适用于SGCMG五棱锥立式布局的桁架支撑装置的制作方法

本发明涉及航天飞行器支撑结构，具体为一种适用于sgcmg(single-gimbalcontrolmomentgyroscopes，单框架控制力矩陀螺)五棱锥立式布局的桁架支撑装置。

背景技术：

目前，卫星姿轨控sgcmg群布局形式均为平铺式构型，主要存在以下问题：

一、sgcmg转子横向尺寸较大导致平铺式布局时超出包络要求；

二、平铺式sgcmg布局的单机纵向响应水平较大；

三、适用平铺式sgcmg布局的支撑装置主要借助蜂窝板及金属转接零件实现，装配形式繁琐，携带效率有限。

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适用于sgcmg五棱锥立式布局的桁架支撑装置，其能够降低发射成本的要求，结构简单，装配便捷，操作过程可视化程度高，风险可控，最终达到减轻航天器结构重量。

根据本发明的一个方面，提供一种适用于sgcmg五棱锥立式布局的桁架支撑装置，其特征在于，包括主承力组件、sgcmg安装框架、矩形杆件、sgcmg本体，主承力组件是桁架支撑装置的中心基准，保证安装五个sgcmg本体后的整体纵向刚度；五个sgcmg安装框架依次与主承力组件均布装配，sgcmg安装框架上提供八个安装接口，矩形杆件将sgcmg安装框架与主承力组件装配连接成一体，sgcmg本体安装在sgcmg安装框架上。

优选地，所述主承力组件包括第一接头、第二接头、第三接头、碳纤维杆件，第二接头通过碳纤维杆件与第三接头相连，第一接头位于第二接头的上方。

优选地，所述第一接头、第二接头、第三接头都是碳纤维多通接头，由t700型碳纤维通过高精度工装模压成型。

优选地，所述碳纤维杆件的材料为m55j-6k型碳纤维，缠绕成型。

优选地，所述sgcmg安装框架由sgcmg平面框架与连接角盒组成，sgcmg平面框架为t700型碳纤维平面模压成型的框架结构，设置八个安装接口。

优选地，所述矩形杆件的材料m55j-6k型碳纤维，缠绕成型。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明能够于提供卫星用sgcmg五棱锥立式布局的一体化桁架支撑装置，利用本发明，不但提高了卫星携带有效载荷的能力，开拓了五棱锥构形sgcmg群的新布局思路，有效降低了整体纵向响应水平，同时满足多个载荷一体化安装的要；本发明能够采用五棱锥立式布局构型设计，利用周向均布五个垂直安装面实现sgcmg的斜角度安装要求，解决了sgcmg群整体立式安装的难题；本发明能够有效利用了纵向空间，在连接界面相同的基础上提高了携载后的纵向频率，降低了纵向响应水平，弥补了平铺式布局引起的纵向响应过大的缺憾；本发明能够利用碳纤维桁架结构优化携带载荷能力效率的优势，携带载荷效率提高32％；本发明结构简单，装配便捷，操作过程可视化程度高，风险可控。

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为本发明适用于sgcmg五棱锥立式布局的桁架支撑装置立体图；

图2为本发明适用于sgcmg五棱锥立式布局的桁架支撑装置满载立体图；

图3为本发明适用于sgcmg五棱锥立式布局的桁架支撑装置主承力组件结构图；

图4为本发明适用于sgcmg五棱锥立式布局的桁架支撑装置主承力组件典型接头立体图；

图5为本发明适用于sgcmg五棱锥立式布局的桁架支撑装置主承力组件五边形截面碳纤维杆件图；

图6为本发明适用于sgcmg五棱锥立式布局的桁架支撑装置sgcmg安装框架结构图；

图7为本发明适用于sgcmg五棱锥立式布局的桁架支撑装置矩形杆件立体图。

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，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1、图2所示，本发明适用于sgcmg五棱锥立式布局的桁架支撑装置包括主承力组件1、sgcmg安装框架2、矩形杆件3、sgcmg本体4，主承力组件1是桁架支撑装置的中心基准，保证安装五个sgcmg本体后的整体纵向刚度；五个sgcmg安装框架2依次与主承力组件1均布装配，sgcmg安装框架上提供八个安装接口，在单机安装完成后角度保证26°34″，矩形杆件3将sgcmg安装框架2与主承力组件1装配连接成一体，sgcmg本体4安装在sgcmg安装框架2上。

如图3-图5所示，主承力组件包括第一接头11、第二接头12、第三接头13、碳纤维杆件14，第二接头12通过碳纤维杆件14与第三接头13相连，第一接头11位于第二接头12的上方，这样进一步保证sgcmg本体安装后的整体纵向刚度，主承力组件是桁架支撑装置的中心基准，保证安装五个sgcmg后的整体纵向刚度。第一接头11、第二接头12、第三接头13都是碳纤维多通接头，由t700型碳纤维通过高精度工装模压成型。碳纤维杆件的材料为m55j-6k型碳纤维，缠绕成型，按单层0.1mm，角度为[±45°/0°6/±45°]s缠绕成型，杆件截面分正五边形，边长30mm，壁厚2mm。上述接头和杆件是组成桁架支撑装置的重要构成部分。

如图6所示，sgcmg安装框架2由sgcmg平面框架21与连接角盒22组成，sgcmg平面框架21为t700型碳纤维平面模压成型的框架结构，设置八个安装接口，并在适当位置与连接角盒22“胶接+螺接”而成。连接角盒22为t700模压成型的角盒结构，提供整体对外安装接口2-m12。sgcmg安装框架2成型后依次与主承力组件装配，五个均布，框架接口可根据需求为单机提供26°34″的斜装角度。

如图7所示，矩形杆件3的材料m55j-6k型碳纤维，缠绕成型，按单层0.1mm，角度为[±45°/0°6/±45°]s缠绕成型，杆件截面为30mm×36mm，壁厚2mm。将sgcmg安装框架与主承力装置装配连接成一体式，杆件截面尺寸经过优选，对提高整体扭转刚度有较大帮助。

主承力组件用于支撑五个sgcmg本体。sgcmg安装框架为sgcmg提供安装接口，为整体框架结构，与连接角盒胶接成型后使用；本发明采用五棱锥立式构型设计，为单个sgcmg提供安装接口，满足5个sgcmg均匀立式布局要求。与现有技术相比，本发明有以下优势：满足sgcmg立式布局要求，纵向刚度及扭转刚度较高，有效降低地面力学试验中纵向响应水平；桁架式支撑装置重量轻，携带载荷效率提高32％；该装置有效提高了航天器内部空间利用率。

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形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

技术特征：

技术总结
本发明提供了一种适用于SGCMG五棱锥立式布局的桁架支撑装置，包括主承力组件、SGCMG安装框架、矩形杆件、SGCMG本体，主承力组件是桁架支撑装置的中心基准，保证安装五个SGCMG本体后的整体纵向刚度；五个SGCMG安装框架依次与主承力组件均布装配，SGCMG安装框架上提供八个安装接口，矩形杆件将SGCMG安装框架与主承力组件装配连接成一体，SGCMG本体安装在SGCMG安装框架上。本发明能够降低发射成本的要求，结构简单，装配便捷，操作过程可视化程度高，风险可控，最终达到减轻航天器结构重量。

技术研发人员：王舒楠;刘佩东;那顺布和;葛钊;方无迪
受保护的技术使用者：上海卫星工程研究所
技术研发日：2017.05.25
技术公布日：2017.10.24