CN111890705B - 卫星支架模具 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供一种卫星支架模具，包括：芯模；在缠绕状态时与芯模相连的芯轴；套设在芯模外侧的内模；内模的外周面设有用于容纳卫星支架制造原料的容纳槽；在缠绕状态时设置在内模轴向一端的上封头；上封头朝向内模的端部外边沿延伸至内模的外围；在缠绕状态时设置在内模轴向另一端的下封头；下封头朝向内模的端部外边沿延伸至内模的外围；在固化状态时压紧在内模外周面的外模；在固化状态时连接在芯模轴向一端的上压环；上压环朝向芯模的端部外边沿延伸至内模的外围；在固化状态时连接在芯模轴向另一端的下压环；下压环朝向芯模的端部外边沿延伸至内模的外围。本申请实施例提供的卫星支架模具能够制造无蒙皮的骨架式卫星支架。

Description

卫星支架模具

技术领域

本申请涉及卫星制造技术，尤其涉及一种卫星支架模具。

背景技术

火箭是一种实现航天飞行的运载工具，能够将人造卫星、空间探测器等设备送入太空并进入预设的运行轨道。以运送人造卫星的火箭为例，火箭的舱体内设置有卫星支架，用于固定人造卫星。通常，卫星支架采用金属制成，其重量较大，降低了火箭的运载能力。

随着航天科技的迅速发展，碳纤维材料在火箭上的应用越来越广泛，采用碳纤维材料制成的卫星支架重量较轻，且强度较高，能够对人造卫星提供较稳定的承载力。在制造过程中，通常是根据卫星支架的形状采用相应的模具，将碳纤维材料缠绕在模具的外表面，然后经过固化成形得到卫星支架。目前，常见的模具大多适用于对蒙皮的卫星支架，而对于无蒙皮的骨架式卫星支架，其适用的模具极少。

发明内容

本申请实施例中提供了一种卫星支架模具，用于制造无蒙皮的骨架式卫星支架。

本实施例提供一种卫星支架模具，包括：

芯模；

芯轴，用于在缠绕状态时与所述芯模相连以向所述芯模传递转矩；

内模，套设在所述芯模的外周面；所述内模的外周面设有用于容纳卫星支架制造原料的容纳槽；

上封头，用于在缠绕状态时设置在所述内模的轴向一端；所述上封头朝向内模的端部外边沿延伸至所述内模的外围；

下封头，用于在缠绕状态时设置在所述内模的轴向另一端；所述下封头朝向内模的端部外边沿延伸至所述内模的外围；

外模，用于在固化状态时套设在所述内模的外周面，与所述内模之间保持在压紧的状态；

上压环，用于在固化状态时连接在所述芯模的轴向一端；所述上压环朝向芯模的端部外边沿延伸至所述内模的外围；

下压环，用于在固化状态时连接在所述芯模的轴向另一端；所述下压环朝向芯模的端部外边沿延伸至所述内模的外围。

本实施例所提供的技术方案，通过采用芯轴用于在缠绕状态时与芯模相连，以向芯模传递转矩；采用内模套设在芯模的外周面，内模的外周面设有用于容纳卫星支架制造原料的容纳槽；采用上封头和下封头分别在缠绕状态时设置在内模的轴向两端，且上封头和下封头各自朝向内模的端部外边沿均延伸至内模的外周面，以使卫星支架制造原料只能位于内模外周面未被上封头或下封头遮挡的区域中。待缠绕完毕后，采用外模套设在内模的外周面并与内模之间保持在压紧的状态，采用上压环和下压环分别连接在芯模的轴向两端，上压环和下压环各自朝向芯模的端部外边沿延伸至内模的外周面。上述方案所提供的模具能够用于制造无蒙皮的骨架式卫星支架，且采用上封头和下封头对内模的外周面进行遮挡，以使卫星支架制造原料能够在内模的外周面连续缠绕，能加快缠绕速度，进而提高生产效率。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本申请实施例提供的卫星支架模具处于缠绕状态的剖视图；

图2为本申请实施例提供的卫星支架模具处于固化状态的剖视图；

图3为本申请实施例提供的卫星支架模具处于固化状态的立体图；

图4为本申请实施例提供的卫星支架模具中芯轴的剖视图；

图5为本申请实施例提供的卫星支架模具中芯轴的结构示意图；

图6为本申请实施例提供的卫星支架模具中芯模的立体图；

图7为本申请实施例提供的卫星支架模具中芯模的剖视图；

图8为本申请实施例提供的卫星支架模具中芯模的俯视图；

图9为本申请实施例提供的卫星支架模具中上法兰的剖视图；

图10为本申请实施例提供的卫星支架模具中上法兰的俯视图；

图11为本申请实施例提供的卫星支架模具中上挡圈的剖视图；

图12为本申请实施例提供的卫星支架模具中上挡圈的仰视图；

图13为本申请实施例提供的卫星支架模具中上连接键的剖视图；

图14为本申请实施例提供的卫星支架模具中上连接键的俯视图；

图15为本申请实施例提供的卫星支架模具中下法兰的剖视图；

图16为本申请实施例提供的卫星支架模具中下法兰的俯视图；

图17为本申请实施例提供的卫星支架模具中下挡圈的剖视图；

图18为本申请实施例提供的卫星支架模具中下挡圈的俯视图；

图19为本申请实施例提供的卫星支架模具中下连接键的剖视图；

图20为本申请实施例提供的卫星支架模具中下连接键的俯视图；

图21为本申请实施例提供的卫星支架模具中内模的立体图；

图22为本申请实施例提供的卫星支架模具中内模的剖视图；

图23为本申请实施例提供的卫星支架模具中内模的俯视图；

图24为图23中A区域的放大视图；

图25为本申请实施例提供的卫星支架模具中上封头的立体图；

图26为本申请实施例提供的卫星支架模具中上封头的剖视图；

图27为本申请实施例提供的卫星支架模具中上封头的仰视图；

图28为本申请实施例提供的卫星支架模具中下封头的立体图；

图29为本申请实施例提供的卫星支架模具中下封头的剖视图；

图30为本申请实施例提供的卫星支架模具中下封头的俯视图；

图31为本申请实施例提供的卫星支架模具中上压环的剖视图；

图32为本申请实施例提供的卫星支架模具中上压环的仰视图；

图33为本申请实施例提供的卫星支架模具中下压环的剖视图；

图34为本申请实施例提供的卫星支架模具中下压环的俯视图；

图35为本申请实施例提供的卫星支架模具中外模的立体图；

图36为本申请实施例提供的卫星支架模具中外模的剖视图；

图37为本申请实施例提供的卫星支架模具中外模的俯视图；

图38为本申请实施例提供的卫星支架模具中箍带的结构示意图；

图39为图38中B区域的放大视图；

图40为图38所示箍带的右视图；

图41为图1中C区域的放大视图；

图42为图1中D区域的放大视图；

图43为图1中E区域的放大视图；

图44为图1中F区域的放大视图；

图45为图2中G区域的放大视图；

图46为采用本申请实施例提供的卫星支架模具所形成的卫星支架的结构示意图。

附图标记：

1-芯模；11-芯模中心孔；12-环形凸缘；13-第一芯模螺纹孔；14-第二芯模螺纹孔；15-第三芯模螺纹孔；16-芯模定位孔；

2-芯轴；21-第一芯轴螺纹孔；22-芯轴键槽；23-第二芯轴螺纹孔；24-第三芯轴螺纹孔；25-堵头；

3-内模；31-内模中心孔；32-瓣模块；33-容纳槽；331-环形槽；332-正向螺旋槽；333-反向螺旋槽；34-内模螺纹孔；35-内模定位孔；36-凸出部；37-弧面区域；

41-上封头；411-上封头中心孔；412-上封头连接部；413-上封头罩体部；414-上封头加强筋；415-上封头连接孔；

42-下封头；421-下封头中心孔；422-下封头连接部；423-下封头罩体部；424-下封头加强筋；425-下封头连接孔；

5-外模；51-外模中心孔；52-箍带平面；

61-上压环；611-上压环中心孔；612-上压环螺栓孔；

62-下压环；621-下压环中心孔；622-下压环螺栓孔；

71-上法兰；711-上法兰中心孔；712-上法兰螺栓孔；713-上法兰螺纹孔；714-上法兰键槽；

72-下法兰；721-下法兰中心孔；722-下法兰螺栓孔；723-下法兰螺纹孔；724-下法兰键槽；

81-上挡圈；811-上挡圈中心孔；812-第一上挡圈螺栓孔；813-第二上挡圈螺栓孔；814-上挡圈键槽；

82-下挡圈；821-下挡圈中心孔；822-第一下挡圈螺栓孔；823-第二下挡圈螺栓孔；824-下挡圈键槽；

91-上连接键；911-第一上连接键螺栓孔；912-第二上连接键螺栓孔；

92-下连接键；921-第一下连接键螺栓孔；922-第二下连接键螺栓孔；

93-钢套；

94-箍带；941-钢带；942-弯板；943-箍带螺栓；944-箍带螺母；

101-第一螺栓；102-定位销；103-第二螺栓；104-第三螺栓；105-第四螺栓；106-第五螺栓；107-第六螺栓；108-第七螺栓；109-螺钉；110-第八螺栓；

1a-碳纤维预浸丝；

1b-卫星支架；1b1-支架开口；1b2-环形筋；1b3-正向螺旋筋；1b4-反向螺旋筋。

具体实施方式

为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例一

本实施例提供一种卫星支架模具，可用于制造卫星支架，尤其适用于利用碳纤维预浸丝来形成一体结构的卫星支架。

图1为本申请实施例提供的卫星支架模具处于缠绕状态的剖视图，图2为本申请实施例提供的卫星支架模具处于固化状态的剖视图，图3为本申请实施例提供的卫星支架模具处于固化状态的立体图。如图1至图3所示，本实施例提供的卫星支架模具包括：芯模1、芯轴2、内模3、上封头41、下封头42、外模5、上压环61和下压环62。

利用上述模具制造卫星支架的过程可分为两个状态：缠绕状态和固化状态，在缠绕状态时，将碳纤维预浸丝缠绕在模具上，然后进入固化状态等待碳纤维固化成形。

其中，芯轴2用于在缠绕状态时与芯模1相连。芯轴2与外部驱动设备相连，外部驱动设备可驱动芯轴2转动，芯轴2向芯模1传递转矩，以带动芯模1转动。

内模3套设在芯模1的外周面，与芯模1连接在一起，同步转动。内模3的外周面设有容纳槽，用于容纳卫星支架制造原料，例如：碳纤维预浸丝。根据卫星支架的结构设计设定容纳槽的形状和排布，在缠绕状态时，将碳纤维预浸丝填充在容纳槽内，然后经过固化成形脱模后形成卫星支架。

上封头41用于在缠绕状态时设置在内模3的轴向一端，上封头41朝向内模3的端部外边沿延伸至内模3的外周面。下封头42用于在缠绕状态时设置在内模3的轴向另一端，下封头42朝向内模3的端部外边沿延伸至内模3的外周面。相当于上封头41和下封头42分别对内模3两端的部分表面进行了遮挡，以使碳纤维预浸丝只能填充在内模3表面未被上封头41或下封头42遮挡的区域内。而且在内模3转动的过程中，碳纤维预浸丝可以在内模3的外周面连续缠绕，加快缠绕速度，提高卫星支架的生产效率。

待碳纤维预浸丝缠绕完毕后，将外模5套设在内模3的外周面并与内模3保持在压紧的状态，上压环61和下压环62分别连接在芯模1的轴向两端，上压环61朝向芯模1的端部外边沿延伸至内模3的外周面，下压环62朝向芯模1的端部外边沿延伸至内模3的外周面。上压环61、下压环62与外模5围在芯模1和内模3的外部，进入固化状态，使碳纤维预浸丝固化形成卫星支架。

本实施例所提供的技术方案，通过采用芯轴用于在缠绕状态时与芯模相连，以向芯模传递转矩；采用内模套设在芯模的外周面，内模的外周面设有用于容纳卫星支架制造原料的容纳槽；采用上封头和下封头分别在缠绕状态时设置在内模的轴向两端，且上封头和下封头各自朝向内模的端部外边沿均延伸至内模的外周面，以使卫星支架制造原料只能位于内模外周面未被上封头或下封头遮挡的区域中。待缠绕完毕后，采用外模套设在内模的外周面并与内模之间保持在压紧的状态，采用上压环和下压环分别连接在芯模的轴向两端，上压环和下压环各自朝向芯模的端部外边沿延伸至内模的外周面。上述方案所提供的模具能够用于制造无蒙皮的骨架式卫星支架，且采用上封头和下封头对内模的外周面进行遮挡，以使卫星支架制造原料能够在内模的外周面连续缠绕，能加快缠绕速度，进而提高生产效率。

在上述技术方案的基础上，本实施例提供一种卫星支架模具的具体实现方式：

上述芯轴2可以为实心轴，也可以为空心轴。若为空心轴，则可以在芯轴2的两端设置堵头25，用于封堵中空部分。芯轴2与芯模1连接的方式可以有多种方式，例如可采用如下方式：

图4为本申请实施例提供的卫星支架模具中芯轴的剖视图，图5为本申请实施例提供的卫星支架模具中芯轴的结构示意图。如图1、4、5所示，芯轴2为空心轴，其两端塞有堵头25。芯轴2上靠近两端的位置分别设有第一芯轴螺纹孔21，靠近中部的位置设有两个芯轴键槽22，芯轴键槽22的底部开设第二芯轴螺纹孔23和第三芯轴螺纹孔24。其中，第一芯轴螺纹孔21用于与上封头41和下封头42相连，两个芯轴键槽22、第二芯轴螺纹孔23和第三芯轴螺纹孔24用于与芯模1相连，具体采用上法兰71、上挡圈81和上连接键91连接芯模1与芯轴2。

芯模1可参照如下方式：图6为本申请实施例提供的卫星支架模具中芯模的立体图，图7为本申请实施例提供的卫星支架模具中芯模的剖视图，图8为本申请实施例提供的卫星支架模具中芯模的俯视图。如图1、6、7、8所示，芯模1大致呈无尖的锥形，具有供芯轴2穿过的芯模中心孔11。芯模1的轴向两端的内壁分别设有环形凸缘12，环形凸缘12上设有第一芯模螺纹孔13，第一芯模螺纹孔13用于与上法兰71相连。芯模1的轴向两端面分别设有第二芯模螺纹孔14，分别用于与上压环61和下压环62相连。芯模1的轴向侧壁设有第三芯模螺纹孔15和芯模定位孔16，其中，第三芯模螺纹孔15用于与内模3相连，芯模定位孔16用于与内模3进行定位。

上法兰71可参照如下方式：图9为本申请实施例提供的卫星支架模具中上法兰的剖视图，图10为本申请实施例提供的卫星支架模具中上法兰的俯视图。如图9和图10所示，上法兰71具有供芯轴2穿过的上法兰中心孔711。上法兰71的外缘设置有上法兰螺栓孔712用于与芯模1相连。上法兰71的中部设有上法兰螺纹孔713用于与上挡圈81相连。上法兰中心孔711的一侧向外扩出上法兰键槽714，用于容纳上连接键91。

上挡圈81可参照如下方式：图11为本申请实施例提供的卫星支架模具中上挡圈的剖视图，图12为本申请实施例提供的卫星支架模具中上挡圈的仰视图。如图11和图12所示，上挡圈81呈台阶状结构，具有供芯轴2穿过的上挡圈中心孔811。上挡圈81的外缘设有中心线与轴向方向平行的第一上挡圈螺栓孔812，用于与上法兰71相连。上挡圈81的中部设有中心线与轴向方向垂直的第二上挡圈螺栓孔813，用于与上连接键91和芯轴2相连。上挡圈中心孔811的一侧向外扩出上挡圈键槽814，用于容纳上连接键91。

上连接键91可参照如下方式：图13为本申请实施例提供的卫星支架模具中上连接键的剖视图，图14为本申请实施例提供的卫星支架模具中上连接键的俯视图。如图13和图14所示，上连接键91呈长圆形状结构，其上设置有第一上连接键螺栓孔911和第二上连接键螺栓孔912。其中，第一上连接键螺栓孔911的数量为两个，分别设置在上连接键91的两端，用于与芯轴2相连。第二上连接键螺栓孔912的数量为一个，设置在上连接键91的中部，用于与上挡圈81和芯轴2相连。

下法兰72可参照如下方式：图15为本申请实施例提供的卫星支架模具中下法兰的剖视图，图16为本申请实施例提供的卫星支架模具中下法兰的俯视图。如图15和图16所示，下法兰72具有供芯轴2穿过的下法兰中心孔721。下法兰72的外缘设置有下法兰螺栓孔722用于与芯模1相连。下法兰72的中部设有下法兰螺纹孔723用于与下挡圈82相连。下法兰中心孔721的一侧向外扩出下法兰键槽724，用于容纳下连接键92。

下挡圈82可参照如下方式：图17为本申请实施例提供的卫星支架模具中下挡圈的剖视图，图18为本申请实施例提供的卫星支架模具中下挡圈的俯视图。如图17和图18所示，下挡圈82呈台阶状结构，具有供芯轴2穿过的下挡圈中心孔821。下挡圈82的外缘设有中心线与轴向方向平行的第一下挡圈螺栓孔822，用于与下法兰72相连。下挡圈82的中部设有中心线与轴向方向垂直的第二下挡圈螺栓孔823，用于与下连接键92和芯轴2相连。下挡圈中心孔821的一侧向外扩出下挡圈键槽824，用于容纳下连接键92。

下连接键92可参照如下方式：图19为本申请实施例提供的卫星支架模具中下连接键的剖视图，图20为本申请实施例提供的卫星支架模具中下连接键的俯视图。如图19和图20所示，下连接键92呈长圆形状结构，其上设置有第一下连接键螺栓孔921和第二下连接键螺栓孔922。其中，第一下连接键螺栓孔921的数量为两个，分别设置在下连接键92的两端，用于与芯轴2相连。第二下连接键螺栓孔922的数量为一个，设置在下连接键92的中部，用于与下挡圈82和芯轴2相连。

内模3可参照如下方式：图21为本申请实施例提供的卫星支架模具中内模的立体图，图22为本申请实施例提供的卫星支架模具中内模的剖视图，图23为本申请实施例提供的卫星支架模具中内模的俯视图，图24为图23中A区域的放大视图。如图21至图24所示，内模3呈无尖顶的锥形状结构，设有内模中心孔31。内模3可套设在芯模1的外侧。内模3的内壁设有内模螺纹孔34，用于通过螺栓与芯模1相连。内模3的外壁设有容纳槽33，用于容纳碳纤维预浸丝。

待碳纤维预浸丝固化完毕后，为了方便拆模的操作，将内模3分割为多个小块，即：内模3包括多个瓣模块32，多个瓣模块32相互拼接形成图21所示的具有内模中心孔31的结构。各瓣模块32的分割方式可以有多种，例如：可以沿纵向方向切割，以形成竖向长条形的瓣模块32；也可以进一步沿横向方向切割，以将竖向长条形切割成更小块。每个瓣模块32上均设置有内模螺纹孔34用于与芯模1相连。另外，每个瓣模块32上还设置有内模定位孔35，以通过定位销与芯模1进行预定位。瓣模块32的外表面设有槽段，各瓣模块32中的槽段拼接形成容纳槽。

内模3的外周面所设置的容纳槽33可以根据卫星支架的设计形状进行设定。本实施例中，预设计的卫星支架为网格状的空心结构，因此，容纳槽33具体可以包括：环形槽331、正向螺旋槽332和反向螺旋槽333。其中，环形槽331的中心线与内模3的轴向方向平行。正向螺旋槽332和反向螺旋槽333均为沿锥形螺旋线形式排布，二者旋向相反。正向螺旋槽332和反向螺旋槽333的数量均为多个，各正向螺旋槽332之间等距离设置，各反向螺旋槽333之间等距离设置。相邻的正向螺旋槽332之间的距离与相邻的反向螺旋槽333之间的距离相等。

进一步的，在内模3的两端各设有环状的凸出部36，在缠绕状态时，上封头41和下封头42各自的端部可延伸至对应端凸出部36的外围；在固化状态时，上压环61和下压环62可分别延伸至对应端凸出部36的外围。

上封头41可参照如下方式：图25为本申请实施例提供的卫星支架模具中上封头的立体图，图26为本申请实施例提供的卫星支架模具中上封头的剖视图，图27为本申请实施例提供的卫星支架模具中上封头的仰视图。如图25至图27所示，上封头41设置有供芯轴2穿过的上封头中心孔411。上封头41包括：上封头连接部412和上封头罩体部413。其中，上封头连接部412呈圆筒状，其内部空心的部分即为上封头中心孔411。上封头连接部412外周面的中部向外延伸形成上封头罩体部413，上封头罩体部413呈弧形的罩体状结构，罩设在内模3的端部。上封头罩体部413的外侧端部延伸至内模3的外周，尤其是延伸至位于内模3顶部凸出部36的外周面。

进一步的，在上封头连接部412与上封头罩体部413之间还连接有上封头加强筋414，加强筋414的数量为四个，沿径向方向延伸，均匀排布，起到对上封头罩体部413进行加强的作用。

对于上封头41的连接方式，可以在上封头连接部412上开设沿径向方向延伸的上封头连接孔415，可采用螺钉穿过该上封头连接孔415并旋入芯轴2实现将上封头41与芯轴2固定在一起。

类似的，下封头42可参照如下方式：图28为本申请实施例提供的卫星支架模具中下封头的立体图，图29为本申请实施例提供的卫星支架模具中下封头的剖视图，图30为本申请实施例提供的卫星支架模具中下封头的俯视图。如图28至图30所示，下封头42设置有供芯轴2穿过的下封头中心孔421。下封头42具体包括：下封头连接部422和下封头罩体部423。其中，下封头连接部422呈圆筒状，其内部空心的部分即为下封头中心孔421。下封头连接部422外周面的中部向外延伸形成下封头罩体部423，下封头罩体部423呈弧形的罩体状结构，罩设在内模3的端部。下封头罩体部423的外侧端部延伸至内模3的外周，尤其是延伸至内模3底部凸出部36的外周面。

进一步的，在下封头连接部422与下封头罩体部423之间还连接有下封头加强筋424，加强筋424的数量为四个，沿径向方向延伸，均匀排布，起到对下封头罩体部423进行加强的作用。

对于下封头42的连接方式，可以在下封头连接部422上开设沿径向方向延伸的下封头连接孔425，可采用螺钉穿过该下封头连接孔425并旋入芯轴2实现将下封头42与芯轴2固定在一起。

上述上封头41和上封头42是在缠绕状态中与芯轴2连接在一起，以实现将碳纤维预浸丝缠绕在内模3上。待缠绕完成后，将上封头41和下封头42拆除，安装上压环61、下压环62及外模5后进入固化状态。

其中，上压环61可参照如下方式：图31为本申请实施例提供的卫星支架模具中上压环的剖视图，图32为本申请实施例提供的卫星支架模具中上压环的仰视图。如图31和图32所示，上压环61设有上压环中心孔611。在上压环中心孔611的外围设置有多个上压环螺栓孔612，用于与芯模1的顶端相连。上压环61朝向芯模1的端部边沿朝向芯模1的方向凸出形成上压环凸缘，上压环凸缘的内径大于内模3中凸出部36的外径，相当于上压环凸缘围成了一个可容纳凸出部36的空间。

下压环62可参照如下方式：图33为本申请实施例提供的卫星支架模具中下压环的剖视图，图34为本申请实施例提供的卫星支架模具中下压环的俯视图。如图33和图34所示，下压环62设有下压环中心孔621。在下压环中心孔621的外围设置有多个下压环螺栓孔622，用于与芯模1的底端相连。下压环62朝向芯模1的端部边沿朝向芯模1的方向凸出形成下压环凸缘，下压环凸缘的内径大于内模3中凸出部36的外径，相当于下压环凸缘围成了一个可容纳凸出部36的空间。

外模5可参照如下方式：图35为本申请实施例提供的卫星支架模具中外模的立体图，图36为本申请实施例提供的卫星支架模具中外模的剖视图，图37为本申请实施例提供的卫星支架模具中外模的俯视图。如图35和至图37所示，外模5大致呈锥形筒状结构，其顶部直径较小，底部直径较大。外模5具有外模中心孔51，可罩设在内模3的外围，且与内模3处于压紧的状态，以使碳纤维预浸丝保持在容纳槽33内形成预设结构的卫星支架。

为了使外模5与内模3之间保持在压紧的状态，可以采用箍带94套设在外模5的外周面，并能够对外模5施加沿径向向内的压紧力。箍带94的实现方式可参照如下附图：图38为本申请实施例提供的卫星支架模具中箍带的结构示意图，图39为图38中B区域的放大视图，图40为图38所示箍带的右视图。如图38至图40所示，箍带94具体可以包括：钢带941和弯板942，其中，钢带941围设在外模5的外周面，钢带941的长度可根据外模5的外径进行设定，以使钢带941绕外模5一圈后其两端基本上能够对接在一起。弯板942的数量为两个，分别固定在钢带941的两端。弯板942呈“L”形，其一端与钢带941相连，另一端设置有螺栓孔。采用箍带螺栓943依次穿过两个弯板942上的螺栓孔，然后与箍带螺母944固定连接。通过转动箍带螺母944可调节两个弯板942之间的距离，距离越近，对外模5的压紧力越大。

具体可在外模5的外侧设置两个箍带94，一个箍带94的直径较大位于外模5的下部，另一个箍带94的直径较小位于外模5的上部。

对应的，在外模5的外周面设置有两个环状的箍带平面52，箍带平面52沿轴向的两边沿设置有止档凸起。箍带平面52与轴向方向平行，箍带94与箍带平面52贴紧后，对外模5施加径向的压紧力，而且箍带94与外模5之间也不会产生相对移动，进而确保对外模5提供持续稳定的压紧力。

结合上述各部件的实现方式，对上述卫星支架模具的应用过程进行详细说明：

首先，装配芯模1、芯轴2、内模3、上封头41、下封头42、上法兰71、下法兰72、上挡圈81、下挡圈82、上连接键91和下连接键92，以使模具处于缠绕状态。

图41为图1中C区域的放大视图，图42为图1中D区域的放大视图。如图1、6、7、8、22、41和42所示，芯模1与内模3之间可通过螺栓和定位销进行连接。将构成内模3的各瓣模块32对应贴在芯模1的外周面，采用第一螺栓101从芯模1的内侧穿过芯模1中的第三芯模螺纹孔15后旋入内模3的内模螺纹孔34内进行固定，实现芯模1与内模3之间固定连接。为了进一步提高固定强度，可以在内模螺纹孔34内设置钢套93，第一螺栓101固定在钢套93内。

另外，还采用定位销102从芯模1的内侧穿过芯模1中的芯模定位孔16，并穿入内模3的内模定位孔35内，以对内模3进行定位。

芯模1上设置有多个第三芯模螺纹孔15及芯模定位孔16，内模3上对应设置有多个内模螺纹孔34及内模定位孔35。分别采用第一螺栓101和定位销102对应连接。

对于芯模1与上法兰71的连接方式，可参照图1、6、7、8、9、10、41所示。上法兰71设置在芯模1的顶端，使得上法兰71中的上法兰螺栓孔712与芯模1中的第一芯模螺纹孔13对正，采用第二螺栓103从上方穿过上法兰螺栓孔712，再旋入第一芯模螺纹孔13内固定，完成上法兰71与芯模1之间的固定连接。

对于上法兰71、上挡圈81、上连接键91与芯轴2的连接方式，可参照图1、4、5、9-14以及图43，图43为图1中E区域的放大视图。上挡圈81设置在上法兰71的顶部，使上挡圈81中的第一上挡圈螺栓孔812与上法兰71中的上法兰螺纹孔713对正，采用螺栓(图中未示出)从上方穿过第一上挡圈螺栓孔812后旋入上法兰螺纹孔713固定，实现上法兰71与上挡圈81之间相连。另外，采用上连接键91，其一部分嵌入芯轴2内的芯轴键槽22内，另一部分嵌入上法兰71中的上法兰键槽714和上挡圈81中的上挡圈键槽814内。并采用第三螺栓104依次穿过上挡圈81中的第二上挡圈螺栓孔813、上连接键91中的第二上连接键螺栓孔912后固定至芯轴2的第三芯轴螺纹孔24内，以将上挡圈81、上连接键91和芯轴2固定在一起。还采用第四螺栓105依次穿过上连接键91中的第一上连接键螺栓孔911后固定至芯轴2的第二芯轴螺纹孔23内，以将上连接键91与芯轴2固定在一起。第四螺栓105的数量为两个，对称设置用于连接上连接键91和芯轴2。

对于芯模1与下法兰72的连接方式，可参照图1、6、7、8、15、16、42所示。下法兰72设置在芯模1的底端，使得下法兰72中的下法兰螺栓孔722与芯模1中的第一芯模螺纹孔13对正，采用第七螺栓108从下方穿过下法兰螺栓孔722，再旋入第一芯模螺纹孔13内固定，完成下法兰72与芯模1之间的固定连接。

对于下法兰72、下挡圈82、下连接键92与芯轴2的连接方式，可参照图1、4、5、15-20以及图44，图44为图1中F区域的放大视图。下挡圈82设置在下法兰72的底部，使下挡圈82中的第一下挡圈螺栓孔822与下法兰72中的下法兰螺纹孔723对正，采用螺栓(图中未示出)从下方穿过第一下挡圈螺栓孔822后旋入下法兰螺纹孔723内固定，实现下法兰72与下挡圈82之间相连。另外，采用下连接键92，其一部分嵌入芯轴2的芯轴键槽22内，另一部分嵌入下法兰72中的下法兰键槽724和下挡圈82中的下挡圈键槽824内。并采用第五螺栓106依次穿过下挡圈82中的第二下挡圈螺栓孔823、下连接键92中的第二下连接键螺栓孔922后固定至芯轴2的第三芯轴螺纹孔24内，以将下挡圈82、下连接键92和芯轴2固定在一起。还采用第六螺栓107依次穿过下连接键92上的第一下连接键螺栓孔921后固定至芯轴2的第二芯轴螺纹孔23内，以将下连接键92与芯轴2固定在一起。第六螺栓107的数量为两个，对称设置用于连接下连接键92与芯轴2。

上述过程完成了芯轴2与芯模1之间的连接，可以理解的是，在装配过程中，芯轴2从一端依次穿过各部件的中心孔，然后再与各部件进行装配。

上述过程完成之后，进行上封头41与下封头42的连接，具体实现过程如下：

对于上封头41的连接方式，可参照图1和图41。使芯轴2穿过上封头中心孔411，然后将上封头41中的上封头连接孔415与芯轴2中对应的第一芯轴螺纹孔21对正。并采用螺钉109穿过该上封头连接孔415并旋入第一芯轴螺纹孔21固定，实现将上封头41与芯轴2固定在一起。上封头41朝向内模3的端部边沿位于凸出部36的外围。

对于下封头42的连接方式，可参照图1和图42。使芯轴2穿过下封头中心孔421，然后将下封头42中的下封头连接孔425与芯轴2中对应的第一芯轴螺纹孔21对正。并采用螺钉109穿过该下封头连接孔425并旋入第一芯轴螺纹孔21内固定，实现将下封头42与芯轴2固定在一起。下封头42朝向内模3的端部边沿位于对应端凸出部36的外围。

如图1、41和42所示，完成上述各部件的装配之后，将芯轴2与外部驱动设备相连。再将碳纤维预浸丝1a的端部连接至芯轴2上，然后延伸至内模3的外周。当外部驱动设备驱动芯轴2并带动内模3一起转动时，碳纤维预浸丝1a嵌入容纳槽33内，直至填满所有容纳槽33并达到预设要求。由于上封头41和下封头42的端部延伸至对应端内模凸出部36的外周，对内模3的轴向两端进行了遮挡，因此，碳纤维预浸丝1a只能填充至凸出部36的外周，而且随着外部驱动设备的驱动作用，碳纤维预浸丝1a到达内模3的轴向一端后，继续朝向轴向另一端填充，实现连续填充，有利于提高生产效率。在缠绕完成后，可对碳纤维预浸丝进行剪断、补强等处理操作，以使其满足卫星支架的设计要求。

除了上述方式之外，还可以采用其它的方式来连接芯模1与芯轴2，例如：将芯模1的轴向两端直接通过键与芯轴2相连，或者采用其它的方式，本实施例不做限定。

待缠绕完成后，将芯轴2、上封头41、下封头42、上法兰71、下法兰72、上挡圈81、下挡圈82、上连接键91、下连接键92拆卸。然后在内模3的轴向两端装配上压环61、下压环62，且在内模3的外周面装配外模5。

具体的，图45为图2中G区域的放大视图。如图2、3、31-40、45所示，外模5套设在内模3的外围。采用两个箍带94分别箍设在外模5的上下两个箍带平面52上，以使外模5与内模3之间处于压紧的状态。

上压环61设置在内模3的顶端，上压环61的上压环螺栓孔612与芯模1顶端的第一芯模螺纹孔13对正，采用第八螺栓110穿过上压环螺栓孔612后旋入第一芯模螺纹孔13内固定。

下压环62设置在内模3的底端，下压环62上的下压环螺栓孔622与芯模1底端的第一芯模螺纹孔13对正，采用第八螺栓110穿过下压环螺栓孔622后旋入第一芯模螺纹孔13内固定。

待上述外模5、上压环61和下压环62装配完毕后，进行碳纤维预浸丝的固化过程。待固化完毕后，先拆卸外模5、上压环61和下压环62，然后从内部拆卸芯模1与内模3之间相连的螺栓及定位销，并将芯模1取出。最后拆卸组成内模3的多个瓣模块32，得到碳纤维制成的卫星支架1b。

图46为采用本申请实施例提供的卫星支架模具所形成的卫星支架的结构示意图。如图46所示，内模3中的容纳槽33包括：环形槽331、正向螺旋槽332和反向螺旋槽333，所形成的卫星支架1b呈截锥状的无蒙皮骨架式的网状结构，位于环形槽331内的碳纤维预浸丝形成环形筋1b2，位于正向螺旋槽332内的碳纤维预浸丝形成正向螺旋筋1b3，位于反向螺旋槽333内的碳纤维预浸丝形成反向螺旋筋1b4。在缠绕过程中，螺旋槽和环形槽中的碳纤维预浸丝交替循环进行，直至满足卫星支架的设计尺寸和强度要求。螺旋槽的设定可通过圆锥螺旋线参数方程进行设定，并通过数控机床加工螺旋槽和环形槽，能够缩短加工周期，降低加工成本。

另外，如图21和图23所示，在内模3的周面上设置有一部分弧面区域37，该区域上未设置容纳槽33。待碳纤维预浸丝缠绕完毕后，将该弧面区域37两侧的预浸丝剪断并进行补强操作，固化后形成卫星支架1b中的支架开口1b1，便于对卫星支架1b进行内部操作。

采用上述卫星支架模具制造出的卫星支架为一体成型，制造过程较为简单，生产效率较高，生产成本较低，适于批量化生产。制造成型的卫星支架不再作任何加工，其内部结构和力学性能就能够达到设计要求。上述模具中各部件所采用的材料应满足脱模要求，尽可能避免复合材料产生过多的残余应力，具有较高的耐热性，在较高的温度和压力下能够保持足够低的粗糙度和气密性且可以长期工作。模具还可以采用热导率较高的材料，使得传热速度快，模具升温快，从而缩短卫星支架的固化周期，提高热量的利用率，降低成本。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (8)

1.一种卫星支架模具，其特征在于，包括：

芯模；

芯轴，用于在缠绕状态时与所述芯模相连以向所述芯模传递转矩；

内模，套设在所述芯模的外周面；所述内模的外周面设有用于容纳卫星支架制造原料的容纳槽；所述内模包括多个瓣模块，多个瓣模块拼接成与所述芯模形状相同的结构，包覆在所述芯模的外周面并与所述芯模相连；所述瓣模块的外周面设有槽段，各槽段拼接形成所述容纳槽；

上封头，用于在缠绕状态时设置在所述内模的轴向一端；所述上封头朝向内模的端部外边沿延伸至所述内模的外围；所述上封头包括：上封头连接部，套设在所述芯轴外侧，与所述芯轴相连；所述上封头连接部的中部向外延伸形成上封头罩体部，所述上封头罩体部的端部延伸至所述内模的外围；

下封头，用于在缠绕状态时设置在所述内模的轴向另一端；所述下封头朝向内模的端部外边沿延伸至所述内模的外围；所述下封头包括：下封头连接部，套设在所述芯轴外侧，与所述芯轴相连；所述下封头连接部的中部向外延伸形成下封头罩体部，所述下封头罩体部的端部延伸至所述内模的外围；

外模，用于在固化状态时套设在所述内模的外周面，与所述内模之间保持在压紧的状态；

上压环，用于在固化状态时连接在所述芯模的轴向一端；所述上压环朝向芯模的端部外边沿延伸至所述内模的外围；

下压环，用于在固化状态时连接在所述芯模的轴向另一端；所述下压环朝向芯模的端部外边沿延伸至所述内模的外围；

用于对所述外模施加压紧力的箍带；所述箍带包括：

钢带，用于围设在所述外模的外周面；

弯板，固定在所述钢带的两端；位于钢带两端的弯板之间通过螺栓和螺母进行连接。

2.根据权利要求1所述的卫星支架模具，其特征在于，所述容纳槽包括：

与所述内模同轴的多个环形槽；

沿锥形螺旋线形式排布的多个正向螺旋槽；

沿锥形螺旋线形式排布的多个反向螺旋槽；相邻的反向螺旋槽之间的距离与相邻的正向螺旋槽之间的距离相等。

3.根据权利要求1所述的卫星支架模具，其特征在于，所述内模的两端各设置有凸出部；所述上封头和下封头分别用于在缠绕状态时延伸至对应端凸出部的外围；所述上压环和下压环分别用于在固化状态时延伸至对应端凸出部的外围。

4.根据权利要求3所述的卫星支架模具，其特征在于，所述上封头还包括：

上封头加强筋，一端与所述上封头连接部相连，另一端与所述上封头罩体部相连。

5.根据权利要求3所述的卫星支架模具，其特征在于，所述下封头还包括：

下封头加强筋，一端与所述下封头连接部相连，另一端与所述下封头罩体部相连。

6.根据权利要求1所述的卫星支架模具，其特征在于，所述芯模上设置有多个芯模定位孔和多个芯模螺栓孔；所述内模的内侧对应设有多个内模定位孔和多个内模螺纹孔；所述芯模和内模之间通过定位销进行定位及通过螺栓进行连接。

7.根据权利要求1所述的卫星支架模具，其特征在于，还包括：

上法兰，在缠绕状态时连接在所述芯模的一端；

上挡圈，与所述上法兰相连；

上连接键，嵌设在所述芯轴内，还与所述上挡圈相连。

8.根据权利要求1所述的卫星支架模具，其特征在于，还包括：

下法兰，在缠绕状态时连接在所述芯模的另一端；下挡圈，与所述下法兰相连；

下连接键，嵌设在所述芯轴内，还与所述下挡圈相连。

Images