一种航天变轨发动机复合材料机架的制作方法

本发明涉及航天领域，具体地，涉及一种航天变轨发动机复合材料机架，用于航天推进系统中变轨发动机的安装机架。尤其涉及对力学载荷要求高，所述变轨发动机安装机架结构包络较大的航天飞行器。

背景技术：

对于空间站推进系统来说，每台变轨发动机作为一个独立的模块安装到空间站舱体上，而变轨发动机与空间站舱体之间均需要通过机架进行连接。机架直接影响发动机与空间站舱体之间的连接可靠性。

对于传统的变轨发动机机架来说，由于发动机距离舱壁较近，且力学载荷要求低，使得机架整体结构包络很小，对强度、刚度要求不高，因此可以使用相对简单和低质量的铝合金机架实现变轨发动机与舱壁的连接。但对空间站来说，变轨发动机距离舱壁较远，力学载荷要求高，传统小包络结构具备低强度和刚度的铝合金机架，无法满足空间站的使用要求。而高强度和刚度的铝合金机架，则会造成机架结构复杂，重量较大超出重量设计指标。因此，需要研制一种采用碳纤维复合材料的，具备重量轻，抗力学载荷高，结构包络大，且结构简单等特点的变轨发动机机架。

技术实现要素：

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种航天变轨发动机复合材料机架。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：

本发明提供一种航天变轨发动机复合材料机架，包括筒体，所述筒体的两端分别设置有底部法兰和头部法兰，所述底部法兰所在面与所述头部法兰所在面之间存在倾角；所述筒体的外壁沿周向方向上均匀分布有若干加强筋；所述筒体、底部法兰、头部法兰和加强筋的材质均为碳纤维复合材料。

优选地，所述底部法兰所在面与所述头部法兰所在面之间的倾角为0～15°。

优选地，所述筒体为球锥台结构，所述球锥台结构包括大径端、小径端和外曲面，其中，筒体的大径端、小径端的圆心位于同一直线上，筒体的小径端与所述直线垂直，筒体的大径端与所述直线具有夹角；

所述外曲面是由一组具有相同半径的弧长连续变化的圆弧组成，所述圆弧的一端均与头部法兰相邻，另一端均与底部法兰相邻，所述圆弧的弧长均不超过所在圆的四分之一圆弧长。

优选地，所述圆弧中最长圆弧所对应的圆心角为10～45°。

优选地，所述筒体的大径端设置底部法兰，所述筒体的小径端设置头部法兰。

优选地，所述筒体的壁厚为非等壁厚结构，且由靠近头部法兰的一侧至靠近底部法兰的一侧逐渐变厚。

优选地，所述底部法兰、头部法兰的厚度均大于所述筒体的最大壁厚的1～2mm。

优选地，所述筒体、底部法兰和头部法兰为一体成型结构；所述底部法兰、头部法兰的周向上均均匀分布有若干螺栓安装孔。

优选地，所述加强筋一端与头部法兰相邻，另一端与底部法兰相邻；

所述加强筋的横截面形状为带有左翻边和右翻边的ω形状，所述左翻边和右翻边均与筒体连接，所述加强筋为等壁厚结构。

优选地，所述左翻边和右翻边均与筒体通过胶接和螺接的双重连接方式进行连接。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、在相同结构包络大小的前提下，该机架具有抗力学载荷能力强、结构简单、重量轻的特点；

2、该机架局部结构具有一定的可变设计，可根据不同的安装要求和载荷条件进行适应性调整，具有适应范围广的特点。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明机架的整体结构示意图；

图2为本发明机架从头部法兰方向投影的投影示意图；

图3为图2中a-a方向的剖面示意图；

图4为本发明中加强筋的横截面示意图；

图中：底部法兰1；头部法兰2；筒体3；最长圆弧31；起点半径32；终点半径33；夹角34；直线35；加强筋4；左翻边41；右翻边42。

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。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

本发明提供了一种航天变轨发动机复合材料机架，如图1-2所示，包括筒体3，所述筒体3的两端分别设置有底部法兰1和头部法兰2，所述底部法兰1所在面与所述头部法兰2所在面之间存在倾角；所述筒体3的外壁沿周向方向均匀分布有若干加强筋4；所述筒体3、底部法兰1、头部法兰2和加强筋4的材质均为碳纤维复合材料。

本发明中所述底部法兰1用于机架对外连接(即机架与舱体连接)；所述头部法兰2用于机架和变轨发动机连接；所述筒体3和均布的若干ω形加强筋4作为机架的主承力结构。

所述底部法兰1所在面与所述头部法兰2所在面之间的倾角为0～15°。所述倾角可在0～15°范围内可调，若变轨发动机安装角度要求在所限定的倾角范围内，可通过调整倾角大小来满足变轨发动机角度安装要求。

所述筒体3为球锥台结构，所述球锥台结构包括大径端、小径端和外曲面，其中，筒体3的大径端、小径端的圆心位于同一直线35上，筒体3的小径端与所述直线35垂直，筒体3的大径端与所述直线35具有夹角；进一步地，筒体3的大径端与所述直线35之间的夹角为75～90°；

所述外曲面是由一组具有相同半径的弧长连续变化的圆弧组成，所述圆弧的一端均与头部法兰2相邻，另一端均与底部法兰1相邻，所述圆弧的弧长均不超过所在圆的四分之一圆弧长。

如图3所示，所述圆弧中最长圆弧31所对应的圆心角为10～45°。具体地，所述最长圆弧31的起点半径32与终点半径33之间的夹角34为10～45°，其中，所述起点半径32与最长圆弧31和底部法兰1相邻点处的切线垂直，所述终点半径33与最长圆弧31和头部法兰2相邻点处的切线垂直，且所述起点半径32与终点半径33位于同一平面上。通过调整所上述夹角34、最长圆弧31半径来实现不同大小包络的机架结构。

所述筒体3的大径端设置底部法兰1，所述筒体3的小径端设置头部法兰2。

所述筒体3的壁厚为非等壁厚结构，且由靠近头部法兰2的一侧至靠近底部法兰1的一侧逐渐变厚。所述筒体3的壁厚为变厚度设计，靠近头部法兰2一侧最薄，靠近底部法兰1一侧最厚，中间壁厚均匀过度，两侧的厚度差可根据机架的抗力学载荷要求的高低，进行增减，实现重量优化。

所述底部法兰1、头部法兰2的厚度均大于所述筒体3的最大壁厚的1～2mm。是因为底部法兰1上安装孔处会产生应力集中现象，需要对底部法兰1进行整体补强；同时，头部法兰2上安装孔处会产生应力集中现象，也需要对头部法兰2进行整体补强。

所述筒体3、底部法兰1和头部法兰2为一体成型结构。

所述底部法兰1、头部法兰2的周向上均均匀分布有若干螺栓安装孔。在底部法兰1上设置若干个机架对外的螺栓安装孔，所述螺栓安装孔数量及分布形式可根据对外接口要求设置；在头部法兰2上设置若干个用于安装变轨发动机的螺栓安装孔，所述螺栓安装孔数量及分布形式可根据变轨发动机安装接口要求设置。

所述加强筋4一端与头部法兰2相邻，另一端与底部法兰1相邻；如图4所示，所述加强筋4的横截面形状为带有左翻边41和右翻边42的ω形状，所述左翻边41和右翻边42均与筒体3连接，所述加强筋4为等壁厚结构。如图1所示，本实施例中，所述筒体3的外壁上沿周向方向均匀分布有6个ω形加强筋；可根据抗力学载荷要求的高低进行增减，实现重量优化。

所述加强筋4的左翻边41和右翻边42均与筒体3通过胶接和螺接的双重连接方式进行连接。ω形加强筋4安装时，首先利用粘结胶把左翻边41和右翻边42胶接在筒体3上，然后通过均布的螺栓把左翻边41和右翻边42与球锥形回转筒体3连接起来；所述的胶接和螺接的双重连接方式，可有效保证ω形加强筋4与筒体3连接紧密、牢固且可靠，提高ω形加强筋4筒体3整体加强的可靠性。

本发明机架的加工工艺方法和使用方法如下：

1、底部法兰1、头部法兰2和筒体3为一体成型结构，需要采用一体成型加工工艺进行生产加工。

2、ω形加强筋4为独立成形件，在上述1步骤完成后，把若干个ω形加强筋4，先采用粘结剂把左翻边41和右翻边42胶接到筒体3外壁上，然后通过螺栓把左翻边41和右翻边42与筒体3螺接，从而实现ω形加强筋4与筒体3的双重连接。

3、机架使用时，先采用螺栓把变轨发动机装配到头部法兰2上，再采用螺栓把底部法兰1对外连接到所属飞行器舱体上。

本发明提供了一种航天变轨发动机复合材料机架，所述复合材料采用碳纤维复合材料；所述机架包括底部法兰、头部法兰、筒体和ω形加强筋4种特征结构；所述筒体和若干均布的ω形加强筋作为机架的承力主体结构；所述底部法兰作为整个机架对外的安装结构；所述头部法兰作为机架与变轨发动机的安装结构。相对于传统变轨发动机机架结构形式，该结构形式可在结构包络较大的前提下，具有抗力学载荷能力强、结构简单、重量轻的特点。

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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。