别与下蒙皮、上蒙皮通过胶接进行连接；所述铲刮片与上蒙皮采用胶接连接。
8.根据权利要求1所述的适用于对地遥感卫星有效载荷的安装顶板，其特征在于，所述隔热垫片与铲刮片通过螺钉连接进行连接。
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