专利名称：航天器复合材料夹层结构承力筒的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种承力筒，特别涉及一种航天器复合材料夹层结构承力筒。
背景技术：
承力筒作为航天器的主承力结构，是航天器结构组装的核心部件，它不仅承受整个航天器的主要载荷，提供航天器设计和工艺的基准，还要在地面组装、试验、运输、贮存时的支撑面以及航天器与地面支持设备的机械接口，通常还利用承力筒内部空间，为推进剂贮箱提供安装接口和空间。在本发明之前，航天器的承力筒多为光壳、波纹壳、网格加筋壳、桁条加筋壳等结构形式，材料也以铝合金为主，冗余结构多且结构重量大。本发明设计了复合材料夹层结构承力筒，采用碳纤维复合材料蒙皮、铝蜂窝芯子大大减轻了结构重量，同时根据结构连接需要，在筒体内外分别胶接了连接法兰与桁条，为保证胶接可靠性，对胶接区域间隔布置螺钉，辅以机械连接，以防止脱胶。本发明，有利与航天器结构的减重，提高航天器结构整体性能。
发明内容
为了解决航天器主承力结构的刚度和重量问题，本发明的目的在于提供航天器复合材料夹层结构承力筒，利用本发明，不但达到提高航天器结构刚度，减轻航天器结构重量，而且能提高卫星携带有效载荷的能力，提高卫星的比性能。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提供一种航天器复合材料夹层结构承力筒，其特征在于包括上端框[1]、外法兰[2]、内法兰[3]、下端框W]、桁条[5]，所述承力筒为两端开口的柱状筒，其上边缘胶接上端框[1]、下边缘固定胶接下端框W]，所述承力筒的外表面沿周向胶接外法兰[2]，所述承力筒的内表面沿周向胶接内法兰[3]，所述承力筒的外表面沿轴向设置桁条。其中所述承力筒的筒体包括外蒙皮W]、内蒙皮[7]、蜂窝芯子[8]，所述外蒙皮， 内蒙皮和蜂窝芯子通过胶膜[11]固化胶接，所述筒体内沿垂直筒体表面的方向预埋或后埋用于和其它结构连接的多个阶梯孔镶嵌件[9]和螺纹孔镶嵌件[10]，所述阶梯孔镶嵌件 [9]和螺纹孔镶嵌件[10]周围填充发泡胶[12]，与蜂窝芯子[8]胶接为一体。其中所述上端框[1]、下端框[4]上均有与其它结构件的机械连接接口，所述外法兰[2]、内法兰[3]和桁条[5]上均有与其它结构件的连接接口。其中将螺钉[13]拧入到螺纹孔镶嵌件[10]或将螺钉[13]穿过外蒙皮W]、下端框[4]、内蒙皮[7]，再用螺母[14]联接以加强所述上端框[1]、外法兰[2]、内法兰[3]、下端框[4]和桁条[5]的连接。其中所述的上端框[1]、下端框[4]可为铝合金材料、钛合金材料、镁合金材料或碳纤维复合材料，所述的外法兰[2]、内法兰[3]、桁条[5]可为铝合金材料、钛合金材料、镁合金材料或碳纤维复合材料，所述的外蒙皮W]、内蒙皮[7]为铝合金材料或碳纤维复合材料，所述的蜂窝芯子[8]为铝蜂窝芯材或芳纶纸基蜂窝芯材，所述的阶梯孔镶嵌件[9]、螺纹孔镶嵌件[10]为铝合金材料、镁合金材料、钛合金材料或包括铝基碳化硅等在内的金属基复合材料。其中所述的胶膜[11]为中温结构胶或高温结构胶，胶膜厚度为0.1mm至0.5mm， 所述的发泡胶[12]为中温发泡胶或高温发泡胶，填充在阶梯孔镶嵌件[9]、螺纹孔镶嵌件 [10]周围IOmm范围以内。所述的螺钉[1 、螺母[14]可为钛合金材料、合金钢材料或铝合金材料。本发明航天器复合材料夹层结构承力筒，由于采取上述技术方案，因此，解决了航天器主承力结构的刚度低和重量大的问题，通过在筒体上胶接端框、法兰和桁条，实现了与航天器其他结构件的连接；通过在筒体内埋置镶嵌件，实现了仪器设备在筒体上的安装与固定；而在端框、法兰与桁条胶接时辅以螺接，有效避免了蒙皮脱胶问题影响。采用复合材料夹层结构承力筒，不但提高航天器结构刚度，减轻航天器结构重量，而且能提高卫星携带有效载荷的能力，提高卫星的比性能。
图1为航天器复合材料夹层结构承力筒立体图；图2示出筒体纵向截面图及内部构造；图3示出桁条在筒体上的局部视图；其中1-上端框，2-外法兰，3-内法兰，4-下端框，5-桁条，6_外蒙皮，7_内蒙皮， 8-蜂窝芯子，9-阶梯孔镶嵌件，10-螺纹孔镶嵌件，11-胶膜，12-发泡胶，13-螺钉，14-螺母。
具体实施例方式下面结合
本发明的优选实施例。图1为航天器复合材料夹层结构承力筒立体图；图2为本发明为航天器复合材料夹层结构承力筒纵向截面图，可以看到筒体内部构造，图3为桁条在筒体上的局部视图。如附图的实施例所示，该装置包括上端框1、外法兰2、内法兰3、下端框4、桁条 5、外蒙皮6、内蒙皮7、蜂窝芯子8、阶梯孔镶嵌件9、螺纹孔镶嵌件10、胶膜11、发泡胶12、螺钉13、螺母14。上端框[1]、外法兰[2]、内法兰[3]、下端框[4]、桁条[5]，所述承力筒为两端开口的柱状筒，其上边缘胶接上端框[1]、下边缘固定胶接下端框W]，所述承力筒的外表面沿周向胶接外法兰[2]，所述承力筒的内表面沿周向胶接内法兰[3]，所述承力筒的外表面沿轴向设置桁条。其中所述承力筒的筒体包括外蒙皮W]、内蒙皮[7]、蜂窝芯子[8]，所述外蒙皮， 内蒙皮和蜂窝芯子通过胶膜[11]固化胶接，所述筒体内沿垂直筒体表面的方向预埋或后埋用于和其它结构连接的多个阶梯孔镶嵌件[9]和螺纹孔镶嵌件[10]，所述阶梯孔镶嵌件 [9]和螺纹孔镶嵌件[10]周围填充发泡胶[12]，与蜂窝芯子[8]胶接为一体。其中所述上端框[1]、下端框[4]上均有与其它结构件的机械连接接口，所述外法兰[2]、内法兰[3]和桁条[5]上均有与其它结构件的连接接口。上端框1、下端框4与其它结构件的连接孔的直径和数量均无限制，可根据航天器结构设计需要确定，孔加工在筒体固化前、后均可实施；为保证上端框1、外法兰2、内法兰3、下端框4、桁条5等零件的连接，采用螺钉13 辅助加强，将螺钉[13]拧入到螺纹孔镶嵌件[10]或将螺钉[13]穿过外蒙皮W]、下端框 [4]、内蒙皮[7]，再用螺母[14]联接以加强所述上端框[1]、外法兰[2]、内法兰[3]、下端框[4]和桁条[5]的连接可靠性。螺钉13、螺母14可为钛合金材料、合金钢材料或铝合金材料，螺钉13、螺母14的型号、规格不限。其中所述的上端框[1]、下端框[4]可为铝合金材料、钛合金材料、镁合金材料或碳纤维复合材料，所述的外法兰[2]、内法兰[3]、桁条[5]可为铝合金材料、钛合金材料、镁合金材料或碳纤维复合材料，外法兰2、内法兰3、桁条5在承力筒上的位置与数量不受限制，均可根据航天器结构设计需要确定，外法兰2、内法兰3、桁条5与其它结构件的连接孔的直径和数量不受限制，均可根据航天器结构设计需要确定，孔加工在筒体固化前、后均可实施。所述的外蒙皮W]、内蒙皮[7]为铝合金材料或碳纤维复合材料，所述的蜂窝芯子为铝蜂窝芯材或芳纶纸基蜂窝芯材，蜂窝厚度和芯格尺寸不限；所述的阶梯孔镶嵌件、螺纹孔镶嵌件[10]为铝合金材料、镁合金材料、钛合金材料或包括铝基碳化硅等在内的金属基复合材料。其中所述的胶膜[11]为中温结构胶或高温结构胶，胶膜厚度为0. Imm至0. 5mm, 所述的发泡胶[12]为中温发泡胶或高温发泡胶，填充在阶梯孔镶嵌件[9]、螺纹孔镶嵌件周围IOmm范围以内。由上所述，本发明航天器复合材料夹层结构承力筒，在筒体上胶接端框、法兰和桁条，实现了与航天器其他结构件的连接；在筒体内埋置镶嵌件，实现了仪器设备在筒体上的安装与固定；而在端框、法兰与桁条胶接时辅以螺接，有效避免了蒙皮脱胶问题影响。
权利要求
1.航天器复合材料夹层结构承力筒，其特征在于包括上端框[1]、外法兰[2]、内法兰 [3]、下端框W]、桁条[5]，所述承力筒为两端开口的柱状筒，其上边缘胶接上端框[1]、下边缘固定胶接下端框W]，所述承力筒的外表面沿周向胶接外法兰[2]，所述承力筒的内表面沿周向胶接内法兰[3]，所述承力筒的外表面沿轴向设置桁条。
2.如权利要求1所述的航天器复合材料夹层结构承力筒，其特征在于所述承力筒的筒体包括外蒙皮W]、内蒙皮[7]、蜂窝芯子[8]，所述外蒙皮，内蒙皮和蜂窝芯子通过胶膜 [11]固化胶接，所述筒体内沿垂直筒体表面的方向预埋或后埋用于和其它结构连接的多个阶梯孔镶嵌件[9]和螺纹孔镶嵌件[10]，所述阶梯孔镶嵌件[9]和螺纹孔镶嵌件[10]周围填充发泡胶[12]，与蜂窝芯子[8]胶接为一体。
3.如权利要求1所述的航天器复合材料夹层结构承力筒，其特征在于所述上端框[1]、 下端框[4]上均有与其它结构件的机械连接接口，所述外法兰[2]、内法兰[3]和桁条[5] 上均有与其它结构件的连接接口。
4.如权利要求2所述的航天器复合材料夹层结构承力筒，其特征在于将螺钉[13]拧入到螺纹孔镶嵌件[10]或将螺钉[13]穿过外蒙皮W]、下端框W]、内蒙皮[7]，再用螺母 [14]联接以加强所述上端框[1]、外法兰[2]、内法兰[3]、下端框[4]和桁条[5]的连接。
5.如权利要求4所述的航天器复合材料夹层结构承力筒，其特征在于所述的上端框[I]、下端框[4]可为铝合金材料、钛合金材料、镁合金材料或碳纤维复合材料，所述的外法兰[2]、内法兰[3]、桁条[5]可为铝合金材料、钛合金材料、镁合金材料或碳纤维复合材料， 所述的外蒙皮W]、内蒙皮[7]为铝合金材料或碳纤维复合材料，所述的蜂窝芯子[8]为铝蜂窝芯材或芳纶纸基蜂窝芯材，所述的阶梯孔镶嵌件[9]、螺纹孔镶嵌件[10]为铝合金材料、镁合金材料、钛合金材料或包括铝基碳化硅等在内的金属基复合材料。
6.如权利要求2所述的航天器复合材料夹层结构承力筒，其特征在于所述的胶膜[II]为中温结构胶或高温结构胶，胶膜厚度为0.Imm至0. 5mm，所述的发泡胶[12]为中温发泡胶或高温发泡胶，填充在阶梯孔镶嵌件[9]、螺纹孔镶嵌件[10]周围IOmm范围以内。
7.根据权利要求1所述的航天器复合材料夹层结构承力筒，其特征在于所述的螺钉 [13]、螺母[14]可为钛合金材料、合金钢材料或铝合金材料。
全文摘要
本发明涉及一种航天器复合材料夹层结构承力筒，所述承力筒包括上端框[1]、外法兰[2]、内法兰[3]、下端框[4]、桁条[5]、外蒙皮[6]、内蒙皮[7]、蜂窝芯子[8]、阶梯孔镶嵌件[9]、螺纹孔镶嵌件[10]、胶膜[11]、发泡胶[12]、螺钉[13]、螺母[14]。本发明将根据不同结构的连接需要，设计的航天器复合材料夹层结构承力筒，减少了分离面和端框的设计，有利于卫星结构的减重。
文档编号B64G1/10GK102490910SQ20111036245
公开日2012年6月13日 申请日期2011年11月15日 优先权日2011年11月15日
发明者林德贵, 满孝颖, 陈树海 申请人:上海卫星工程研究所