空间飞行器轨控发动机轻量化隔热屏支架的制作方法

本发明涉及空间飞行器姿轨控动力系统技术领域，具体涉及一种空间飞行器轨控发动机轻量化隔热屏支架。

背景技术：

针对多星发射上面级的主发动机大角度摇摆问题，需要可靠的隔热屏确保摇摆过程中喷管热流不会对上面级本体造成破坏。由于涉及到发动机摇摆问题，对摇摆部件的转动惯量有严格的要求。因此在保证隔热屏可靠使用的前提下，如何减轻重量尤为重要。隔热屏往往由支架和热控多层组成，占据主要重量的支架成为了减重的关键。

传统的隔热屏支架往往是桁条搭接或者焊接的形式，装配复杂，易造成变形，且结构效率不高。

目前国内没有发现同本发明类似技术的说明和报道，也尚未收集到国内外类似的材料。

技术实现要素：

为解决上述问题，本发明提供了一种空间飞行器轨控发动机轻量化隔热屏支架，通过支撑隔热多层，用于发动机工作时的防热保护，具备质量轻便、刚度高、外形美观的特点。

本发明通过以下技术方案实现：

空间飞行器轨控发动机轻量化隔热屏支架，包括锥筒、连接环、转接板和紧固件，锥筒采用钛合金板材热冲压一体成型，解决了锥筒型面问题；所述连接环安装在锥筒上端；转接板通过紧固件安装在连接环内，并均布排列；锥筒上预留若干用于安装隔热多层组件的小孔，所述转接板上预留若干用于对接发动机的安装孔。

优选地，所述锥筒采用骨架形式的锥面结构；

优选地，所述锥筒下端为曲面翻边，锥筒上设有若干加强窝，以提高隔热屏支架刚度。

优选地，所述连接环与锥筒通过点焊连接，提高连接刚度。

本发明为解决产品抗力学环境问题，采用有限元分析软件对其结构进行动力学分析计算，并进行优化设计，最终确定锥筒璧厚、锥角、加强窝结构尺寸等关键参数，形成的结构满足最大为20g的动载荷强度要求。

与传统的隔热屏支架相比，本发明具有以下优点和突出进步：

1本发明以某航天器动力系统轨控发动机为应用实例，隔热屏支架在Φ270mm×139mm×Φ750mm的包络尺寸下，质量为1.27kg，一阶固有频率达到44.8Hz。相比传统隔热屏支架“一阶固有频率/质量”提升约40％；

2本发明以某航天器动力系统轨控发动机为应用实例，隔热屏支架采用热冲压一体成型，避免了传统支架装配或焊接带来的变形问题，使得结构精巧，外形美观；

3本发明以某航天器动力系统轨控发动机为应用实例，隔热屏经过了发动机高空模拟试车考核，验证了支架的阻热能力；

4本发明以某航天器动力系统轨控发动机为应用实例，隔热屏经过了发动机鉴定振动试验，验证了支架的抗力学环境能力。

附图说明

图1是本发明实施例空间飞行器轨控发动机轻量化隔热屏支架的结构示意图。

图2是图1的俯视图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。

如图1-图2所示，本发明实施例提供了一种空间飞行器轨控发动机轻量化隔热屏支架，包括锥筒1、连接环2、转接板3和紧固件4，锥筒1采用钛合金板材热冲压一体成型，解决了锥筒型面问题；所述连接环2安装在锥筒1上端；转接板3通过紧固件4安装在连接环2内，并均布排列；锥筒1上预留若干用于安装隔热多层组件的小孔，所述转接板3上预留若干用于对接发动机的安装孔。

所述锥筒1采用骨架形式的锥面结构；

所述锥筒1下端为曲面翻边，锥筒1上设有若干加强窝，以提高隔热屏支架刚度。

所述连接环2与锥筒1通过点焊连接，提高连接刚度。

本具体实施以某航天器动力系统轨控发动机为应用实例，隔热屏支架在Φ270mm×139mm×Φ750mm的包络尺寸下，质量为1.27kg，一阶固有频率达到44.8Hz。相比传统隔热屏支架“一阶固有频率/质量”提升约40％；隔热屏支架采用热冲压一体成型，避免了传统支架装配或焊接带来的变形问题，使得结构精巧，外形美观；具备质量轻便、刚度高等优点。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。