一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座及制备方法
【专利摘要】本发明公开了一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，包括下底座和设置于下底座上方的上底座；所述下底座包括上端盖和下端盖，所述上端盖包括上端盖本体和设置于上端盖本体下方的上小下大的第一锥体，所述下端盖包括下端盖本体和设置于下端盖本体上方的上大下小的第二锥体，所述上端盖和下端盖之间设置有第一筒体；所述上底座包括基础件，所述基础件包括底板和顶板，以及设置于底板与顶板之间且纵截面呈“凸”字形的第二筒体。本发明还公开了该底座的制备方法。本发明的卫星天线承力筒底座的各部位均采用复合材料制成，具有轴向刚度高、空间高低温环境下热稳定性好、消极质量少、模块化程度高、可靠性好、综合性能优异等优点。
【专利说明】一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座及制备方法
【技术领域】
[0001]本发明属于复合材料【技术领域】，具体涉及一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座及制备方法。
【背景技术】
[0002]卫星天线承力筒底座是用于卫星天线定位的重要安装载体。因此，底座需承受卫星发射、机动、变轨等阶段的复杂力学环境引起的大过载；在空间的高低温环境下还必须具有优良的尺寸稳定性，确保天线的正常工作。
[0003]现有卫星天线的承力筒底座一般都是用金属材料制备，不仅增加了消极质量，而且具有轴向刚度低、空间高低温环境下热稳定性差等缺点；造成卫星天线的工作可靠性低。
【发明内容】
[0004]本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座。该卫星天线承力筒底座的各部位均采用复合材料制成，具有轴向刚度高、空间高低温环境下热稳定性好、消极质量少、模块化程度高、可靠性好、综合性能优异等优点。
[0005]为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是:一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，其特征在于，包括下底座和安装于下底座上方的上底座；所述下底座包括上端盖和下端盖，所述上端盖包括圆环形上端盖本体和设置于上端盖本体下方的上小下大的第一锥体，所述下端盖包括下端盖本体和设置于下端盖本体上方的上大下小的第二锥体，所述上端盖本体与第一锥体为一体式结构，所述下端盖本体与第二锥体为一体式结构，所述上端盖和下端盖之间设置有第一筒体，所述第一筒体的上部内壁与第一锥体的外壁紧密配合，所述第一筒体的下部内壁与第二锥体的外壁紧密配合，所述上端盖下方且位于第一筒体的外侧设置有第一加强筋；所述上底座包括基础件，所述基础件包括圆环形底板和圆环形顶板，以及设置于底板与顶板之间且纵截面呈“凸”字形的第二筒体，所述底板上方且位于第二筒体的外侧设置有第二加强筋，所述底板的内径与第二筒体底部内径相同，所述底板的外径大于第二筒体底部外径，所述顶板的外径与第二筒体顶部外径相同，所述顶板的内径小于第二筒体顶部内径，所述底板、第二筒体和顶板为一体式结构；所述下底座和上底座的材质均为复合材料。
[0006]上述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，所述第一锥体为中空结构。
[0007]上述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，所述上端盖本体的下端面和第一筒体的外壁均开设有与第一加强筋相配合的第一定位槽，所述底板的上端面和第二筒体的外壁均开设有与第二加强筋相配合的第二定位槽。
[0008]上述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，所述第一锥体的锥面与竖直方向的夹角和第二锥体的锥面与竖直方向的夹角均不大于10度。
[0009]上述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，所述第一加强筋和第二加强筋的数量相同且位置相对应。
[0010]上述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，所述下端盖上均匀布设有第一减重孔和第一螺栓孔。
[0011]上述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，所述第一筒体的侧壁上均匀布设有第二减重孔。
[0012]上述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，所述上端盖上均匀布设有第二螺栓孔和第一销孔，所述底板上布设有与第二螺栓孔位置相对应的第三螺栓孔，所述第二筒体和顶板上均布设有第二销孔。
[0013]上述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，所述第二筒体的侧壁上均匀布设有第三减重孔。
[0014]另外，本发明还提供了一种制备上述用于卫星天线承力筒的复合材料底座的方法，其特征在于，该方法包括以下步骤:
[0015]步骤一、采用模压成型工艺分别制作上端盖毛坯件、下端盖毛坯件、第一加强筋和第二加强筋；
[0016]步骤二、根据基础件的形状和尺寸制备纤维预制体，然后采用模压成型工艺将所述纤维预制体成型得到基础件，再将步骤一中所述第二加强筋粘接于基础件上，得到上底座；
[0017]步骤三、在步骤一中所述上端盖毛坯件上机加工第一锥体得到上端盖，在步骤一中所述下端盖毛坯件上机加工第二锥体得到下端盖；
[0018]步骤四、按照第一筒体位于第一锥体与第二锥体之间部位的形状和尺寸制作筒体成型可溶性芯模，然后将筒体成型可溶性芯模与步骤三中所述上端盖和下端盖装配在一起;
[0019]步骤五、在第一锥体外壁、筒体成型可溶性芯模外壁和第二锥体外壁上铺设纤维布，然后采用湿法缠绕工艺在铺设的纤维布上缠绕纤维；
[0020]步骤六、重复步骤五至所需厚度，得到待成型件，将待成型件置于固化炉中，在真空条件下进行固化成型，出炉后脱除筒体成型可溶性芯模，得到成型件；
[0021]步骤七、将步骤一中所述第一加强筋粘接于步骤六中所述成型件上，得到下底座；
[0022]步骤八、装配步骤二中所述上底座和步骤七中所述下底座，得到卫星天线承力筒底座。
[0023]本发明与现有技术相比具有以下优点:
[0024]1、本发明的卫星天线承力筒底座的各部位均采用复合材料制成，具有轴向刚度高、空间高低温环境下热稳定性好、消极质量少、模块化程度高、可靠性好、综合性能优异等优点。
[0025]2、本发明通过在下底座的上端盖上设置上小下大的第一锥体，在下端盖上设置上大下小的第二锥体，通过与第一锥体和第二锥体紧密配合的第一筒体将上端盖、第一筒体和下端盖牢固配合在一起，保证了下底座的牢固性；通过在上端盖的下方设置加强筋，保证了下底座能够承载较大压力。
[0026]3、本发明将卫星天线承力筒底座分为上底座和下底座，解决了承力筒底座结构复杂、安装困难、制作困难的问题。
[0027]4、本发明的制备方法简单，通过在模压成型的上端盖和下端盖上分别机加工第一锥体和第二锥体，然后在上端盖本体和下端盖本体之间交替铺设纤维布和缠绕纤维进行筒体的成型，由于第一锥体和第二锥体的特殊结构能够保证铺设的纤维布和缠绕的纤维与上端盖和下端盖牢固配合，不易滑脱，从而保证了下底座整体的牢固性。
[0028]5、本发明的底座应用范围广，可用于卫星天线承力筒底座，不仅能够承受卫星发射、机动、变轨等阶段的复杂力学环境引起的大过载，而且在空间的高低温环境下具有优良的尺寸稳定性，能够确保天线的正常工作。
[0029]下面结合附图和实施例对本发明的技术方案作进一步的详细描述。
【专利附图】
【附图说明】
[0030]图1为本发明上底座的立体结构示意图。
[0031]图2为本发明下底座的立体结构示意图。
[0032]图3为本发明下底座的俯视图。
[0033]图4为图3的A-A剖视图。
[0034]附图标记说明:
[0035]I一上端盖；1-1 一上端盖本体；1_2—第一维体；
[0036]2一第一筒体；3—第一加强筋；4一下端盖；
[0037]4-1—下端盖 本体； 4-2—第二维体；5—基础件；
[0038]5-1—底板；5-2—顶板；5-3—第二筒体；
[0039]6—第二加强筋；7—第一减重孔；8—第一螺栓孔；
[0040]9一第二减重孔；10—第二螺检孔；11 一第一销孔；
[0041]12一第二螺检孔； 13—第二销孔；14一第二减重孔。
【具体实施方式】
[0042]实施例1
[0043]如图1、图2、图3和图4所示，本实施例的用于卫星天线承力筒的复合材料底座，包括下底座和安装于下底座上方的上底座；所述下底座包括上端盖I和下端盖4，所述上端盖I包括圆环形上端盖本体1-1和设置于上端盖本体1-1下方的上小下大的第一锥体1-2，所述下端盖包括下端盖本体4-1和设置于下端盖本体上方的上大下小的第二锥体4-2，所述上端盖本体1-1与第一锥体1-2为一体式结构，所述下端盖本体4-1与第二锥体4-2为一体式结构，所述上端盖I和下端盖4之间设置有第一筒体2，所述第一筒体2的上部内壁与第一锥体1-2的外壁紧密配合，所述第一筒体2的下部内壁与第二锥体4-2的外壁紧密配合，所述上端盖I下方且位于第一筒体2的外侧设置有第一加强筋3 ;所述上底座包括基础件5，所述基础件5包括圆环形底板5-1和圆环形顶板5-2，以及设置于底板5-1与顶板5-2之间且纵截面呈“凸”字形的第二筒体5-3，所述底板5-1上方且位于第二筒体5-3的外侧设置有第二加强筋6，所述底板5-1的内径与第二筒体5-3底部内径相同，所述底板5-1的外径大于第二筒体5-3底部外径，所述顶板5-2的外径与第二筒体5-3顶部外径相同，所述顶板5-2的内径小于第二筒体5-3顶部内径,所述底板5-1、第二筒体5-3和顶板5_2为一体式结构；所述下底座和上底座的材质均为复合材料。
[0044]本实施例中，所述第一锥体1-2为中空结构。
[0045]本实施例中，所述上端盖本体1-1的下端面和第一筒体2的外壁均开设有与第一加强筋3相配合的第一定位槽，所述底板5-1的上端面和第二筒体5-3的外壁均开设有与第二加强筋6相配合的第二定位槽。
[0046]本实施例中，所述第一锥体1-2的锥面与竖直方向的夹角和第二锥体4-2的锥面与竖直方向的夹角均不大于10度。
[0047]本实施例中，所述第一加强筋3和第二加强筋6的数量相同且位置相对应。
[0048]本实施例中，所述下端盖4上均匀布设有第一减重孔7和第一螺栓孔8。
[0049]本实施例中，所述第一筒体2的侧壁上均匀布设有第二减重孔9。
[0050]本实施例中，所述上端盖I上均匀布设有第二螺栓孔10和第一销孔11，所述底板5-1上布设有与第二螺栓孔10位置相对应的第三螺栓孔12，所述第二筒体5-3和顶板5-2上均布设有第二销孔13。
[0051]本实施例中，所述第二筒体5-3的侧壁上均匀布设有第三减重孔14。
[0052]本实施例要求制备如下尺寸的底座:上端盖本体1-1的外径为370mm，内径为288mm,第一锥体1-2上端面的外径为319mm,内径为313mm,上端盖I整体高度为20mm,下端盖本体4-1的外径为336mm,第二锥体4_2下端面的外径为300mm,内径为294mm,下端盖4整体高度为10mm，第一筒体2的厚度为6mm，下底座的总高度为155mm，第一加强筋3的厚度为2mm,底板5-1的外径为394mm,内径为334mm,顶板5_2的外径为313mm,内径为288mm,第二筒体5-3的壁厚为6mm，第二加强筋6的厚度为2mm，上底座的总高度为100mm。
[0053]本实施例的用于卫星天线承力筒的复合材料底座的制备方法为:
[0054]步骤一、以M40J平纹炭布为原料，采用预浸料模压成型工艺分别制作上端盖毛坯件、下端盖毛坯件、第一加强筋3和第二加强筋6 ；
[0055]步骤二、根据基础件5的形状和尺寸制备纤维预制体，然后采用模压成型工艺将所述纤维预制体成型得到基础件5，在基础件5的底板5-1的上端面和第二筒体5-3的外壁均开设与第二加强筋6相配合的第二定位槽，再在第二定位槽内涂CJ-91胶粘剂，将第二加强筋6定位粘接于第二定位槽上，80°C下固化4h，第二加强筋6牢固粘接于底板5-1的上端面和第二筒体5-3的外壁上，得到上底座；
[0056]步骤三、在步骤一中所述上端盖毛坯件上机加工第一锥体1-2得到上端盖1，在步骤一中所述下端盖毛坯件上机加工第二锥体4-2得到下端盖4 ；
[0057]步骤四、按照第一筒体2位于第一锥体1-2与第二锥体4-2之间部位的形状和尺寸制作筒体成型可溶性芯模(砂芯模、石膏芯模或陶瓷粉芯模)，然后将筒体成型可溶性芯模与步骤三中所述上端盖I和下端盖4装配在一起；
[0058]步骤五、在第一锥体1-2外壁、第二锥体4-2外壁和筒体成型可溶性芯模外壁上均涂刷ZEF-001环氧树脂(湖北珍正峰新材料有限公司)，然后铺设2层平纹布(采用M40J高模碳纤维编织，经纬向比例1:2，纬向沿产品轴向)，再采用湿法缠绕工艺在铺设的纤维布上缠绕I层M40J高模碳纤维(采用ZEF-001环氧树脂浸溃)；
[0059]步骤六、重复步骤五至所需厚度，得到待成型件，将待成型件置于固化炉中，在真空条件下进行固化成型，固化成型的制度为:室温一700C /2h — 90°C /2h — 120°C /2h — 160°C /4h —自然降温至室温，出炉后脱除筒体成型可溶性芯模，得到成型件；
[0060]步骤七、在步骤六中所述成型件位于上端盖本体1-1的下端面和筒体2的外壁上均开设与步骤一中所述第一加强筋3相配合的第一定位槽，然后在第一定位槽内涂CJ-91胶粘剂，将第一加强筋3定位粘接于第一定位槽上，80°C下固化4h，第一加强筋3牢固粘接于上端盖本体1-1的下端面和筒体2的外壁上，得到下底座；
[0061]步骤八、在步骤二中所述上底座上机加工出第三螺栓孔12、第二销孔13和第三减重孔14，在步骤七中所述下底座上机加工出第一减重孔7、第一螺栓孔8、第二减重孔9、第二螺栓孔10和第一销孔11，然后通过螺栓固定装配上底座和下底座，得到卫星天线承力筒底座。
[0062]本实施例的底座具有轴向刚度高、空间高低温环境下热稳定性好、消极质量少、模块化程度高、可靠性好、综合性能优异等优点，轴向模量> lOOGPa，玻璃化转变温度210°C?220°C，质量与铝合金产品相比减重40%。
[0063]实施例2
[0064]本实施例与实施例1相同，其中不同之处在于，所述第一锥体1-2的锥面与竖直方向的夹角和第二锥体4-2的锥面与竖直方向的夹角均为10度。
[0065]本实施例的底座具有轴向刚度高、空间高低温环境下热稳定性好、消极质量少、模块化程度高、可靠性好、综合性能优异等优点，轴向模量> lOOGPa，玻璃化转变温度210°C?220°C，质量与铝合金产品相比减重40%。
[0066]实施例3
[0067]本实施例与实施例1相同，其中不同之处在于，所述第一锥体1-2的锥面与竖直方向的夹角和第二锥体4-2的锥面与竖直方向的夹角均为I度。
[0068]本实施例的底座具有轴向刚度高、空间高低温环境下热稳定性好、消极质量少、模块化程度高、可靠性好、综合性能优异等优点，轴向模量> lOOGPa，玻璃化转变温度210°C?220°C，质量与铝合金产品相比减重40%。
[0069]以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何限制，凡是根据发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。
【权利要求】
1.一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，其特征在于，包括下底座和安装于下底座上方的上底座；所述下底座包括上端盖(I)和下端盖(4)，所述上端盖(I)包括圆环形上端盖本体(1-1)和设置于上端盖本体(1-1)下方的上小下大的第一锥体(1-2)，所述下端盖包括下端盖本体(4-1)和设置于下端盖本体上方的上大下小的第二锥体(4-2)，所述上端盖本体(1-1)与第一锥体(1-2)为一体式结构,所述下端盖本体(4-1)与第二锥体(4-2)为一体式结构，所述上端盖(I)和下端盖(4)之间设置有第一筒体(2)，所述第一筒体(2)的上部内壁与第一锥体(1-2)的外壁紧密配合，所述第一筒体(2)的下部内壁与第二锥体(4-2)的外壁紧密配合，所述上端盖(I)下方且位于第一筒体(2)的外侧设置有第一加强筋(3)；所述上底座包括基础件(5 )，所述基础件(5 )包括圆环形底板(5-1)和圆环形顶板(5-2 )，以及设置于底板(5-1)与顶板(5-2)之间且纵截面呈“凸”字形的第二筒体(5-3)，所述底板(5-1)上方且位于第二筒体(5-3)的外侧设置有第二加强筋(6)，所述底板(5-1)的内径与第二筒体(5-3 )底部内径相同，所述底板(5-1)的外径大于第二筒体(5-3 )底部外径，所述顶板(5-2)的外径与第二筒体(5-3)顶部外径相同，所述顶板(5-2)的内径小于第二筒体(5-3)顶部内径，所述底板(5-1)、第二筒体(5-3)和顶板(5-2)为一体式结构；所述下底座和上底座的材质均为复合材料。
2.根据权利要求1所述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，其特征在于，所述第一锥体(1-2)为中空结构。
3.根据权利要求1所述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，其特征在于，所述上端盖本体(1-1)的下端面和第一筒体(2)的外壁均开设有与第一加强筋(3)相配合的第一定位槽，所述底板(5-1)的上端面和第二筒体(5-3)的外壁均开设有与第二加强筋(6)相配合的第二定位槽。
4.根据权利要求1所述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，其特征在于，所述第一锥体(1-2)的锥面与竖直方向的夹角和第二锥体(4-2)的锥面与竖直方向的夹角均不大于10度。
5.根据权利要求1所述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，其特征在于，所述第一加强筋(3)和第二加强筋(6)的数量相同且位置相对应。
6.根据权利要求1所述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，其特征在于，所述下端盖(4)上均匀布设有第一减重孔(7)和第一螺栓孔(8)。
7.根据权利要求1所述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，其特征在于，所述第一筒体(2)的侧壁上均匀布设有第二减重孔(9)。
8.根据权利要求1所述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，其特征在于，所述上端盖(I)上均匀布设有第二螺栓孔(10)和第一销孔(11 )，所述底板(5-1)上布设有与第二螺栓孔(10)位置相对应的第三螺栓孔(12)，所述第二筒体(5-3)和顶板(5-2)上均布设有第二销孔(13)。
9.根据权利要求1所述的一种用于卫星天线承力筒的复合材料底座，其特征在于，所述第二筒体(5-3)的侧壁上均匀布设有第三减重孔(14)。
10.一种制备如权利要求1至9中任一权利要求所述用于卫星天线承力筒的复合材料底座的方法，其特征在于，该方法包括以下步骤: 步骤一、采用模压成型工艺分别制作上端盖毛坯件、下端盖毛坯件、第一加强筋(3)和第二加强筋(6)； 步骤二、根据基础件(5)的形状和尺寸制备纤维预制体，然后采用模压成型工艺将所述纤维预制体成型得到基础件(5)，再将步骤一中所述第二加强筋(6)粘接于基础件(5)上，得到上底座； 步骤三、在步骤一中所述上端盖毛坯件上机加工第一锥体(1-2)得到上端盖(1)，在步骤一中所述下端盖毛坯件上机加工第二锥体(4-2)得到下端盖(4)； 步骤四、按照第一筒体(2 )位于第一锥体(1-2 )与第二锥体(4-2 )之间部位的形状和尺寸制作筒体成型可溶性芯模，然后将筒体成型可溶性芯模与步骤三中所述上端盖(1)和下端盖(4)装配在一起； 步骤五、在第一锥体(1-2)外壁、筒体成型可溶性芯模外壁和第二锥体(4-2)外壁上铺设纤维布，然后采用湿法缠绕工艺在铺设的纤维布上缠绕纤维； 步骤六、重复步骤五至所需厚度，得到待成型件，将待成型件置于固化炉中，在真空条件下进行固化成型，出炉后脱除筒体成型可溶性芯模，得到成型件； 步骤七、将步骤一中所述第一加强筋(3)粘接于步骤六中所述成型件上，得到下底座； 步骤八、装配步骤二中所述上底座和步骤七中所述下底座，得到卫星天线承力筒底座。
【文档编号】H01Q1/12GK103647133SQ201310694434
【公开日】2014年3月19日 申请日期:2013年12月17日 优先权日:2013年12月17日
【发明者】廖英强, 曾金芳, 刘小建, 景宽, 周伟江, 方毅, 徐新山, 张润阳, 胡涛, 李锵, 李翠云 申请人:西安航天复合材料研究所