CN112895611B - 一种卫星结构舱板 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种卫星结构舱板，包括：卫星结构舱板本体；以及埋件，置于所述卫星结构舱板本体内部；其中，形成所述埋件的材料包括聚酰亚胺；本发明将聚酰亚胺材料制成的埋件设置在卫星结构舱板本体内部，为安装设备提供安装螺纹及承力部位，聚酰亚胺材料密度小于铝合金、镁合金，可有效降低卫星结构舱板的重量；聚酰亚胺材料制成的埋件固化成型工艺简单，且不需要进行化学氧化处理，其材料成本与工艺实施成本均低于铝合金或镁合金，同时可满足承力不严酷的部位的使用需求，可用于结构舱板的承力部位，降低使用成本。
Description
技术领域
本发明涉及卫星设计技术领域，更具体的，涉及一种卫星结构舱板。
背景技术
铝蜂窝夹层结构板具有较高的比强度、比刚度、较好的抗疲劳性能、良好的阻尼减震性能以及结构的可设计性等优点，为卫星结构舱体大量使用；卫星结构舱体是通过铝蜂窝夹层结构板(简称蜂窝板)中埋入的不同类型的镶嵌件(埋件)将蜂窝板连接成需要的结构，埋件通常选用较轻的铝合金；目前，我国卫星的结构质量通常要占卫星总质量的12％～15％，卫星质量降低1kg，相应的运载火箭质量则可降低200～300kg；因此，设计卫星结构时，一般会尽量减少卫星本身质量。
为满足卫星的轻量化需求，卫星用于安装设备的结构舱板多采用铝蜂窝板，通常这些蜂窝板为与设备通过紧固件连接，需要在蜂窝板内镶嵌具有一定强度和刚度的金属件，结构舱板通常采用铝合金镶嵌件；当前蜂窝板的重量绝大部分为金属镶嵌件和所用胶黏剂的重量，难以满足卫星日益上升的轻量化及商业化低成本需求。
发明内容
为了解决上述问题中的至少一个，本发明提供一种卫星结构舱板，包括：
卫星结构舱板本体；以及
埋件，置于所述卫星结构舱板本体内部；
其中，形成所述埋件的材料包括聚酰亚胺。
在优选的实施方式中，所述埋件包括：
埋件本体；
孔道，所述孔道位于所述埋件本体中部，并贯穿所述埋件本体至少一个端面；
钢丝螺套，环绕在孔道周侧。
在优选的实施方式中，所述埋件本体外形为T字形或工字形。
在优选的实施方式中，所述卫星结构舱板本体包括：
第一蒙板、第二蒙板以及位于第一蒙板和第二蒙板之间的蜂窝夹层，所述第一蒙板和所述第二蒙板分别与蜂窝夹层结合固定。
在优选的实施方式中，所述第一蒙板和所述第二蒙板通过胶膜与所述蜂窝夹层结合固定。
在优选的实施方式中，所述胶膜厚度为0.1～0.3mm。
在优选的实施方式中，所述第一蒙板和所述第二蒙板采用铝合金材质。
在优选的实施方式中，所述蜂窝夹层的结构为0.03×5或0.04×5的铝合金结构。
在优选的实施方式中，所述埋件通过发泡胶与蜂窝夹层结合固定。
在优选的实施方式中，所述埋件高度不高于蜂窝夹层高度。
本发明的有益效果
本发明提供一种卫星结构舱板，包括：卫星结构舱板本体；以及埋件，置于所述卫星结构舱板本体内部；其中，形成所述埋件的材料包括聚酰亚胺；本发明将聚酰亚胺材料制成的埋件设置在卫星结构舱板本体内部，为安装设备提供安装螺纹及承力部位，聚酰亚胺材料密度小于铝合金、镁合金，可有效降低卫星结构舱板的重量；聚酰亚胺材料制成的埋件固化成型工艺简单，且不需要进行化学氧化处理，其材料成本与工艺实施成本均低于铝合金或镁合金，同时可满足承力不严酷的部位的使用需求，可用于结构舱板的承力部位，降低使用成本。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，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。
图1为本发明实施例提供的一种卫星结构舱板结构示意图；
图2为本发明实施例提供的一种埋件结构示意图之一；
图3为本发明实施例提供的一种埋件结构示意图之二；
图4为本发明实施例提供的聚酰亚胺埋件与镁合金埋件拉力实验数据对比图。
附图说明：1、埋件；2、蒙板；3、蜂窝夹层；4、发泡胶；11、埋件本体；12、孔道；13、钢丝螺套。
具体实施方式
下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。基于本发明中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本发明保护的范围。
以下公开内容提供了许多用于实现本发明的不同特征的不同实施方式或实例。下面描述了组件和布置的具体实例以简化本发明。当然，这些仅仅是实例，而不旨在限制本发明。为便于描述，在本发明中涉及“第一”、“第二”等的描述仅设置为描述目的，而不能理解为指示或暗示其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至少一个该特征。另外，各个实施方式之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
为了便于理解本申请提供的技术方案，下面先对本申请技术方案的研究背景进行简单说明。
太空探索具有重要的科学价值和工程意义，目前太空中的人造卫星等空间产品多为金属类硬质产品，对于发射成本、体积和重量均有一定的要求；为满足卫星的轻量化需求，卫星用于安装设备的结构舱板多采用铝蜂窝板，通常这些蜂窝板为与设备通过紧固件连接，需要在蜂窝板内镶嵌具有一定强度和刚度的金属件，结构舱板通常采用铝合金镶嵌件；当前蜂窝板的重量绝大部分为金属镶嵌件和所用胶黏剂的重量，在满足系统功能要求的前提下，应尽量减少卫星本身质量。
请参阅图1，基于此，本发明实施例提供一种卫星结构舱板，包括：卫星结构舱板本体；以及埋件1，置于所述卫星结构舱板本体内部；其中，形成所述埋件1的材料包括聚酰亚胺。
具体的，使用胶黏剂将已镶入钢丝螺套的聚酰亚胺埋件设置在卫星结构舱板本体内，并以一定温度固化；聚酰亚胺埋件高度可与卫星结构舱板本体高度持平或接近，为进一步减重，聚酰亚胺预埋高度也可低于卫星结构舱板本体高度，可根据需要承受的载荷决定。
请参阅图4，需要说明的是，本实施例提供的聚酰亚胺埋件可承受拉拔力载荷虽略差于同规格铝/镁合金镶嵌件，但是可满足一般使用需求；例如，24.2mm高度M3盲孔聚酰亚胺镶嵌件，其拉拔力载荷位移曲线弹性阶段拐点载荷约为1400N，24.2mm高度M3盲孔镁合金镶嵌件的拉拔力拐点载荷为1600N左右；本实施例选用的聚酰亚胺材料为可溶性聚酰亚胺棒YS-20；本实施例提供的聚酰亚胺镶嵌件可有效降低卫星结构舱板的重量，进而降低卫星重量和制造成本。
从上述示例可以知晓，本实施例将聚酰亚胺材料制成的埋件设置在卫星结构舱板本体内部，为安装设备提供安装螺纹及承力部位，聚酰亚胺材料密度小于铝合金、镁合金，本实施例提供的聚酰亚胺材料制成的埋件密度是铝合金埋件的59.4％、镁合金埋件的86.8％，可有效降低卫星结构舱板的重量；聚酰亚胺材料制成的埋件固化成型工艺简单，且不需要进行化学氧化处理，其材料成本与工艺实施成本均低于铝合金或镁合金，同时可满足承力不严酷的部位的使用需求，可用于结构舱板的承力部位，降低使用成本。
请参阅图2和图3，在一些实施例中，所述埋件包括：
埋件本体11；
孔道12，所述孔道位于所述埋件本体中部，并贯穿所述埋件本体至少一个端面；
钢丝螺套13，环绕在孔道周侧。
进一步地，所述埋件本体11外形为T字形或工字形。
具体的，根据舱板实际使用情况选用不同形状的埋件本体11，本领域技术人员可以知晓，聚酰亚胺埋件本体包括：M3/M4/M5盲孔聚酰亚胺埋件本体和M3/M4/M5通孔聚酰亚胺埋件本体，并在聚酰亚胺埋件本体上镶入相应规格钢丝螺套13，组成聚酰亚胺埋件。
在一些实施例中，所述卫星结构舱板本体包括：第一蒙板、第二蒙板以及位于第一蒙板和第二蒙板之间的蜂窝夹层3，所述第一蒙板和所述第二蒙板分别与蜂窝夹层结合固定。
进一步地，所述第一蒙板和所述第二蒙板通过胶膜与所述蜂窝夹层结合固定。
进一步地，所述胶膜厚度为0.1～0.3mm。
进一步地，所述第一蒙板和所述第二蒙板采用铝合金材质。
进一步地，所述蜂窝夹层3的结构为0.03×5或0.04×5的铝合金结构。
具体的，第一蒙板和所述第二蒙板可选用国产2A12铝合金或进口2024铝合金，胶膜71和胶膜72可根据使用温度选择J47系列或J78系列结构胶膜，胶膜厚度为0.1～0.3mm。
在一些实施例中，所述埋件1通过发泡胶4与蜂窝夹层3结合固定。
进一步地，所述埋件1高度不高于蜂窝夹层3高度。
具体的，发泡胶4选择和胶膜同系列的发泡胶，即J47D或J78D，发泡胶缠绕在聚酰亚胺埋件本体周围，通常缠绕后的埋件本体11直径不会超过埋件本体11原最大直径；并将发泡胶4填充在聚酰亚胺埋件周围处1～2圈蜂窝芯格，聚酰亚胺镶嵌件本体镶嵌钢丝螺套13后，通过发泡胶4和蜂窝夹层3胶结在一起，再通过胶膜与蒙板2在热压罐中固化成型为一体。
需要说明的是，为了提高胶结强度，铝合金埋件和镁合金埋件在缠绕发泡胶之前需要进行化学处理，且此化学处理后埋件必须在规定时间内与蜂窝夹层3及蒙板2复合固化成型，镁合金易腐蚀需要进行表面防腐蚀处理；聚酰亚胺埋件在缠绕发泡胶之前只需要进行打磨处理，无需复杂昂贵的化学处理，简化了工艺且降低了生产成本。
下面结合具体实例对本发明的实施方案进行说明，以M4盲孔聚酰亚胺镶嵌件及M4通孔聚酰亚胺镶嵌件为例介绍本发明实施过程。
M4盲孔聚酰亚胺埋件本体高度略小于蜂窝夹层3高度，具体高度差根据蜂窝板工艺实施确定，M4盲孔聚酰亚胺埋件本体设计单侧法兰翻边，并镶入ST4规格钢丝螺套13，有效螺纹深度根据安装设备确定，聚酰亚胺材料为可溶性聚酰亚胺棒YS-20，也可以选择力学性能相近的其他牌号聚酰亚胺材料或工程塑料；M4通孔聚酰亚胺埋件本体高度略小于蜂窝夹层3高度，具体高度差根据蜂窝板工艺实施确定，M4通孔聚酰亚胺埋件本体设计双侧法兰翻遍，并在双侧镶入ST4钢丝螺套，有效螺纹深度根据安装设备确定；通常，M4通孔聚酰亚胺镶嵌件镶嵌于蜂窝板内其拉拔力载荷大于同规格M4盲孔聚酰亚胺镶嵌件；将缠绕发泡胶4的聚酰亚胺镶嵌件放置于结构舱板的蜂窝夹层3内，并组合上、下蒙板2及胶膜，在一定温度压力下固化成型为铝蜂窝板；卫星上设备通过聚酰亚胺预埋提供的螺纹与舱板连接。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施方式”、“一些实施方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本说明书实施方式的至少一个实施方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施方式或示例。
此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施方式或示例以及不同实施方式或示例的特征进行结合和组合。以上所述仅为本说明书实施方式的实施方式而已，并不用于限制本说明书实施方式。对于本领域技术人员来说，本说明书实施方式可以有各种更改和变化。凡在本说明书实施方式的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本说明书实施方式的权利要求范围之内。
Claims (9)
1.一种卫星结构舱板，其特征在于，包括：
卫星结构舱板本体；以及
埋件，置于所述卫星结构舱板本体内部；其中，
形成所述埋件的材料包括聚酰亚胺；
所述埋件包括：
埋件本体；
孔道，所述孔道位于所述埋件本体中部，并贯穿所述埋件本体至少一个端面；
钢丝螺套，环绕在孔道周侧。
2.根据权利要求1所述卫星结构舱板，其特征在于，所述埋件本体外形为T字形或工字形。
3.根据权利要求1所述卫星结构舱板，其特征在于，所述卫星结构舱板本体包括：
第一蒙板、第二蒙板以及位于第一蒙板和第二蒙板之间的蜂窝夹层，所述第一蒙板和所述第二蒙板分别与蜂窝夹层结合固定。
4.根据权利要求3所述卫星结构舱板，其特征在于，所述第一蒙板和所述第二蒙板通过胶膜与所述蜂窝夹层结合固定。
5.根据权利要求4所述卫星结构舱板，其特征在于，所述胶膜厚度为0.1～0.3mm。
6.根据权利要求3所述卫星结构舱板，其特征在于，所述第一蒙板和所述第二蒙板采用铝合金材质。
7.根据权利要求3所述卫星结构舱板，其特征在于，所述蜂窝夹层的结构为0.03×5或0.04×5的铝合金结构。
8.根据权利要求3所述卫星结构舱板，其特征在于，所述埋件通过发泡胶与蜂窝夹层结合固定。
9.根据权利要求8所述卫星结构舱板，其特征在于，所述埋件高度不高于蜂窝夹层高度。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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