一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺制造技术

本发明专利技术提供了一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺：S1、基板准备；S2、安装张拉力装置；S3、调整太阳翼缝制设备；S4、太阳翼缝制设备参数设定；S5、太阳翼缝制设备的X向行程、缝合面Z向高度测试及模拟缝合，测试缝合轨迹是否一致；S6、利用太阳翼缝制设备缝合第一条线迹；S7、按照缝合工艺规程对缝合机器的Y向位移值a和X向位移值b设置；S8、利用太阳翼缝制设备缝合第二条线迹；S9、卸载太阳翼的张拉力；S10、所有缝合线迹涂RTV胶，固化3～10天；S11、展开状态下，缝合线迹侧留量5mm；S12、重复以上步骤完成缝合连接。本发明专利技术解决圆形柔性太阳翼本体在微重力状态下固定不动，通过缝合设备多维度实现缝合的方法。过缝合设备多维度实现缝合的方法。过缝合设备多维度实现缝合的方法。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺


[0001]本专利技术属于航天设备领域，尤其是涉及一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺。

技术介绍

[0002]在我国航天某项探测任务中，探测器采用圆形柔性太阳翼作为探测器能源供给部件。复合基板间的连接需要采用新连接工艺技术才能保证达到一定的性能和环境、可靠性要求，因此，创新设计了一种航天器圆形柔性太阳翼用聚酰亚胺薄膜与纤维织物复合基板机器缝合连接工艺。新技术的应用，推动我国航天强国建设，具有重大意义；目前国内的机器缝合连接工艺技术是采用工业缝纫机缝制方法；工业缝纫机工作原理是缝料通过机构送料到缝制位置，压脚向下运动固定，机针固定在针杆端部，一根或多根缝纫线穿过机针，针杆做上下往复运动，带动机针引导缝线刺穿缝料，运动至最低位置，线在缝料、机针、针槽、梭床盖的共同作用下形成线环，通过摆梭尖旋转，从而钩住线环，牵引线环绕进梭心套下方，挑线杆向上运动拉面线，使线环缩小，套住底线，挑线杆继续向上运动，拉紧面线，在缝料上形成一种或多种线迹，使一层或多层缝料交织或缝合起来；然而，探测器采用的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺，其特征在于，包括以下步骤：S1、基板准备；安装支撑卸载装置，将太阳翼复合基板安装至支撑卸载装置上；S2、安装张拉力装置；将张拉力装置与支撑卸载装置进行装配，对太阳翼复合基板提供张拉力；S3、调整太阳翼缝制设备；调整太阳翼缝制设备与太阳翼复合基板之间的缝合位置；S4、太阳翼缝制设备参数设定；S5、太阳翼缝制设备的X向行程、缝合面Z向高度测试及模拟缝合，测试缝合轨迹是否一致；太阳毯与工装安装完成后，缝制设备不装针和线，开始运行缝制程序，激光位移传感器检测毯面实际位置与理论位置的偏差量，并将偏差量用折线图显示出来，判断给太阳毯带来附加压应力；完成一次缝合过程；S6、利用太阳翼缝制设备，缝合太阳翼复合基板的第一条线迹，线端部打结处理；缝合完成后检查缝合质量；第一条线是从太阳毯外端作为缝制起始端，太阳毯小端作为终止端，缝制过程形成的第一条轨迹线为第一条线迹；第二条线迹同第一条线迹起始端一样，不同的是在Y向第一针起点的位置存在一定量间距和X向位置存在一定量间距；S7、按照缝合工艺规程，在缝合机器的设备控制界面上输入设置Y位移值a，a取2～10mm；X向位移值b，b取1～10mm；S8、利用太阳翼缝制设备，缝合太阳翼复合基板的第二条线迹，线端部打结处理；缝合完成后检查缝合质量；S9、调整毯面的张拉力装置，卸载太阳翼的张拉力；S10、所有缝合线迹涂RTV胶，固化3～10天；S11、展开状态下，缝合线迹侧留量5mm，用刀具裁剪多余太阳毯基板；S12、重复以上步骤完成所有太阳翼复合基板的缝合连接形成太阳翼整体。2.根据权利要求1所述的一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺，其特征在于：所述太阳翼整体包括一号太阳毯、二号太阳毯、三号太阳毯、四号太阳毯、中一号太阳毯、中二号太阳毯、六号太阳毯、七号太阳毯、八号太阳毯、九号太阳毯、中四号太阳毯、中三号太阳毯；其中一号太阳毯、二号太阳毯、三号太阳毯、四号太阳毯、六号太阳毯、七号太阳毯、八号太阳毯、九号太阳毯，均由两个结构相同的太阳毯本体拼接而成，包括毯面，缝合边、支撑肋和工艺边；工艺边与毯面之间为缝合边；两个太阳毯本体的支撑肋一侧互相拼接，支撑肋通过定位销与支撑卸载装置的支撑板固定，太阳毯的工艺边连接配重块对太阳毯加载张力；中三号太阳毯、一号太阳毯、二号太阳毯、三号太阳毯、四号太阳毯、中一号太阳毯依次组成半个太阳翼整体；中二号太阳毯、六号太阳毯、七号太阳毯、八号太阳毯、九号太阳毯、中四号太阳毯依次组成另一半太阳翼整体。3.根据权利要求1所述的一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺，其特征在于：太阳翼的缝制参数为：针距2～15mm、速度60～200针/Min、缝合线张力5～15N、走直线轨迹进行设置。4.根据权利要求2所述的一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺，
其特征在于：张拉力装置对太阳毯提供的张拉力为10～60N/m。5.根据权利要求1所述的一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺，其特征在于：所述太阳毯缝制设备包括基座、龙门粱、X向移动机构、Y向移动机构、伺服电动缸、Z向移动机构、上机头、下机头和移动气浮支撑，龙门梁通过若干Y向移动机构安装至基座上表面，所述基座下表面设有若干移动气浮支撑；所述龙门粱的上梁和下梁均设有一个X向移动机构，并分为X向上移动机构和X向下移动机构，Z向移动机构包括Z向上移动机构和Z向下移动机构；所述Z向上移动机构连接至所述X向上移动机构，所述Z向下移动机构连接至所述X向下移动机构，Z向上移动机构安装上机头，Z向下移动机构安装下机头；所述X向移动机构、Y向移动机构和Z向移动机构用于对上机头和下机头进行调整；所述上梁的端部和下梁的端部通过伺服电动缸连接；所述龙门粱的一侧设有控制箱。6.根据权利要求5所述的一种航天器圆形柔性太阳翼的...

【专利技术属性】
技术研发人员：焦云雷，吴跃民，冯世绪，刘少锋，李旭丽，郭晨亮，
申请(专利权)人：天津航天机电设备研究所，
类型：发明
国别省市：