[发明专利]一种碳纤维复合材料卫星支承舱及其制备方法

说明书

本发明公开了一种碳纤维复合材料卫星支承舱，包括截锥型壳体以及在截锥型壳体外壁上辐向设置的长桁；所述截锥型壳体包括锥面、上端环形翻边、下端环形翻边；其特征在于所述长桁为变截面T型长桁，包括腹板和缘条；所述长桁两端的缘条宽度大于中段区域缘条的宽度；所述锥面、上端环形翻边、下端环形翻边以及变截面T型长桁为全碳共固化一体成型。该结构通过碳纤维复合材料加筋长桁蒙皮结构，同时通过将长桁设置为变截面T型长桁，长桁头部和尾部的缘条加宽的设计结构，实现了在无内部支撑框架等支撑结构情况下增强支承舱整体强度和刚度。

技术领域

本发明属于航天技术领域，具体涉及一种碳纤维复合材料卫星支承舱及其制备方法。

背景技术

随着高性能复合材料在航天领域的应用在逐渐扩大，特别是在火箭及其内部结构领域，由于复合材料的轻质、高强、纤维方向的可设计性，正在逐步代替铝合金和钛合金等金属结构，以实现对火箭箭体进行减重。卫星支承舱是一种处于火箭箭体内部用于搭载卫星的结构，其通常呈圆锥形，通过串联或并联形式，搭载多颗卫星，实现“一箭多星”的发射目标。因此，使用碳纤维复合材料及相应的结构设计，对传统的铝合金制卫星支承舱进行改进，能够满足航天领域减重的迫切要求，以减少燃料消耗和降低发射成本。

CN102748999公开了一种碳纤维铺层薄壳加筋支承舱，包含碳纤维铺层截锥舱体，连接设置在所述碳纤维铺层截锥舱体内壁上的碳纤维铺层中间框，以及连接设置在所述碳纤维铺层截锥舱体外壁上的碳纤维铺层帽型加强筋；其中，所述碳纤维铺层截锥舱体包含设置在其顶端的上端框，设置在其底端的下端框，以及按压固定所述上端框和下端框并铺设在碳纤维铺层截锥舱体外壁上的蒙皮。该发明所提供的的碳纤维铺层薄壳加筋支承舱，虽然大部分结构由碳纤维铺层模压制成，但是总体结构较复杂，需要紧固件连接装配，模具工时成本和重量等不占优势。

发明内容

本发明的目的在于提供一种碳纤维复合材料卫星支承舱，其在满足卫星支承舱各个工况载荷、结构强度的前提下，结构简单，无胶接或铆接，整个结构由碳纤维一体成型，相比同规格的铝合金结构减重25%以上。

为达到上述目的，本发明提供的技术方案如下：

一种碳纤维复合材料卫星支承舱，包括截锥型壳体以及在截锥型壳体外壁上辐向设置的长桁；所述截锥型壳体包括锥面、上端环形翻边和下端环形翻边；所述长桁为变截面T型长桁，包括腹板和缘条，所述变截面T型长桁头部和尾部的缘条宽度大于中间部位的缘条宽度；所述锥面、上端环形翻边、下端环形翻边和变截面T型长桁全碳共固化一体成型。

通过采用上述技术方案，利用变截面T型长桁，可分流压缩载荷，提高支承舱整体刚度。长桁位于头部的缘条进行加宽设计，可以改善拉伸工况下上端环向翻边的应力集中问题。长桁位于尾部的缘条进行加宽设计，可以减小相邻缘条的跨距，避免截锥型壳体屈曲。

在一个具体的可实施方案中，所述截锥型壳体由第一碳纤维单向带预浸料层和碳纤维织物预浸料层复合而成；所述第一碳纤维单向带预浸料层作为中间层；所述碳纤维织物预浸料层包括粘附在第一碳纤维单向带预浸料层一侧的第一碳纤维织物预浸料层，和粘附在第一碳纤维单向带预浸料层另一侧的第二碳纤维织物预浸料层；所述变截面T型长桁由第二碳纤维单向带预浸料层复合而成，所述第二碳纤维单向带预浸料层的铺层角度为0°的比例大于等于60%。所述铺层角度以截锥型壳体轴向为基准。

通过采用上述技术方案，截锥型壳体采用第一碳纤维单向带预浸料层可抵抗轴压，碳纤维织物预浸料层可防止支承舱沿锥面竖直方向上发生劈裂。变截面T型长桁铺层采用大比例0°碳纤维单向带预浸料可增强抵抗轴压和压缩的能力。

在一个具体的可实施方案中，所述变截面T型长桁的第二碳纤维单向带预浸料的铺层比例为0°：±45°：90°=6:3:1，所述铺层角度以截锥型壳体轴向为基准。

通过采用上述技术方案，高比例碳纤维单向带预浸料可保证较高的压缩和拉伸强度。