一种适用于轨道飞行器的有效载荷空间舱结构的制作方法

本发明涉及一种适用于轨道飞行器的有效载荷空间舱结构，特别涉及一种带有大尺寸有效载荷舱门的空间舱结构，属于飞行器结构设计领域。

背景技术：

轨道飞行器为可长期在轨停留、空天往返、机动变轨的具备综合作战能力的武器平台，有效载荷舱是飞行器执行空间任务的设备容器，是发射和回收时保护有效载荷安全的关键部件，需要适应飞行器入轨、轨道机动和再入返回三个阶段的不同工况。其中有效载荷舱位于飞行器中舱段，通过舱门机构实现重复展收与锁紧。根据飞行器的任务剖面需求，要求空间舱门系统还需具备气动承载、热防护、热密封、空间防护等特点。

有效载荷舱是有效载荷、太阳能电池阵等重要系统和单机安装的重要安装载体，是飞行器结构设计中最为重要的组成部分。飞行器在再入返回阶段，舱门受到的内外压差相对较大，且有效载荷舱门结构尺度较大，因此有效载荷舱门结构高刚度、整体化、轻质化的设计需求显得尤为重要。另外，有效载荷舱门要求能够在空间进行多次展收，并且能够承受再入返回时的飞行环境，因此，有效载荷舱门结构设计还需考虑空间要求、与周围结构机构的兼容性以及严苛的热密封要求，是一个典型的多约束条件下的优化设计问题，没有有效、快速、可行的设计方法和技术，不可能实现方案的优化设计和满足轨道飞行器对有效载荷舱门系统的使用要求。

针对上述轨道飞行器对舱门的特殊要求，需要对载荷舱门进行优化设计。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题：为克服现有技术的不足，提供一种适用于轨道飞行器的有效载荷空间舱结构，使有效载荷舱门结构刚度高、结构的兼容性、密封性好，同时满足整体化、轻质化要求。

本发明的技术解决方案：

一种适用于轨道飞行器的有效载荷空间舱结构，包括舱体和舱门，舱门连接在舱体上，舱门对舱体实现开启和闭合，舱门为两扇对称对开式结构，每扇舱门包括内蒙皮、外蒙皮、主承力梁、蜂窝芯子、加强筋以及热防护结构，

蜂窝芯子位于内蒙皮、外蒙皮之间，在蜂窝芯子与外蒙皮的接触位置上开设导流槽，在蜂窝芯子之间布置加强筋，加强筋连接在两个主承力梁，主承力梁上均布设置三个舱门锁，两扇舱门闭合时实现互相锁紧；

热防护结构设置在外蒙皮上，采用交错布局，热防护结构表面自然环境下水汽回吸量≤0.15％，

舱体上端为大开口结构，大开口结构四周分别对称设置舱门支撑梁和舱门隔框，舱门的主承力梁通过均布设置的三个铰链与舱门支撑梁连接，舱门展收机构固定在舱门支撑梁和舱门隔框上，控制舱门打开、闭合；

舱门与舱门隔框、舱门支撑梁之间设置双重热密封结构，舱门隔框、舱门支撑梁与舱门的接触位置均设置第一重热密封；

在舱门支撑梁和舱门隔框上，对应设置有密封支撑梁和密封支撑框，密封支撑框和密封支撑梁上设置有凹槽，用来放置热密封弹性元件，构成第二重热密封，通过热密封弹性元件的回弹性进一步保证外部热气流不能进入舱内。

导流槽宽度为1～2mm，导流槽的深度为2～3mm。

热防护结构的材料挥发性总质量损失≤0.5％。

热防护结构的材料易挥发性物质含量≤0.1％。

内蒙皮、外蒙皮为碳纤维增强复合材料，蜂窝芯子为阵列布置的纸蜂窝。

第一重热密封采用耐高温陶瓷纤维布，阻隔热气流进入舱内。

热密封弹性元件由高温合金细丝编织而成，内部填充隔热棉，外部包裹高温纤维布。

舱门处于闭合状态时，舱门四周通过密封支撑框、密封支撑梁和热密封弹性元件，实现对舱门的支撑、密封及缓冲。

第一重热密封外边沿与舱门外边沿平齐。

高超声速环境受载后，舱门相对舱门支撑梁的变形≤2mm。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明面向大尺度有效载荷舱门的开、闭功能、锁紧方案、密封要求等提出空间结构一体化设计方案，同时考虑各项性能指标的满足情况及结构边界在全任务剖面载荷作用下的影响，对舱门结构在综合性能指标约束条件下进行优化设计，得到满足密封间隙要求、运动包络要求以及锁点强度和功能要求的优化设计方案，解决有效载荷与空间机构的布局问题、空间机构在展收和折叠过程中的运动协调问题、舱门密封问题、空间机构压紧固定的协调性问题、总体受力与动力学指标优化问题以及空间舱门系统的环境防护总体方案等问题，保证在有限的空间内使载荷舱的结构效率最大化，同时提高系统的可靠性，为空间舱门结构的设计提供参考依据和技术支撑；

(2)本发明其内外蒙皮几乎提供了舱门夹层板的全部弯曲刚度及面内的拉伸刚度，蜂窝芯子提供了夹层的横向剪切刚度，同时还起到稳定内外蒙皮、防止局部屈曲的作用，蜂窝芯子是分散的，其高度比蒙皮高出几倍，剖面的惯性矩随之四次方增大，且蒙皮有夹芯支持不易失稳，因此它不仅提高了夹层复合材料蒙皮整体刚度，还提高了稳定性，改善了整个舱门的力学性能。

附图说明

图1为本发明舱门结构布局示意图；

图2为本发明舱门结构打开状态示意图；

图3为本发明舱门结构闭合状态示意图；

图4为本发明舱门结构组成示意图；

图5为本发明蜂窝芯子结构示意图；

图6为本发明蜂窝芯子导流槽示意图；

图7为本发明舱门结构热密封示意图；

图8为本发明舱门与舱门隔框热密封接口形式示意图；

图9为本发明舱门与舱门支撑梁热密封接口形式示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细的描述。

一种适用于轨道飞行器的有效载荷空间舱结构，包括舱体8和舱门1，舱门1连接在舱体8上，舱门1对舱体8实现开启和闭合，舱门1为两扇对称对开式结构，每扇舱门包括内蒙皮13、外蒙皮14、主承力梁15、蜂窝芯子16、加强筋17以及热防护结构18，如图2～4所示，

蜂窝芯子16位于内蒙皮13、外蒙皮14之间，在蜂窝芯子16之间布置加强筋17，加强筋17连接在两个主承力梁15之间，主承力梁15上均布设置3个舱门锁2，两扇舱门闭合时实现互相锁紧，闭合后在飞行器中的布局如图1所示；

蒙皮为碳纤维增强复合材料，蜂窝芯子16为纸蜂窝，蜂窝芯子16形式如图5所示，为了保证舱门在空间环境下的隔热及放气率，在蜂窝芯子16上开设了导流槽，如图6所示，导流槽宽度为1～2mm，导流槽的深度为2～3mm。

其内外蒙皮13、14几乎提供了舱门夹层板的全部弯曲刚度及面内的拉伸刚度，蜂窝芯子16提供了夹层的横向剪切刚度，同时还起到稳定内外蒙皮13、14，防止局部屈曲的作用。从力学角度分析，它与工字梁很相似，内外蒙皮13、14相当于工字梁的翼缘，是主要的受力部位，此外，对蜂窝芯子16具有保护作用；

蜂窝芯子16相当于工字梁的腹板，其主要作用是承受横向剪切，把两层蒙皮13、14隔开一段距离，当夹层板承受弯曲载荷时，蜂窝芯子16可以支撑面层，增加面层抵抗弯曲的能力，从而使整体弯曲刚度提高。

与工字梁不同的是蜂窝芯子16与面板不是同一材料，蜂窝芯子16是分散的，而不是集中在腹板上。由于轻质夹芯的高度比面板高出几倍，剖面的惯性矩随之四次方增大，且面板有夹芯支持不易失稳，因此它不仅提高了夹层复合材料板整体刚度，还提高了稳定性，改善了整个舱门的力学性能。

热防护结构18采用交错布局，如图3所示，防止热流泄漏。热防护结构18材料满足材料挥发性总质量损失≤0.5％和易挥发性物质含量≤0.1％，且热防护结构表面具备防水功能，自然环境下满足水汽回吸量≤0.15％，吸水后热防护结构的性能满足使用要求。

舱体上端为大开口结构，大开口结构四周分别对称设置舱门支撑梁4和舱门隔框3，舱门的主承力梁15通过均布设置的3个铰链与舱门支撑梁4连接，舱门展收机构固定在舱门支撑梁4和舱门隔框3上，控制舱门打开、闭合；

为防止飞行器在空间环境下热气流通过舱门缝隙进入舱内，在缝隙处设置双重热密封结构，舱门隔框3、舱门支撑梁4与舱门1的接触位置均设置第一重热密封，第一重热密封使采用耐高温陶瓷纤维布粘贴在舱门及其周边结构上，以阻隔热气流进入舱内；图7为有效载荷舱门热密封结构示意图，在舱门支撑梁4和舱门隔框3上，对应设置有密封支撑梁41和密封支撑框31，密封支撑框31和密封支撑梁41上设置有凹槽，用来放置热密封弹性元件7，构成第二重热密封，由高温合金细丝编织而成的弹性元件内部填充隔热棉，外部包裹高温纤维布组合而成，能够在高温环境下具备良好的弹性和密封功能，通过热密封弹性元件7的回弹性进一步保证外部热气流不能进入舱内。

舱门处于闭合状态时，舱门四周通过密封支撑框31和密封支撑梁41，实现对舱门结构的支撑、密封及缓冲。

图8为有效载荷舱门结构与舱门隔框3热密封接口形式示意图，舱门隔框3与有效载荷舱门侧面粘贴隔热材料，热密封粘接完成后，舱门与舱门隔框3预留间隙，第一重热密封外边沿与舱门外边沿平齐。

图9为有效载荷舱门结构与舱门支撑梁4热密封接口形式示意图，舱门与舱门支撑梁4处机身之间沿法向无间隙，受载后舱门相对于飞行器舱门支撑梁4的变形≤2mm。

处于打开状态的舱门在舱门展收机构的作用下，绕舱门铰链旋转，舱门闭合时，左、右舱门搭接到舱门隔框3上，舱门展收机构停止工作。

舱门处于闭合状态时，舱门四周通过密封支撑框31和密封支撑梁41实现对舱门结构的支撑及密封。其中密封支撑框31固定在舱门隔框3腹板面上，密封支撑梁41固定在舱门支撑梁4上。密封支撑框31和密封支撑梁41分别沿周向和轴向布置有凹槽，用来放置热密封弹性元件7，对舱门闭合起到密封和缓冲作用。

舱门主承力梁15为主承力结构，内置舱门中心锁，用于两个舱门的对接锁紧。舱门主承力梁15两端通过舱门端面锁与机体进行轴向锁紧，飞行器即可离轨返回地面。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。