CN201162918Y - 一种大平台航天器热试验支架 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种用于航天器真空热试验的大平台航天器热试验支架。试验支架为长方体框架结构，其与卫星之间通过对接框和法兰的连接形成悬臂单端连接方式，长方体框架前后面上的支架斜支撑采用螺钉与支架梁连接，对接框与井字梁上的固定法兰采用螺钉连接方式，对接框与卫星采用螺钉连接方式，其中，冷板导轨焊接于试验支架上，灯阵支管焊接于支撑调节机构的支撑块上，通过调节螺杆可以调节灯阵在试验支架的位置，并在试验支架的A面和B面各装有4个水平调节支撑。本实用新型的优点是：通过改进结构，进一步提高支架的整体强度和刚度，同时去除试验支架前端的辅助支撑，以减少卫星漏热，同时简化了安装过程。

Description

一种大平台航天器热试验支架

技术领域

本实用新型属于航天器真空热试验领域，具体涉及一种大平台航天器热试验支架。

背景技术

卫星真空热试验期间，需要有专用的试验支架来承载卫星，即卫星通过试验支架放置在空间环境模拟器内。为满足安装要求，以往的试验支架采取了如下技术方案：

试验支架采用L形框架结构(以下简称L形支架)，以尽量减少支架对卫星本体，特别是对卫星的上、下面的遮挡。支架上的全部梁采取了焊接的方式。同时，为了在吊装、翻转过程中不使卫星产生过大的晃动，在卫星东板处增加了辅助支撑。此外，辅助支撑在试验过程中也可以起到支撑作用，辅助支撑的材料应与L形支架相同，以保证二者的热变形相同。试验支架对接框与支架B面井字梁的连接利用不锈钢螺栓连接，而且对接框可进行拆卸。

但上述技术方案存在如下问题：

为减少对卫星上、下表面的遮挡，将支架设计成了L形，只有A面和B面上分布有支架梁，当卫星重量和尺寸均增加时，同时在梁本身的强度提高受限的情况之下，势必要增加A面和B面上梁的数量，以使对卫星的遮挡系数增加，这样影响了试验的准确模拟。在卫星东板处增加辅助支撑，这种方式虽然能在一定程度上减少卫星在吊装过程中的晃动，但却存在着安装复杂、卫星东板承力筒接口可能产生局部应力过载、接口漏热等缺点。因此，辅助支撑对于更高漏热控制要求的卫星真空热试验是不适宜的，必须去掉。此外，卫星真空热试验期间，通常在试验过程中对水平度有调节要求，为此，需要研制水平调节支撑，以便将试验支架和卫星整体地放置于水平调节支撑上进行位置调节。通常，在试验支架内需要安装红外灯阵等机构，并要求其距离可调，但是上述方案基本上没有考虑灯阵距离的调节机构，给安装带来很多困难。因此，在支架设计的时要统一考虑灯阵等工装的安装接口，确保灯阵到卫星表面的距离可以调节。综合以上，有必要重新设计一种大平台航天器热试验的支架。

发明内容

本实用新型的目的在于克服现有技术中存在的一些问题，而提供一种大平台航天器热试验支架，旨在解决真空热试验中航天器真空热试验支架强度和刚度不高、卫星东板漏热及卫星安装复杂的问题，本实用新型为航天器真空热试验的可靠性和准确性提供了技术保证，简化了卫星试验安装过程。

本实用新型目的是通过如下技术方案实现的：

一种大平台航天器热试验支架，包括构成长方体支架的支架梁、支架斜支撑、井字梁、对接框、支撑调节机构、水平调节支撑、冷板导轨、灯阵支管以及相应的连接件，其中，设置于支架前后面上的支架斜支撑与支架梁螺钉连接，试验支架A面井字梁的固定法兰与对接框的下法兰进行螺钉连接，对接框的上法兰与卫星进行螺钉连接，冷板导轨焊接于试验支架的底部，灯阵与轮轴一侧连接，滚轮支承于灯阵支管上，轮轴另一侧与滚轮进行机械配合，灯阵支管焊接于调节上下位置的支撑调节机构上，分别在试验支架A面和B面上装有4个控制支架水平度的水平调节支撑，试验支架和卫星整体放置于水平调节支撑上。

上述的试验支架中，所述支撑调节机构包括支撑板、导槽、调节螺杆、定向杆、调节螺块和相应的连接件，其中定向杆方头一侧与竖直的调节螺杆十字相交，方头上方端部设置调节螺块，调节螺块上焊接有灯阵支管，定向杆另一侧滑动设置在导槽内随调节螺杆调节而上下滑动，调节螺杆和导槽顶部水平设置可加强结构稳定性的支撑板。

其中，所述水平调节支撑为可调整上下高度的支腿。

本实用新型通过改进试验支架结构形式，与现有技术相比，具有以下有益效果：①采用长方体框架结构，进一步提高支架的整体强度和刚度。②去除试验支架前端的辅助支撑，以减少对卫星东板的遮挡和东板的漏热，简化安装过程，提高安装可靠性，并有效减小真空低温环境下因试验支架大尺寸所带来的变形量。③设计了支撑调节机构，方便红外灯阵在试验支架内的安装和距离调节，使安装精确到位。④设计了水平调节支撑，为卫星试验时的水平度提供保障。

附图说明

图1为本实用新型提供的大平台航天器热试验支架结构的正面示意图。

图中：1-支架梁；2-支架斜支撑；3-井字梁；4-对接框；5-下法兰；6-B面；7-上法兰；8-支撑调节机构；9-水平调节支撑；10-A面；11-冷板导轨；12-卫星。

图2为本实用新型提供的大平台航天器热试验支架结构的侧面示意图。

图中：13-固定法兰。

图3为本实用新型提供的支撑调节机构的结构示意图。

图中：14-滚轮；15-轮轴；16-灯阵支管；17-支撑板；18-导槽；19-定向杆；20-调节螺杆；21-调节螺块；22-灯阵。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型专利作进一步的说明。

参照图1和图2，分别为本实用新型提供的大平台航天器热试验支架结构的正面和侧面示意图。其中试验支架由支架梁1形成长方体框架结构，支架前后平面上设置有支架斜支撑2，其通过螺钉与相邻的支架梁连接，支架长方体框架结构的A面上设置有井字梁3，井字梁3上的固定法兰13与对接框4的下法兰5通过螺钉进行连接，固定法兰与井字梁进行焊接加螺钉连接，然后对接框4的上法兰7与卫星12进行螺钉连接，冷板导轨11焊接于试验支架的底部，灯阵22与轮轴15一侧固定连接，滚轮14支承于灯阵支管16上，轮轴15另一侧与滚轮14进行机械配合，灯阵支管16焊接于调节上下位置的支撑调节机构8上，分别在试验支架的A面10和B面6上装有4个控制支架水平度的水平调节支撑9，试验支架和卫星12整体放置于水平调节支撑9上。

图3示出了本实用新型的支撑调节机构的结构示意图。本实用新型的支撑调节机构可以采用其它结构的支撑调节结构，但优选图3中所示的结构。它包括支撑板17、导槽18、调节螺杆20、定向杆19、调节螺块21和相应的连接件(未示出)，其中定向杆19的方头一侧与竖直的调节螺杆20十字相交，方头上方端部设置调节螺块21，调节螺块21上焊接有灯阵支管16，定向杆19的另一侧滑动设置在导槽18内，并随调节螺杆20的调节而上下滑动，调节螺杆20和导槽18的顶部水平设置可加强结构稳定性的支撑板17。

尽管上文对本实用新型的具体实施方式进行了详细的描述和说明，但应该指明的是，我们可以对上述实施方式进行各种改变和修改，但这些都不脱离本实用新型的精神和所附的权利要求所记载的范围。

Claims (3)

1、一种与卫星悬臂单端连接的大平台航天器热试验支架，包括构成长方体支架的支架梁(1)、支架斜支撑(2)、井字梁(3)、对接框(4)、支撑调节机构(8)、水平调节支撑(9)、冷板导轨(11)、灯阵支管(16)以及相应的连接件，其中，设置于支架前后面上的支架斜支撑(2)与支架梁(1)进行螺钉连接，试验支架A面(10)的井字梁(3)上的固定法兰(13)与对接框(4)的下法兰(5)进行螺钉连接，固定法兰与井字梁进行焊接加螺钉连接，对接框(4)的上法兰(7)与卫星(12)通过螺钉悬臂单端连接，冷板导轨(11)焊接于试验支架的底部，灯阵(22)与轮轴(15)一侧固定连接，滚轮(14)支承于灯阵支管(16)上，轮轴(15)另一侧与滚轮(14)进行机械配合，灯阵支管(16)焊接于调节上下位置的支撑调节机构(8)上，分别在试验支架A面(10)和B面(6)上装有4个控制支架水平度的水平调节支撑(9)，试验支架和卫星(12)整体放置于水平调节支撑(9)上。

2、如权利要求1所述的大平台航天器热试验支架，其特征在于，所述支撑调节机构(8)包括支撑板(17)、导槽(18)、调节螺杆(20)、定向杆(19)、调节螺块(21)和相应的连接件，其中定向杆(19)方头一侧与竖直的调节螺杆(20)十字相交，方头上方端部设置调节螺块(21)，调节螺块(21)上焊接有灯阵支管(16)，定向杆(19)另一侧滑动设置在导槽(18)内随调节螺杆(20)调节而上下滑动，调节螺杆(20)和导槽(18)顶部水平设置可加强结构稳定性的支撑板(17)。

3、如权利要求1或2所述的大平台航天器热试验支架，其特征在于，所述水平调节支撑为可调整上下高度的支腿。

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