一种适用于微型遥感载荷的一体化主支撑结构的制作方法

本发明涉及航空航天遥感技术领域，特别涉及一种适用于微型遥感载荷的一体化主支撑结构。

背景技术：

遥感载荷主支撑结构是遥感载荷的主要组成部分和主要承力部件，它对遥感载荷各光电元件起着安装、定位作用，同时，主支撑结构也起到抵抗外界环境变化时所引起光学元件的变形，以保证各光电元件的位置精度不发生变化。通常要求主支撑结构具有足够的强度和刚度，并具有良好的稳定性以及良好的机械加工、装配性能。

与本发明最为接近的已有技术是中国科学院长春光学精密机械与物理研究所李凯于2015年12月在其硕士学位论文《灵巧视频相机结构设计及其稳定性研究》中提出的一种空间相机支撑结构，其结构示意图如图1所示，材料为碳纤维复合材料，主要包括：上部连接环部件501、下部连接环部件503和中间三根中部桁架部件502，该结构也是传统遥感载荷主支撑结构设计手段。该主支撑结构的缺点在于：a)主支撑结构由上部连接环、下部连接环和中间三根中部桁架装配而成，每个零部件需单独加工，并需要研磨到一定精度要求内，增加了加工成本，且不适用于微型遥感载荷；b)各零部件需要分别研磨到一定精度要求范围内，然后进行装配、连接，增加了整个相机的装配步骤，引入了多余不可控因素；c)各零部件连接位置需要另外设计连接结构件，并通过螺钉紧固连接，增加了设计内容；d)该结构采用碳纤维复合材料，相机入轨后，结构存在真空放气的可能性，结构稳定性较差；e)该结构中桁架杆结构较宽，光学系统中遮拦比较大，引起系统光学传递函数下降。

技术实现要素：

本发明要解决现有技术中的技术问题，提供一种适用于微型遥感载荷的一体化主支撑结构。

为了解决上述技术问题，本发明的技术方案具体如下：

一种适用于微型遥感载荷的一体化主支撑结构，其由下至上依次包括：下部连接环结构，中部窄梁结构，上部连接环结构；

所述下部连接环结构上呈60°均布有6根加强筋a，其连接着连接法兰i和连接法兰ii；

所述中部窄梁结构包括三根呈120°均布的窄梁，每根窄梁的上下两端分别与上部连接环结构和下部连接环结构的连接法兰ii相连；每根窄梁与连接法兰ii连接处两侧各设有一个加强筋b。

在上述技术方案中，上部连接环结构上设有顶部连接孔。

在上述技术方案中，中部窄梁结构宽度最小取值为1mm。

在上述技术方案中，连接法兰i在与每根加强筋a连接两侧均各有一个底部连接孔。

在上述技术方案中，连接法兰ii在与每根加强筋a连接两侧均各有一个上部连接孔。

本发明具有以下的有益效果：

本发明的适用于微型遥感载荷的一体化主支撑结构，整个主支撑结构一体化设计、加工，并整体研磨到一定精度要求内，减少了设计部件和设计过程，同时减少了研磨工序；一体化加工，降低了加工成本，无需设计中间连接结构件；材料选取钛合金等金属材料，有效避免了载荷入轨后结构真空放气的问题，保证其在轨稳定性。中间采用窄梁结构，降低了系统遮拦比，提高了系统光学传递函数。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。

图1为现有技术中的空间相机支撑结构的结构示意图。

图2为本发明的一体化主支撑结构的立体结构示意图。

图3为图2中窄梁与下部连接环结构之间的加强筋b的局部放大示意图。

图4为本发明的一体化主支撑结构的俯视图。

图中的附图标记表示为：

501-上部连接环部件，502-中部桁架部件，503-下部连接环部件；

10-下部连接环结构，20-中部窄梁结构，30-上部连接环结构；

101-连接法兰i，102-加强筋a，103-连接法兰ii，104-底部连接孔，105-圆角，106-上部连接孔；

201-加强筋b；

301-顶部连接孔。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做以详细说明。

本发明按图2至图4进行实施。

一种适用于微型遥感载荷的一体化主支撑结构，其由下至上依次包括：下部连接环结构10，中部窄梁结构20，上部连接环结构30；

下部连接环结构10包括：连接法兰i101，加强筋a102，连接法兰ii103，底部连接孔104，上部连接孔106；具体的说，下部连接环结构10上呈60°均布有6根加强筋a102，连接法兰i101在与每根加强筋a102连接两侧均各有一个底部连接孔104，连接法兰ii103在与每根加强筋a102连接两侧均各有一个上部连接孔106。

中部窄梁结构20包括三根呈120°均布的窄梁，每根窄梁的上下两端分别与上部连接环结构30和下部连接环结构10的连接法兰ii103相连；每根窄梁与连接法兰ii103连接处两侧各设有一个加强筋b201。

上部连接环结构30上设有顶部连接孔301。

本发明的适用于微型遥感载荷的一体化主支撑结构中，主支撑结构上各连接孔数量根据需要确定；各加强筋、法兰与连接环和窄梁连接处均有圆角105；中部窄梁结构20宽度最小取值为1mm。

整个一体化设计加工的主支撑结构采用选用金属材料一体化加工。加工过程中，主支撑结构机械加工完成后，首先研磨连接法兰i101底面，并以此面为形位公差基准，研磨其他安装面，使其达到一定精度范围内。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

技术特征：

技术总结
本发明涉及一种适用于微型遥感载荷的一体化主支撑结构，其由下至上依次包括：下部连接环结构，中部窄梁结构，上部连接环结构；所述下部连接环结构上呈60°均布有6根加强筋A，其连接着连接法兰I和连接法兰II；所述中部窄梁结构包括三根呈120°均布的窄梁；每根窄梁与连接法兰II连接处两侧各设有一个加强筋B。本发明整个主支撑结构一体化设计、加工，并整体研磨到一定精度要求内，减少了设计部件和设计过程，同时减少了研磨工序,降低了加工成本；材料选取钛合金等金属材料，有效避免了载荷入轨后结构真空放气的问题，保证其在轨稳定性。中间采用窄梁结构，降低了系统遮拦比，提高了系统光学传递函数。

技术研发人员：张雷;李林;贾学志;柯善良
受保护的技术使用者：长光卫星技术有限公司
技术研发日：2017.08.24
技术公布日：2017.12.12