專利名稱：空間遙感器支架制作方法以及空間遙感器支架的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種空間遙感器支架的制作方法以及空間遙感器支架。
背景技術：
含陶瓷的鋁基復合材料，通常有陶瓷微粉以及金屬材料形成的低密度、兼具了陶瓷材料低膨脹、高穩定性以及金屬材料的塑性低與導熱性佳等優點，從而適用于如空間遙感器支架等航空航天設備。制備鋁基復合材料的通常采用以下三種方法1:無壓浸滲；2 :壓力浸滲；3 :粉末冶金。以上三種方法都可以制作出高體積分數(陶瓷體積含量40%以上)碳化硅顆粒增強鋁合金復合材料，且均具有非常良好的物理特性，非常適合空間遙感器支架的制作。但是上述三種方法，都存在工藝無法制作大型三維構件的局限。無壓浸滲在鋁合金浸滲方向上尺寸難以突破180mm。壓力浸滲在制備的所述高體積分數的鋁合金復合材料在三個方向上均難以達到300mmo粉末冶金方法制備500kg以上的單件材料毛坯也有很大的難度，三維尺寸不可能同時達到500mm，而且大毛坯材料內部酥松等缺陷多。然而大型如800*600*600等大尺寸的三維空間遙感器支架是氣象衛星等航天科技應用當中的發展趨勢。綜合上述可知，如何實現鋁合金復合材料取代傳統的性能較差的鋁合金或鈦合金材料應用于空間傳感器支架上，是目前空間遙感器制作工藝中必須解決的一個問題。

發明內容
為克服上述問題，本發明提供了一種采用含陶瓷的鋁基復合材料制作的大型的空間遙感器支架制作方法以及空間遙感器支架。為達上述目的，本發明空間遙感器支架制作方法包括以下具體步驟步驟1:通過有物理模型分析將所需制作的空間遙感器支架分解成若干滿足其所需物理力學特性的分解構件；步驟2 :加工含陶瓷的鋁基復合材料毛坯并制作成所述分解構件；步驟3 :將所制作的分解構件經工裝組合、焊接成所需制作的空間遙感器支架。進一步地，所述步驟2制作所述分解構件的方法采用輕量化機械加工法；所述輕量化機械加工法具體包括以下步驟步驟Ml :將所述鋁基復合材料毛坯在磨床上用金剛石砂輪磨平以達到工藝尺寸；步驟M2 :用線切割方法切割出所需分解構件外形；
步驟M3 :在銑床上，采用聚晶金剛石刀具或金剛石磨頭在所述分解構件上進行槽加工。進一步地，所述步驟2中在加工好所述分解構件后還包括對所述分解構件進行去應力時效熱處理的步驟。進一步地，所述去應力時效熱處理采用精確退火法；所述精確退火法依次包括退火、時效以及退火三個分解步驟；所述退火為對分解構件以2 4°C /min的升溫速度加熱至220 230°C并保持11 13hr，再自然冷卻至室溫；所述時效為對分解構件以O. 75 L 250C /min的升溫速度加熱至150 160°C，在以1. 5 2. 50C /min降溫速度降溫至-115 _125°C并保持2hr±10min。進一步地，所述去應力時效熱處理包括兩次所述精確退火法。進一步地，所述步驟3中焊接的方法為釬焊；且釬料為鋁鋅合金焊料。進一步地，所述釬焊又包括以下步驟步驟N1:清洗并烘干需要焊接的分解構件的焊接部位；步驟N2 :將所述鋁鋅合金焊料融化后涂敷在所述焊接部位；步驟N3 :在已涂敷有釬料的分解構件上加以19 21khz的超聲波，持續時間為
4.5 5. 5min ；步驟N4 :利用工裝把所有分解構件組裝好，加溫至345-355°C并保持8_12min后自然冷卻。進一步地，空間遙感器支架制作方法在所述步驟3之后還設有去除殘留焊料的步驟；所述去除殘留焊料的步驟為采用手工打磨或機床打磨殘留焊料，且打磨的厚度不超過Imm0進一步地，在完成所述步驟3之后，還包括再一次去應力時效熱處理的步驟。為達上述目的，本發明空間遙感器支架，所述空間遙感器支架為由若干以含陶瓷的鋁基復合材料形成的分解構件以工裝組合及焊接的方法連接而成的拼接結構。本發明空間遙感器支架制作方法以及空間遙感器支架的有益效果1、本發明空間遙感器支架制作方法以及空間遙感器支架，采用的是密度小、膨脹系數低、穩定性高，塑性好且導熱性好的的鋁基復合材料制作空間遙感器支架。相對于傳統的鈦合金的空間遙感器支架，質量減輕了 45%從而降低了發射成本；穩定性和熱控性提高了 50%，從而減小了運行過程中機械振動以及熱循環引起的精度損失，從而保證了空間遙感器衛星云圖或地面圖像的成像質量；相對于普通的鋁合金，由于降低了熱膨脹系數，從而在熱載荷作用下時，仍能保持空間遙感器的聞精度以及聞成像質量。2、本發明空間遙感器支架制作方法以及空間遙感器支架，將所需制作的空間遙感器支架分解成若干分解構件，在通過工裝組合或焊接形成拼接結構；解決了現有的鋁基復合材料的制作工藝中不能用于形成大型三維構建的難題。在通過有限元力學分析以及模態分析在保證制作的空間遙感器支架的滿足的物理特性的基礎上，成功的采用了鋁基復合材料制作，從而使得制作成的空間遙感器支架由于材料特性具有了質量輕、熱導性好、穩定性高，精確度高等優點；進一步的有利于采用通用設備進行批量化生產，簡化了制作，降低了制作成本、發射成本以及運行的維護成本等。


圖1是本發明實施例一所述的空間遙感器支架制作方法的流程圖；圖2是本發明實施例二中所述的空間遙感器支架的立體圖；圖3是圖2所述的空間遙感器支架各分解構件圖；圖4是本發明實施例二所述的輕量化機械加工流程圖；圖5是本發明實施例四所述的釬焊流程圖。
具體實施例方式下面結合說明書附圖對本發明做進一步的描述。實施例一如圖1所示，本實施例空間遙感器支架制作方法包括以下具體步驟步驟1:通過物理模型分析將所需制作的空間遙感器支架分解成若干滿足其所需物理力學特性的分解構件；其中，所述的物理模型分析包括有限元力學分析以及模態分析等物理模型分析，可以通過仿真計算驗證強度并進行模態頻率分析；所述的分解構件可以是板狀構件或管狀構件等分解構件；步驟2 :加工鋁基復合材料毛坯并制作成所述分解構件；步驟3 :將所制作的分解構件經工裝組合、焊接成所需制作的空間遙感器支架，其中，所述鋁基復合材料為含陶瓷的鋁基復合材料。在本實施例所述的空間遙感器支架制作方法，先通過物理模型分析將所需制作的空間遙感器支架分解成若干的分解構件，在以鋁基復合材料毛坯制作成分解構件，再通過工裝組合或焊接形成一個空間遙感器支架，解決了現有技術不能直接用鋁基復合材料制備一個大型的三維構件的問題，且由于采用了鋁基復合材料這種密度小、膨脹系數低、穩定性高，塑性好且導熱性好的的鋁基復合材料從而制作出的空間遙感器支架相對于傳統的以普通的鋁合金材料或鈦合金材料制作的航天性能均更加優越，且具有制作工藝簡單、成本低，適宜批量化生成，進一步的降低了發射成本等優點。實施例二 本實施例空間遙感器支架制作方法包括以下具體步驟如圖2-圖3所示，步驟1:通過物理模型分析將所需制作的空間遙感器支架(圖1所示的空間遙感器支架)分解成8塊滿足其所需物理力學特性的分解構件；且所述分解構件為板狀構件；步驟2 :加工鋁基復合材料毛坯并制作成所述板狀構件；步驟3 :將所制作的板狀構件經工裝組合、焊接成所需制作的空間遙感器支架。其中，制作分解構件依次包括輕量化機械加工以及去應力時效熱處理。如圖4所示，所述輕量化機械加工又包括以下步驟步驟S1:將所述鋁基復合材料毛坯在磨床上用金剛石砂輪磨平以達到工藝尺寸；
步驟S2 :用線切割方法切割出所需分解構件外形；步驟S3 :在銑床上，采用聚晶金剛石刀具或金剛石磨頭在所述分解構件上進行槽加工。采用機械加工，技術工藝成熟，加工效率高，可批量化流水線生產。實施例三本實施例在實施例二的基礎上，進一步的確定了去應力時效熱處理的步驟；所述去應力時效熱處理采用精確退火法；所述精確退火法依次包括退火、時效以及退火三個分解步驟；所述退火為對分解構件以2 4°C /min(優選3°C /minO的升溫速度加熱至220 230°C (優選225°C)并保持ll_13hr (優選12hr)，再自然冷卻至室溫；所述時效為對分解構件以O. 75 L 25 V /min (優選1. OO V /min)的升溫速度加熱至150 160 V (優選155 °C )，在以1. 5 2. 5 °C /min降溫速度降溫至-1l5 -125°C (-120°C )優選并保持 2hr±10min(優選 2hr)。在具體的實施過程中，所述分解構件均是放在高溫爐中進行所述退火以及所述時效步驟，為了進一步的保證退火以及時效的效果，通常要保持爐溫均勻度為±3°C左右。在進行分解構件的機械加工時，會使分解構件產生殘余應力，為了保證產品穩定性以及尺寸與形狀的高精度，在本實施例中通過去應力時效熱處理消除其殘余應力。且進一步的本實施例中去應力時效熱處理采用了本發明特別提出的精確退火法，效果顯著。退火一次分解構件的應力場的均勻差異下降30%，進行一次時效處理，分解構件的平均應力值可下降35%。通過本實施例所述的精確退火法處理過的鋁基復合材料，表面殘余應力可控制在50Mpa內，相對于傳統材料制作的、表面殘余應力保持在IOOMpa的鈦合金遙感器支架，有十分顯著的提升，從而能保證分解構件以及由其組合而成的空間遙感器之間的整體的尺寸穩定性高。此外，由于其高穩定性，在環境溫度試驗以及轉場試驗后，尺寸和形狀均能保持高精度，不需要額外的修正；對于空間遙感器支架發射升空后，因機械振動以及熱循環引起的精度的損失也大大的減少了，從而進一步保證了衛星云圖、地面圖像等拍攝圖像的成像質量。進一步的作為本實施例的進一步的優化，再根據所制作的空間遙感器支架的對精度的要求，可以重復一次所述精確退火法，以進一步的消除分解構件表面殘余應力，從而能更加精確其形狀和尺寸。實施例四本實施例空間遙感器支架制作方法包括以下具體步驟步驟1:通過物理模型分析將所需制作的空間遙感器支架分解成若干滿足其所需物理力學特性的分解構件；步驟2 :加工鋁基復合材料毛坯并制作成所述分解構件；步驟3 :將所制作的分解構件經工裝組合、焊接成所需制作的空間遙感器支架。其中所述焊接的方法采用釬焊，且焊料為鋁鋅合金焊料。釬焊溫度低、且焊接時形成的殘余應力小，從而不至于影響組成拼接結構后的空間遙感器支架的整體的精度，此外，所述的鋁鋅合金焊料，具有硬度低、塑性好，從而有利于降低空間遙感器支架的整體構件的脆性，進一步提高了由其焊接的空間遙感器支架的性倉泛。為了獲得更好的焊接效果，本實施例所述的釬焊不同于尋常的焊接，又包括以下步驟(如圖5所示)步驟1:清洗并烘干需要焊接的分解構件的焊接部位；步驟2 :將所述鋁鋅合金焊料融化后涂敷在所述焊接部位，通常350°C就足以較快的速度融化所述鋁鋅合金焊料；步驟3 :在已涂敷有所述鋁鋅焊料的分解構件上架19 21khz的超聲波，通常優選20khz ;持續時間4. 5 5. 5min ;通過所述超聲波的加載可以進一步地加固釬料與分解構件的連接；步驟4 :利用工裝組合把所有的分解構件組裝好，升溫至345 355°C，保持時間8-12min后通常為10分鐘自然冷卻。釬料在高溫下再一次的融化，然后將與其接觸的所有的分解構件連接在一起，從而形成一個以拼接結構構成的整體。至此，所述的空間遙感器支架已經完成了制作。在具體的實施過程中，所述鋁基復合材料通常陶瓷體積含量在5 70%之間，高體積分數鋁基復合材料的陶瓷體積焊料在40%以上，為了進一步的保證所制作的空間遙感器支架的性能，優選高體積分數鋁基復合材料，即選擇陶瓷體積焊料在40%以上的鋁基復合材料。實施例五本實施例在上一實施例的基礎上，為了進一步的保證有本發明所述的空間遙感器支架制作方法制作的空間遙感器支架的高精度性以及低殘余應力的性能，本實施例在進行完所述焊接之后進行再一次的去應力時效熱處理，從而進一步的降低空間遙感器支架表面的殘余應力。所述去應力時效熱處理可以采用普通的時效處理也可以采用實施例三中所述的精確退火法進行處理。作為本實施例進一步的改進，本實施例空間遙感器支架制作方法還在完成焊接之后設有去除殘留焊料的步驟；所述去除殘留焊料的步驟為采用手工打磨或機床打磨殘留焊料，且打磨的厚度不超過1mm。打磨多余的焊料，能進一步的保證空間遙感器支架形狀以及尺寸的高精度，進一步的提高所述空間遙感器支架的性能，同時為了不產生新的殘余應力，將打磨的厚度設置在小于Imm0在具體的實施過程中，所述的再一次的去應力時效熱處理可以安排在所述去除殘留焊料的步驟之前，也可以放置所述去處殘留焊料之后。但是為防止打磨過厚導致新的殘余應力的產生，優選在所述去殘留焊料之后。通過本實施例所述的空間遙感器支架制作方法所制作的空間遙感器支架，以800mm尺寸三維拼接構件為例，在室溫下放置6個月，其平行度、垂直度以及形位精度均保持在5um的范圍內，遠遠的高于普通的鋁合金以及鈦合金所制作的空間遙感器支架。第一實施例本實施例空間遙感器支架為由若干以含陶瓷的鋁基復合材料形成的分解構件以工裝組合及焊接的方法連接而成的拼接結構。
本實施例所述空間遙感器支架與傳統的空間遙感器支架不同，首先是材料的不同，在本實施例采用的含陶瓷的鋁基復合材料，優選陶瓷體積含量在40%以上的高體積分數鋁復合材料如碳化硅顆粒增強鋁合金復合材料，而非傳統的普通鋁合金以及鈦合金；由于所述的含陶瓷的鋁基復合材料兼顧了陶瓷的低膨脹率、高穩定性以及鋁的塑性好、低密度以及導熱性好的特征，從而尤其制作的空間遙感器支架具有比剛度和比強度高、膨脹系數低、導熱性好、溫度均勻性好、熱孔精度高等優點；其次是結構不同，本實施例所述的空間遙感器支架采用的多個通過物理模型分析得到的分解構件通過工裝組合以及焊接等連接方式連接而成的拼接結構；從而解決了所述的含陶瓷的鋁基復合材料不能直接用于形成大型的三維構件，不能用于制作空間遙感器支架的問題。采用物理模型如UG或PROE軟件以有限元力學仿真分析或模態分析等將空間遙感器支架分解成若干個滿足物理特性需要的分解構架，這樣不僅可以采用所述的含陶瓷的鋁基復合材料，還通過物理模型分析，后續的如去應力時效如處理、釬焊等步驟，使得該拼接結構同時滿足航天空間遙感器支架的各種特性的需要，具有結構簡單、制作簡便，精確度高，性能穩定、可批量化大規模生產等優點。以上，僅為本發明的較佳實施例，但本發明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發明揭露的技術范圍內，可輕易想到的變化或替換，都應涵蓋在本發明的保護范圍之內。因此，本發明的保護范圍應該以權利要求所界定的保護范圍為準。
權利要求
1.一種空間遙感器支架制作方法，其特征在于，所述空間遙感器支架制作方法包括以下具體步驟步驟1:通過物理模型分析將所需制作的空間遙感器支架分解成若干滿足其所需物理力學特性的分解構件；步驟2 :加工含陶瓷的鋁基復合材料毛坯并制作成所述分解構件；步驟3 :將所制作的分解構件經工裝組合、焊接成所需制作的空間遙感器支架。
2.根據權利要求1所述的空間遙感器支架制作方法，其特征在于，所述步驟2制作所述分解構件的方法采用輕量化機械加工法；所述輕量化機械加工法具體包括以下步驟步驟Ml :將所述鋁基復合材料毛坯在磨床上用金剛石砂輪磨平以達到工藝尺寸；步驟M2 :用線切割方法切割出所需分解構件外形；步驟M3 :在銑床上，采用聚晶金剛石刀具或金剛石磨頭在所述分解構件上進行槽加工。
3.根據權利要求2所述的空間遙感器支架制作方法，其特征在于，所述步驟2中在加工好所述分解構件后還包括對所述分解構件進行去應力時效熱處理的步驟。
4.根據權利要求3所述的空間遙感器支架制作方法，其特征在于，所述去應力時效熱處理采用精確退火法；所述精確退火法依次包括退火、時效以及退火三個分解步驟；所述退火為對分解構件以2 4°C /min的升溫速度加熱至220 230°C并保持11 13hr，再自然冷卻至室溫；所述時效為對分解構件以O. 75 1. 250C /min的升溫速度加熱至150 160°C，在以1.5 2. 50C /min降溫速度降溫至-115 _125°C并保持2hr±10min。
5.根據權利要求4所述的空間遙感器支架制作方法，其特征在于，所述去應力時效熱處理包括兩次所述精確退火法。
6.根據權利要求1所述的空間遙感器支架制作方法，其特征在于，所述步驟3中焊接的方法為釬焊；且釬料為鋁鋅合金焊料。
7.根據權利要求6所述的空間遙感器支架制作方法，其特征在于，所述釬焊又包括以下步驟步驟N1:清洗并烘干需要焊接的分解構件的焊接部位；步驟N2 :將所述鋁鋅合金焊料融化后涂敷在所述焊接部位；步驟N3 :在已涂敷有釬料的分解構件上加以19 21khz的超聲波，持續時間為4. 5 5.5min ；步驟N4 :利用工裝把所有分解構件組裝好，加溫至345-355°C并保持8_12min后自然冷卻。
8.根據權利要求1所述的空間遙感器支架制作方法，其特征在于，空間遙感器支架制作方法在所述步驟3之后還設有去除殘留焊料的步驟；所述去除殘留焊料的步驟為采用手工打磨或機床打磨殘留焊料，且打磨的厚度不超過1mm。
9.根據權利要求6、7或8所述的空間遙感器支架制作方法，其特征在于，在完成所述步驟3之后，還包括再一次去應力時效熱處理的步驟。
10.一種空間遙感器支架，其特征在于，所述空間遙感器支架為由若干以含陶瓷的鋁基復合材料形成的分解 構件以工裝組合及焊接的方法連接而成的拼接結構。
全文摘要
本發明公開了一種空間遙感器支架制作方法以及空間遙感器支架，為解決現有的普通鋁合金以及鈦合金材料制作的空間遙感器支架性能不佳，以及鋁基復合材料工藝不能制作大型三維構件的問題而設計。所述空間遙感器支架制作方法包括以下具體步驟步驟1通過物理模型分析將所需制作的空間遙感器支架分解成若干滿足其所需物理力學特性的分解構件；步驟2加工鋁基復合材料毛坯并制作成所述分解構件；步驟3將所制作的分解構件經工裝組合、焊接成所需制作的空間遙感器支架；其中，所述鋁基復合材料為含陶瓷的鋁基復合材料。所述空間遙感器支架為由若干以含陶瓷的鋁基復合材料形成的分解構件以工裝組合及焊接的方法連接而成的拼接結構。
文檔編號B23P15/00GK103009006SQ201210571528
公開日2013年4月3日 申請日期2012年12月25日 優先權日2012年12月25日
發明者李照東, 龐曉燕, 王子亮, 張洪立 申請人:北京馳宇空天技術發展有限公司