CN109911246B - 适用于点式连接航天器复合材料结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种星箭连接结构领域的适用于点式连接航天器复合材料结构，包括承力筒下端框和加强角盒；所述承力筒下端框截面为F型，所述承力筒下端框主要由斜面、铆接孔、翻边法兰、连接法兰组成；所述加强角盒截面为L型，所述加强角盒上设有铆接孔；所述加强角盒与下端框斜面铆接相连，所述加强角盒的截面与所述斜面和连接法兰表面贴合。本发明满足了我国新一代火星探测器结构平台承力筒轻量化设计要求，同时也保证了与运载的连接强度和连接刚度。

Description

适用于点式连接航天器复合材料结构

技术领域

本发明涉及星箭连接结构技术领域，具体涉及一种适用于点式连接航天器复合材料结构。

背景技术

随着我国对航天器高精度、高分辨率成像的需求，特别是高轨航天器对姿控仪器安装结构在轨热变形提出了苛刻要求，目前传统的设计形式几乎不可能满足高轨航天器高精度姿态确定以及图像导航配准要求。

常规的这种结构一般要求具有轻量化、高刚度、良好的电导通及传热特性，同时具有足够的强度，因此往往采用轻质铝合金或者镁合金材料整体机加工而成。航天器在轨运行时，这些安装结构处于反复交变的恶劣热环境中，安装结构由于金属材料的高热膨胀率将导致热变形极大，这样必将导致航天器拍摄图像模糊，航天器功能大为降低，甚至丧失。

目前，采用中心承力筒式航天器的结构分系统中承力筒的重量占比较大。对于我国新一代火星探测器结构平台，承力筒的轻量化设计成为降低结构重量的一个重要方向。

经过对现有技术的检索，中国发明专利CN201510079961.0，发明名称为航天器用高精度微变形姿控仪器安装结构，包括：薄壁壳体结构、封盖板、仪器安装板、导热体以及支撑杆组件；其中，所述仪器安装板整体呈工字型结构，包括第一翼板、第二翼板和腹板，所述第一翼板固定在薄壁壳体结构的外表面，用于安装姿控仪器，所述第二翼板设置于薄壁壳体结构的内部，并与导热体的平面对接法兰连接，所述第一翼板和第二翼板之间通过腹板连接，并通过腹板进行热交换；所述导热体的安装面连接到封盖板上；所述封盖板与薄壁壳体结构连接，形成安装结构头部；所述支撑杆组件的一端与安装结构头部连接，支撑杆组件的另一端安装在航天器光学成像有效载荷结构本体上。但该安装结构在轻量化设计以及强度等方面效果不理想，无法解决我国新一代火星探测器结构平台承力筒轻量化设计要求，也不能保证与运载的连接强度和刚度。

发明内容

针对现有技术的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于点式连接航天器复合材料结构。本发明能够解决我国新一代火星探测器结构平台承力筒轻量化设计要求，同时也保证了与运载的连接强度和连接刚度。

本发明涉及一种适用于点式连接航天器复合材料结构，包括承力筒下端框和加强角盒；

所述承力筒下端框的截面为F型，所述承力筒下端框包括斜面、铆接孔、翻边法兰和连接法兰；

所述加强角盒截面为L型，所述加强角盒与下端框斜面铆接相连，所述加强角盒的截面与所述斜面和连接法兰表面贴合。

优选的，所述承力筒下端框采用T800碳纤维材料。

优选的，所述承力筒下端框与运载连接的下端框法兰采用离散式设计。

优选的，所述翻边法兰和所述连接法兰采用非等宽度设计。

优选的，所述加强角盒采用TC4钛合金材料。

优选的，所述加强角盒通过铆接和胶接的方式与所述斜面相连，所述加强角盒通过螺接和胶接的方式与下端框法兰相连。

优选的，所述加强角盒上设有十字型嵌入凸台，所述承力筒下端框上设有与所述十字形嵌入凸台相适配的安装孔。

优选的，所述加强角盒上设有加强筋，所述加强筋为L型肋板。

优选的，所述十字型嵌入凸台设有角盒凸台安装孔与爆炸螺栓连接孔，所述角盒凸台安装孔204用于安装爆炸螺栓。

优选的，所述承力筒下端框和所述加强角盒上分别预留用于与卫星停放支架相连的安装孔。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、承力筒下端框采用T800碳纤维材料，同时采用离散式的设计，可达到减轻结构重量，解决我国新一代火星探测器结构平台承力筒轻量化的问题；

2、加强角盒采用TC4钛合金材料，使得承力筒下端框具有强度高、刚度大的特点，保证了与运载的连接强度和连接刚度；

3、十字型角盒嵌入凸台使得连接法兰满足轻量化设计要求的同时，也保证了与运载的连接强度和连接刚度；

4、本发明具有传力路径直接，可推广至其它采用点式分离结构的航天器设计中，具有适用范围广的特点。

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为本发明点式连接航天器复合材料结构示意图；

图2为本发明下端框结构示意图；

图3为本发明下端框截面示意图；

图4为本发明加强角盒结构示意图。

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。

实施例

本发明的点式连接航天器复合材料结构，由承力筒下端框1和加强角盒2组成，如图1所示。下端框1截面为F型，如图2所示。下端框1主要包括：斜面101、铆接孔102、翻边法兰103、连接法兰104、角盒连接孔105、停放支架连接孔106和十字型凸台嵌入安装孔107，如图3所示。加强角盒2主要包括：铆接孔201、加强筋202、停放支架连接孔203、爆炸螺栓连接孔204、法兰连接孔205和爆炸螺栓连接孔206，如图4所示。

为实现轻量化的设计目标，承力筒下端框1整体采用比强度高、比刚度大的T800/AG80碳纤维材料，截面为F型，通过胶接的方式与碳纤维蜂窝板相连，内外斜面101之间填充蜂窝芯子，并在内斜面的内侧和外斜面的外侧胶接碳纤维蒙皮。

为实现下端框的结构轻量化设计，翻边法兰103和连接法兰104采用了非等宽度设计，该结构具有传力路径直接和重量轻的特点。非等宽设计，使得连接法兰104的连接强度和连接刚度有所降低。十字型嵌入式凸台用于提升连接法兰的连接强度，加强筋202用于提升连接法兰的与运载的连接强度和连接刚度。

角盒2与下端框斜面101利用铆接孔201和铆接孔102铆接相连。角盒凸台嵌入到连接法兰的嵌入安装孔107中，凸台下端面与连接法兰下端面平齐，下端框1提供通孔105，角盒提供螺纹孔205，角盒2与下端框连接法兰104螺接相连。

下端框1和角盒2上还有用于与卫星停放支架相连预留的安装孔106和203，均为通孔，可通过螺接方式与停放支架相连。

角盒凸台安装孔204用于安装爆炸螺栓，并提供与爆炸螺栓螺接所需的螺纹连接孔206。

由于承力筒下端框整体采用了碳纤维材料，该结构具有重量轻的特点；翻边法兰与连接法兰的非等宽度设计，实现了结构设计的再轻量化；加强角盒强化了下端框与运载支架的连接强度和连接刚度；该点式连接航天器复合材料结构传力路径直接，还具有适用范围广的特点。

综上所述，本发明中承力筒下端框采用T800碳纤维材料，同时采用离散式的设计，可达到减轻结构重量，解决我国新一代火星探测器结构平台承力筒轻量化的问题；加强角盒采用TC4钛合金材料，使得承力筒下端框具有强度高、刚度大的特点，保证了与运载的连接强度和连接刚度；十字型角盒嵌入凸台使得连接法兰满足轻量化设计要求的同时，也保证了与运载的连接强度和连接刚度；本发明具有传力路径直接，可推广至其它采用点式分离结构的航天器设计中，具有适用范围广的特点。

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 (5)

1.一种适用于点式连接航天器复合材料结构，其特征在于，包括承力筒下端框和加强角盒；

所述承力筒下端框的截面为F型，所述承力筒下端框包括斜面、铆接孔、翻边法兰和连接法兰；

所述加强角盒截面为L型，所述加强角盒与下端框斜面铆接相连，所述加强角盒的截面与所述斜面和连接法兰表面贴合；

所述承力筒下端框的材质为T800碳纤维材料；

所述翻边法兰和所述连接法兰采用非等宽度设计；

所述加强角盒采用TC4钛合金材料；

所述加强角盒上设有十字型嵌入凸台，所述承力筒下端框上设有与所述十字型 嵌入凸台相适配的安装孔；

所述加强角盒上设有加强筋，所述加强筋为L型肋板。

2.根据权利要求1所述的适用于点式连接航天器复合材料结构，其特征是，所述承力筒下端框与运载连接的下端框法兰采用离散式设计。

3.根据权利要求1所述的适用于点式连接航天器复合材料结构，其特征是，所述加强角盒通过铆接和胶接的方式与所述斜面相连，所述加强角盒通过螺接和胶接的方式与下端框法兰相连。

4.根据权利要求1所述的适用于点式连接航天器复合材料结构，其特征是，所述十字型嵌入凸台设有角盒凸台安装孔与爆炸螺栓连接孔，所述角盒凸台安装孔用于安装爆炸螺栓。

5.根据权利要求1所述的适用于点式连接航天器复合材料结构，其特征是，所述承力筒下端框和所述加强角盒上分别预留用于与卫星停放支架相连的安装孔。

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