[其他]航天器结构件

说明书

航天器结构件有一管状圆柱形壳，与之连接的截头圆锥形壳及环形加强环。两结构用ＳｉＣ／ＡＬ之类的金属基质（ＭＭＣ）复合材料制成。圆柱与圆锥结构结合后有楔形的壁厚，最近截头圆锥件的边缘处厚度最大，构造在这里和发射运载器连接。构造有准各向同性特点，其微结构有单一连续的特点，其重量轻，强度及刚度高，有热稳定性。遇到热循环时变形最少。

本发明有关适合地球轨道航天器之类的航天器使用的结构安排。

航天器结构支承一台发动机，用于在轨道中操纵航天器的助推器，并支承航天器的有效载重设备。地球轨道航天器的典型有效载重设备中，包括通讯卫星使用的相当大型的天线反射器，地球传感器，导航传感器，和其他为航天器精确定向而使用的器械。这种设备要求有刚性的支承结构，有极高的稳定性，可以承受环境造成的许多应力。

举例而言，在航天器发射的初始，必须承受发射加速度造成的相当高的应力。这些应力是由在支承结构上安装的相当重的发动机和有效载重设备而组成。一旦进入轨道，航天器结构又暴露在温度通常至少在±100℃之间变化的热循环下。

在美国第4，009，851号专利中，叙述了一种航天器结构安排或构造，其中有铝合金薄板，在边缘上铆接，焊接，或用其他紧固方法形成一个长圆柱形壳。圆柱形壳用若干围绕圆柱形外周纵向伸展，并有间隔的平行肋作加强。圆柱形壳还有若干环形加强肋。

固定在圆柱形壳下端上的还有一个截头圆锥形壳，构造与圆柱形壳相似。如在该专利中所揭示，截头圆锥形壳上也有若干纵向伸展、并有间隔地围绕外表面的肋。

肋条用铆钉固定在圆柱形壳和截头圆锥形壳上。用铆钉在圆柱形壳和截头圆锥形壳上固定肋条时，需要有突缘，在上面铆铆钉。这种突缘就要增加结构的重量。

该项专利中揭示的支承结构，比其先已知的支承结构较轻。但是为了能够增加有效载重，最好还能进一步减低支承结构的重量。在给定的航天器尺寸中，减轻支承结构的重量，就可以提高有效载重的重量。

实施本发明的航天器结构，可用于连接一个发射运载器。构造中有一个圆柱管形壳并有一个截头圆锥管形壳，连接圆柱形壳并从它上面伸出。这些结构有直线相连的纵向轴线。在这些结构中容放航天器的一个有效载重和一个发动机。

根据本发明所提出，有圆柱形壳和截头圆锥形壳的构造是由含有加强纤维的金属基质复合材料构成的整体结构，其微观结构是连续单一的。该结构的壁厚为，（a）从圆柱形壳外伸的端部，远离截头圆锥形壳的区域的厚度最小，然后逐渐增加，（b）在外伸的圆锥形壳的远离圆形壳的边缘厚度最大。在截头圆锥形壳最厚壁端的边缘上，连接发射运载器。

附图内容如下：

图1是本发明实施方案的一个分解等角视图;

图2是图1中的实施方案中使用的航天器支承结构的一个剖视图;

图3及图4是图2中的结构的壁部剖视图，较详细示出在图2中分别用虚线3和4圈围的区域;

图5是图2中用虚线5围绕的区域的详细剖视图，表示图2中的航天器结构和一个发射运载器的连接。

图1表示有一个支承结构10的航天器，结构10中有一个正圆柱形壳12。圆柱件12和向外扩大的截头圆锥形壳14连接，接合为整体，形成支承结构。整体支承结构在图2中表示较为详细。支承结构和上述专利中所示的支承结构相似，其轴线50和组件12及14的轴线在同一轴线上。

图2示出的支承结构10，和前述的专利所示的支承结构相似，有环形的内加强肋或加强突缘形式的环16和24。环16有一个外平坦表面18，和圆柱形壳12的伸出的边缘20共平面。环形内加强肋或突缘形环24，固定在圆柱形壳12的内表面上。

在圆柱形壳12和截头圆锥形壳14之间的接界处，有一条外环形加强肋或突缘状环26。有外平坦表面的环形加强肋或突缘状环30，固定在组件14的伸出的下边缘上。

组件12及14，和环16，24，26及30，有一个整体形成的微结构，微结构由掺入加强纤维的金属基质组成，形成一个在任何组件之间没有铆接或焊接接头的金属基质复合材料（MMC）结构。