[发明专利]空间飞行器整体框架

说明书

本发明涉及结构，更具体地说，涉及空间飞行器的结构。

人造卫星和小型空间飞行器一般具有框架(也称为bus)，其上装载有效载荷，空间飞行器设备和喷推装置，框架一般包括一系列连接的平板，并由多个复杂的配件，纵向桁条和横向拉杆支撑。该平板一般连接成六角形、八角形或其他对称形状。框架、顶部舱板和底部舱板组成空间飞行器结构的外壳。

当发射时，空间飞行器框架一般要受许多力的作用，这一般是声振(vibroacoustic)和振动载荷综合作用的结果。为适应这些发射环境条件，最好将各部件或框架构件之间的接头数量减至最少。以往因为结构上和力学支撑上的要求，去消或减少接头数目是困难的。例如，因为框架板必须承受挤压和剪切载荷，它们常由加强肋板支撑，以防止弯曲。刚性肋板是由螺栓、焊接或其他公知方法固定到板上。金属纵向桁条和横向拉杆也是用机械方法固定到板上。其结果是接头很多。在确定空间飞行器的结构的“效率”时，接头数目是要考虑的一个因素。在空间飞行器的结构动力学分析时，一般采用20％-25％的拆分因数来分析空间飞行器的各固有频率，故连接效率低。

空间飞行器制造者寻求将框架的重量减至最低，以将大部分空间飞行器的重量可分配给有效载荷。除重量轻之外，框架应可以导热，更具体说来，因为很多产生热的电气部件和空间飞行器设备直接安装到框架上，框架主体起着散热片的作用，以使这些部件散发热量，否则必须由某种其它方式散热，这会增加重量，为了满足导热要求，现有技术的空间飞行器框架的主要构件由铝制成。铝具有较高导热系数，重量较轻。但尽管它们是铝制结构的，但因为有很多组件、配件、加强构件，现有技术的空间飞行器框架常常庞大、笨重且难于使用。

一些空间飞行器制造者企图通过用纤维复合材料件代替铝制框架构件来解决重量和体积大的问题。业已发现，使用复合材料的框架并不令人满意，因为如用铝制结构一样，采用的部件很多。而且，由于各个部件的纤维方向不一致，导热性降低。

因此，需要一种效果更好易于生产的空间飞行器框架。最好，该框架重量轻，且比现有结构的空间飞行器框架包含的部件少，而且应是导热的。

本发明通过提供一空间飞行器整体框架解决了上述许多问题。该空间飞行器框架是由纤维复合材料薄板覆盖一个夹芯而成。该夹芯最好是由铝制成，截面呈蜂窝状。该框架具有装载有效载荷、空间飞行器设备和喷推装置的结构。通过改变夹芯密度或壁厚，框架在局部可得到加强，以便抵抗集中载荷或局部载荷。因此，根据本发明构成的空间飞行器框架比现有技术具有若干优点，包括：部件数目减少；因为部件接头较少更易于组装以及有效载荷运载能力较大；重量较轻。

特别说明的是，本发明提供一种空间飞行器框架，它具有呈空间飞行器外壳形状的夹芯；在聚合物基料中包含纤维的并盖住夹芯内侧的第一复合材料层；在聚合物基料中包含纤维的并盖住夹芯外侧的第二复合材料层。夹芯为蜂窝状结构，是由依框架形状成形的一整体铝板制成。而且，第一和第二复合材料层是基本连续的，即它们不含接缝。

在一示范性实施例中，第一和第二复合材料层的聚合物基料中具有氰酸盐酯。另一个实施例中用环氧树酯为基料。最好第一和第二复合材料层纤维中包含大约是第一和第二复合材料层体积的53-55％的高模量石墨。夹芯可以具有局部加厚的壁以支撑较高载荷，或者，在特定区域具有较密的蜂窝状结构。

本发明还提供一制造框架的方法，框架形成一内壁和一外壁，该方法包括如下步骤：设置一心架，其外部轮廓基本上是框架内壁的形状和大小；将由聚合物基料中包括纤维的复合材料形成的第一预浸渍板铺设到心架外部轮廓上；将夹芯装到第一预浸渍薄板上；将由聚合物基料中包含纤维的复合材料制成的第二预浸渍板装到夹芯外部；在高压罐(autoclave)中固化第一和第二预浸渍板；除去心架。

实施这些步骤的示范性方法包括：在装上夹芯之前借助真空使第一浸渍板压实(compacting)，并且在固化步骤之前用真空使第二预浸渍板压实，对于第一和第二预浸渍板还可以铺设附加敷层，并且，最好这些敷层每一层都分别压实。

通过以下结合附图进行的详细说明，本发明上述方面和许多伴随的优点会更易于理解，其中：

图1是具有本发明框架的人造卫星透视图；

图2是图1所示卫星框架的分解透视图，还示出了相关部件；

图3是图2框架的夹芯和面板的详细剖视图；

图4是制造本发明六侧面框架的铝制心架的局部剖开后的侧向透视图，在示出的部分组装状态的框架中，第一预浸渍板、柔性覆盖板和玻璃纤维通气管装到心架外表面，准备好进行真空压实；