专利名称：一种轻型高精度复合材料框架的实现方法
技术领域：
本发明涉及航天飞行器结构，具体涉及卫星等航天器用复合材料框架。
背景技术：
本发明应用之前，卫星等航天器框架中采用整体全金属材料铸造或铆接制成，或 者接头为金属材料、杆件为复合材料通过螺纹连接。整体框架采用全金属材料质量较重，变形大，铸造的成品率低、铆接的精度较差， 在卫星等航天器上应用受限。框架的金属接头与复合材料杆件通过螺纹连接，一是通过在复合材料杆内镶嵌带 螺纹的金属件与金属接头实现，构件数量多，质量大；二是在复合材料杆上加工螺纹，工艺 复杂繁琐，加工可靠性难以得到保证，因此该结构形式限制了纤维增强复合材料在卫星等 航天器上的使用。此外，框架中接头、杆件等结构件材料不一，不同材料之间热膨胀系数的 差异导致整个框架的热变形较大，进而影响了有效载荷的成像精度。随着卫星等航天器向轻量化、高精度方向的发展需求，要求航天器的结构比重日 益降低，结构设计必须从构件的构成、材料、组合等方面想方设法实现结构轻量化；同时航 天器对载荷对结构件的机械精度愈加苛刻，因此航天器结构同样需要从工艺上采取措施予 以保证。目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内类似的资料。
发明内容
为了解决卫星等航天器有效载荷与本体之间的安装与支撑、保证有效载荷的安装 精度、满足有效载荷安装的局部刚度要求等问题，本发明的目的在于提供一种轻型高精度 复合材料框架的实现方法，通过工艺保证了有效载荷安装的高精度要求，从而解决了上述 问题。为了达到上述发明目的，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是一种轻型高精度的复合材料框架的实现方法，其特征在于所述装置主要由复合 材料的矩形截面杆件[1]、接头[2]、接头垫片[3]、接头衬套W]、杆内埋件[5]组成；整个 结构由一定数量的矩形截面杆件[1]和接头[2]组成框架主体；矩形截面杆件[1]内胶接 有杆内埋件[5]，接头[2]外表面胶接接头垫片[3]、内部胶接接头衬套W]；所述的框架采用J133常温固化胶进行胶接装配；装配时接头安装孔的孔位由工 装上的定位孔和定位销钉保证；接头底面的平面度由平台和工装保证，同时通过预装配控 制装配应力，从而减小产品在胶接装配环节脱离工装后的变形；胶接完成后对接头垫片 [3]、接头衬套[4]进行后加工，满足载荷安装的位置度、平面度等精度要求。所述的矩形截面杆件[1]为碳/环氧复合材料，增强材料为M55J-6K碳纤维，基体 材料为环氧AgSO树脂基体，铺层为0° 2/士45° /0° 5/士45° ；壁厚为1. 5mm ；采用铺层 /缠绕法整体成型，模具为阴阳模，0°层采用无纬胶布铺层，士45°层采用缠绕法成型，固化采用真空袋-热压罐法。所述的接头[2]含有矩形榫头，榫头数量2 3个；采用碳/环氧复合材料，增强 材料为T700S-UK碳纤维，基体材料为环氧Ag80树脂基体；本体壁厚为4mm 5mm，榫头长 度20 30mm，壁厚为1. 5mm ；采用手工铺层-模压法成型，在铺层时预压，确保制品的密实； 模具采用斜块结构，以实现对制品的侧向加压；接头毛坯成型后用数显铣床加工接头的榫 头、定位孔、安装孔及与垫片的胶接面。本发明带来以下有益效果本发明用纤维增强复合材料接头取代目前航天器框架的金属材料接头，实现了主 体复合材料框架，减轻了航天器结构重量；同时，利用纤维增强材料热膨胀系数近乎于零的 特性，整个框架结构的热变形较小；此外，对框架采用后加工的工艺方法保证有效载荷的安 装精度，能满足载荷安装的位置度、平面度等精度要求；从而提高有效载荷的成像精度；采 用本发明所实现的框架提供载荷安装面的位置度小于0. 1mm，平面度小于0. 02mm。
图1为本发明轻型高精度复合材料框架的立体图；图2为本发明轻型高精度复合材料框架的内部结构示意图。图中编号表示1-矩形截面杆件、2-接头、3-接头垫片、4-接头衬套、5-杆内埋 件。
具体实施例方式下面结合
本发明的优选实施例。图1为本发明轻型高精度复合材料框架的立体图、图2为本发明轻型高精度复合 材料框架的内部结构示意图。如附图的实施例所示，该装置包括矩形截面杆件[1]、接头[2]、接头垫片[3]、接头衬套W]、杆内埋件[5]；整个结 构由一定数量的矩形截面杆件[1]和接头[2]组成框架主体。矩形截面杆件[1]内胶接有 杆内埋件[5]，接头[2]外表面胶接接头垫片[3]、内部胶接接头衬套W]。所述的矩形截面杆件[1]为碳/环氧复合材料，增强材料为M55J-6K碳纤维(拉 伸强度大于3630MPa、拉伸模量大于540GPa)，基体材料为环氧AgSO树脂基体，铺层为 0° 2/士45° /0° 5/士45° ；壁厚为1. 5mm ；采用铺层/缠绕法整体成型，模具为阴阳模， 0°层采用无纬胶布铺层，士45°层采用缠绕法成型，固化采用真空袋-热压罐法。所述的接头[2]含有矩形榫头，榫头数量2 3个；采用碳/环氧复合材料，增强 材料为T700S-1I碳纤维(拉伸强度大于4900MPa、拉伸模量大于230GPa)，基体材料为环 氧Ag80树脂基体；本体壁厚为4mm 5mm，榫头长度20 30mm，壁厚为1. 5mm ；采用手工铺 层-模压法成型，在铺层时预压，确保制品的密实；模具采用斜块结构，以实现对制品的侧 向加压；接头毛坯成型后用数显铣床加工接头的榫头、定位孔、安装孔及与垫片的胶接面。所述的框架采用J133常温固化胶进行胶接装配；装配时接头安装孔的孔位由工 装上的定位孔和定位销钉保证；接头底面的平面度由平台和工装保证，同时通过预装配控 制装配应力，从而减小产品在胶接装配环节脱离工装后的变形；胶接完成后对接头垫片 [3]、接头衬套[4]进行后加工，保证载荷安装的位置度、平面度等精度要求。
整个框架长1674mm、宽1132mm、高125mm，重量小于6. 4Kg ；框架提供载荷安装面的 位置度小于0. 1mm，平面度小于0. 02mm。本发明对于卫星等航天器减轻结构重量、增加结构的局部刚度和整体刚度、保证 整体结构加工的稳定性、提高结构的适用性与可靠性有良好效果。本发明的应用取得航天 器发射成本降低、载荷成像精度增加、总体性能提升等有益效果。
权利要求
1.一种轻型高精度的复合材料框架的实现方法，其特征在于所述装置主要由复合材 料的矩形截面杆件[1]、接头[2]、接头垫片[3]、接头衬套W]、杆内埋件[5]组成；整个结 构由一定数量的矩形截面杆件[1]和接头[2]组成框架主体；矩形截面杆件[1]内胶接有 杆内埋件[5]，接头[2]外表面胶接接头垫片[3]、内部胶接接头衬套W]；所述的框架采用J133常温固化胶进行胶接装配；装配时接头安装孔的孔位由工装上 的定位孔和定位销钉保证；接头底面的平面度由平台和工装保证，同时通过预装配控制装 配应力，从而减小产品在胶接装配环节脱离工装后的变形；胶接完成后对接头垫片[3]、接 头衬套[4]进行后加工，满足载荷安装的位置度、平面度等精度要求。
2.按照权利要求1所述的一种轻型高精度的复合材料框架的实现方法，其特征在于 所述的矩形截面杆件[1]为碳/环氧复合材料，增强材料为M55J-6K碳纤维，基体材料为环 氧AgSO树脂基体，铺层为0° 2/士45° /0° 5/士45° ；壁厚为1. 5mm ；采用铺层/缠绕法整 体成型，模具为阴阳模，0°层采用无纬胶布铺层，士45°层采用缠绕法成型，固化采用真空 袋-热压罐法。
3.按照权利要求1或2所述的一种轻型高精度的复合材料框架的实现方法，其特征在 于所述的接头[2]含有矩形榫头，榫头数量2 3个；采用碳/环氧复合材料，增强材料 为T700S-1I碳纤维，基体材料为环氧AgSO树脂基体；本体壁厚为4mm 5mm，榫头长度 20mm 30mm，壁厚为1. 5mm ；采用手工铺层-模压法成型，在铺层时预压，确保制品的密实； 模具采用斜块结构，以实现对制品的侧向加压；接头毛坯成型后用数显铣床加工接头的榫 头、定位孔、安装孔及与垫片的胶接面。
全文摘要
本发明涉及卫星等航天器用复合材料框架，所要解决的问题是提供一种轻型高精度复合材料框架的实现方法，通过工艺保证有效载荷安装的高精度要求。其特征在于所述装置主要由复合材料的矩形截面杆件[1]、接头[2]、接头垫片[3]、接头衬套[4]、杆内埋件[5]组成；整个结构由一定数量的矩形截面杆件[1]和接头[2]组成框架主体；矩形截面杆件[1]内胶接有杆内埋件[5]，接头[2]外表面胶接接头垫片[3]、内部胶接接头衬套[4]；本发明不但解决了卫星等航天器有效载荷与本体之间的安装与支撑，而且有效保证了有效载荷的安装精度，同时满足有效载荷安装的局部刚度要求。本发明对保证整体结构加工的稳定性、提高结构的适用性与可靠性有良好效果。
文档编号B64G1/00GK102145752SQ201010108590
公开日2011年8月10日 申请日期2010年2月10日 优先权日2010年2月10日
发明者吴远波, 姚骏, 孙永岩, 杜胜 申请人:上海卫星工程研究所