CN109496098B - 一种空间飞行器电子设备安装结构及空间飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种空间飞行器电子设备安装结构及空间飞行器，主要应用于外承力筒式构型空间飞行器的电子设备集中承载与安装，包括安装板组件、支撑梁组件和撑杆组件，所述安装板组件提供电子设备的安装承载面，所述支撑梁组件支撑安装在所述安装板组件下方，所述撑杆组件一端支撑安装于所述支撑梁组件下方，另一端与空间飞行器主结构连接。本发明的空间飞行器电子设备安装结构实现了承载能力高、导热性好、质量轻等有益效果。

Description

一种空间飞行器电子设备安装结构及空间飞行器

技术领域

本发明涉及航天设备安装，具体地，涉及一种空间飞行器电子设备安装结构及空间飞行器。

背景技术

载人飞船、货运飞船、空间实验室等外承力筒构型空间飞行器，为了充分利用承力筒内部空间，以及缩短电缆长度减少电缆传输损耗，需要将电源系统、测控系统、推进系统等电子设备集中布局与安装。这些系统电子设备一般是飞行器的关键核心设备，一旦出现故障，轻则系统失效，重则器毁人亡。同时这些设备普遍存在着重量大、热耗高等特点。提供给这些设备安装的结构不但要有足够的强度和刚度，保证发射过程中的安全性，还要满足重量轻的要求。

复合材料具有区别于传统金属材料的显著优越性，包括比强度和比模量高、抗疲劳能力以及抗振能力强、热膨胀系数小等，是理想的空间飞行器用材料。但是复合材料的导热性能差，如果高热耗设备集中承载结构采用纯复合材料，需要采用流体回路或热管等手段辅助设备散热，系统复杂，所需要的重量代价也较大。

另一方面，电子设备的集中安装也带来了电缆集中敷设的难题。

综合上述需求，需要合理设计，使空间飞行器电子设备安装结构强度高，刚度大，重量轻，能够辅助电子设备散热，同时提供电缆敷设与绑扎的通道。

发明内容

本发明的目的在于提供一种空间飞行器电子设备安装结构及空间飞行器，以满足空间飞行器电子设备安装结构大承载、导热性好、质量轻的要求。

为了解决上述问题，本发明提供了一种空间飞行器电子设备安装结构，包括安装板组件、支撑梁组件和撑杆组件，安装板组件用于安装承载电子设备，支撑梁组件支撑安装在所述安装板组件下方，所述撑杆组件用于将本安装结构固定安装于飞行器主结构上。

优选地，安装板组件包括若干安装板和若干电缆绑杆，安装板两两之间通过一所述电缆绑杆进行连接，并形成闭环。

优选地，安装板采用金属薄壁加筋结构，通过铣削工艺加工成型。

优选地，所述电缆绑杆采用普通槽形型材。

优选地，所述支撑梁组件采用井字形结构。

优选地，所述支撑梁组件还包括角形连接件，在所述支撑梁组件的“井”字的每个相交处的4个角均通过一所述角形连接件进行加固。

优选地，所述支撑梁组件包括2根长梁、2根中间梁和4根短梁，2根所述中间梁位于2根平行的所述长梁之间并分别与2根所述长梁垂直相接，每根所述中间梁两端分别隔着所述长梁延伸连接一所述短梁，以拼接成“井”字形，整个所述支撑梁组件采用螺接工艺加工而成。

优选地，所述支撑梁组件还包括槽形加强件，在所述长梁和中间梁上间隔设置若干所述槽形加强件以进行加固。

优选地，所述长梁、中间梁和短梁采用工字形截面型材。

优选地，所述撑杆组件包括若干连杆，所有所述连杆的一端支撑安装于所述支撑梁组件下方，另一端连接飞行器主结构。

优选地，所述连杆包括圆管、2个耳子和2个撑杆支座，所述圆管两端分别连接有一所述耳子，所述圆管两端的所述耳子分别与一所述撑杆支座连接。

本发明还提供了一种空间飞行器，包括空间飞行器主结构和设置在其内的前述任一空间飞行器电子设备安装结构。

与现有技术相比，本发明存在以下技术效果：

1、本发明的空间飞行器电子设备安装结构实现了大承载、导热性好、质量轻等有益效果。

2、本发明通过运用复合材料“工”字梁组合成支撑梁组件加撑杆组件形成的“桌台”形结构设计，保证了结构刚度和轻量化设计要求，同时，“杆”“梁”可作为电缆敷设和绑扎的主通道。

3、本发明通过运用金属薄壁加筋结构提供了重量轻、平面度好的安装平面，可将设备热量辐射至空间及传导至飞行器主结构。

当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。附图中：

图1是本发明优选实施例的结构分解图。

图2是本发明优选实施例的安装板组件的结构组成示意图。

图3是本发明优选实施例的支撑梁组件的结构组成示意图。

图4是本发明优选实施例的连杆的结构组成示意图。

图5是本发明优选实施例空间飞行器电子设备安装结构在空间飞行器主结构内的安装示意图。

图6是本发明优选实施例空间飞行器电子设备安装结构在空间飞行器主结构内的安装侧视图。

图7是本发明优选实施例空间飞行器电子设备安装结构在空间飞行器主结构内的安装俯视图。

图8是图7中I处的放大图。

图9是图7中II处的放大图。

图10是本发明优选实施例的撑杆组件在空间飞行器主结构内的安装示意图。

图11是剖面图A-A。

具体实施方式

以下将结合附图对本发明提供的一种空间飞行器电子设备安装结构及空间飞行器进行详细的描述，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例，本领域技术人员在不改变本发明精神和内容的范围内，能够对其进行修改和润色。

请参考图1，一种空间飞行器电子设备安装结构，包括安装板组件1、支撑梁组件2和撑杆组件3，所述安装板组件1用于安装承载电子设备7，所述支撑梁组件2支撑安装在所述安装板组件1下方，所述撑杆组件3一端支撑安装于所述支撑梁组件2下方，另一端与飞行器主结构连接，从而形成“桌台”形结构，保证结构的整体刚度。其中，所述安装板组件1提供电子设备7的安装平面，支撑梁组件2在下方托住安装板组件1，并进一步通过撑杆组件3为支撑梁组件2提供加强支撑。同时，安装板组件1内侧与支撑梁组件2和撑杆组件3形成电缆绑扎的主通道。整个结构与空间飞行器主结构组成一个有机整体，可将电子设备7载荷分散传递到飞行器主结构上。

请参考图2，安装板组件1包括若干安装板101和若干电缆绑杆102，安装板101两两之间通过一所述电缆绑杆102进行连接，并形成闭环，电缆绑杆102作为设备间电缆绑扎固定的结构。

在实际应用过程中，可以根据电子设备7安装需求设置合适的安装板101和电缆绑杆102的数量，较佳地，一个安装结构使用4块安装板101和4根电缆绑杆102。

较佳地，安装板101采用金属薄壁加筋结构，通过铣削工艺加工成型，具有重量轻、刚度高、平面度和导热性良好的优点，可有效将电子设备7工作产生的热量传导和辐射出去。

较佳地，所述电缆绑杆102采用普通槽形型材。

在实际应用过程中，可以根据安装板101的数量设计具有相应数量支撑梁的支撑梁组件2，以实现每一块安装板101至少有一根梁进行支撑。较佳地，支撑梁组件2采用井字形结构。

请参考图3，支撑梁组件2采用井字形结构，包括2根长梁201、2根中间梁202、4根短梁203、16个角形连接件204和12个槽形加强件205，2根所述中间梁202位于2根平行的所述长梁201之间并分别与2根所述长梁201垂直相接，每根所述中间梁202两端分别隔着所述长梁201延伸连接一所述短梁203，以拼接成“井”字形，整个所述支撑梁组件通过螺接工艺拼接而成。

较佳地，在所述“井”字的每个相交处的4个角均通过一所述角形连接件204进行加固，在所述长梁201和中间梁202上间隔设置若干所述槽形加强件205以进行加固。支撑梁组件2从下方托住安装板组件1，使安装板组件1的4块安装板(101)形成一个整体加强结构。

较佳地，长梁201、中间梁202和短梁203均采用工字形截面型材。

较佳地，整个支撑梁组件2采用碳纤维复合材料制成，并通过螺钉和螺母安装连接。

作为一种实施例，撑杆组件3包括若干连杆，每根连杆的一端支撑安装于支撑梁组件2下方，另一端连接飞行器主结构。

请参考图4，连杆包括圆管301、耳子302、撑杆支座303、销钉304和销螺栓305。所述圆管301两端分别胶结固定一所述铝合金耳子302，并通过销钉304加固，铝合金耳子302通过销螺栓305与撑杆支座303连接。

较佳地，圆管301为碳纤维复合材料管。

安装空间飞行器电子设备安装结构时，空间飞行器电子设备安装结构安装在空间飞行器主结构内，具体可以采用下述安装连接方式：结合图5、图6和图7，请参考图8和图9，安装板组件1的边缘通过螺钉安装在空间飞行器主结构框环8的上表面，支撑梁组件2的边缘通过螺钉吊挂在空间飞行器主结构框环8的下表面；请参考图10和图11，连杆的撑杆支座303通过螺钉与空间飞行器主结构框环8连接。

以上公开的仅为本申请的一个具体实施例，但本申请并非局限于此，任何本领域的技术人员能思之的变化，都应落在本申请的保护范围内。

Claims (10)

1.一种空间飞行器电子设备安装结构，其特征在于，包括安装板组件、支撑梁组件和撑杆组件，所述安装板组件用于安装承载电子设备，所述支撑梁组件支撑安装在所述安装板组件下方，所述撑杆组件用于将本安装结构固定安装于空间飞行器主结构上；

所述安装板组件包括若干安装板和若干电缆绑杆，所述安装板两两之间通过一所述电缆绑杆进行连接，并形成闭环；

所述支撑梁组件包括若干支撑梁，且每块所述安装板设有至少一个所述支撑梁支撑。

2.如权利要求1所述的空间飞行器电子设备安装结构，其特征在于，所述安装板采用金属薄壁加筋结构，通过铣削工艺加工成型。

3.如权利要求1所述的空间飞行器电子设备安装结构，其特征在于，所述电缆绑杆采用普通槽形型材。

4.如权利要求1所述的空间飞行器电子设备安装结构，其特征在于，所述支撑梁组件采用井字形结构，所述安装板的数量为四个，所述支撑梁组件包括2根长梁、2根中间梁和4根短梁，2根所述中间梁位于2根平行的所述长梁之间并分别与2根所述长梁垂直相接，每根所述中间梁两端分别隔着所述长梁延伸连接一所述短梁，以拼接成“井”字形，整个所述支撑梁组件采用螺接工艺加工而成。

5.如权利要求4所述的空间飞行器电子设备安装结构，其特征在于，所述支撑梁组件还包括角形连接件，在所述支撑梁组件的“井”字的每个相交处的4个角均通过一所述角形连接件进行加固。

6.如权利要求4所述的空间飞行器电子设备安装结构，其特征在于，所述支撑梁组件还包括槽形加强件，在所述长梁和中间梁上间隔设置若干所述槽形加强件以进行加固。

7.如权利要求4所述的空间飞行器电子设备安装结构，其特征在于，所述长梁、中间梁和短梁采用工字形截面型材。

8.如权利要求1所述的空间飞行器电子设备安装结构，其特征在于，所述撑杆组件包括若干连杆，所有所述连杆的一端支撑安装于所述支撑梁组件下方，另一端连接飞行器主结构。

9.如权利要求8所述的空间飞行器电子设备安装结构，其特征在于，所述连杆包括圆管、2个耳子和2个撑杆支座，所述圆管两端分别连接有一所述耳子，所述圆管两端的所述耳子分别与一所述撑杆支座连接。

10.一种空间飞行器，其特征在于，包括空间飞行器主结构和设置在其内的如权利要求1-9任一所述的空间飞行器电子设备安装结构。

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