專利名稱：一種航天器網格狀復合材料承力筒的制作方法
技術領域：
本發明涉及航天飛行器，具體為一種衛星網格狀復合材料承力筒。
背景技術：
承力筒是承載衛星主要載荷的承力結構，是整個衛星結構組裝的核心，它承受整個航天器的主要載荷，直接把運載火箭的載荷傳遞到整個航天器的各個部分。作為整個航天器結構組裝的核心，大多數結構部件均以承力筒為中心進行組合。承力筒既能為推進劑貯箱提供安裝接口和空間，又能提供航天器設計和工藝的基準和衛星在地面組裝、試驗、運輸、貯存時的支撐面以及航天器與地面支持設備的機械接口。在本發明之前，中心承力筒結構形式有夾層結構(如風云三衛星采用碳纖維蒙皮鋁蜂窩夾層主承力筒)、薄殼加筋結構(如資源一號衛星上采用的碳纖維薄殼加碳纖維桁條的加筋筒、遙感一號衛星上采用的鋁合金薄殼加鋁合金桁條的加筋筒)、波紋結構(如東方紅三號衛星上采用的碳纖維波紋筒)。這些結構的承力筒具有質量大，承載能力相對較弱的缺陷，在航天領域中使用存在一定的不足。

發明內容
為了克服現有技術中承力筒質量大、承載能力弱的缺陷，本發明提供了一種質量小、承載能力強的承力筒。為了實現上述目的，本發明提供了一種航天器網格狀復合材料承力筒，包括上端框、下端框、蒙皮以及網格筋；其中，所述網格筋的外部包裹有蒙皮，形成一上下通透的筒體，所述筒體的上邊沿與下邊沿分別包括有上端框和下端框；所述網格筋中左右旋筋數量相同，形成棱形網格，筋角度在30° 45°之間，筋間距在80mm 150mm之間；所述上端框與下端框通過所述網格筋與所述蒙皮的纖維連續翻邊而成；所述上端框、下端框上包括所述承力筒與外部的橫向結構板的安裝接口。上述技術方案中，還包括用于提供所述承力筒與衛星豎向結構板的連接接口的桁條，所述桁條位于所述蒙皮的外側，與所述上、下端框垂直，其數量有8-12根，每根桁條的橫截面為“T”字形。上述技術方案中，所述桁條通過膠粘劑膠接到所述蒙皮上，并輔以螺栓-螺母連接。 上述技術方案中，還包括用于提供所述承力筒與外部的衛星橫向結構板的連接接口的外法蘭，所述外法蘭橫向嵌套在所述蒙皮的外側。上述技術方案中，還包括用于提供所述承力筒與外部的胼瓶安裝板的連接接口的內法蘭，所述內法蘭位于所述網格筋的內側，與所述上、下端框平行。上述技術方案中，承力筒的高度在1320mm 1380mm之間，筒體直徑在IlOOmm 1250mm 之間。上述技術方案中，所述蒙皮包括5 10層，每層的厚度為0. 07mm,采用對稱方式鋪層；各層蒙皮采用碳纖維復合材料M55J實現。上述技術方案中，所述上端框與下端框的外圍采用補強纖維加強。上述技術方案中，所述網格筋采用碳纖維復合材料T700實現。本發明的網格狀復合材料承力筒，根據衛星平臺的強度、剛度及穩定性等約束條件對承力筒包括網格形狀、交角、間距、截面尺寸以及蒙皮的厚度、鋪層形式等進行優化，可以達到結構簡單、質量輕及承載能力強等技術特性，本發明結構質量相對于具有同樣承載能力的鋁蜂窩夾層承力筒降低約40%，對衛星結構減重具有重要意義，并且提高了衛星平臺承載能力。


圖1為在一個優選實施例中，本發明的網格狀復合材料承力筒的立體圖；圖2為網格筋立體示意圖；圖3為網格筋局部放大圖；圖4為網格筋截面尺寸圖；圖5為上、下端框示意圖；圖6為桁條與筒體連接圖。
具體實施例方式下面結合附圖和具體實施方式
對本發明做進一步說明。在一個實施例中，本發明的承力筒包括上端框⑴、下端框⑷、蒙皮(6)以及網格筋(7)。其中，所述網格筋(7)的外部包裹有蒙皮(6)，形成一上下通透的筒體，所述筒體的上邊沿與下邊沿分別包括有上端框(1)和下端框(4)。在本實施例中，所形成的承力筒的高度在1320mm 1380mm之間，筒體直徑在IlOOmm 1250mm之間，這一高度與直徑范圍有利于安裝航天器中諸如推進劑貯箱的其他部件。但在其他實施例中，承力筒的高度與直徑也可根據需要做相應的調整。下面就各個部分的功能與實現做進一步的說明。蒙皮(6)包裹在所述承力筒的外圍，它包括5 10層，每層的厚度為0.07mm，采用對稱方式鋪層。在本實施例中，蒙皮(6)可采用碳纖維復合材料M55J實現。網格筋(7)為承力筒的主體部分，在圖2中給出了網格筋(7)的立體示意圖，在圖 3中給出了網格筋的局部放大圖，從圖中可以看出，網格交角(即筋角度)在30° 45°之間，筋間距在80mm 150mm之間，左右旋筋數量相同，形成棱形網格。圖4為網格筋截面示意圖，網格筋截面的形狀為梯形，以便于脫模。在本實施例中，網格筋(7)可采用碳纖維復合材料T700實現，在其他實施例中，也可采用其他輕便、高強度的材料。上端框(1)、下端框(4)為承力筒的上、下邊緣，它們可直接利用網格筋和蒙皮纖維連續的翻邊而成，從而保證端框與筒體纖維的連續性，提高了連接的可靠性。如圖5所示，在上、下端框的外圍還可采用補強纖維加強，以保證端框厚度和連接可靠性，在本實施例中，所述的補強纖維為T300碳布。上、下端框采用端框與筒體共固化技術成型(如用真空袋熱壓罐法固化)，保證制品的致密性。上端框、下端框上還提供了承力筒與橫向結構板的安裝接口。在另一個實施例中，所述承力筒還包括桁條(5)，所述桁條( 位于所述蒙皮(6) 的外側，與上、下端框垂直，其數量有8-12根，每根桁條的橫截面為“T”字形，用于提供承力筒與衛星豎向結構板的連接接口。所述桁條( 可通過膠粘劑膠接到承力筒的蒙皮上，如圖6所示，為保證連接的可靠性，還可輔以螺栓-螺母連接。在本實施例中桁條( 可采用碳纖維復合材料T700實現。在又一個實施例中，在前兩個實施例的基礎上，所述承力筒還包括外法蘭O)，所述外法蘭(2)橫向嵌套在所述蒙皮(6)的外側，用于提供承力筒與外部的衛星橫向結構板的連接接口。所述外法蘭( 可通過膠粘劑膠接在承力筒的蒙皮上，為保證連接的可靠性， 還可輔以螺栓-螺母連接。在本實施例中，外法蘭( 可采用碳纖維復合材料T700實現。在另一個實施例中，在之前的實施例的基礎上，所述承力筒還包括內法蘭(3)，所述內法蘭C3)位于所述網格筋(7)的內側，與所述上、下端框平行，用于提供承力筒與胼瓶安裝板的連接接口。所述內法蘭C3)可通過膠粘劑膠接承力筒的網格筋(7)，為保證連接的可靠性，還可輔以螺栓-螺母連接。在本實施例中，內法蘭C3)可采用碳纖維復合材料T700 實現。作為一個優選實施例，如圖1所示，本發明的承力筒包括上端框⑴、外法蘭⑵、 內法蘭(3)、下端框、桁條(5)、蒙皮(6)以及網格筋(7)；其中，所述網格筋(7)的外部包裹有蒙皮(6)，形成一上下通透的筒體，所述筒體的上邊沿與下邊沿分別包括有上端框(1) 和下端框；所述蒙皮(6)的外側橫向嵌套有外法蘭O)，縱向連接有桁條(5)；所述網格筋(7)的內側橫向連接有內法蘭(3)。本發明網格狀復合材料承力筒結構，對網格參數、蒙皮參數進行適當調整，就能滿足不同載荷的承載需要，從而可以提高對載荷的適應性。經過實驗對比發現，除去內外法蘭、桁條等輔助零件，本發明的承力筒的質量比具有同樣承載能力的鋁蜂窩夾層承力筒減重約80%，即使將內外法蘭、桁條等輔助零件考慮在內，本發明的承力筒的質量比具有同樣承載能力的鋁蜂窩夾層承力筒減重約40 %，對于衛星結構減重具有重大的意義。
權利要求
1.一種航天器網格狀復合材料承力筒，其特征在于，包括上端框(1)、下端框、蒙皮 (6)以及網格筋(7)；其中，所述網格筋(7)的外部包裹有蒙皮(6)，形成一上下通透的筒體，所述筒體的上邊沿與下邊沿分別包括有上端框(1)和下端框；所述網格筋(7)中左右旋筋數量相同，形成棱形網格，筋角度在30° 45°之間，筋間距在80mm 150mm之間；所述上端框(1)與下端框(4)通過所述網格筋(7)與所述蒙皮(6)的纖維連續翻邊而成；所述上端框(1)、下端框(4)上包括所述承力筒與外部的橫向結構板的安裝接口。
2.根據權利要求1所述的航天器網格狀復合材料承力筒，其特征在于，還包括用于提供所述承力筒與衛星豎向結構板的連接接口的桁條(5)，所述桁條( 位于所述蒙皮(6)的外側，與所述上、下端框垂直，其數量有8-12根，每根桁條的橫截面為“T”字形。
3.根據權利要求2所述的航天器網格狀復合材料承力筒，其特征在于，所述桁條(5)通過膠粘劑膠接到所述蒙皮(6)上，并輔以螺栓-螺母連接。
4.根據權利要求1或2所述的航天器網格狀復合材料承力筒，其特征在于，還包括用于提供所述承力筒與外部的衛星橫向結構板的連接接口的外法蘭0)，所述外法蘭( 橫向嵌套在所述蒙皮(6)的外側。
5.根據權利要求1或2或4所述的航天器網格狀復合材料承力筒，其特征在于，還包括用于提供所述承力筒與外部的胼瓶安裝板的連接接口的內法蘭(3)，所述內法蘭(3)位于所述網格筋(7)的內側，與所述上、下端框平行。
6.根據權利要求1或2或4或5所述的航天器網格狀復合材料承力筒，其特征在于，承力筒的高度在1320mm 1380mm之間，筒體直徑在IlOOmm 1250mm之間。
7.根據權利要求1或2或4或5所述的航天器網格狀復合材料承力筒，其特征在于，所述蒙皮(6)包括5 10層，每層的厚度為0. 07mm，采用對稱方式鋪層；各層蒙皮(6)采用碳纖維復合材料M55J實現。
8.根據權利要求1或2或4或5所述的航天器網格狀復合材料承力筒，其特征在于，所述上端框(1)與下端框的外圍采用補強纖維加強。
9.根據權利要求1或2或4或5所述的航天器網格狀復合材料承力筒，其特征在于，所述網格筋(7)采用碳纖維復合材料T700實現。
全文摘要
本發明公開了一種航天器網格狀復合材料承力筒，包括上端框、下端框、蒙皮以及網格筋；其中，網格筋的外部包裹有蒙皮，形成一上下通透的筒體，筒體的上邊沿與下邊沿分別包括有上端框和下端框；網格筋中左右旋筋數量相同，形成棱形網格，筋角度在30°～45°之間，筋間距在80mm～150mm之間；上端框與下端框通過所述網格筋與所述蒙皮的纖維連續翻邊而成；所述上端框、下端框上包括所述承力筒與外部的橫向結構板的安裝接口。本發明采用蒙皮+網格筋的復合材料承力筒設計形式，結構質量相對于具有相同承載能力的鋁蜂窩夾層承力筒降低約40％，為衛星結構減重有重要意義，并且提高了衛星平臺承載能力。
文檔編號B64G1/10GK102424115SQ201110362429
公開日2012年4月25日 申請日期2011年11月15日 優先權日2011年11月15日
發明者周徐斌, 杜冬, 林德貴, 王志國 申請人:上海衛星工程研究所