[其他]航天器結構件

在審

• 申請號: 101986000001856
• 申請日: 1986-03-19
• 公開（公告）號: CN1005831B
• 公開（公告）日: 1989-11-22
• 發明（設計）人: 拉吉·納塔拉簡·古恩德
• 申請（專利權）人: 美國無線電公司
• 代理公司: 中國專利代理有限公司
• 代理人: 李曉舒

航天器結構件有一管狀圓柱形殼，與之連接的截頭圓錐形殼及環形加強環。兩結構用ＳｉＣ／ＡＬ之類的金屬基質（ＭＭＣ）復合材料制成。圓柱與圓錐結構結合后有楔形的壁厚，最近截頭圓錐件的邊緣處厚度最大，構造在這里和發射運載器連接。構造有準各向同性特點，其微結構有單一連續的特點，其重量輕，強度及剛度高，有熱穩定性。遇到熱循環時變形最少。

本發明有關適合地球軌道航天器之類的航天器使用的結構安排。

航天器結構支承一臺發動機，用于在軌道中操縱航天器的助推器，并支承航天器的有效載重設備。地球軌道航天器的典型有效載重設備中，包括通訊衛星使用的相當大型的天線反射器，地球傳感器，導航傳感器，和其他為航天器精確定向而使用的器械。這種設備要求有剛性的支承結構，有極高的穩定性，可以承受環境造成的許多應力。

舉例而言，在航天器發射的初始，必須承受發射加速度造成的相當高的應力。這些應力是由在支承結構上安裝的相當重的發動機和有效載重設備而組成。一旦進入軌道，航天器結構又暴露在溫度通常至少在±100℃之間變化的熱循環下。

在美國第4，009，851號專利中，敘述了一種航天器結構安排或構造，其中有鋁合金薄板，在邊緣上鉚接，焊接，或用其他緊固方法形成一個長圓柱形殼。圓柱形殼用若干圍繞圓柱形外周縱向伸展，并有間隔的平行肋作加強。圓柱形殼還有若干環形加強肋。

固定在圓柱形殼下端上的還有一個截頭圓錐形殼，構造與圓柱形殼相似。如在該專利中所揭示，截頭圓錐形殼上也有若干縱向伸展、并有間隔地圍繞外表面的肋。

肋條用鉚釘固定在圓柱形殼和截頭圓錐形殼上。用鉚釘在圓柱形殼和截頭圓錐形殼上固定肋條時，需要有突緣，在上面鉚鉚釘。這種突緣就要增加結構的重量。

該項專利中揭示的支承結構，比其先已知的支承結構較輕。但是為了能夠增加有效載重，最好還能進一步減低支承結構的重量。在給定的航天器尺寸中，減輕支承結構的重量，就可以提高有效載重的重量。

實施本發明的航天器結構，可用于連接一個發射運載器。構造中有一個圓柱管形殼并有一個截頭圓錐管形殼，連接圓柱形殼并從它上面伸出。這些結構有直線相連的縱向軸線。在這些結構中容放航天器的一個有效載重和一個發動機。

根據本發明所提出，有圓柱形殼和截頭圓錐形殼的構造是由含有加強纖維的金屬基質復合材料構成的整體結構，其微觀結構是連續單一的。該結構的壁厚為，（a）從圓柱形殼外伸的端部，遠離截頭圓錐形殼的區域的厚度最小，然后逐漸增加，（b）在外伸的圓錐形殼的遠離圓形殼的邊緣厚度最大。在截頭圓錐形殼最厚壁端的邊緣上，連接發射運載器。

附圖內容如下：

圖1是本發明實施方案的一個分解等角視圖;

圖2是圖1中的實施方案中使用的航天器支承結構的一個剖視圖;

圖3及圖4是圖2中的結構的壁部剖視圖，較詳細示出在圖2中分別用虛線3和4圈圍的區域;

圖5是圖2中用虛線5圍繞的區域的詳細剖視圖，表示圖2中的航天器結構和一個發射運載器的連接。

圖1表示有一個支承結構10的航天器，結構10中有一個正圓柱形殼12。圓柱件12和向外擴大的截頭圓錐形殼14連接，接合為整體，形成支承結構。整體支承結構在圖2中表示較為詳細。支承結構和上述專利中所示的支承結構相似，其軸線50和組件12及14的軸線在同一軸線上。

圖2示出的支承結構10，和前述的專利所示的支承結構相似，有環形的內加強肋或加強突緣形式的環16和24。環16有一個外平坦表面18，和圓柱形殼12的伸出的邊緣20共平面。環形內加強肋或突緣形環24，固定在圓柱形殼12的內表面上。

在圓柱形殼12和截頭圓錐形殼14之間的接界處，有一條外環形加強肋或突緣狀環26。有外平坦表面的環形加強肋或突緣狀環30，固定在組件14的伸出的下邊緣上。

組件12及14，和環16，24，26及30，有一個整體形成的微結構，微結構由摻入加強纖維的金屬基質組成，形成一個在任何組件之間沒有鉚接或焊接接頭的金屬基質復合材料（MMC）結構。