[发明专利]一种航天器用蜂窝板

说明书

本发明设计一种航天器用蜂窝板，该蜂窝板包括：蒙皮、蜂窝芯子和预埋组件，预埋组件与蜂窝芯子胶接，蜂窝芯子与蒙皮胶接，预埋组件包括：一体化碳纤维框架和金属预埋件，金属预埋件胶接于一体化碳纤维框架内部。一体化碳纤维框架包括：第一U型梁结构和第二U型梁结构，第一U型梁结构和第二U型梁结构开口方向相反。金属预埋件胶接于一体化碳纤维框架的第一U型梁结构和/或第二U型梁结构的开口内。一体化碳纤维框架为通过碳纤维铺层和/或缠绕的方式一体化成型的框架。该蜂窝板具有可多角度支撑、重量轻、结构紧凑、加工装调工艺性好、稳定性高、承载能力强、力学环境适应性好等优点。

技术领域

本发明涉及航天应用技术领域，具体涉及一种航天器用蜂窝板。

背景技术

在航天器结构中，通常会使用一种由蒙皮和蜂窝芯子胶接组成的蜂窝板作为航天器设计中的支撑结构。由于其提高航天器结构刚度、降低航天器结构质量并提高航天器载荷在轨热交变环境造成的变形精度的特性，蜂窝板得到了广泛的应用。

随着航天技术的发展，蜂窝板所需承受的载荷也日益增加，通常为了提高蜂窝板所能承受的载荷，会在蜂窝板中设置预埋件。该蜂窝板预埋件作为航天器设计中的连接部件，主要承受拉脱力和剪切力，同时外界载荷也通过预埋件传递并分散到整个蜂窝结构中。因此，预埋件的结构形式直接影响到蜂窝板的可靠性和疲劳寿命。

目前，对于含预埋件的蜂窝板的结构设计往往选用金属预埋件，并将其直接预埋在蜂窝板中。此类设计由于蒙皮与金属预埋件的材料特性差别较大，刚度的不连续会造成金属预埋件与蒙皮界面位置出现较严重的应力集中,由此降低整个蜂窝板的承载能力。

因此，需要开发一种航天器用蜂窝板来解决上述问题。

发明内容

为弥补现有技术的不足，本申请提供一种航天器用蜂窝板，该蜂窝板具有可多角度支撑、重量轻、结构紧凑、加工装调工艺性好、稳定性高、承载能力强、力学环境适应性好等优点。

本申请一方面在于提供一种航天器用蜂窝板，该蜂窝板包括：蒙皮、蜂窝芯子和预埋组件，预埋组件与蜂窝芯子胶接，蜂窝芯子与蒙皮胶接，预埋组件包括：一体化碳纤维框架和金属预埋件，金属预埋件胶接于一体化碳纤维框架内部。

在一些实施例中，一体化碳纤维框架包括：第一U型梁结构和第二U型梁结构，第一U型梁结构和第二U型梁结构开口方向相反。

在一些实施例中，金属预埋件胶接于一体化碳纤维框架的第一U型梁结构和/或第二U型梁结构的开口内。

在一些实施例中，一体化碳纤维框架为通过碳纤维铺层和/或缠绕的方式一体化成型的框架。

在一些实施例中，一体化碳纤维框架的碳纤维层厚度为2mm。

在一些实施例中，金属预埋件进一步包括载荷安装接口

在一些实施例中，金属预埋件进一步包括减重孔。

在一些实施例中，蒙皮为碳纤维复合材料层合板。

在一些实施例中，蜂窝芯子为铝合金蜂窝芯子。

在一些实施例中，蜂窝板为卫星光学基准板。

附图说明

通过结合附图对于本申请的实施方式进行描述，可以更好地理解本申请，在附图中：

图1为本申请的一个实施例中的一种航天器用蜂窝板中的预埋组件的正面示意图；以及

图2为图1中所示的一种航天器用蜂窝板中的预埋组件的背面示意图。

附图标号说明：

100：预埋组件；

101：一体化碳纤维框架；