RU2203838C2 - Цельный каркас космического аппарата и способ его изготовления - Google Patents

Цельный каркас космического аппарата и способ его изготовления Download PDF

Info

Publication number
RU2203838C2
RU2203838C2 RU97113522/28A RU97113522A RU2203838C2 RU 2203838 C2 RU2203838 C2 RU 2203838C2 RU 97113522/28 A RU97113522/28 A RU 97113522/28A RU 97113522 A RU97113522 A RU 97113522A RU 2203838 C2 RU2203838 C2 RU 2203838C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
prepreg
core
sheet
spacecraft
frame
Prior art date
Application number
RU97113522/28A
Other languages
English (en)
Other versions
RU97113522A (ru
Inventor
Джеймс О. КАППА (US)
Джеймс О. КАППА
Гарри В. ДУРШ (US)
Гарри В. ДУРШ
Original Assignee
Дзе Боинг Компани
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дзе Боинг Компани filed Critical Дзе Боинг Компани
Publication of RU97113522A publication Critical patent/RU97113522A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2203838C2 publication Critical patent/RU2203838C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)

Abstract

Изобретение относится к конструкциям и технологии изготовления космических аппаратов (КА). Предлагаемый каркас (12) КА (10) содержит сердцевину сотовой структуры на основе гибкого алюминиевого листа. Сердцевина соответствует форме внешней оболочки КА. На ее внутреннюю и внешнюю поверхности наложены первый и второй непрерывные композиционные слои. Эти слои изготовлены из слоев препрега и содержат волокна в полимерной матрице. Причем сердцевина выполнена с местными утолщениями ее стенок или более плотной на определенных участках. Предлагаемый способ включает изготовление оправки по форме и с размерами внутренней стенки каркаса КА (10). На внешний контур оправки накладывают первый из указанных листов препрега, а затем сердцевину. На внешнюю поверхность сердцевины накладывают один или более указанных листов препрега. Отверждение листов препрега осуществляют в автоклаве, а затем извлекают оправку. Изобретение обеспечивает высокие технологичность, теплопроводность и весовое совершенство каркаса. 2 с. и 14 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Изобретение относится к конструкциям, в частности к конструкциям космического аппарата.
Предшествующий уровень техники
Спутники и небольшие космические аппараты обычно имеют каркас (известный также как платформа), к которому крепятся полезная нагрузка, оборудование космического аппарата и разгонные транспортные буксиры. Каркас обычно содержит ряд плоских панелей, соединенных и поддерживаемых несколькими сложными арматурными соединениями, лонжеронами и поперечными распорками. Плоские панели обычно соединяются в виде шестиугольника, восьмиугольника или другой симметричной фигуры. Каркас, а также верхнее и нижнее основания образуют внешнюю оболочку конструкции космического аппарата.
Во время запуска каркас космического аппарата подвержен, как правило, действию многочисленных сил, возникающих, в основном, в результате наличия виброакустических и вибрационных нагрузок. Для того чтобы лучше переносить условия запуска, желательно минимизировать количество соединений между элементами или частями каркаса. В прошлом из-за требований к конструкции и механическим опорам было весьма сложно устранить многочисленные части каркаса или сократить количество соединений. Так, например, в связи с тем, что плоские панели каркаса предназначены для выдерживания сжимающих и поперечных нагрузок, то зачастую они усиливаются ребрами жесткости для предотвращения прогиба. Ребра жесткости крепятся к панелям при помощи болтов, сварки или другими хорошо известными способами. Металлические лонжероны и поперечные распорки также механически прикрепляются к панелям. В результате имеет место большое количество соединений, что является фактором, который должен учитываться при определении "эффективности" конструкции космического аппарата. В процессе динамического анализа конструкции космического аппарата для оценки неэффективности соединений на основных частотах космического аппарата обычно прикладывается разбивающий коэффициент (knoch-down factor) 20-25%.
Разработчики каркасов космических аппаратов стремятся минимизировать вес каркаса для того, чтобы более значительная часть веса космического аппарата приходилась на полезную нагрузку. Помимо легкости каркас должен быть теплопроводным. В частности, из-за того, что большое количество тепловыделяющих электрических элементов и устройств космического аппарата размещаются прямо на каркасе, каркас служит непосредственно радиатором для отвода тепла от этих элементов. Если этого не происходит, то тепло должно отводиться каким-либо иным способом, что приводит к увеличению веса спутника. Для того чтобы удовлетворить требованиям по теплопроводности, желательно большую часть элементов известного на практике каркаса космического аппарата выполнять из алюминия. Алюминий имеет относительно высокий коэффициент теплопроводности и является достаточно легким. Однако, несмотря на алюминиевое исполнение известных на практике каркасов, часто они являются крупноразмерными, массивными и труднообслуживаемыми, что объясняется большим количеством частей, соединений, креплений и укрепляющих элементов.
Некоторые разработчики каркасов космических аппаратов пытаются решить проблемы больших размеров и веса спутника путем замены алюминиевых элементов каркаса волоконно-композиционными элементами (элементами из многокомпонентного волокна). Каркасы, содержащие композиционные элементы, были признаны неудовлетворительными из-за того, что, как и в случае алюминиевого каркаса, в конструкции должно быть использовано много элементов. Кроме того, вследствие несовместимой ориентации волокон в различных частях каркаса его теплопроводность уменьшается.
Таким образом, целью настоящего изобретения является более эффективный легко изготавливаемый каркас космического аппарата. Желательно, чтобы каркас был легким и содержал меньшее количество частей, чем разрабатываемые в настоящее время каркасы космических аппаратов. Кроме того, каркас космического аппарата должен обладать высокой теплопроводностью.
Краткое изложение сущности изобретения
Настоящее изобретение снимает многие из вышеперечисленных проблем путем разработки каркаса космического аппарата, выполненного из одной части. Каркас космического аппарата выполнен в виде волокнитовых (fiber composite) листов, покрывающих сердцевину. Сердцевина в предпочтительном варианте выполнена из алюминия и имеет в поперечнике ячеистое сечение. Каркас является конструктивной основой для крепления полезной нагрузки, служебного оборудования и разгонных транспортных блоков. Локально каркас может быть усилен за счет варьирования плотности сердцевины или толщины стенок, чтобы препятствовать возникновению концентрированных или локализованных нагрузок. Следовательно, каркас космического аппарата, выполненный в соответствии с данным изобретением, имеет несколько преимуществ по сравнению с известными на современном уровне техники каркасами космических аппаратов. Эти преимущества включают снижение количества частей, более простую сборку, повышенную приспособленность к размещению полезной нагрузки, обусловленную меньшим количеством соединений, а также снижение массы.
В частности, разработан каркас космического аппарата, имеющий сердцевину с конфигурацией внешней оболочки космического аппарата, а также первый композиционный слой, содержащий волокна в полимерной матрице и покрывающий внутреннюю поверхность сердцевины. Второй композиционный слой содержит волокна в полимерной матрице и покрывает внешнюю поверхность сердцевины. Сердцевина имеет ячеистую структуру и выполнена из цельного алюминиевого листа, которому придана форма корпуса космического аппарата. Кроме того, первый и второй композиционные слои являются практически непрерывными, т.е. они не имеют швов.
В описываемом варианте воплощения изобретения первый и второй композиционные слои содержат цианат эфира в полимерной матрице. В другом варианте реализации в матрице используется эпоксидная смола. Желательно, чтобы волокна в первом и втором композиционных слоях содержали высокомодульный графит, составляющий примерно от 53 до 55 об.% первого и второго композиционных слоев. Сердцевина может содержать стенки, которые в некоторых местах утолщены для удерживания более тяжелой нагрузки, либо может иметь ячеистую структуру, причем эта структура является более плотной в определенных местах.
В настоящем изобретении предлагается также способ изготовления каркаса, определяющего внутреннюю стенку и внешнюю стенку. Способ включает разработку оправки с внешним контуром, соответствующим размерам и форме внутренней стенки каркаса, наложение первого листа препрега, выполненного из композита, содержащего волокна в полимерной матрице, на внешний контур оправки, наложение сердцевины на внешнюю часть первого листа препрега, наложение второго листа препрега, выполненного из композита, содержащего волокна в полимерной матрице, на внешнюю сторону сердцевины, отверждение первого и второго листов препрега в автоклаве, а затем удаление оправки.
Способ включает также вакуумную опрессовку первого листа препрега перед наложением на сердцевину, а также вакуумную опрессовку второго листа препрега перед отверждением. Для первого и второго препрега могут использоваться дополнительные слои, причем желательно, чтобы каждый из этих слоев отдельно опрессовывался.
Краткое описание чертежей
Характерные особенности и преимущества данного изобретения далее раскрываются в последующем подробном описании со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
фиг.1 изображает общий вид спутника с каркасом согласно изобретению,
фиг.2 - общий вид элементов каркаса для спутника согласно изобретению,
фиг.3 - частичный вырыв сердцевины и лицевых листов для каркаса согласно изобретению,
фиг. 4 - общий вид с частичным разрезом алюминиевой оправки для изготовления шестигранного каркаса, причем каркас показан в частично собранном состоянии, когда первый лист препрега, гибкое покрытие и стекловолоконный проницаемый слой наложены на внешнюю поверхность оправки и сборка готова к вакуумной опрессовке согласно изобретению,
фиг. 5 - общий вид алюминиевой оправки, причем сборка находится в стерильном вакуумном мешке и подвергается вакуумной опрессовке первого листового слоя препрега на алюминиевой оправке согласно изобретению;
фиг. 6 - общий вид алюминиевой оправки, причем алюминиевая сердцевина помещена на листы препрега, образуя внутренний лицевой лист каркаса согласно изобретению;
фиг. 7 - общий вид алюминиевой оправки (частичный разрез), на которой размещена тонкая пластина, помещенная поверх листов препрега и образующая внешний лицевой лист, алюминиевую сердцевину, а также листы препрега, образующие внутренний лицевой лист каркаса.
Описание предпочтительного варианта реализации изобретения
Космический аппарат 10 (фиг.1) содержит каркас 12, выполненный в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения. Космический аппарат 10 оснащен обычным набором приспособлений и навигационного оборудования, такими как радиолокационная антенна 14, панели солнечной батареи 16, наводимая антенна с высоким коэффициентом усиления 18 и соответствующее оборудование двигательной установки (не показано, но хорошо известно на данном уровне техники). Космический аппарат 10 используется для освоения ближнего космоса и содержит несколько спектрометров 20 и другое оборудование, предназначенное для сбора научной информации, передаваемой затем на Землю. С одной стороны аппарата 10 установлена антенна с низким коэффициентом усиления 22, предназначенная для ориентации космического аппарата в надир и правильного наведения спектрометров 20. Несмотря на то что описанный спутник 10 предназначен для освоения космического пространства, каркас 12, выполненный в соответствии с настоящим изобретением, может быть использован в некоторых других конструкциях спутников, включающих активные ретрансляционнные спутники, зонды дальнего космоса, а также пассивные или отражающие спутники.
Каркас 12 (фиг. 1 и 2) имеет восьмиугольное поперечное сечение. Форма верхнего основания 24 и нижнего основания 26 соответствует профилю каркаса 12, присоединенного к верхнему и нижнему основаниям соответственно. Восемь уголковых элементов 28 приспособлены для размещения вдоль восьми сторон верхнего основания 24. Уголковые элементы 28 и основания 24, 26 присоединяются к каркасу 12 обычным способом, например, сцеплением или при помощи замков. Верхнее основание 24, нижнее основание 26 и каркас 12 образуют внешнюю конструкцию космического аппарата 10. В каркасе 12 предусмотрено несколько окон доступа 32, предназначенных для размещения оборудования.
Восьмиугольная форма каркаса 12 определяет восемь стенок 34, соединенных вместе в восьми углах 36 (фиг.2). Стенки 34 (фиг.3) включают ячеистую сердцевину 38, находящуюся между внутренним лицевым листом 40 и внешним лицевым листом 42. В примерном варианте реализации изобретения сотовая структура сердцевины 38 включает цельную панель, охватывающую все стенки 34 и углы 36. Концы цельной панели соединены в центре одной из стенок 34. Как будет подробно описано ниже, каждый из лицевых листов 40 и 42 соединен в сотовую конструкцию так, чтобы образовать цельную конструкцию, не имеющую швов. Ячеистой сердцевине 38, а следовательно, и каркасу 12 может быть придана любая обычная форма космического аппарата, включая цилиндрическую, квадратную, шестиугольную или восьмиугольную форму.
Желательно, чтобы сотовая сердцевина 38 представляла собой гибкий алюминиевый лист. Несмотря на то что примерный вариант реализации предполагает использование алюминиевого листа с ячеистым поперечным сечением, сердцевина может быть выполнена из листов другого типа, если только они обеспечивают конструктивную целостность, являются легкими по весу и имеют высокую теплопроводность по толщине листа. Кроме того, для выполнения сердцевины 38 могут быть использованы другие, отличные от алюминия, металлы, а также неметаллические материалы, удовлетворяющие указанным свойствам.
Лицевые листы 40 и 42 выполнены из нескольких слоев листов препрега 44. Желательно, чтобы листы препрега 44 включали расположенные один над другим квазиизотропные слои и были инфильтрованы полимерной матрицей. За счет выполнения волокон в квазиизотропном виде лицевые листы 40 и 42 имеют практически совместимую теплопроводность в плоскости во всех направлениях, параллельных лицевым листам, что позволяет лицевым листам эффективно распределять тепловую нагрузку по плоскости.
Полимерная матрица предпочтительно является цианатным эфиром, например, цианатным эфиром Bryte EX1515, выпускаемым фирмой Bryte Technologies. Цианатный эфир является предпочтительным потому, что по сравнению с эпоксидными и другими смолами он обладает значительно меньшими выходом газов, десорбцией влаги и микрорастрескиванием, благодаря чему сокращается вредное влияние на оптические приборы и другие датчики в процессе орбитального существования спутника и не столь значительно изменяются размеры элементов, выполненных из этого материала. Цианатный эфир Bryte ЕХ1515 является материалом с низкотемпературным (250oF) отверждением, обеспечивающим меньшее остаточное напряжение, чем материалы с высокотемпературным отверждением. При необходимости он может быть подвержен доотверждению при температуре 450oF. Подобно большинству цианатных эфиров цианатный эфир Bryte EX1515 обладает липкостью препрега и минимальной вязкостью, как у эпоксидных смол. Однако цианатный эфир Bryte EX1515 имеет электрическую проводимость, достаточно высокую для предотвращения накопления заряда в процессе нахождения спутника на орбите. В альтернативном варианте для изготовления полимерной матрицы могут использоваться эпокси или другие смолы. Примером эпокси, пригодной для использования, является эпокси с повышенной ударной вязкостью сорта Hercules 8551, производимая фирмой Hercules.
Волокна для листов препрега 44 предпочтительно являются высокомодульными графитовыми волокнами, типа высокомодульных графитовых волокон сорта Amoco P100S, производимых фирмой Amoco Oil Company. Выбор высокомодульных волокон объясняется тем, что конструкция каркаса 12 является в большинстве случаев критичной по прочности, а лицевые листы 40 и 42, выполненные из высокомодульных волокон, обладают плоскостной теплопроводностью (в квазиизотропном исполнении), сравнимой с теплопроводностью алюминия, что позволяет осуществлять пассивный отвод тепла.
Содержание волокон в листе препрега 44 может варьироваться таким образом, чтобы максимизировать механические и тепловые свойства волокон в волоконной и матричной смеси. Высокое содержание волокон приводит к получению более прочных и теплопроводных лицевых листов 40 и 42 на единицу веса листа препрега 44. Однако чрезмерно высокое содержание волокон приводит к возникновению большого количества пустот в конструкции. Было найдено, что для изготовления каркаса 12 оптимальным содержанием волокон в листе препрега является примерно 55 об.%. При изменении содержания от 53 до 55 об.% также были получены хорошие результаты.
При изготовлении каркаса 12 желательно, чтобы были предприняты шаги, направленные на снижение наличия пустот и разрывов волокон в листах препрега 44. Для предотвращения этого был разработан уникальный способ изготовления каркаса 12.
Алюминиевая оправка 45 изготавливается и используется в качестве инструмента при создании каркаса 12. Размеры алюминиевой оправки 45 выбраны таким образом, что когда оправка имеет температуру отверждения листов препрега 44, размеры внешней поверхности оправки несколько меньше требуемых окончательных внутренних размеров внутренних лицевых листов 40. Значение этого размера будет описано далее. Алюминий выбирается из-за его свойства теплового расширения, благодаря которому удается извлекать охлажденную оправку 45 из каркаса 12 после отверждения лицевых листов 40 и 42, ясно, что могут быть предложены извлекаемые оправки, выполненные из других металлических или неметаллических материалов и удовлетворяющие целям изобретения.
Процедура начинается с создания внутреннего лицевого листа 40 вокруг внешней поверхности алюминиевой оправки 45. На внешнюю поверхность алюминиевой оправки 45 наносят антиадгезивы (не показаны, но хорошо известны на практике), позволяющие легко снять каркас 12 после отверждения. Затем лист препрега 44 вручную упаковывают на алюминиевую оправку 45. После опрессовки с внешней стороны листа препрега 44 накладывается перфорированный ФЭП (фторированный этиленпропилен, сополимер тетрафторэтилена и гексафторпропилена, пластики на основе сополимеров тетрафторэтилена и гексафторпропилена), а после этого гибкая прослойка 46 (фиг.4). ФЭП позволяет в конечном счете выдернуть гибкую прослойку 46 из листа препрега 44 без изъятия листа препрега 44 из алюминиевой оправки 45. На внешнюю сторону гибкой прослойки наносится проницаемое стекловолоконное покрытие 48 и вокруг всей конструкции, включая алюминиевую оправку 45, размещается вакуумный мешок (фиг.5). После этого в мешке 50 создается вакуумное разряжение, в результате чего осуществляется опрессовка листа препрега 44 на внешней поверхности алюминиевой оправки.
Примером материала, который может удовлетворить требованиям, предъявляемым к гибкой прослойке 46, является цельная прослойка из кремнийорганического каучука, длина которой выбрана таким образом, что прослойка, обернутая вокруг алюминиевой оправки 45, листа препрега 44 и ФЭП, нахлестывается сама на себя приблизительно на 3-6 дюймов. Цельная гибкая прослойка 46 предотвращает сморщивание листа препрега 44 в процессе опрессовки. Устранение складок в листе препрега позволяет минимизировать разрывы волокон.
После опрессовки первого листа препрега 44 на внешнюю сторону опрессованного слоя наносится другой лист препрега. Этот лист препрега 44 также упаковывается вручную и, как и в случае первого листа препрега, ФЭП, гибкая прослойка 46, стекловолоконный проницаемый слой 48 и вакуумный мешок 50 применяются или используются для опрессовки листа препрега. Для достижения требуемой толщины могут быть добавлены дополнительные слои листов препрега 44, образующие внутренний лицевой лист 40. Необходимое количество листов препрега 44 определяется исходя из требуемой конструкционной прочности и стойкости каркаса 12. Было определено, что для изготовления удовлетворительной конструкции достаточно шесть слоев во внутреннем и внешнем лицевых листах. Для устранения появления пустот в процессе отверждения каждый отдельный слой препрега 44 должен накладываться отдельно и опрессовываться вакуумом в течение не менее 10 мин.
После изготовления внутреннего лицевого листа 40 за счет нанесения требуемого количества листов препрега 44 с внешней стороны крайнего слоя листов препрега 44 помещается ячеистая сердцевина 38. Ячеистую сердцевину 38 изгибают и придают ей форму алюминиевой оправки 45, после чего противоположные края скрепляют по шву 51 (фиг.6). Желательно, чтобы шов 51 был расположен вблизи середины одной из стенок 34. Благодаря такому размещению шва 51 лицевые листы 40 и 42 максимально укрепляют шов, а бортовое оборудование может устанавливаться по всей поверхности каркаса.
После установки на место ячеистой середины 38 на внешнюю поверхность ячеистой сердцевины наносится другой слой листа препрега 44 и это является началом формирования внешнего лицевого листа 42 каркаса 12. Листы препрега 44 опрессовываются и добавляются точно так же, как и на внутренний лицевой лист 40.
Между внешним лицевым листом 40 и ячеистой сердцевиной 38, а также между внутренним лицевым листом 42 и ячеистой сердцевиной прокладывается тонкий (0,005 дюймов) слой липкой пленки. Эта липкая пленка обеспечивает хорошее сцепление лицевых листов 40 и 42 с ячеистой сердцевиной 38. Использование липкой пленки для этих целей хорошо известно на практике.
После опрессовки последнего слоя листа препрега 44 вакуумный мешок 50, стекловолоконный проницаемый слой 48 и цельная гибкая прослойка 46 извлекаются, а внешний лист препрега покрывается тонкой предохранительной пластиной 52 (фиг.7). Тонкая предохранительная пластина 52 предпочтительно является алюминиевой покрывающей пластиной. Желательно, чтобы эта тонкая предохранительная пластина 52 была выполнена так, чтобы покрывала весь внешний лист препрега 44, а также так, чтобы нахлестывалась на соседние грани. После этого алюминиевая оправка 45 вместе с ячеистой сердцевиной 38, листы препрега 44, образующие внутренний и внешний лицевые листы 40 и 42, а также тонкая предохранительная пластина 52 помещаются в автоклав и листы препрега 44 отверждаются при давлении около 35 psi. Хотя типовые давления в автоклаве для подобных композитов составляют 85-100 psi, в настоящем способе используется пониженное давление, которое, как было указано, позволяет снизить разрывы волокон на границах ячеистая сердцевина 38/лицевой лист 40, 42. Желательно, чтобы внутренний и внешний лицевые листы 40 и 42 совместно отверждались и совместно прикреплялись, при этом оба лицевых листа будут отверждаться и прикрепляться к ячеистой сердцевине 38 за один этап. Тонкая предохранительная пластина 52 используется для минимизации изъявлений тонких композиционных лицевых листов в процессе отверждения при давлении 35 psi.
Листы препрега 44 подвергаются отверждению в течение времени и при температуре, которые подходят для выбранной полимерной матрицы. Время и продолжительность отверждения должен определять специалист с учетом характеристик матрицы, а для описанной выше матрицы из цианатного эфира было получено, что приемлемые результаты могут быть получены при отверждении в течение 3 ч при температуре 250oF.
После отверждения каркас 12 и алюминиевая оправка 45 извлекаются из автоклава и охлаждаются. Вследствие существенной разницы между коэффициентами температурного расширения алюминия и матричного/волоконного композита алюминиевая оправка 45 после отверждения дает усадку до размеров, достаточных для того, чтобы оправка могла быть легко извлечена из каркаса 12.
Необходимо, чтобы ячеистая сердцевина 38 имела соответствующее поперечное сечение. В действительности структура сердцевины может быть более плотной в определенных местах с тем, чтобы выдерживать более высокую поперечную или сдавливающую нагрузку. Кроме того, толщина стенок сердцевины может быть увеличена в местах сильных ударных нагрузок. Лицевые листы 40 и 42 могут также варьироваться путем изменения ориентации слоев или добавления дополнительных слоев, чтобы усилить каркас 12 в нужных местах.
После завершения отверждения листов препрега 44 и окончания формирования лицевых листов 40 и 42 в нужных местах могут быть прорезаны окна доступа 32, через которые оборудование устанавливается внутри спутника 10. Окна доступа 32 в каркасе 12 не требуют конструкционных крышек, обеспечивая непосредственный доступ к внутренним элементам. Перед запуском окна доступа 32 закрываются с использованием многослойной изоляции (не показана, но хорошо известна на практике). Устройства сопряжения (не показаны, но хорошо известны на практике) могут быть присоединены к верхнему и нижнему основаниям 24 и 26 на вынесенных позициях. После этого основания 24 и 26 могут быть прикреплены к каркасу 12 обычным способом, например, при помощи болтов или сцепления.
Каркас 12 обеспечивает многие преимущества, отсутствующие в каркасах космических аппаратов, использующихся на практике. Обычные конструкции космических аппаратов, как правило, имеют каркас с несколькими плоскими панелями, соединенными многочисленными арматурными соединениями, лонжеронами и поперечными распорками. Плоские панели обычно усиливаются ребрами жесткости для предотвращения поперечного или сжимающего продавливания. В отличие от этого каркас 12 космического аппарата 10, выполненный в соответствии с настоящим изобретением, является цельной конструкцией, не имеющей соединений или швов. Использование ячеистой сердцевины 38 и волокон в полимерной матрице для внутреннего и внешнего лицевых листов 40 и 42 обеспечивает подходящую конструкцию для размещения оборудования космического аппарата непосредственно на боковых панелях без дополнительного вторичного придания жесткости.

Claims (16)

1. Цельный каркас космического аппарата, содержащий сердцевину сотовой структуры на основе гибкого алюминиевого листа, имеющую цилиндрическую форму, соответствующую форме внешней оболочки космического аппарата, наложенный на внутреннюю поверхность сердцевины первый непрерывный композиционный слой, изготовленный из слоев препрега и содержащий волокна в полимерной матрице, а также наложенный на внешнюю поверхность сердцевины второй непрерывный композиционный слой, изготовленный из слоев препрега и содержащий волокна в полимерной матрице, причем сердцевина выполнена с местными утолщениями ее стенок или более плотной на определенных участках с тем, чтобы выдерживать повышенную нагрузку.
2. Каркас по п. 1, в котором первый и второй композиционные слои содержат цианатный эфир в полимерной матрице.
3. Каркас по п. 2, в котором волокна в первом и втором композиционных слоях содержат высокомодульный графит.
4. Каркас по п. 2, в котором волокна составляют примерно от 53 до 55% по объему от первого и второго композиционных слоев.
5. Каркас по п. 3, в котором объемное содержание волокон примерно равно 55%.
6. Каркас по п. 1, в котором волокна в первом и втором композиционных слоях содержат высокомодульный графит.
7. Каркас по п. 6, в котором объемное содержание волокон в первом и втором композиционных слоях составляет от 53 до 55%.
8. Каркас по п. 7, в котором объемное содержание волокон примерно равно 55%.
9. Каркас по п. 1, в котором первый и второй композиционные слои содержат эпоксидную смолу в полимерной матрице.
10. Способ изготовления цельного каркаса космического аппарата с внутренней и внешней стенками, включающий изготовление оправки цилиндрической формы, повторяющей форму и размеры внутренней стенки указанного каркаса, наложение на внешний контур оправки по меньшей мере одного первого листа препрега, выполненного из композита, содержащего волокна в полимерной матрице, наложение сердцевины сотовой структуры, выполненной на основе гибкого алюминиевого листа, на внешнюю часть первого листа препрега, наложение на внешнюю поверхность сердцевины по меньшей мере одного второго листа препрега, выполненного из композита, содержащего волокна в полимерной матрице, отверждение первого и второго листов препрега в автоклаве и извлечение оправки, причем перед отверждением накладывают тонкую предохранительную пластину с внешней стороны второго листа препрега и удерживают эту пластину на листе препрега в процессе отверждения, а сердцевину выполняют с местными утолщениями ее стенок или более плотной на определенных участках с тем, чтобы выдерживать повышенную нагрузку.
11. Способ по п. 10, в котором дополнительно осуществляют вакуумную опрессовку первого листа препрега перед наложением на него сердцевины, осуществляют вакуумную опрессовку второго листа препрега перед выполнением указанного отверждения.
12. Способ по п. 10, в котором отверждение первого и второго листов препрега выполняют на одном этапе.
13. Способ по п. 10, в котором при наложении первого листа препрега, выполненного из композита, содержащего волокно в полимерной матрице, на внешний контур оправки дополнительно осуществляют наложение слоями на оправку нескольких первых листов препрега, выполненных из композита, содержащего волокно в полимерной матрице.
14. Способ по п. 13, в котором дополнительно осуществляют опрессовку каждого из первых листов препрега перед наложением следующего листа или сердцевины.
15. Способ по п. 13, в котором при наложении второго листа препрега, выполненного из композита, содержащего волокно в полимерной матрице, на внешнюю сторону сердцевины дополнительно осуществляют наложение нескольких листов препрега, выполненных из композита, содержащего волокно в полимерной матрице, слоями на внешнюю поверхность сердцевины.
16. Способ по п. 15, в котором дополнительно осуществляют вакуумную опрессовку каждого из вторых листов препрега перед наложением очередного слоя или сердцевины.
RU97113522/28A 1996-08-05 1997-08-04 Цельный каркас космического аппарата и способ его изготовления RU2203838C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/693,863 1996-08-05
US08/693,863 US5848767A (en) 1996-08-05 1996-08-05 One piece spacecraft frame

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU97113522A RU97113522A (ru) 1999-06-20
RU2203838C2 true RU2203838C2 (ru) 2003-05-10

Family

ID=24786422

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU97113522/28A RU2203838C2 (ru) 1996-08-05 1997-08-04 Цельный каркас космического аппарата и способ его изготовления

Country Status (6)

Country Link
US (1) US5848767A (ru)
EP (1) EP0823374B1 (ru)
CN (1) CN1092589C (ru)
CA (1) CA2210117C (ru)
DE (1) DE69732161T2 (ru)
RU (1) RU2203838C2 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2466867C2 (ru) * 2007-06-13 2012-11-20 Эйрбас Оперэйшнз Гмбх Способ и устройство для изготовления секций отсека фюзеляжа воздушного судна из волоконных композиционных материалов
RU2514747C2 (ru) * 2008-05-16 2014-05-10 Зе Боинг Компани Усиленные элементы жесткости и способ их изготовления
EA031137B1 (ru) * 2013-02-28 2018-11-30 Зе Боинг Компани Космический летательный аппарат с открытыми боковыми сторонами

Families Citing this family (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040199544A1 (en) * 2000-11-02 2004-10-07 Affymetrix, Inc. Method and apparatus for providing an expression data mining database
US6131857A (en) 1998-10-30 2000-10-17 Hebert; Barry Francis Miniature spacecraft
US6345788B1 (en) * 1999-05-27 2002-02-12 Trw Inc. Composite structure element with built-in damping
US9586699B1 (en) 1999-08-16 2017-03-07 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus for monitoring and fixing holes in composite aircraft
US6586110B1 (en) * 2000-07-07 2003-07-01 Delphi Technologies, Inc. Contoured metal structural members and methods for making the same
US6893733B2 (en) * 2000-07-07 2005-05-17 Delphi Technologies, Inc. Modified contoured crushable structural members and methods for making the same
WO2002040254A2 (en) * 2000-11-15 2002-05-23 Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. One-piece closed-shape structure and method of forming same
US6745662B2 (en) 2001-08-06 2004-06-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Cross cell sandwich core
US9625361B1 (en) 2001-08-19 2017-04-18 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus to prevent failures of fiber-reinforced composite materials under compressive stresses caused by fluids and gases invading microfractures in the materials
US20030173715A1 (en) * 2002-03-13 2003-09-18 Grutta James T. Resistive-heated composite structural members and methods and apparatus for making the same
US7222823B2 (en) * 2004-07-06 2007-05-29 Ata Engineering, Inc. Payload adapter
US20070004902A1 (en) * 2005-05-25 2007-01-04 Fraunhofer-Gesellschaft Zur Forderung Der Angewandten Forschung E.V. Triazine Containing Polymers
US20070100565A1 (en) * 2005-11-03 2007-05-03 The Boeing Company System and Computer Program Product for Analyzing and Manufacturing a Structural Member Having a Predetermined Load Capacity
JP4532425B2 (ja) * 2006-03-22 2010-08-25 三菱電機株式会社 人工衛星機器パネル
ES2542716T3 (es) * 2006-05-11 2015-08-10 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Resinas a base de cianato, de curado a baja temperatura, resistentes a las llamas con propiedades mejoradas
DE102006022372A1 (de) * 2006-05-12 2007-11-15 Airbus Deutschland Gmbh Flammfeste, niedrigtemperaturhärtende, cyanatbasierte Prepregharze für Honeycomb-Sandwichbauteile mit exzellenten Oberflächen
US7686255B2 (en) 2007-08-28 2010-03-30 Raytheon Company Space vehicle having a payload-centric configuration
US9302436B2 (en) 2007-11-26 2016-04-05 Textron Innovations Inc In-situ, multi-stage debulk, compaction, and single stage curing of thick composite repair laminates
CA2705778C (en) * 2007-11-26 2014-01-07 Bell Helicopter Textron Inc. In-situ, multi-stage debulk, compaction, and single stage curing of thick composite repair laminates
KR101145953B1 (ko) 2009-12-24 2012-05-15 한국항공우주연구원 인공위성 몸체패널의 전개 및 고정장치
US8915472B2 (en) * 2012-05-11 2014-12-23 The Boeing Company Multiple space vehicle launch system
US9180984B2 (en) 2012-05-11 2015-11-10 The Boeing Company Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
CA2831309C (en) * 2012-12-04 2017-05-30 The Boeing Company Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
US9027889B2 (en) * 2013-02-28 2015-05-12 The Boeing Comapny Modular core structure for dual-manifest spacecraft launch
CN104477415B (zh) * 2014-11-21 2017-01-11 上海卫星工程研究所 航天器用遮光隔热罩骨架结构
US9878808B2 (en) 2015-01-08 2018-01-30 The Boeing Company Spacecraft and spacecraft radiator panels with composite face-sheets
CN104743138B (zh) * 2015-02-13 2017-01-25 上海卫星工程研究所 航天器用高精度微变形姿控仪器安装结构
US20160288931A1 (en) * 2015-03-31 2016-10-06 Worldvu Satellites Limited Satellite frame and method of making a satellite
FR3039248B1 (fr) * 2015-07-24 2017-08-18 Gaztransport Et Technigaz Cuve etanche et thermiquement isolante munie d'une piece de renfort
RU2621221C1 (ru) * 2015-12-22 2017-06-01 Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство Модуль служебных систем
CN106477072A (zh) * 2016-11-09 2017-03-08 上海卫星工程研究所 多型载荷应用卫星构型
RU2673447C9 (ru) * 2017-10-11 2019-01-09 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Космический аппарат
RU183218U1 (ru) * 2018-03-13 2018-09-13 Александр Витальевич Лопатин Силовая конструкция космического аппарата
US11242161B1 (en) * 2018-05-24 2022-02-08 David Michael White Cube-shaped primary structure module
CN110466801B (zh) * 2019-05-24 2021-03-02 上海宇航系统工程研究所 一种飞行器舱体结构
CN111776233A (zh) * 2020-06-24 2020-10-16 北京电子工程总体研究所 一种用于飞行器的复合材料基座
CN112357116B (zh) * 2020-09-17 2022-09-23 航天科工空间工程发展有限公司 一种空间设备安装方法及复合舱板
CN113665843A (zh) * 2021-08-30 2021-11-19 上海卫星工程研究所 用于深空探测的环绕器构型
CN113911393A (zh) * 2021-09-29 2022-01-11 北京空间飞行器总体设计部 一种锥-棱柱过渡式蜂窝夹层承力筒结构
DE102022114410A1 (de) * 2022-06-08 2023-12-14 Mt Aerospace Ag Zentralrohr für Satelliten und Raumfahrzeuge

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1188709A (en) * 1967-08-08 1970-04-22 Imp Metal Ind Kynoch Ltd Improvements in Satellite Structures
GB1557500A (en) * 1976-11-29 1979-12-12 Aeritalia Spa Load carrying structures for space satellites
US4397434A (en) * 1980-03-03 1983-08-09 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Survivable satellite bus structural frame
US4682744A (en) * 1985-04-08 1987-07-28 Rca Corporation Spacecraft structure
EP0486615A4 (en) * 1989-08-15 1992-08-05 Foster-Miller Inc. Film-based composite structures for ultralightweight sdi systems
US5474262A (en) * 1994-02-08 1995-12-12 Fairchild Space And Defense Corporation Spacecraft structure and method
IT1276840B1 (it) * 1994-04-14 1997-11-03 Eurocompositi Srl Pannello incombustibile e metodo per il suo ottenimento
ES2140499T3 (es) * 1994-09-20 2000-03-01 Fokker Space Bv Procedimiento de fabricacion de una estructura de soporte para un vehiculo espacial y estructura de soporte.
US5569508A (en) * 1995-01-03 1996-10-29 The Boeing Company Resin transfer molding with honeycomb core and core filler
US5567499A (en) * 1995-01-03 1996-10-22 The Boeing Company Resin transfer molding in combination with honeycomb core

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ЕВИЧ А.Ф. Индустрия в космосе. - М.: Московский рабочий, 1978. с.104, 111-112. ПАНИЧКИН Н.И., СЛЕПУШКИН Ю.В. и др. Конструкция и проектирование космических летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1986, с.176-179. *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2466867C2 (ru) * 2007-06-13 2012-11-20 Эйрбас Оперэйшнз Гмбх Способ и устройство для изготовления секций отсека фюзеляжа воздушного судна из волоконных композиционных материалов
US9079366B2 (en) 2007-06-13 2015-07-14 Airbus Operations Gmbh Method for producing fuselage cell sections for aircraft with composite fibre materials, and a device
RU2514747C2 (ru) * 2008-05-16 2014-05-10 Зе Боинг Компани Усиленные элементы жесткости и способ их изготовления
EA031137B1 (ru) * 2013-02-28 2018-11-30 Зе Боинг Компани Космический летательный аппарат с открытыми боковыми сторонами

Also Published As

Publication number Publication date
CN1172751A (zh) 1998-02-11
US5848767A (en) 1998-12-15
CN1092589C (zh) 2002-10-16
DE69732161T2 (de) 2006-03-23
EP0823374A2 (en) 1998-02-11
DE69732161D1 (de) 2005-02-10
CA2210117C (en) 2004-09-21
CA2210117A1 (en) 1998-02-05
EP0823374A3 (en) 1998-11-18
EP0823374B1 (en) 2005-01-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2203838C2 (ru) Цельный каркас космического аппарата и способ его изготовления
US5455096A (en) Complex composite sandwich structure having a laminate and a foaming ashesive therein and a method for making the same
US7998299B2 (en) Method for making composite truss panel having a fluted core
US6458309B1 (en) Method for fabricating an advanced composite aerostructure article having an integral co-cured fly away hollow mandrel
EP2349685B1 (en) Composite truss panel having fluted core and stiffener made of foam and method for making the same
US5897739A (en) Method for making honeycomb core composite articles
US5034256A (en) Closeout configuration for honeycomb core composite sandwich panels
US5454895A (en) Process for manufacturing fiber reinforced structures suitable for aeronautic applications
US5242651A (en) Pressure balanced processing of composite structures
US7216832B2 (en) Method of assembling a single piece co-cured structure
US4910065A (en) Reinforced honeycomb core sandwich panels and method for making same
RU97113522A (ru) Цельный каркас космического аппарата
US5084120A (en) Removable or hinged component for covering openings in the fuselage of an aircraft
CA1264908A (en) Hollow fiber reinforced structure and method of making same
JP3193107B2 (ja) ミサイルキャニスタとその製造方法
US20060280927A1 (en) Lightweight composite fairing bar an method for manufacturing the same
US8182640B1 (en) Process for bonding components to a surface
RU2434782C2 (ru) Фюзеляжная конструкция и способ изготовления этой конструкции
US9469418B1 (en) Composite structures for aerospace vehicles, and associated systems and methods
CN110116510A (zh) 一种复合材料舱体的一体化成型方法
US8192574B1 (en) Process for bonding a vented hollow component
EP0025792B1 (en) Insulated tank container
US7947364B2 (en) Energy-attenuation structure
WO2021224137A1 (en) Transformer and manufacturing method
US20210350967A1 (en) Reinforced transformer core frame and manufacturing method