航天器用高精度微變形姿控儀器安裝結構的制作方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及航天器結構設計技術領域，具體為一種航天器用高精度微變形姿控儀器安裝結構。
【背景技術】
[0002]航天器用姿控儀器安裝一般不直接安裝航天器本體結構上，往往需要專用安裝結構轉接，安裝結構上提供儀器安裝面以及與航天器結構本體的安裝面。常規的這種結構一般要求具有輕量化、高剛度、良好的電導通及傳熱特性，同時具有足夠的強度，因此往往采用輕質鋁合金或者鎂合金材料整體機加工而成。航天器在軌運行時，這些安裝結構處于反復交變的惡劣熱環境中，安裝結構由于金屬材料的高熱膨脹率將導致熱變形極大，姿控儀器指向將發生很大變化，這樣必將導致航天器定姿精度差，拍攝圖像模糊，航天器功能大為降低，甚至喪失。
[0003]隨著我國對航天器高精度、高分辨率成像的需求，特別是高軌航天器對姿控儀器安裝結構在軌熱變形提出了苛刻要求，目前傳統的設計形式幾乎不可能滿足高軌航天器高精度姿態確定以及圖像導航配準要求。
【發明內容】
[0004]本發明針對采用傳統設計的姿控儀器安裝結構不能滿足高軌道航天器高精度姿態確定以及圖像導航配準要求不足，提出了一種航天器用高精度微變形姿控儀器安裝結構，其中儀器安裝板的第一翼板與導熱體的對接法蘭通過柔性裝置連接，使其兼顧具有導熱性能良好和熱變形隔離的兩種特性，同時薄壁腔體結構和桿件組件采用碳纖維復合材料確保了該裝置既具有較大的剛度，又質量很輕。
[0005]本發明是通過以下技術方案實現的。
[0006]一種航天器用高精度微變形姿控儀器安裝結構，包括:薄壁殼體結構、封蓋板、儀器安裝板、導熱體以及支撐桿組件；其中，所述儀器安裝板整體呈工字型結構，包括第一翼板、第二翼板和腹板，所述第一翼板固定在薄壁殼體結構的外表面，用于安裝姿控儀器，所述第二翼板設置于薄壁殼體結構的內部，并與導熱體的平面對接法蘭連接，所述第一翼板和第二翼板之間通過腹板連接，并通過腹板進行熱交換；所述導熱體的安裝面連接到封蓋板上；所述封蓋板與薄壁殼體結構連接，形成安裝結構頭部；所述支撐桿組件的一端與安裝結構頭部連接，支撐桿組件的另一端安裝在航天器光學成像有效載荷結構本體上。
[0007]優選地，所述儀器安裝板采用為鋁合金材質；其中，第一翼板采用四角凸臺結構。
[0008]優選地，所述儀器安裝板的第一翼板與薄壁殼體結構之間的連接點位置位于儀器安裝板的第一翼板與姿控儀器之間的連接點位置的內圈。
[0009]優選地，所述儀器安裝板的第二翼板采用平面結構形式，并通過柔性裝置連接到導熱體的一端上。
[0010]優選地，所述柔性裝置采用碟簧，所述儀器安裝板的第二翼板與導熱體之間的連接點位于第二翼板的四個角點上。
[0011]優選地，所述導熱體采用高導熱低膨脹鋁基碳化硅材料形成一體化機構，包括用于連接第二翼板的平面對接法蘭、用于與封蓋板連接的固定面以及用于安裝航天器外部熱管的安裝面。
[0012]優選地，所述薄壁殼體結構采用碳纖維復合材料，并為一體化結構。
[0013]優選地，所述支撐桿組件包括接頭、桿件以及隔熱墊，其中，所述桿件共為五根，其中，每一根桿件的一端通過接頭連接到安裝結構頭部，每一根桿件的另一端通過接頭與隔熱墊結合的形式連接到航天器光學成像有效載荷結構本體上。
[0014]優選地，所述桿件采用碳纖維復合材料，構成桿件的碳纖維復合材料的鋪層角度設計為[±35° /0° /90° ]的零膨脹形式；所述接頭采用碳纖維復合材料。
[0015]優選地，所述隔熱墊采用鈦合金材料，并為孔隙結構。
[0016]本發明工作時，姿控儀器安裝在儀器安裝板的第一翼板上，當儀器開機時產生熱量，這些熱量通過儀器安裝板的腹板傳遞到第二翼板，第二翼板與導熱體的平面對接法蘭配合，將熱量傳遞到導熱體上，導熱體外部安裝面與航天器外部熱管連接，從而最終將熱量傳遞到航天器散熱面。由于整個裝置合理的布局和結構、連接設計以及材料選擇，使得該裝置具有足夠的熱穩定性以及強度、剛度，且質量較輕。
[0017]與現有技術相對，本發明具有如下有效效果:航天器在軌運行時，該裝置處于反復交變的惡劣熱環境中，特別是導熱體由于受航天器散熱面低溫環境的影響，熱環境極為惡劣，極端低溫達到-30°C，且周期性變化，而星敏安裝面必須保證20°C ±0.5°C，本發明采用如上
【發明內容】
，使得該裝置具有足夠的熱穩定性以及強度、剛度，且質量較輕。航天器在軌工作時，該裝置儀器安裝面絕對熱變形(即儀器安裝面相對于支撐桿根部)小于15"，三個儀器安裝面之間相對熱變形小于5"，相對常規設計降低I個數量級，滿足高軌航天器高精度姿態確定以及圖像導航配準要求。該裝置采用了諸多創新設計，對類似結構熱變形控制有良好的借鑒意義，具體表現在如下幾點:
[0018]I)采用“工”字型儀器安裝板與導熱體通過法蘭對接的設計形式，連接點位于法蘭邊緣，這樣使得兩者之間連接剛度降低2個數量級，同時連接點使用柔性碟簧裝置，可進一步降低連接剛度，減小了導熱體對儀器安裝板儀器安裝面的直接拉扯效應；
[0019]2)儀器安裝板安裝儀器的翼板四角采用凸臺設計，確保了高精度加工的工藝性，且提供了補償加熱片的安裝空間；
[0020]3)儀器安裝板與薄壁殼體結構連接點位置位于儀器安裝板與儀器連接點位置內圈，這樣可以釋放儀器安裝板四個凸臺的熱變形，保證儀器安裝板四個凸臺與姿控儀器殼體底板熱變形的匹配性；
[0021]4)導熱體使用高導熱低膨脹材料，使其具有良好的導熱、傳熱特性，同時自身熱變形較小，降低對儀器安裝板的影響；
[0022]5)支撐桿組件采取孔隙鈦合金結構隔熱措施，減小光學成像載荷對支撐桿的熱量傳遞；
[0023]6)支撐桿采用“零”膨脹鋪層設計，降低了支撐桿熱變形；
[0024]7)采用碳纖維復合材料的薄壁腔體結構、封蓋板及支撐桿組件，使得整個裝置具有足夠的剛度和熱穩定性，同時結構輕量化。
【附圖說明】
[0025]通過閱讀參照以下附圖對非限制性實施例所作的詳細描述，本發明的其它特征、目的和優點將會變得更明顯:
[0026]圖1是本發明結構正面圖；
[0027]圖2是本發明結構背面局部剖開圖；
[0028]圖3是本發明儀器板與導熱體的連接圖；
[0029]圖4是本發明支撐桿組件圖，其中，(a)為整體示意圖，(b)為拆分圖；
[0030]圖5是本發明儀器安裝板；
[0031]圖6是本發明導熱體；
[0032]圖中:1為薄壁殼體結構，2為儀器安裝板，3為支撐桿組件，4為封蓋板，5為導熱體，6為碟簧，7為螺釘，8為接頭，9為桿件，10為隔熱墊，11為第一翼板，12為第二翼板，13為儀器安裝板與儀器連接點，14為凸臺，15為儀器安裝板與薄壁殼體結構連接點，16為腹板，17為平面對接法蘭，18為安裝面。
【具體實施方式】
[0033]下面對本發明的實施例作詳細說明:本實施例在以本發明技術方案為前提下進行實施，給出了詳細的實施方式和具體的操作過程。應當指出的是，對本領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進，這些都屬于本發明的保護范圍。
[0034]請同時參閱圖1至圖6。
[0035]本實施例提供了一種航天器用高精度微變形姿控儀器安裝結構，包括:薄壁殼體結構、封蓋板、儀器安裝板、導熱體以及支撐桿組件。其中:所述儀器安裝板整體呈工字型結構，包括第一翼板、第二翼板和腹板，所述第一翼板固定在薄壁殼體結構的外表面，用于安裝姿控儀器，所述第二翼板設置于薄壁殼體結構的內部，并與導熱體的平面對接法蘭連接，所述儀器安裝板的第一翼板和第二翼板之間通過腹板連接，并通過腹板進行熱交換；所述導熱體的安裝面連接到封蓋板上；所述封蓋板與薄壁殼體結構連接，形成安裝結構頭部；所述支撐桿組件的一端與安裝結構頭部連接，支撐桿組件的另一端安裝在航天器光學成像有效載荷結構本體上。
[0036]進一步地，所述的儀器安裝板材質為鋁合金材料，采用“工”字型一體化結構，其中第一翼板用于安裝姿控儀器，第二翼板用作傳熱對接法蘭，腹板用于兩側翼板之間熱交換，用作傳熱對接法蘭的第二翼板由于剛性較弱，能夠吸收來自導熱體熱變形，從而減小對儀器安裝板的儀器安裝面的影響。
[0037]進一步地，所述的儀器安裝板用于安裝儀器的第一翼板四角采用凸臺設計。提供姿控儀器安裝