专利名称：一种航天器网格状复合材料承力筒的制作方法
技术领域：
本发明涉及航天飞行器，具体为一种卫星网格状复合材料承力筒。
背景技术：
承力筒是承载卫星主要载荷的承力结构，是整个卫星结构组装的核心，它承受整个航天器的主要载荷，直接把运载火箭的载荷传递到整个航天器的各个部分。作为整个航天器结构组装的核心，大多数结构部件均以承力筒为中心进行组合。承力筒既能为推进剂贮箱提供安装接口和空间，又能提供航天器设计和工艺的基准和卫星在地面组装、试验、运输、贮存时的支撑面以及航天器与地面支持设备的机械接口。在本发明之前，中心承力筒结构形式有夹层结构(如风云三卫星采用碳纤维蒙皮铝蜂窝夹层主承力筒)、薄壳加筋结构(如资源一号卫星上采用的碳纤维薄壳加碳纤维桁条的加筋筒、遥感一号卫星上采用的铝合金薄壳加铝合金桁条的加筋筒)、波纹结构(如东方红三号卫星上采用的碳纤维波纹筒)。这些结构的承力筒具有质量大，承载能力相对较弱的缺陷，在航天领域中使用存在一定的不足。
发明内容
为了克服现有技术中承力筒质量大、承载能力弱的缺陷，本发明提供了一种质量小、承载能力强的承力筒。为了实现上述目的，本发明提供了一种航天器网格状复合材料承力筒，包括上端框、下端框、蒙皮以及网格筋；其中，所述网格筋的外部包裹有蒙皮，形成一上下通透的筒体，所述筒体的上边沿与下边沿分别包括有上端框和下端框；所述网格筋中左右旋筋数量相同，形成棱形网格，筋角度在30° 45°之间，筋间距在80mm 150mm之间；所述上端框与下端框通过所述网格筋与所述蒙皮的纤维连续翻边而成；所述上端框、下端框上包括所述承力筒与外部的横向结构板的安装接口。上述技术方案中，还包括用于提供所述承力筒与卫星竖向结构板的连接接口的桁条，所述桁条位于所述蒙皮的外侧，与所述上、下端框垂直，其数量有8-12根，每根桁条的横截面为“T”字形。上述技术方案中，所述桁条通过胶粘剂胶接到所述蒙皮上，并辅以螺栓-螺母连接。 上述技术方案中，还包括用于提供所述承力筒与外部的卫星横向结构板的连接接口的外法兰，所述外法兰横向嵌套在所述蒙皮的外侧。上述技术方案中，还包括用于提供所述承力筒与外部的胼瓶安装板的连接接口的内法兰，所述内法兰位于所述网格筋的内侧，与所述上、下端框平行。上述技术方案中，承力筒的高度在1320mm 1380mm之间，筒体直径在IlOOmm 1250mm 之间。上述技术方案中，所述蒙皮包括5 10层，每层的厚度为0. 07mm,采用对称方式铺层；各层蒙皮采用碳纤维复合材料M55J实现。上述技术方案中，所述上端框与下端框的外围采用补强纤维加强。上述技术方案中，所述网格筋采用碳纤维复合材料T700实现。本发明的网格状复合材料承力筒，根据卫星平台的强度、刚度及稳定性等约束条件对承力筒包括网格形状、交角、间距、截面尺寸以及蒙皮的厚度、铺层形式等进行优化，可以达到结构简单、质量轻及承载能力强等技术特性，本发明结构质量相对于具有同样承载能力的铝蜂窝夹层承力筒降低约40%，对卫星结构减重具有重要意义，并且提高了卫星平台承载能力。
图1为在一个优选实施例中，本发明的网格状复合材料承力筒的立体图；图2为网格筋立体示意图；图3为网格筋局部放大图；图4为网格筋截面尺寸图；图5为上、下端框示意图；图6为桁条与筒体连接图。
具体实施例方式下面结合附图和具体实施方式
对本发明做进一步说明。在一个实施例中，本发明的承力筒包括上端框⑴、下端框⑷、蒙皮(6)以及网格筋(7)。其中，所述网格筋(7)的外部包裹有蒙皮(6)，形成一上下通透的筒体，所述筒体的上边沿与下边沿分别包括有上端框(1)和下端框(4)。在本实施例中，所形成的承力筒的高度在1320mm 1380mm之间，筒体直径在IlOOmm 1250mm之间，这一高度与直径范围有利于安装航天器中诸如推进剂贮箱的其他部件。但在其他实施例中，承力筒的高度与直径也可根据需要做相应的调整。下面就各个部分的功能与实现做进一步的说明。蒙皮(6)包裹在所述承力筒的外围，它包括5 10层，每层的厚度为0.07mm，采用对称方式铺层。在本实施例中，蒙皮(6)可采用碳纤维复合材料M55J实现。网格筋(7)为承力筒的主体部分，在图2中给出了网格筋(7)的立体示意图，在图 3中给出了网格筋的局部放大图，从图中可以看出，网格交角(即筋角度)在30° 45°之间，筋间距在80mm 150mm之间，左右旋筋数量相同，形成棱形网格。图4为网格筋截面示意图，网格筋截面的形状为梯形，以便于脱模。在本实施例中，网格筋(7)可采用碳纤维复合材料T700实现，在其他实施例中，也可采用其他轻便、高强度的材料。上端框(1)、下端框(4)为承力筒的上、下边缘，它们可直接利用网格筋和蒙皮纤维连续的翻边而成，从而保证端框与筒体纤维的连续性，提高了连接的可靠性。如图5所示，在上、下端框的外围还可采用补强纤维加强，以保证端框厚度和连接可靠性，在本实施例中，所述的补强纤维为T300碳布。上、下端框采用端框与筒体共固化技术成型(如用真空袋热压罐法固化)，保证制品的致密性。上端框、下端框上还提供了承力筒与横向结构板的安装接口。在另一个实施例中，所述承力筒还包括桁条(5)，所述桁条( 位于所述蒙皮(6) 的外侧，与上、下端框垂直，其数量有8-12根，每根桁条的横截面为“T”字形，用于提供承力筒与卫星竖向结构板的连接接口。所述桁条( 可通过胶粘剂胶接到承力筒的蒙皮上，如图6所示，为保证连接的可靠性，还可辅以螺栓-螺母连接。在本实施例中桁条( 可采用碳纤维复合材料T700实现。在又一个实施例中，在前两个实施例的基础上，所述承力筒还包括外法兰O)，所述外法兰(2)横向嵌套在所述蒙皮(6)的外侧，用于提供承力筒与外部的卫星横向结构板的连接接口。所述外法兰( 可通过胶粘剂胶接在承力筒的蒙皮上，为保证连接的可靠性， 还可辅以螺栓-螺母连接。在本实施例中，外法兰( 可采用碳纤维复合材料T700实现。在另一个实施例中，在之前的实施例的基础上，所述承力筒还包括内法兰(3)，所述内法兰C3)位于所述网格筋(7)的内侧，与所述上、下端框平行，用于提供承力筒与胼瓶安装板的连接接口。所述内法兰C3)可通过胶粘剂胶接承力筒的网格筋(7)，为保证连接的可靠性，还可辅以螺栓-螺母连接。在本实施例中，内法兰C3)可采用碳纤维复合材料T700 实现。作为一个优选实施例，如图1所示，本发明的承力筒包括上端框⑴、外法兰⑵、 内法兰(3)、下端框、桁条(5)、蒙皮(6)以及网格筋(7)；其中，所述网格筋(7)的外部包裹有蒙皮(6)，形成一上下通透的筒体，所述筒体的上边沿与下边沿分别包括有上端框(1) 和下端框；所述蒙皮(6)的外侧横向嵌套有外法兰O)，纵向连接有桁条(5)；所述网格筋(7)的内侧横向连接有内法兰(3)。本发明网格状复合材料承力筒结构，对网格参数、蒙皮参数进行适当调整，就能满足不同载荷的承载需要，从而可以提高对载荷的适应性。经过实验对比发现，除去内外法兰、桁条等辅助零件，本发明的承力筒的质量比具有同样承载能力的铝蜂窝夹层承力筒减重约80%，即使将内外法兰、桁条等辅助零件考虑在内，本发明的承力筒的质量比具有同样承载能力的铝蜂窝夹层承力筒减重约40 %，对于卫星结构减重具有重大的意义。
权利要求
1.一种航天器网格状复合材料承力筒，其特征在于，包括上端框(1)、下端框、蒙皮 (6)以及网格筋(7)；其中，所述网格筋(7)的外部包裹有蒙皮(6)，形成一上下通透的筒体，所述筒体的上边沿与下边沿分别包括有上端框(1)和下端框；所述网格筋(7)中左右旋筋数量相同，形成棱形网格，筋角度在30° 45°之间，筋间距在80mm 150mm之间；所述上端框(1)与下端框(4)通过所述网格筋(7)与所述蒙皮(6)的纤维连续翻边而成；所述上端框(1)、下端框(4)上包括所述承力筒与外部的横向结构板的安装接口。
2.根据权利要求1所述的航天器网格状复合材料承力筒，其特征在于，还包括用于提供所述承力筒与卫星竖向结构板的连接接口的桁条(5)，所述桁条( 位于所述蒙皮(6)的外侧，与所述上、下端框垂直，其数量有8-12根，每根桁条的横截面为“T”字形。
3.根据权利要求2所述的航天器网格状复合材料承力筒，其特征在于，所述桁条(5)通过胶粘剂胶接到所述蒙皮(6)上，并辅以螺栓-螺母连接。
4.根据权利要求1或2所述的航天器网格状复合材料承力筒，其特征在于，还包括用于提供所述承力筒与外部的卫星横向结构板的连接接口的外法兰0)，所述外法兰( 横向嵌套在所述蒙皮(6)的外侧。
5.根据权利要求1或2或4所述的航天器网格状复合材料承力筒，其特征在于，还包括用于提供所述承力筒与外部的胼瓶安装板的连接接口的内法兰(3)，所述内法兰(3)位于所述网格筋(7)的内侧，与所述上、下端框平行。
6.根据权利要求1或2或4或5所述的航天器网格状复合材料承力筒，其特征在于，承力筒的高度在1320mm 1380mm之间，筒体直径在IlOOmm 1250mm之间。
7.根据权利要求1或2或4或5所述的航天器网格状复合材料承力筒，其特征在于，所述蒙皮(6)包括5 10层，每层的厚度为0. 07mm，采用对称方式铺层；各层蒙皮(6)采用碳纤维复合材料M55J实现。
8.根据权利要求1或2或4或5所述的航天器网格状复合材料承力筒，其特征在于，所述上端框(1)与下端框的外围采用补强纤维加强。
9.根据权利要求1或2或4或5所述的航天器网格状复合材料承力筒，其特征在于，所述网格筋(7)采用碳纤维复合材料T700实现。
全文摘要
本发明公开了一种航天器网格状复合材料承力筒，包括上端框、下端框、蒙皮以及网格筋；其中，网格筋的外部包裹有蒙皮，形成一上下通透的筒体，筒体的上边沿与下边沿分别包括有上端框和下端框；网格筋中左右旋筋数量相同，形成棱形网格，筋角度在30°～45°之间，筋间距在80mm～150mm之间；上端框与下端框通过所述网格筋与所述蒙皮的纤维连续翻边而成；所述上端框、下端框上包括所述承力筒与外部的横向结构板的安装接口。本发明采用蒙皮+网格筋的复合材料承力筒设计形式，结构质量相对于具有相同承载能力的铝蜂窝夹层承力筒降低约40％，为卫星结构减重有重要意义，并且提高了卫星平台承载能力。
文档编号B64G1/10GK102424115SQ201110362429
公开日2012年4月25日 申请日期2011年11月15日 优先权日2011年11月15日
发明者周徐斌, 杜冬, 林德贵, 王志国 申请人:上海卫星工程研究所