用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒的制作方法

本发明属于卫星结构设计，具体地，涉及一种用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒。

背景技术：

1、随着遥感卫星技术的发展，卫星对大幅宽、高分辨率、高灵敏度等技术指标提升的要求尤为迫切。在现有技术水平条件下，技术指标的提升意味着卫星平台与遥感载荷的尺寸规模相应地增大，总体设计同时受到火箭运载能力、整流罩尺寸包络等边界要求，载荷平台一体化的设计被认为是解决该问题的重要手段。对于中大型卫星广泛使用的中心承力筒式卫星结构平台，具有连接和组合星上各分系统并为载荷提供连接和支承的作用，作为结构平台的主承力结构，中心承力筒需要具备良好的抗扭转、抗弯曲和抗剪切能力。

2、专利文献cn105122964b(申请号：cn200710306468.3)公开了一种小型卫星平台承力筒，它具有柱段和锥段，在上部和下部嵌胶上端框和下端框，在锥柱过渡段胶接中端框，同时在内壁和外壁上安装有贮箱安装框和桁条，可实现与卫星相应部件的可靠连接。但是该承力筒难以适应中大型卫星的星箭点式连接方式，同时承力筒柱段闭合，无法满足大型载荷与星体结构一体化设计安装的任务要求，适用范围较为受限。

3、专利文献cn116198746a(申请号：cn202211714408.6)公开了一种小卫星平台与载荷一体化构型，包括空间相机、承力筒、星箭适配器、设备安装结构板等，承力筒轴向竖直放置，相机安装在承力筒顶部。该一体化承力筒仅是与相机存在串联接口，遥感载荷与卫星平台的一体化设计程度较低，使得整星力、热、空间等资源分配合理程度不高，适用范围也较为受限。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒。

2、根据本发明提供的一种用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒，包括：筒体1、上端框2、层板法兰组件3、桁条4、底板法兰组件5、下端框组件6、贮箱安装板法兰组件7和开口补强件8；上端框2嵌入筒体1；板法兰组件3、桁条4、底板法兰组件5、下端框组件6、贮箱安装板法兰组件7与筒体1相连；开口补强件8嵌入筒体1开口处。

3、优选地，筒体1为变厚度蒙皮的蜂窝夹层结构；筒体1在厚度方向上包括：依次分布的外蒙皮11、蜂窝芯子13、内蒙皮12和；外蒙皮11、内蒙皮12、蜂窝芯子13胶接；筒体1在轴向方向上包括依次连接的柱段、锥柱段和锥段，上端框2位于柱段，下端框组件6位于锥段，柱段、锥柱段和锥段选用ccm55j/ag-80碳纤维；锥段各层碳纤维铺层的总厚度大于柱段各层碳纤维铺层的总厚度，且小于锥柱段各层碳纤维铺层的总厚度；锥柱段的上部为连接柱段的柱部，下部为连接在柱部与锥段之间的锥部。

4、优选地，上端框2设有上端框内孔21、上端框外孔22、上端框上孔23；上端框2与筒体外蒙皮11、内蒙皮12胶接；上端框内孔21与筒体内蒙皮12铆接；上端框外孔22与筒体外蒙皮11铆接；上端框上孔23连接外部结构板与中心承力筒内侧埋件；上端框2为π型碳纤维环状结构。

5、优选地，层板法兰组件3包括法兰31、加强角盒32、托板螺母33；法兰31翻边设有沉头孔，加强角盒32设有通孔，采用铆接方式将托板螺母33、加强角盒32和法兰31相连；托板螺母33设有螺纹孔连接外部结构板与层板法兰组件3；法兰31和加强角盒32材质为碳纤维，托板螺母33材质为镁合金。

6、优选地，桁条4设有第一通孔41、第二通孔42；第一通孔41连接桁条4与筒体1；第二通孔42螺接桁条4与外部结构板；桁条4为截面t型的碳纤维结构件。

7、优选地，下端框组件6包括：下端框61、下端框加强角盒62；下端框61为带翻边截面的π型结构；下端框61材质为碳纤维，加强角盒62材质为钛合金。

8、优选地，下端框61包括：小翻边611、大翻边612、第三通孔613、第四通孔614；下端框61嵌入筒体1，与筒体1胶接，第四通孔614与筒体1铆接，第三通孔613将下端框加强角盒62、下端框61、筒体1铆接相连，大翻边612设有通孔将下端框61与下端框加强角盒62连接。

9、优选地，下端框加强角盒62设有锥面铆接孔621、第五通孔622、第一螺纹孔623、第二螺纹孔624、加强筋625，锥面铆接孔621与筒体1相连，第五通孔622、第一螺纹孔623与火工品相连，第二螺纹孔624与下端框61相连，加强筋625位于下端框加强角盒62两壁交接处。

10、优选地，底板法兰组件5与贮箱安装板法兰组件7结构相同，均包括法兰31、加强角盒32、托板螺母33；法兰31翻边设有沉头孔，加强角盒32设有通孔，采用铆接方式将托板螺母33、加强角盒32和法兰31相连；托板螺母33设有螺纹孔连接外部结构板与层板法兰组件3；法兰31和加强角盒32材质为碳纤维，托板螺母33材质为镁合金。

11、优选地，开口补强件8为π型截面的u型碳纤维结构。

12、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

13、1、本发明提出的承力筒柱段、柱锥段和锥段变厚度的碳纤维铺层方案，与相同结构重量均匀铺层方案承力筒相比，具备更好地抗弯曲、抗扭转和抗屈曲的性能，具有承载能力强的特点。

14、2、本发明的下端框采用变截面翻边设计，具有结构质量轻的特点。

15、3、本发明的下端框加强角盒可显著提升星箭连接处的结构强度和刚度，具有结构可靠度高的特点。

16、4、本发明的承力筒开口补强可根据遥感载荷尺寸做相应调整，同时制造工艺与现有工艺相比调整微小，具有工艺继承性高、适应范围广的特点。

17、5、本发明的中心承力筒能够解决在现有运载能力和整流罩包络约束下提升整体资源分配合理度的问题，提出的变厚度蒙皮铺层设计、变截面翻边下端框设计、下端框角盒加强设计及承力筒开口补强件设计，可提升承力筒整体抗弯曲、抗扭转性能及星箭连接的强度和刚度，具有结构质量轻、承载能力强、工艺继承性好及适应范围广等特点。

技术特征：

1.一种用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒，其特征在于，包括：筒体(1)、上端框(2)、层板法兰组件(3)、桁条(4)、底板法兰组件(5)、下端框组件(6)、贮箱安装板法兰组件(7)和开口补强件(8)；上端框(2)嵌入筒体(1)；板法兰组件(3)、桁条(4)、底板法兰组件(5)、下端框组件(6)、贮箱安装板法兰组件(7)与筒体(1)相连；开口补强件(8)嵌入筒体(1)开口处。

2.根据权利要求1所述的用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒，其特征在于，筒体(1)为变厚度蒙皮的蜂窝夹层结构；筒体(1)在厚度方向上包括：依次分布的外蒙皮(11)、蜂窝芯子(13)、内蒙皮(12)和；外蒙皮(11)、内蒙皮(12)、蜂窝芯子(13)胶接；筒体(1)在轴向方向上包括依次连接的柱段、锥柱段和锥段，上端框(2)位于柱段，下端框组件(6)位于锥段，柱段、锥柱段和锥段选用ccm55j/ag-80碳纤维；锥段各层碳纤维铺层的总厚度大于柱段各层碳纤维铺层的总厚度，且小于锥柱段各层碳纤维铺层的总厚度；锥柱段的上部为连接柱段的柱部，下部为连接在柱部与锥段之间的锥部。

3.根据权利要求1所述的用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒，其特征在于，上端框(2)设有上端框内孔(21)、上端框外孔(22)、上端框上孔(23)；上端框(2)与筒体外蒙皮(11)、内蒙皮(12)胶接；上端框内孔(21)与筒体内蒙皮(12)铆接；上端框外孔(22)与筒体外蒙皮(11)铆接；上端框上孔(23)连接外部结构板与中心承力筒内侧埋件；上端框(2)为π型碳纤维环状结构。

4.根据权利要求1所述的用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒，其特征在于，层板法兰组件(3)包括法兰(31)、加强角盒(32)、托板螺母(33)；法兰(31)翻边设有沉头孔，加强角盒(32)设有通孔，采用铆接方式将托板螺母(33)、加强角盒(32)和法兰(31)相连；托板螺母(33)设有螺纹孔连接外部结构板与层板法兰组件(3)；法兰(31)和加强角盒(32)材质为碳纤维，托板螺母(33)材质为镁合金。

5.根据权利要求1所述的用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒，其特征在于，桁条(4)设有第一通孔(41)、第二通孔(42)；第一通孔(41)连接桁条(4)与筒体(1)；第二通孔(42)螺接桁条(4)与外部结构板；桁条(4)为截面t型的碳纤维结构件。

6.根据权利要求1所述的用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒，其特征在于，下端框组件(6)包括：下端框(61)、下端框加强角盒(62)；下端框(61)为带翻边截面的π型结构；下端框(61)材质为碳纤维，加强角盒(62)材质为钛合金。

7.根据权利要求6所述的用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒，其特征在于，下端框(61)包括：小翻边(611)、大翻边(612)、第三通孔(613)、第四通孔(614)；下端框(61)嵌入筒体(1)，与筒体(1)胶接，第四通孔(614)与筒体(1)铆接，第三通孔(613)将下端框加强角盒(62)、下端框(61)、筒体(1)铆接相连，大翻边(612)设有通孔将下端框(61)与下端框加强角盒(62)连接。

8.根据权利要求6所述的用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒，其特征在于，下端框加强角盒(62)设有锥面铆接孔(621)、第五通孔(622)、第一螺纹孔(623)、第二螺纹孔(624)、加强筋(625)，锥面铆接孔(621)与筒体(1)相连，第五通孔(622)、第一螺纹孔(623)与火工品相连，第二螺纹孔(624)与下端框(61)相连，加强筋(625)位于下端框加强角盒(62)两壁交接处。

9.根据权利要求1所述的用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒，其特征在于，底板法兰组件(5)与贮箱安装板法兰组件(7)结构相同，均包括法兰(31)、加强角盒(32)、托板螺母(33)；法兰(31)翻边设有沉头孔，加强角盒(32)设有通孔，采用铆接方式将托板螺母(33)、加强角盒(32)和法兰(31)相连；托板螺母(33)设有螺纹孔连接外部结构板与层板法兰组件(3)；法兰(31)和加强角盒(32)材质为碳纤维，托板螺母(33)材质为镁合金。

10.根据权利要求1所述的用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒，其特征在于，开口补强件(8)为π型截面的u型碳纤维结构。

技术总结
本发明提供了一种用于载荷平台一体化星体结构的中心承力筒，解决卫星载荷平台一体化设计过程中空间资源优化合理分配的难题。中心承力筒采用角盒加强的点式连接与缺口式下沉的空间构型，结构包括：筒体、上端框、层板法兰组件、桁条、底板法兰组件、下端框组件、贮箱安装板法兰组件和开口补强件。筒体采用变厚度的蒙皮蜂窝夹层结构，上端框、层板法兰组件、桁条、底板法兰组件和贮箱安装板法兰组件与筒体相连。开口补强件为截面是π状的U型结构，嵌入筒体开口处。本发明的变厚度蒙皮铺层设计、变截面翻边下端框设计、下端框角盒加强及承力筒开口补强件设计，可提升承力筒整体抗弯曲、抗扭转性能及星箭连接的强度和刚度。

技术研发人员：赵鑫光,潘高伟,刘畅,肖亚开,冯彦军,赵发刚,陶炯鸣
受保护的技术使用者：上海卫星工程研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/3/4