[發明專利]一種航天器網格狀復合材料承力筒

無效

• 申請號: 201110362429.1
• 申請日: 2011-11-15
• 公開（公告）號: CN102424115A
• 公開（公告）日: 2012-04-25
• 發明（設計）人: 王志國;周徐斌;林德貴;杜冬
• 申請（專利權）人: 上海衛星工程研究所
• 主分類號: B64G1/10
• 分類號: B64G1/10
• 代理公司: 中國和平利用軍工技術協會專利中心 11215
• 代理人: 容敦璋

技術領域

本發明涉及航天飛行器，具體為一種衛星網格狀復合材料承力筒。

背景技術

承力筒是承載衛星主要載荷的承力結構，是整個衛星結構組裝的核心，它承受整個航天器的主要載荷，直接把運載火箭的載荷傳遞到整個航天器的各個部分。作為整個航天器結構組裝的核心，大多數結構部件均以承力筒為中心進行組合。承力筒既能為推進劑貯箱提供安裝接口和空間，又能提供航天器設計和工藝的基準和衛星在地面組裝、試驗、運輸、貯存時的支撐面以及航天器與地面支持設備的機械接口。

在本發明之前，中心承力筒結構形式有夾層結構(如風云三衛星采用碳纖維蒙皮鋁蜂窩夾層主承力筒)、薄殼加筋結構(如資源一號衛星上采用的碳纖維薄殼加碳纖維桁條的加筋筒、遙感一號衛星上采用的鋁合金薄殼加鋁合金桁條的加筋筒)、波紋結構(如東方紅三號衛星上采用的碳纖維波紋筒)。這些結構的承力筒具有質量大，承載能力相對較弱的缺陷，在航天領域中使用存在一定的不足。

發明內容

為了克服現有技術中承力筒質量大、承載能力弱的缺陷，本發明提供了一種質量小、承載能力強的承力筒。

為了實現上述目的，本發明提供了一種航天器網格狀復合材料承力筒，包括上端框、下端框、蒙皮以及網格筋；其中，

所述網格筋的外部包裹有蒙皮，形成一上下通透的筒體，所述筒體的上邊沿與下邊沿分別包括有上端框和下端框；

所述網格筋中左右旋筋數量相同，形成棱形網格，筋角度在30°～45°之間，筋間距在80mm～150mm之間；

所述上端框與下端框通過所述網格筋與所述蒙皮的纖維連續翻邊而成；所述上端框、下端框上包括所述承力筒與外部的橫向結構板的安裝接口。

上述技術方案中，還包括用于提供所述承力筒與衛星豎向結構板的連接接口的桁條，所述桁條位于所述蒙皮的外側，與所述上、下端框垂直，其數量有8-12根，每根桁條的橫截面為“T”字形。

上述技術方案中，所述桁條通過膠粘劑膠接到所述蒙皮上，并輔以螺栓-螺母連接。

上述技術方案中，還包括用于提供所述承力筒與外部的衛星橫向結構板的連接接口的外法蘭，所述外法蘭橫向嵌套在所述蒙皮的外側。

上述技術方案中，還包括用于提供所述承力筒與外部的肼瓶安裝板的連接接口的內法蘭，所述內法蘭位于所述網格筋的內側，與所述上、下端框平行。

上述技術方案中，承力筒的高度在1320mm～1380mm之間，筒體直徑在1100mm～1250mm之間。

上述技術方案中，所述蒙皮包括5～10層，每層的厚度為0.07mm，采用對稱方式鋪層；各層蒙皮采用碳纖維復合材料M55J實現。

上述技術方案中，所述上端框與下端框的外圍采用補強纖維加強。

上述技術方案中，所述網格筋采用碳纖維復合材料T700實現。

本發明的網格狀復合材料承力筒，根據衛星平臺的強度、剛度及穩定性等約束條件對承力筒包括網格形狀、交角、間距、截面尺寸以及蒙皮的厚度、鋪層形式等進行優化，可以達到結構簡單、質量輕及承載能力強等技術特性，本發明結構質量相對于具有同樣承載能力的鋁蜂窩夾層承力筒降低約40％，對衛星結構減重具有重要意義，并且提高了衛星平臺承載能力。

附圖說明

圖1為在一個優選實施例中，本發明的網格狀復合材料承力筒的立體圖；

圖2為網格筋立體示意圖；

圖3為網格筋局部放大圖；

圖4為網格筋截面尺寸圖；

圖5為上、下端框示意圖；

圖6為桁條與筒體連接圖。

具體實施方式

下面結合附圖和具體實施方式對本發明做進一步說明。

在一個實施例中，本發明的承力筒包括上端框(1)、下端框(4)、蒙皮(6)以及網格筋(7)。其中，所述網格筋(7)的外部包裹有蒙皮(6)，形成一上下通透的筒體，所述筒體的上邊沿與下邊沿分別包括有上端框(1)和下端框(4)。在本實施例中，所形成的承力筒的高度在1320mm～1380mm之間，筒體直徑在1100mm～1250mm之間，這一高度與直徑范圍有利于安裝航天器中諸如推進劑貯箱的其他部件。但在其他實施例中，承力筒的高度與直徑也可根據需要做相應的調整。

下面就各個部分的功能與實現做進一步的說明。

蒙皮(6)包裹在所述承力筒的外圍，它包括5～10層，每層的厚度為0.07mm，采用對稱方式鋪層。在本實施例中，蒙皮(6)可采用碳纖維復合材料M55J實現。