应用于真空容器内部的大型航天器隔振密封支撑结构的制作方法

本发明属于航天器热试验真空容器辅助工装技术领域，具体来说，涉及一种真空容器内部的大型航天器隔振密封支撑结构，以用于在真空容器内部进行热试验时大型航天器的隔振支撑。

背景技术：

通常，大型空间环境模拟器主要模拟空间的真空、冷黑等环境，用于大型通信卫星、飞船、空间站等航天器进行热试验的地面设备，其主体结构为真空容器。航天器进行试验时，通过安装在真空容器内部的支撑结构进行航天器安装支撑。现有空间环境模拟器真空容器内部支撑结构直接焊接在真空容器舱壁上，如五院总装与环境工程部KM3、KM7等空间环境模拟器均采用这种支撑结构。

由于大型空间环境模拟器真空容器上安装了低温泵等多个附加设备，这些设备在航天器试验期间均处于运行状态，并且产生较大的振动，当用于支撑航天器的支撑结构直接焊接在真空容器舱壁上时，低温泵等设备运行时的振动不可避免的传递到了航天器上，从而影响试验测试精度和航天器的结构性能。此外，大型航天器试验时需要真空容器保持高真空状态，支撑结构能够承受大型航天器的大负载，因此，需要开发一套能够将真空容器及其附属设备的振动与航天器进行隔离的支撑结构，同时能够保证航天器试验时真空容器内的高真空环境以及能够承受大型航天器的高负载，即该套支撑结构具有很好的真空密封 性能和刚度稳定性。

技术实现要素：

为了解决上述问题，本发明旨在提供一种应用于真空容器内部的大型航天器隔振密封支撑结构，该结构能够承受大负载，保证真空容器高真空密封状态，同时将真空容器与航天器进行有效的振动隔离。

本发明采用了如下的技术方案：

本发明的用于真空容器内部的航天器隔振密封支撑结构，包括接口法兰、上三角筋、上立柱、上立柱法兰、容器接管法兰、密封圈、中立柱、下立柱、下三角筋、波纹管、地脚螺栓、独立承重基础、接口法兰用于安装航天器，接口法兰和上立柱法兰分别与上立柱的两端密封焊接，上三角筋焊接在接口法兰与上立柱之间的夹角处以增强结构刚度，中立柱上端法兰与上立柱法兰通过螺栓连接，中立柱穿过真空容器壁，真空容器壁外的中立柱外依次套设有容器接管和波纹管，容器接管通过容器接管法兰与波纹管进行密封连接，中立柱下端法兰与波纹管下端法兰通过密封圈真空密封连接，波纹管上端法兰与容器接管法兰通过密封圈进行真空密封连接，中立柱下端法兰与下立柱螺栓连接，下立柱通过地脚螺栓固定在独立承重基础上，下三角筋焊接在下立柱和下立柱法兰夹角处上以增强结构刚度。

其中，中立柱下端法兰与波纹管下端法兰通过密封圈和螺栓、螺母进行真空密封连接，波纹管上端法兰与容器接管法兰通过密封圈和螺栓、螺母进行真空密封连接。

其中，航天器的支撑是通过上立柱、中立柱、下立柱支撑在独立承重基础上。

其中，法兰密封通过氟橡胶密封圈进行密封，保证容器漏率满足航天器试验要求。

与现有的真空容器内部航天器支撑结构相比，本发明的真空容器内部航天器支撑结构解决了航天器试验时真空容器自身振动对航天器的振动传递影响问题，同时保证了真空容器高真空密封和承受载荷能力。

附图说明

图1本发明的应用于真空容器内部的大型航天器隔振密封支撑结构主视图。

图中，1-接口法兰，2-上三角筋，3-上立柱，4-上立柱法兰，5-真空容器，6-容器接管法兰，7-中立柱，8-波纹管，9-密封圈，10-下立柱，11-下三角筋，12-下立柱法兰，13-地脚螺栓，14-隔振沟，15-螺栓，16-螺母，17-独立承重基础。

具体实施方式

以下介绍的是作为本发明内容的具体实施方式，下面通过具体实施方式对本发明内容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式只为示例本发明的不同方面的内容，而不应理解为限制本发明范围。

如图1所示，本发明真空容器内部的大型航天器隔振密封支撑结构，包括接口法兰1、上三角筋2、上立柱3、上立柱法兰4、容器接管法兰6、密封圈9、中立柱7、下立柱10、下三角筋11、螺栓15、螺母16、波纹管8、地脚螺栓13以及独立承重基础17、隔振沟14，接口法兰1用于安装航天器，接口法兰1和上立柱法兰4分别和上立柱的两端密封焊接，上三角筋2与接口法兰1、 上立柱3焊接增强支撑结构刚度，中立柱7的上端法兰与上立柱3的下端法兰通过螺栓连接，中立柱7的下端法兰与波纹管8的下端法兰通过密封圈9、螺栓15、螺母16真空密封连接，波纹管8的上端法兰与容器接管法兰6通过密封圈9、螺栓15、螺母16真空密封连接，中立柱7的下端法兰与下立柱10通过螺栓15连接，下立柱10通过地脚螺栓13固定在独立承重基础17上，下三角筋11焊接在下立柱10和下立柱法兰上增强支撑结构刚度。

其中，航天器的支撑是通过接口法兰、上立柱、中立柱、下立柱支撑在独立承重基础上。

其中，中立柱通过容器接管法兰穿越真空容器舱壁，由密封圈和螺栓螺母进行真空密封。

其中，容器接管法兰与中立柱下法兰之间通过波纹管连接，既可以保证真空密封，又有效隔离了容器对支撑结构及航天器的振动传递。

其中，法兰密封通过氟橡胶密封圈进行密封，保证容器漏率满足航天器试验要求。

其中，下立柱通过地脚螺栓固定在独立承重基础上，不会受到其它承重基础的振动干扰。

其中，上立柱和下立柱都通过法兰连接，并且焊接三角筋增强了结构刚度和稳定性。

与现有的真空容器内部航天器支撑结构相比，本发明的真空容器内部航天器支撑结构与真空容器结构主体之间通过波纹管软连接，解决了航天器试验时真空容器自身振动对航天器的振动传递影响问题，同时通过法兰、密封圈、螺栓、螺母密封结构保证了真空容器高真空密封，对航天器试验时所需要的高真空状态没有任何影响。此外，通过三角筋加强、多段式法兰对接结构，显著增 强了支撑结构的刚度和稳定性，满足了大型航天器的大负载要求。

尽管上文对本发明的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，我们可以依据本发明的构想对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明的保护范围之内。