CN114243260B - 一种航天器天线反射器及制备方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航天器天线反射器，包括曲面的反射面板、固定于反射面板的底面的背筋，所述背筋截面均为上窄下宽、下底线为弧线的等腰梯形。本发明还涉及一种制备天线反射器的制备方法，包括如下步骤：S1、利用成型模具制作反射面板的分体面板；S2、利用芯模，在装配工装上制作所述背筋；S3、在装配工装上，将所述分体面板拼接成所述反射面板，将所述反射面板与所述背筋胶接成一体，制成所述航天器天线反射器。本发明提供了一种背筋结构具有优良刚性且构成零件数量少，满足轻量化要求的天线反射器，还提供了一种能够保证背筋与反射面板紧密地贴合，具有优良的贴合度的制备天线反射器的制备方法。

Description

一种航天器天线反射器及制备方法

技术领域

本发明涉及用于航天器的天线反射器技术领域，具体涉及一种航天器天线反射器和制备所述航天器天线反射器的制备方法。

背景技术

随着航天器天线反射器向轻量化发展，具有高精度、高稳定性的碳纤维天线反射器得到广泛应用。在使用中，天线反射器处于太空环境，虽然没有重力的影响，不会由重力产生变形而影响反射面板的型面精度，但航天器在不断地进行姿态调整，航天器的姿态调整产生的转动载荷会引起抛物面振动，扰乱航天器的姿态调整动作，所以天线反射器的背筋必须具有足够的刚性。现有技术中，中国发明专利CN 102882008 B提供了一种使用复合材料连接件的低膨胀网孔反射器，属于空间天线反射器技术领域。包括背筋、反射面和连接件；反射面为准各向同性TWF织物反射面，背筋为复合材料层合板背筋，其形状为“井”字形，且结构对称；连接件位于背筋中交叉的两根背筋的夹角处，从而使得连接件与交叉的两根背筋都固定连接；连接件埋件位于连接件的底面上，通过连接件埋件对反射器进行固定或安装以便于运输或储存。本发明中的反射面采用准各向同性的TWF织物，其具有很高的透光率及较小的热膨胀系数，可以有效减小空间光压对反射面型面的影响，可以降低反射面在空间热环境下产生的温度梯度，而温度梯度的降低可以减小反射面的热变形。为了给反射面板提供良好的刚性支撑，现有技术中的背筋零件多，结构复杂，各种形状的背筋组件在多处使用预埋件连接，背筋重量占天线反射器重量的比重较高，增加了火箭整体发射的总重量，增加了发射成本。且复杂结构的背筋与反射面板贴合度控制不良，造成反射面板具有小的起伏，影响反射面板的型面精度，进而使天线反射器的增益损失变大。

发明内容

本发明针对现有技术存在的上述问题，提供了背筋结构具有优良刚性且构成零件数量少，满足轻量化要求的天线反射器，还提供了能够保证背筋与反射面板紧密地贴合，具有优良的贴合度的制备天线反射器的制备方法。

一方面，本发明提供的航天器天线反射器，包括曲面的反射面板、固定于反射面板的底面的背筋，所述背筋截面均为上窄下宽、下底线为弧线的等腰梯形，下底两端从两腰线与下底线的交点以与下底线相同的弧度向两侧延伸出第一支撑部和第二支撑部，所述背筋、第一支撑部和第二支撑部的弧形底面与所述反射面的底面固定连接。

在本发明中，背筋为中空的异形管体结构，具体地，与反射面板具有相配合的曲面的背筋底面与反射面板紧密接触地固定连接，且截面形状为轴对称的等腰梯形。所述等腰梯形的截面形状中两腰线的延长线交汇于一点，与底线一同构成等腰三角形结构，众所周知，三角形是最具稳定性的形状。当受到外力时，外力会沿着两个腰线所在的侧面从背筋传递至反射面板上，作用在每个腰线的侧面的力会分解成两个分力，一个分力与反射面板曲面相切，另一个分力垂直与反射面板曲面。根据等腰梯形的两个腰线与上底线的夹角不同，两个分力也会有变化，但是分力必定小于外力，这样就有效减小了外力对反射面板的冲击，在为反射面板提供足够的刚性支撑的基础上，可以减少背筋的构件数量，使天线反射器更具轻量性。优选地，在下底两端从两腰线与下底线的交点以与下底线相同的弧度向两侧延伸出第一支撑部和第二支撑部，第一支撑部的曲面与第二支撑部的曲面和下底面具有与反射面板相同的曲率，且为一体成型制成，有效地增大了背筋与反射面板的接触面积，外力被分散在更大的面积上，更利于减小作用于反射面板的压强，进一步提高天线反射器抗震能力。

根据本发明的一个方面，

所述反射面板包括至少2个分体面板，其中，所述分体面板为半径相等且圆心角相同的扇形；

所述背筋包括固定连接成一体的径向筋组件和环形的环向筋组件，其中，所述径向筋组件包括多个发散式设置的径向筋，所述环向筋组件包括多个可拼接为环形的等弧度的弧形筋；

所述航天器天线反射器还包括外接基座和封口筋，所述外接基座固定设置于所述背筋的中心，所述环向筋组件设置于所述外接基座的外周并与所述外接基座同轴线，所述环向筋组件与设置在所述反射面板的外缘轮廓的所述封口筋同轴线；

本发明提供的背筋仅具有从天线反射器中心向外发散的径向筋和与天线反射器同轴线设置的环向筋，对反射面板的支撑均匀呈中心对称地分布，能够产生足够的、均匀的刚性支撑力，且对反射面板的型面精度影响小，能够满足天线反射面板制造高型面精度，减重的要求。

根据本发明的一个方面，

所述背筋由碳纤维复合材料制成；

所述反射面板由TWF织物复合材料制成。

航天器天线必须在空间环境工作，要求天线反射器能够在空间热环境下保持尺寸稳定性，碳纤维复合材料的线膨胀系数接近零，比强度和比刚度又相当高，适于作为天线反射器的制作材料。TWF织物复合材料是由碳纤维复合材料制成的三向编织物与柔性基体材料复合而得的壳膜结构。TWF织物复合材料在形状复杂的模具表面易于铺层，成形后力学性能具有各向同性，能够消除各个方向力学性能不一致引起的扭曲变形，且能够大大降低反射器的面密度。

根据本发明的一个方面，

所述径向筋包括：

主筋，数量与所述弧形筋数量一致，由所述外接基座向外发散式地设置，所述主筋与所述弧形筋为一体成型地制成，其中，所述主筋一端与所述外接基座固定连接，另一端与所述封口筋固定连接；

副筋，由所述弧形筋向外发散式地设置，所述副筋一端与所述弧形筋固定连接，另一端与所述封口筋固定连接；

所述主筋与所述副筋相间地且相邻的所述主筋与所述副筋等角度地、均匀地间隔设置；

所述等腰梯形的两腰线与上底线的夹角的角度范围为115°-120°。

在本发明的天线反射器中，主筋是最重要的径向支撑构件，一端与中心位置的外接基座固定连接，另一端与边缘处的封口筋固定连接，且主筋与弧形筋在制作过程中由使用芯模一次成型地制成，主筋的中部与弧形筋的中部不是由外部的连接件固定连接，而是在外表面处无缝地融合成一件。主筋与弧形筋的底面为延续成一体的曲面，与反射面板的曲面能够更好地配合粘接。

副筋由弧形筋发散式向封口筋延伸并与弧形筋和封口筋固定连接。因为主筋、副筋和弧形筋的截面形状都是等腰梯形，能有效地分散外力对反射面板的冲击，所以副筋的长度可以短于主筋的长度，只设置在反射面的外环区域即可满足支撑反射面板的需要，较短的副筋能够大大地减轻背筋整体的重量，大幅地降低天线反射器的发射成本。

优选地，背筋的截面形状的等腰梯形的两腰线与上底线的夹角的角度范围为115°-120°。

根据本发明的一个方面，

所述反射面板的厚度为0.2mm～1mm；

所述TWF织物复合材料是环氧树脂基TWF复合材料，包括TWF碳纤维织物和均匀设置于所述TWF碳纤维织物上的以环氧树脂为预浸料固化成的面板基体。

制成所述背筋的所述碳纤维复合材料包括碳纤维层和背筋基体，所述背筋基体材料为环氧树脂；

所述背筋的高度范围为0.1mm～30mm，所述背筋的厚度为0.1mm～10mm。

所述外接基座和所述封口筋由碳纤维复合材料制成。

在本发明中，TWF织物复合材料是环氧树脂基TWF复合材料，制成背筋的是环氧树脂基的碳纤维复合材料，两者的热膨胀系数相同，在高温下的膨胀量和在低温下的收缩量相同，一方面增强了天线反射器对高低温的耐受性，另一方面也增强了反射器的型面精度的稳定性。

根据本发明的一个方面，

构成所述TWF碳纤维织物的碳纤维的模量是T300或T700或T800或M40或M60；

面板基体材料采用4211环氧树脂.所述碳纤维的纤维体积分数范围为40％-60％；

构成所述径向筋和所述弧形筋的碳纤维的模量是T300或T700或T800或M40或M60；

背筋基体材料采用4211环氧树脂.所述碳纤维的纤维体积分数范围为40％-60％。

另一方面，本发明还提供了制备所述的航天器天线反射器的制备方法，

包括以下步骤：

S1、利用成型模具制作反射面板的分体面板；

S2、利用芯模，在装配工装上制作所述背筋；

S3、在装配工装上，将所述分体面板拼接成所述反射面板，将所述反射面板与所述背筋胶接成一体，制成所述航天器天线反射器。

为保证反射器整体的型面精度，反射面板采用多瓣拼接的形式分别成型，且分体面板的成型模具优选殷钢模具，依据模具本身较低的膨胀系数保证分体面板成型精度。后续通过装配工装，将预成型的分体面板与背筋进行室温胶接成型，通过工艺销钉定位的方式保证背筋的对称性，依据装配工装的型面精度保证最终反射面板的型面精度。依据该方法制备的网格反射面型面精度R.M.S可达0.1mm-0.15mm。

在本发明的制备方法中，

在所述步骤S1中所述成型模具和在所述S2中所述装配工装均为阳模，所述成型模具的成型面与所述装配工装的装配面是具有相同曲率的光滑曲面，其中，所述成型模具和所述装配工装的形面精度为所述航天器天线反射器的形面精度的1/3以下；

所述装配工装上设置有定位销孔；

所述芯模由水溶性材质制成，外表面光滑，所述芯模的截面形状为上窄下宽、下底为弧线的等腰梯形，所述芯模的弧形底面与所述装配工装的装配面具有相同的曲率。

因为需要依据成型模具和装配工装的型面精度保证最终反射面板的型面精度，所以需制备更高型面精度的成型模具和装配工装，例如，当天线反射器的型面精度要求在0.3mm以下时，相应的成型模具和装配工装的型面精度应在0.1mm以下。通过所述成型模具的成型面与所述装配工装的装配面是具有相同曲率的光滑曲面，保证了反射面板的曲面形状和背筋的底面的曲面形状相适配，具有较高的贴合性。

在本发明的制备方法中，

所述步骤S1在所述步骤S3之前实施，所述步骤S1包括：

S1a、裁剪出扇形TWF碳纤维织物，将所述扇形TWF碳纤维织物平铺在成型模具的成型面上，顶点方向向心；

S1b、将含有30％-50％配制好的环氧树脂的预浸料均匀喷洒在扇形TWF碳纤维织物上，对喷洒在TWF碳纤维织物上的所述预浸料进行预压吸胶处理；

S1c、使用真空袋热压罐法将扇形的环氧树脂基TWF复合材料固化成型，制成所述分体面板。

将TWF碳纤维织物在具有较大曲率的曲面的成型模具上铺层时，需要分块，以中心圆点辐射分成相同形状的扇形块，能够使TWF碳纤维织物很好地贴合模具，预压实可以消除纤维束在张力状态下的应力，使固化后的TWF复合材料贴合性能较好。控制TWF树脂预浸料在40％左右，固化过程中表面加吸胶处理可以得到孔格清晰无树脂堵塞的单层复合材料。

在本发明的制备方法中，

所述步骤S2包括：

S2a、在所述芯模上，将碳纤维和包含环氧树脂的预浸料依次铺层；

S2b、将铺层完成环氧树脂基的碳纤维复合材料连同所述芯模一起用工艺定位销固定在所述装配工装的所述定位销孔上，加热固化处理所述芯模的表面的环氧树脂基的碳纤维复合材料，制成所述背筋；

S2c、从装配工装上取下所述背筋，拆去定位销，通过留在所述径向筋组件和环向筋组件上的定位销孔处进行注水溶解所述芯模。

在本发明的构思中，制作背筋时，当将碳纤维复合材料在芯模上铺层完成后，固化成型的过程在装配工装上完成，自然地，背筋的底面就形成了与所述装配工装的表面相同曲率与形状的曲面。在芯模上铺层的未经固化的碳纤维复合材料具有一定的软度和韧性，施加一定的压力即可用工艺定位销穿通。将未固化的背筋按照在反射面板底面的安装位置通过工艺定位销固定在装配工装上。在装配工装上的定位销孔由机加工手段获得，具有较高的位置精度。这样，未固化的背筋的固化位置其实就是固化成型后的背筋的安装位置，复位精度高达100％，且保证了固化后的背筋的底面具有与装配工装相同曲率的曲面。

在本发明的制备方法中，

所述步骤S3包括：

S3a、将多件扇形TWF织物复合材料制成的所述分体面板铺放在所述装配工装上，对所述分体面板进行划线，裁剪，再次两两缝隙均匀对接在装配工装上，所述缝隙对应所述主筋的安装位置；

S3b、利用所述背筋上的定位销孔和所述装配工装上的定位销孔，使用相对应的定位销将所述背筋在装配工装上进行复位安装；

S3c、调整所述主筋的底面与反射器面板之间的间隙范围在0.05mm-0.5mm，采用常温胶黏剂在室温下，粘接固定，同时将所述背筋与所述外接基座和所述封口筋固定安装，完成航天器天线反射器的制备。

当完成分体面板与背筋的固化成型后，首先将分体面板在装配工装上拼接成完整的反射面板，注意相邻的分体面板之间的粘接用缝隙应位于相应的主筋的对称轴线上。在步骤S3b中，因为固化后的背筋上存有固化过程产生的工艺定位销孔，使用工艺定位销穿过背筋上的工艺定位销孔进和装配工装上的定位销孔，将背筋再次在装配工装复位固定。

在本发明的制备方法中，首先

所述装配工装上与所述每个主筋相对应的位置至少设置两个定位销孔，与所述每个弧形筋相对应的位置至少设置两个定位销孔，与所述每个副筋相对应的位置至少设置两个定位销孔；

在所述步骤S2b使用的芯模为第一芯模和第二芯模，所述第一芯模用于制作一体成型的所述主筋和所述弧形筋，所述第二芯模用于制作所述副筋。

优选地，在装配工装上在与每个主筋、副筋和环向筋相对应的安装长度范围内都设置至少两个定位销孔，保证背筋在装配工装上的固化时及装配时能够被稳固地可拆卸地固定连接。

在本发明的制备方法中，

在所述步骤1中所述成型模具由殷钢制成；在所述步骤2中所述装配模具由球墨铸铁制成；所述水溶性材质为Aqua Block AC型；

所述反射面板的形状为旋转抛物面形。

本发明具有如下的有益效果：一方面，本发明的天线反射器能够适应更加苛刻的空间环境，具有足够的刚性支撑能够保证天线反射器在空间姿态转换时的型面精度，大幅地降低了天线反射器在航天器中的质量占比，且天线反射器整体采用碳纤维复合材料制成，具有相同的较低的热膨胀系数，一方面增强了天线反射器对高温和低温的耐受性，另一方面也增强了天线反射器的型面精度的稳定性。另一方面，本发明提供的天线反射器的制备方法，采用了首先分别预成型反射面板与背筋，然后进行反射面板的拼接与背筋胶接装配的方式完成天线反射器的制备。在制备过程中，采用高型面精度、低热膨胀系数的成型模具来保证反射面的成型精度，采用高型面精度的装配工装来保证背筋底面的成型精度。通过将未固化的背筋放置在装配工装上进行固化，实现了固化后背筋的底面与装配工装的曲面100％的贴合，进而保证了背筋与反射面板的高贴合度，总之，采用本发明的制备方法能够制备出高型面精度的天线反射器。

附图说明

图1是本发明的航天器天线反射器的制备方法的一个实施例的流程图；

图2是本发明的航天器天线反射器的一个实施例的结构示意图；

图3是本发明的航天器天线反射器的一个实施例的剖视图示意图；

图4是本发明的航天器天线反射器的一个实施例的反射面板的局部示意图。附图编号：1-反射面板；11-分体面板；2-背筋；21-径向筋组件；211-主筋；212-副筋；22-环向筋组件；221-弧形筋；3-外接基座；4-封口筋；

具体实施方式

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而言，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。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

如图2、图3和图4所示，是本发明的航天器天线反射器的一个实施例，包括曲面的反射面板1、固定于反射面板1的底面的背筋2，背筋2截面均为上窄下宽、下底线为弧线的等腰梯形，下底两端从两腰线与下底线的交点以与下底线相同的弧度向两侧延伸出第一支撑部和第二支撑部，背筋2、第一支撑部和第二支撑部的弧形底面与反射面的底面固定连接。

在本实施例中，背筋2为中空的异形管体结构，具体地，与反射面板1具有相配合的曲面的背筋2底面与反射面板1紧密接触地固定连接，且截面形状为轴对称的等腰梯形。等腰梯形的截面形状中两腰线的延长线交汇于一点，与底线一同构成等腰三角形结构，众所周知，三角形是最具稳定性的形状。当受到外力时，外力会沿着两个腰线所在的侧面从背筋2传递至反射面板1上，作用在每个腰线的侧面的力会分解成两个分力，一个分力与反射面板1曲面相切，另一个分力垂直与反射面板1曲面。根据等腰梯形的两个腰线与上底线的夹角不同，两个分力也会有变化，但是分力必定小于外力，这样就有效减小了外力对反射面板1的冲击，在为反射面板1提供足够的刚性支撑的基础上，可以减少背筋2的构件数量，使天线反射器更具轻量性。优选地，在下底两端从两腰线与下底线的交点以与下底线相同的弧度向两侧延伸出第一支撑部和第二支撑部，第一支撑部的曲面与第二支撑部的曲面和下底面具有与反射面板1相同的曲率，且为一体成型制成，有效地增大了背筋2与反射面板1的接触面积，外力被分散在更大的面积上，更利于减小作用于反射面板1的压强，进一步提高天线反射器抗震能力。

在本实施例中，

反射面板1包括4个分体面板11，其中，分体面板11为半径相等且圆心角相同的扇形；

背筋2包括固定连接成一体的径向筋组件21和环形的环向筋组件22，其中，径向筋组件21包括发散式设置的4个主筋211和4个副筋212，环向筋组件22包括4个可拼接为环形的等弧度的弧形筋221；

航天器天线反射器还包括圆形的外接基座3和圆形的封口筋4，外接基座3固定设置于背筋2的中心，环向筋组件22设置于外接基座3的外周并与外接基座3同轴线，环向筋组件22与设置在反射面板1的外缘轮廓的封口筋4同轴线；

本实施例提供的背筋2仅具有从天线反射器中心向外发散的主筋211和副筋212以及与天线反射器同轴线设置的环向筋，对反射面板1的支撑均匀呈中心对称地分布，能够产生足够的、均匀的刚性支撑力，且对反射面板1的型面精度影响小，能够满足天线反射面板1制造高型面精度，减重的要求。

在本实施例中，

背筋2由碳纤维复合材料制成；

反射面板1由TWF织物复合材料制成。

航天器天线必须在空间环境工作，要求天线反射器能够在空间热环境下保持尺寸稳定性，碳纤维复合材料的线膨胀系数接近零，比强度和比刚度又相当高，适于作为天线反射器的制作材料。TWF织物复合材料是由碳纤维复合材料制成的三向编织物与柔性基体材料复合而得的壳膜结构。TWF织物复合材料在形状复杂的模具表面易于铺层，成形后力学性能具有各向同性，能够消除各个方向力学性能不一致引起的扭曲变形，且能够大大降低反射器的面密度。

在本实施例中，

4个主筋211，由外接基座3向外发散式地设置，主筋211与弧形筋221为一体成型地制成，其中，主筋211一端与外接基座3固定连接，另一端与封口筋4固定连接；

4个副筋212，由弧形筋221向外发散式地设置，副筋212一端与弧形筋221固定连接，另一端与封口筋4固定连接；

主筋211与副筋212相间地且相邻的主筋211与副筋212间隔45°角度地、均匀地间隔设置；

等腰梯形的两腰线与上底线的夹角的角度范围为115°-120°。

在本实施例的天线反射器中，主筋211是最重要的径向支撑构件，一端与中心位置的外接基座3固定连接，另一端与边缘处的封口筋4固定连接，且主筋211与弧形筋221在制作过程中由使用芯模一次成型地制成，主筋211的中部与弧形筋221的中部不是由外部的连接件固定连接，而是在外表面处无缝地融合成一件。主筋211与弧形筋221的底面为延续成一体的曲面，与反射面板1的曲面能够更好地配合粘接。

副筋212由弧形筋221发散式向封口筋4延伸并与弧形筋221和封口筋4固定连接。因为主筋211、副筋212和弧形筋221的截面形状都是等腰梯形，能有效地分散外力对反射面板1的冲击，所以副筋212的长度可以短于主筋211的长度，只设置在反射面的外环区域即可满足支撑反射面板1的需要，较短的副筋212能够大大地减轻背筋2整体的重量，大幅地降低天线反射器的发射成本。

优选地，背筋2的截面形状的等腰梯形的两腰线与上底线的夹角的角度范围为115°-120°。

在本实施例中，

反射面板1的厚度为0.2mm～1mm；

TWF织物复合材料是环氧树脂基TWF复合材料，包括TWF碳纤维织物和均匀设置于TWF碳纤维织物上的以环氧树脂为预浸料固化成的面板基体。

制成背筋2的碳纤维复合材料包括碳纤维层和背筋2基体，背筋2基体材料为环氧树脂；

背筋2的高度范围为0.1mm～30mm，背筋2的厚度为0.1mm～10mm。

外接基座3和封口筋4由碳纤维复合材料制成。

在本实施例中，TWF织物复合材料是环氧树脂基TWF复合材料，制成背筋2的是环氧树脂基的碳纤维复合材料，两者的热膨胀系数相同，在高温下的膨胀量和在低温下的收缩量相同，一方面增强了天线反射器对高低温的耐受性，另一方面也增强了反射器的型面精度的稳定性。

在本实施例中，

构成TWF碳纤维织物的碳纤维的模量是T60；

面板基体材料采用4211环氧树脂.碳纤维的纤维体积分数范围为40％；

构成径向筋和弧形筋221的碳纤维的模量是T300；

背筋2基体材料采用4211环氧树脂.碳纤维的纤维体积分数范围为40％。

如图1所示是本发明提供的制备航天器天线反射器的制备方法的一个实施例，

包括以下步骤：

S1、利用成型模具制作反射面板1的分体面板11；

S2、利用芯模，在装配工装上制作背筋2；

S3、在装配工装上，将分体面板11拼接成反射面板1，将反射面板1与背筋2胶接成一体，制成航天器天线反射器。

为保证反射器整体的型面精度，反射面板1采用多瓣拼接的形式分别成型，且分体面板11的成型模具优选殷钢模具，依据模具本身较低的膨胀系数保证分体面板11成型精度。后续通过装配工装，将预成型的分体面板11与背筋2进行室温胶接成型，通过工艺销钉定位的方式保证背筋2的对称性，依据装配工装的型面精度保证最终反射面板1的型面精度。依据该方法制备的网格反射面型面精度R.M.S可达0.1mm-0.15mm。

在本实施例的制备方法中，

在步骤S1中成型模具和在S2中装配工装均为阳模，成型模具的成型面与装配工装的装配面是具有相同曲率的光滑曲面，其中，成型模具和装配工装的形面精度为航天器天线反射器的形面精度的1/3以下；

装配工装上设置有定位销孔；

芯模由水溶性材质制成，外表面光滑，芯模的截面形状为上窄下宽、下底为弧线的等腰梯形，芯模的弧形底面与装配工装的装配面具有相同的曲率。

因为需要依据成型模具和装配工装的型面精度保证最终反射面板1的型面精度，所以需制备更高型面精度的成型模具和装配工装，通过成型模具的成型面与装配工装的装配面是具有相同曲率的光滑曲面，保证了反射面板1的曲面形状和背筋2的底面的曲面形状相适配，具有较高的贴合性。

在本实施例的制备方法中，

步骤S1在步骤S3之前实施，步骤S1包括：

S1a、裁剪出扇形TWF碳纤维织物，将扇形TWF碳纤维织物平铺在成型模具的成型面上，顶点方向向心；

S1b、将含有30％-50％配制好的环氧树脂的预浸料均匀喷洒在扇形TWF碳纤维织物上，对喷洒在TWF碳纤维织物上的预浸料进行预压吸胶处理；

S1c、使用真空袋热压罐法将扇形的环氧树脂基TWF复合材料固化成型，制成分体面板11。

将TWF碳纤维织物在具有较大曲率的曲面的成型模具上铺层时，需要分块，以中心圆点辐射分成相同形状的扇形块，能够使TWF碳纤维织物很好地贴合模具，预压实可以消除纤维束在张力状态下的应力，使固化后的TWF复合材料贴合性能较好。控制TWF树脂预浸料在40％左右，固化过程中表面加吸胶处理可以得到孔格清晰无树脂堵塞的单层复合材料。

在本实施例的制备方法中，

步骤S2包括：

S2a、在芯模上，将碳纤维和包含环氧树脂的预浸料依次铺层；

S2b、将铺层完成环氧树脂基的碳纤维复合材料连同芯模一起用工艺定位销固定在装配工装的定位销孔上，加热固化处理芯模的表面的环氧树脂基的碳纤维复合材料，制成背筋2；

S2c、从装配工装上取下背筋2，拆去定位销，通过留在径向筋组件21和环向筋组件22上的定位销孔处进行注水溶解芯模。

在本实施例中，制作背筋2时，当将碳纤维复合材料在芯模上铺层完成后，固化成型的过程在装配工装上完成，自然地，背筋2的底面就形成了与装配工装的表面相同曲率与形状的曲面。在芯模上铺层的未经固化的碳纤维复合材料具有一定的软度和韧性，施加一定的压力即可用工艺定位销穿通。将未固化的背筋2按照在反射面板1底面的安装位置通过工艺定位销固定在装配工装上。在装配工装上的定位销孔由机加工手段获得，具有较高的位置精度。这样，未固化的背筋2的固化位置其实就是固化成型后的背筋2的安装位置，复位精度高达100％，且保证了固化后的背筋2的底面具有与装配工装相同曲率的曲面。

在本实施例的制备方法中，

步骤S3包括：

S3a、将多件扇形TWF织物复合材料制成的分体面板11铺放在装配工装上，对分体面板11进行划线，裁剪，再次两两缝隙均匀对接在装配工装上，缝隙对应主筋211的安装位置；

S3b、利用背筋2上的定位销孔和装配工装上的定位销孔，使用相对应的定位销将背筋2在装配工装上进行复位安装；

S3c、调整主筋211的底面与反射器面板之间的间隙范围在0.05mm-0.5mm，采用常温胶黏剂在室温下，粘接固定，同时将背筋2与外接基座3和封口筋4固定安装，完成航天器天线反射器的制备。

当完成分体面板11与背筋2的固化成型后，首先将分体面板11在装配工装上拼接成完整的反射面板1，注意相邻的分体面板11之间的粘接用缝隙应位于相应的主筋211的对称轴线上。在步骤S3b中，因为固化后的背筋2上存有固化过程产生的工艺定位销孔，使用工艺定位销穿过背筋2上的工艺定位销孔进和装配工装上的定位销孔，将背筋2再次在装配工装复位固定。

在本实施例的制备方法中，首先

装配工装上与每个主筋211相对应的位置设置两个定位销孔，与每个弧形筋221相对应的位置设置两个定位销孔，与每个副筋212相对应的位置设置两个定位销孔；

在步骤S2b使用的芯模为第一芯模和第二芯模，第一芯模用于制作一体成型的主筋211和弧形筋221，第二芯模用于制作副筋212。

优选地，在装配工装上在与每个主筋211、副筋212和环向筋相对应的安装长度范围内都设置两个定位销孔，保证背筋2在装配工装上的固化时及装配时能够被稳固地可拆卸地固定连接。

在本实施例的制备方法中，

在步骤1中成型模具由殷钢制成；在步骤2中装配模具由球墨铸铁制成；水溶性材质为Aqua Block AC型；

反射面板1的形状为旋转抛物面形。

一方面，本发明的天线反射器的一个实施例，能够适应更加苛刻的空间环境，具有足够的刚性支撑能够保证天线反射器在空间姿态转换时的型面精度，大幅地降低了天线反射器在航天器中的质量占比，且天线反射器整体采用碳纤维复合材料制成，具有相同的较低的热膨胀系数，一方面增强了天线反射器对高温和低温的耐受性，另一方面也增强了天线反射器的型面精度的稳定性。另一方面，本发明提供的天线反射器的制备方法的一个实施例，采用了首先分别预成型反射面板1与背筋2，然后进行反射面板1的拼接与背筋2胶接装配的方式完成天线反射器的制备。在制备过程中，采用高型面精度、低热膨胀系数的成型模具来保证反射面的成型精度，采用高型面精度的装配工装来保证背筋2底面的成型精度。通过将未固化的背筋2放置在装配工装上进行固化，实现了固化后背筋2的底面与装配工装的曲面100％的贴合，进而保证了背筋2与反射面板1的高贴合度。

上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。

以上仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (13)

1.一种航天器天线反射器，包括曲面的反射面板（1）、固定于反射面板（1）的底面的背筋（2），其特征在于,所述背筋（2）截面均为上窄下宽、下底线为弧线的等腰梯形，下底两端从两腰线与下底线的交点以与下底线相同的弧度向两侧延伸出第一支撑部和第二支撑部，所述背筋（2）、第一支撑部和第二支撑部的弧形底面与所述反射面的底面固定连接；

所述背筋（2）为中空的异形管体结构；

所述背筋（2）包括固定连接成一体的径向筋组件（21）和环形的环向筋组件（22），其中，所述径向筋组件（21）包括多个发散式设置的主筋（211）和副筋（212），所述环向筋组件（22）包括多个可拼接为环形的等弧度的弧形筋（221）；

所述航天器天线反射器还包括外接基座（3）和封口筋（4），所述外接基座（3）固定设置于所述背筋（2）的中心，所述环向筋组件（22）设置于所述外接基座（3）的外周并与所述外接基座（3）同轴线，所述环向筋组件（22）与设置在所述反射面板（1）的外缘轮廓的所述封口筋（4）同轴线；

所述主筋（211），数量与所述弧形筋（221）数量一致，由所述外接基座（3）向外发散式地设置，所述主筋（211）与所述弧形筋（221）为一体成型地制成，其中，所述主筋（211）一端与所述外接基座（3）固定连接，另一端与所述封口筋（4）固定连接；

所述副筋（212），由所述弧形筋（221）向外发散式地设置，所述副筋（212）一端与所述弧形筋（221）固定连接，另一端与所述封口筋（4）固定连接；

所述主筋（211）与所述副筋（212）相间地且相邻的所述主筋（211）与所述副筋（212）等角度地、均匀地间隔设置。

2.根据权利要求1所述的航天器天线反射器，其特征在于，

所述反射面板（1）包括至少2个分体面板（11），其中，所述分体面板（11）为半径相等且圆心角相同的扇形。

3.根据权利要求2所述的航天器天线反射器，其特征在于，

所述背筋（2）由碳纤维复合材料制成；

所述反射面板（1）由TWF织物复合材料制成。

4.根据权利要求3所述的航天器天线反射器，其特征在于，

所述等腰梯形的两腰线与上底线的夹角的角度范围为115°-120°。

5.根据权利要求4所述的航天器天线反射器，其特征在于，所述反射面板（1）的厚度为0.2mm～1mm；

所述TWF织物复合材料是环氧树脂基TWF复合材料，包括TWF碳纤维织物和均匀设置于所述TWF碳纤维织物上的以环氧树脂为预浸料固化成的面板基体；

制成所述背筋（2）的所述碳纤维复合材料包括碳纤维层和背筋基体，所述背筋基体材料为环氧树脂；

所述背筋（2）的高度范围为0.1mm～30mm，所述背筋（2）的厚度为0.1mm～10mm；

所述外接基座（3）和所述封口筋（4）由碳纤维复合材料制成。

6.根据权利要求5所述的航天器天线反射器，其特征在于，构成所述TWF碳纤维织物的碳纤维的模量是T300或T700或T800或M40或M60；

面板基体材料采用4211环氧树脂.所述碳纤维的纤维体积分数范围为40%-60%；

构成所述背筋（2）的碳纤维的模量是T300或T700或T800或M40或M60；

背筋基体材料采用4211环氧树脂.所述碳纤维的纤维体积分数范围为40%-60%。

7.一种制备如权利要求1或6所述的航天器天线反射器的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、利用成型模具制作反射面板（1）的分体面板（11）；

S2、利用芯模，在装配工装上制作所述背筋（2）；

S3、在装配工装上，将所述分体面板（11）拼接成所述反射面板（1），将所述反射面板（1）与所述背筋（2）胶接成一体，制成所述航天器天线反射器。

8.根据权利要求7所述的航天器天线反射器的制备方法，其特征在于，

在所述S1中所述成型模具和在所述S2中所述装配工装均为阳模，所述成型模具的成型面与所述装配工装的装配面是具有相同曲率的光滑曲面，其中，所述成型模具和所述装配工装的形面精度为所述航天器天线反射器的形面精度的1/3以下；

所述装配工装上设置有定位销孔；

所述芯模由水溶性材质制成，外表面光滑，所述芯模的截面形状为上窄下宽、下底为弧线的等腰梯形，所述芯模的弧形底面与所述装配工装的装配面具有相同的曲率。

9.根据权利要求8所述的航天器天线反射器的制备方法，其特征在于，

所述S1在所述S3之前实施，所述S1包括：

S1a、裁剪出扇形TWF碳纤维织物，将所述扇形TWF碳纤维织物平铺在成型模具的成型面上，顶点方向向心；

S1b、将含有30%-50%配制好的环氧树脂的预浸料均匀喷洒在扇形TWF碳纤维织物上，对喷洒在TWF碳纤维织物上的所述预浸料进行预压吸胶处理；

S1c、使用真空袋热压罐法将扇形的环氧树脂基TWF复合材料固化成型，制成所述分体面板（11）。

10.根据权利要求9所述的航天器天线反射器的制备方法，其特征在于，

所述S2包括：

S2a、在所述芯模上，将碳纤维和包含环氧树脂的预浸料依次铺层；

S2b、将铺层完成环氧树脂基的碳纤维复合材料连同所述芯模一起用定位销固定在所述装配工装的所述定位销孔上，加热固化处理所述芯模的表面的环氧树脂基的碳纤维复合材料，制成所述背筋（2）；

S2c、从装配工装上取下所述背筋（2），拆去定位销，通过留在所述径向筋组件（21）和环向筋组件（22）上的定位销孔处进行注水溶解所述芯模。

11.根据权利要求10所述的航天器天线反射器的制备方法，其特征在于，所述S3包括：

S3a、将多件扇形TWF织物复合材料制成的所述分体面板（11）铺放在所述装配工装上，对所述分体面板（11）进行划线，裁剪，再次两两缝隙均匀对接在装配工装上，所述缝隙对应所述主筋（211）的安装位置；

S3b、利用所述背筋（2）上的定位销孔和所述装配工装上的定位销孔，使用相对应的定位销将所述背筋（2）在装配工装上进行复位安装；

S3c、调整所述主筋（211）的底面与反射器面板之间的间隙范围在0.05mm-0.5mm，采用常温胶黏剂在室温下，粘接固定，同时将所述背筋（2）与所述外接基座（3）和所述封口筋（4）固定安装，完成航天器天线反射器的制备。

12.根据权利要求11所述的航天器天线反射器的制备方法，其特征在于，

所述装配工装上与所述每个主筋（211）相对应的位置至少设置两个定位销孔，与所述每个弧形筋（221）相对应的位置至少设置两个定位销孔，与所述每个副筋（212）相对应的位置至少设置两个定位销孔；

在所述S2b使用的芯模为第一芯模和第二芯模，所述第一芯模用于制作一体成型的所述主筋（211）和所述弧形筋（221），所述第二芯模用于制作所述副筋（212）。

13.根据权利要求12所述的航天器天线反射器的制备方法，其特征在于，

在所述S1中所述成型模具由殷钢制成；

在所述S2中所述装配工装由球墨铸铁制成；

所述水溶性材质为Aqua Block AC型；

所述反射面板（1）的形状为旋转抛物面。