本发明专利技术涉及卫星等航天器用复合材料框架，所要解决的问题是提供一种轻型高精度复合材料框架的实现方法，通过工艺保证有效载荷安装的高精度要求。其特征在于：所述装置主要由复合材料的矩形截面杆件［１］、接头［２］、接头垫片［３］、接头衬套［４］、杆内埋件［５］组成；整个结构由一定数量的矩形截面杆件［１］和接头［２］组成框架主体；矩形截面杆件［１］内胶接有杆内埋件［５］，接头［２］外表面胶接接头垫片［３］、内部胶接接头衬套［４］；本发明专利技术不但解决了卫星等航天器有效载荷与本体之间的安装与支撑，而且有效保证了有效载荷的安装精度，同时满足有效载荷安装的局部刚度要求。本发明专利技术对保证整体结构加工的稳定性、提高结构的适用性与可靠性有良好效果。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天飞行器结构，具体涉及卫星等航天器用复合材料框架。
技术介绍
本专利技术应用之前，卫星等航天器框架中采用整体全金属材料铸造或铆接制成，或 者接头为金属材料、杆件为复合材料通过螺纹连接。整体框架采用全金属材料质量较重，变形大，铸造的成品率低、铆接的精度较差， 在卫星等航天器上应用受限。框架的金属接头与复合材料杆件通过螺纹连接，一是通过在复合材料杆内镶嵌带 螺纹的金属件与金属接头实现，构件数量多，质量大；二是在复合材料杆上加工螺纹，工艺 复杂繁琐，加工可靠性难以得到保证，因此该结构形式限制了纤维增强复合材料在卫星等 航天器上的使用。此外，框架中接头、杆件等结构件材料不一，不同材料之间热膨胀系数的 差异导致整个框架的热变形较大，进而影响了有效载荷的成像精度。随着卫星等航天器向轻量化、高精度方向的发展需求，要求航天器的结构比重日 益降低，结构设计必须从构件的构成、材料、组合等方面想方设法实现结构轻量化；同时航 天器对载荷对结构件的机械精度愈加苛刻，因此航天器结构同样需要从工艺上采取措施予 以保证。目前没有发现同本专利技术类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内类似的资料。
技术实现思路
为了解决卫星等航天器有效载荷与本体之间的安装与支撑、保证有效载荷的安装 精度、满足有效载荷安装的局部刚度要求等问题，本专利技术的目的在于提供一种轻型高精度 复合材料框架的实现方法，通过工艺保证了有效载荷安装的高精度要求，从而解决了上述 问题。为了达到上述专利技术目的，本专利技术为解决其技术问题所采用的技术方案是一种轻型高精度的复合材料框架的实现方法，其特征在于所述装置主要由复合 材料的矩形截面杆件、接头、接头垫片、接头衬套W]、杆内埋件组成；整个 结构由一定数量的矩形截面杆件和接头组成框架主体；矩形截面杆件内胶接 有杆内埋件，接头外表面胶接接头垫片、内部胶接接头衬套W]；所述的框架采用J133常温固化胶进行胶接装配；装配时接头安装孔的孔位由工 装上的定位孔和定位销钉保证；接头底面的平面度由平台和工装保证，同时通过预装配控 制装配应力，从而减小产品在胶接装配环节脱离工装后的变形；胶接完成后对接头垫片 、接头衬套进行后加工，满足载荷安装的位置度、平面度等精度要求。所述的矩形截面杆件为碳/环氧复合材料，增强材料为M55J-6K碳纤维，基体 材料为环氧AgSO树脂基体，铺层为0° 2/士45° /0° 5/士45° ；壁厚为1. 5mm ；采用铺层 /缠绕法整体成型，模具为阴阳模，0°层采用无纬胶布铺层，士45°层采用缠绕法成型，固化采用真空袋-热压罐法。所述的接头含有矩形榫头，榫头数量2 3个；采用碳/环氧复合材料，增强 材料为T700S-UK碳纤维，基体材料为环氧Ag80树脂基体；本体壁厚为4mm 5mm，榫头长 度20 30mm，壁厚为1. 5mm ；采用手工铺层-模压法成型，在铺层时预压，确保制品的密实； 模具采用斜块结构，以实现对制品的侧向加压；接头毛坯成型后用数显铣床加工接头的榫 头、定位孔、安装孔及与垫片的胶接面。本专利技术带来以下有益效果本专利技术用纤维增强复合材料接头取代目前航天器框架的金属材料接头，实现了主 体复合材料框架，减轻了航天器结构重量；同时，利用纤维增强材料热膨胀系数近乎于零的 特性，整个框架结构的热变形较小；此外，对框架采用后加工的工艺方法保证有效载荷的安 装精度，能满足载荷安装的位置度、平面度等精度要求；从而提高有效载荷的成像精度；采 用本专利技术所实现的框架提供载荷安装面的位置度小于0. 1mm，平面度小于0. 02mm。附图说明图1为本专利技术轻型高精度复合材料框架的立体图；图2为本专利技术轻型高精度复合材料框架的内部结构示意图。图中编号表示1-矩形截面杆件、2-接头、3-接头垫片、4-接头衬套、5-杆内埋 件。具体实施例方式下面结合附图说明本专利技术的优选实施例。图1为本专利技术轻型高精度复合材料框架的立体图、图2为本专利技术轻型高精度复合 材料框架的内部结构示意图。如附图的实施例所示，该装置包括矩形截面杆件、接头、接头垫片、接头衬套W]、杆内埋件；整个结 构由一定数量的矩形截面杆件和接头组成框架主体。矩形截面杆件内胶接有 杆内埋件，接头外表面胶接接头垫片、内部胶接接头衬套W]。所述的矩形截面杆件为碳/环氧复合材料，增强材料为M55J-6K碳纤维(拉 伸强度大于3630MPa、拉伸模量大于540GPa)，基体材料为环氧AgSO树脂基体，铺层为 0° 2/士45° /0° 5/士45° ；壁厚为1. 5mm ；采用铺层/缠绕法整体成型，模具为阴阳模， 0°层采用无纬胶布铺层，士45°层采用缠绕法成型，固化采用真空袋-热压罐法。所述的接头含有矩形榫头，榫头数量2 3个；采用碳/环氧复合材料，增强 材料为T700S-1I碳纤维(拉伸强度大于4900MPa、拉伸模量大于230GPa)，基体材料为环 氧Ag80树脂基体；本体壁厚为4mm 5mm，榫头长度20 30mm，壁厚为1. 5mm ；采用手工铺 层-模压法成型，在铺层时预压，确保制品的密实；模具采用斜块结构，以实现对制品的侧 向加压；接头毛坯成型后用数显铣床加工接头的榫头、定位孔、安装孔及与垫片的胶接面。所述的框架采用J133常温固化胶进行胶接装配；装配时接头安装孔的孔位由工 装上的定位孔和定位销钉保证；接头底面的平面度由平台和工装保证，同时通过预装配控 制装配应力，从而减小产品在胶接装配环节脱离工装后的变形；胶接完成后对接头垫片 、接头衬套进行后加工，保证载荷安装的位置度、平面度等精度要求。整个框架长1674mm、宽1132mm、高125mm，重量小于6. 4Kg ；框架提供载荷安装面的 位置度小于0. 1mm，平面度小于0. 02mm。本专利技术对于卫星等航天器减轻结构重量、增加结构的局部刚度和整体刚度、保证 整体结构加工的稳定性、提高结构的适用性与可靠性有良好效果。本专利技术的应用取得航天 器发射成本降低、载荷成像精度增加、总体性能提升等有益效果。权利要求1.一种轻型高精度的复合材料框架的实现方法，其特征在于所述装置主要由复合材 料的矩形截面杆件、接头、接头垫片、接头衬套W]、杆内埋件组成；整个结 构由一定数量的矩形截面杆件和接头组成框架主体；矩形截面杆件内胶接有 杆内埋件，接头外表面胶接接头垫片、内部胶接接头衬套W]；所述的框架采用J133常温固化胶进行胶接装配；装配时接头安装孔的孔位由工装上 的定位孔和定位销钉保证；接头底面的平面度由平台和工装保证，同时通过预装配控制装 配应力，从而减小产品在胶接装配环节脱离工装后的变形；胶接完成后对接头垫片、接 头衬套进行后加工，满足载荷安装的位置度、平面度等精度要求。2.按照权利要求1所述的一种轻型高精度的复合材料框架的实现方法，其特征在于 所述的矩形截面杆件为碳/环氧复合材料，增强材料为M55J-6K碳纤维，基体材料为环 氧AgSO树脂基体，铺层为0° 2/士45° /0° 5/士45° ；壁厚为1. 5mm ；采用铺层/缠绕法整 体成型，模具为阴阳模，0°层采用无纬胶布铺层，士45°层采用缠绕法成型，固化采用真空 袋-热压罐法。3.按照权利要求1或2所述的一种轻型高精度的复合材料框架的实现方法，其特征在 于所述的接头含有矩形榫头，本文档来自技高网...
【技术保护点】
１．一种轻型高精度的复合材料框架的实现方法，其特征在于：所述装置主要由复合材料的矩形截面杆件［１］、接头［２］、接头垫片［３］、接头衬套［４］、杆内埋件［５］组成；整个结构由一定数量的矩形截面杆件［１］和接头［２］组成框架主体；矩形截面杆件［１］内胶接有杆内埋件［５］，接头［２］外表面胶接接头垫片［３］、内部胶接接头衬套［４］；所述的框架采用Ｊ１３３常温固化胶进行胶接装配；装配时接头安装孔的孔位由工装上的定位孔和定位销钉保证；接头底面的平面度由平台和工装保证，同时通过预装配控制装配应力，从而减小产品在胶接装配环节脱离工装后的变形；胶接完成后对接头垫片［３］、接头衬套［４］进行后加工，满足载荷安装的位置度、平面度等精度要求。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：姚骏，吴远波，杜胜，孙永岩，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：31[中国|上海]
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