卫星载荷试验用零变形构架装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及卫星有效载荷的地面试验装置，公开了一种卫星载荷试验用零变形构架装置；包括组合装置[1]，其两侧设置有四个吊轴装置[2]；其前面和两侧分别设置有安装铰链展开机构的支座装置[3]、有效载荷解锁释放装置的支座[4]、支撑锁定机构的支座[5]；在组合装置[1]前面中间设置有与卫星结构、天线阵面相连接的平台装置[6]；底部设置有二根支腿装置[7]和底板[10]，底板[10]上固定有二根起吊杆[8]。本发明专利技术解决了现有技术的试验装置膨胀系数较大，影响产品试验结果等问题，取得了结构简单、重量轻、安装方便、扩展性好、适应性强、制造成本低等有益效果。

【技术实现步骤摘要】
卫星载荷试验用零变形构架装置技术 领域本专利技术涉及卫星有效载荷的地面试验装置，尤其是卫星各种有效载荷及太阳电池 阵等展开机构在地面真空条件下、高低温试验时的构架装置。
技术介绍
为确保精度要求，使得每次发射成功，卫星和航天器上的一些展开机构及有效载 荷(如各种天线和太阳电池阵)在天上能顺利展开，首先要经历在地面环境下进行多次的 展开考核试验。为了保证其真实性，需要有一种与其相适应的模拟试验装置，即在地面的真 空条件下、高低温试验中，该模拟试验装置必须具有极小的变形或达到零变形要求。目前试验装置常规材料(如铁、钢、铝、镁等材料)均具有较大的线膨胀系数，很有 可能由于试验装置的原因而影响产品展开试验结果；为此，需要有一种线膨胀系数很小或 几乎接近于零的材料来制造该试验构架装置。由于碳纤维材料具有线膨胀系数小的特点以及它的可设计性，即通过对碳纤维方 形管的铺层设计和缠绕角度的改变，以及根据有效载荷需要的压紧点、展开支撑点、锁紧点 等要求，设计和研制卫星试验用零变形构架装置。但是，目前国内外文献对这种卫星试验用 零变形构架装置的报道很少，尤其在地面真空条件下、高低温环境下的零变形构架装置报 道更少。目前没有发现同本专利技术类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。
技术实现思路
为了解决现有技术的试验装置膨胀系数较大，影响产品试验结果等问题，本专利技术 的目的在于提供一种卫星载荷试验用零变形构架装置。利用本专利技术，不但具有足够的结构 强度和刚度来适应卫星及有效载荷连接安装的需要，以及零变形的要求，而且通过结构优 化设计，结构简单、重量轻、安装方便、扩展性好、适应性强、制造成本低。为了达到上述专利技术目的，本专利技术为解决其技术问题所采用的技术方案是提供一种 卫星载荷试验用零变形构架装置，该装置包括由长短不同、截面相同的长碳纤维方形管与内接镶嵌式连接角片组成外形呈薄型 箱形结构的组合装置；组合装置两侧窄边的上、下两端的横向支架上设置有四个起吊用的 吊轴装置；组合装置前面的一侧边上设置有上下两个用作安装铰链展开机构的支座装置； 另一侧居中位置具有一个突出的碳纤维方形管，设置有安装有效载荷解锁释放装置的支 座；同时，在该突出的碳纤维方形管的中间设置有一个安装支撑锁定机构的支座；在组合 装置前面中间的一根纵向碳纤维方形管上设置有三个、另一根纵向碳纤维方形管上设置有 四个与卫星结构、天线阵面相连接的平台装置；在组合装置前面的底部设置有二根支腿装 置，通过连接角撑固定在组合装置前面底部；组合装置的底部两端通过连接角撑固定有二 块底板，底板上固定有二根起吊杆。本专利技术卫星载荷试验用零变形构架装置，由于采用了线膨胀系数极小的碳纤维材 料，根据有效载荷需要的压紧点、展开支撑点、锁紧点等要求，组成具有足够的结构强度和刚度的构架装置，从而解决了卫星地面真空条件下、高低温试验时产生构架装置的变形问题。经有关的考核试验，本专利技术的构架装置达到预期的目的和零变形效果。取得了结构简 单、重量轻、安装方便、扩展性好、适应性强、制造成本低等有益效果。附图说明图1 本专利技术卫星载荷试验用零变形构架装置的结构示意图；图2 碳纤维方形管组合装置示意图；图3:吊轴装置示意图；图4:支座装置示意图；图5 解锁装置的支座示意图；图6 锁定机构的支座示意图；图7:平台装置示意图；图8:支腿装置示意图；图9:起吊杆示意图；图10 连接角撑示意图；图11 底板示意图；图12 碳纤维方形管组合装置内部连接示意图；图13 :内接镶嵌式连接角片示意图；图14 碳纤维方形管示意图。具体实施例方式下面结合附图说明本专利技术的优选实施例，该实施例主要用于星载展开机构的试 验。图1为本专利技术卫星载荷试验用零变形构架装置的结构示意图；该装置包括由长 短不同、截面相同的碳纤维方形管与内接镶嵌式连接角片组成外形呈薄型箱形结构的组合 装置1 ；组合装置1两侧窄边的上、下两端的横向支架上设置有四个起吊用的吊轴装置2 ； 组合装置1前面的一侧边上设置有上下两个用作安装铰链展开机构的支座装置3 ；另一侧 居中位置具有一个突出的碳纤维方形管，设置有安装有效载荷解锁释放装置的支座4 ；同 时，在该突出的碳纤维方形管的中间设置有一个安装支撑锁定机构的支座5 ；在组合装置1 前面中间的一根纵向碳纤维方形管上设置有三个、另一根纵向碳纤维方形管上设置有四个 与卫星结构、天线阵面相连接的平台装置6 ；在组合装置1前面的底部设置有二根起固定调 节水平作用的支腿装置7，通过连接角撑9固定在组合装置1前面底部；组合装置1的底部 两端通过连接角撑9固定有二块用作支座的底板10，底板10上固定有二根用作翻身作用的 起吊杆8。图2为碳纤维方形管组合装置1示意图，它是该装置中最重要和关键的结构，并 且具有与其它结构件的连接接口和对外接口，它是由长短不同截面相同的碳纤维方形管12 与内接镶嵌式连接角片11所组成；其外形尺寸为1802mmX3480mmX450mm ；外形呈薄型的箱 形结构；共有长碳纤维方管8根(每根长为3480mm)，中长的有4根(每根长为1610mm)，中 短的有8根(每根长为800mm)，短的有16根(每根长为260mm)，超短的有32根(每根长约为150mm)，共计68根；内接镶嵌式连接角片11分别与纵、横的碳纤维方形管12之间采 用涂胶和铆钉连接，所用的胶接剂为常温J_133(黑龙江省石化研究院生产)，铆钉为铝制女口广 PFt ο图 3为吊轴装置2示意图，主要是起吊之用，上下共有4个，采用铝合金材料机加 工而成，用螺栓等紧固件与碳纤维方形管组合装置相连接。铝合金材料的密度为2. 75g/ cm3，牌号为 2A14T6，标准为 GB/T3191-98。图4为支座装置3示意图，它是安装铰链展开机构之用，上下共有2个，采用铝合 金材料机加工而成，用螺栓等紧固件与碳纤维方形管组合装置1相连接。铝合金材料的密 度为 2. 75g/cm3，牌号为 2A14T6，标准为 GB/T3191-98。图5为解锁装置的支座4示意图，主要是安装有效载荷的解锁释放装置之用，采用 铝合金材料机加工而成，用螺栓等紧固件与碳纤维方形管组合装置1相连接。铝合金材料 的密度为2. 75g/cm3，牌号为2A14T6，标准为GB/T3191-98。图6为锁定机构的支座5示意图，主要是安装有效载荷的锁定机构之用，采用铝合 金材料机加工而成，用螺栓等紧固件与碳纤维方形管组合装置1相连接。铝合金材料的密 度为 2. 75g/cm3，牌号为 2A14T6，标准为 GB/T3191-98。图7为平台装置6示意图，主要是安装有效载荷天线等压紧点的地方，共有7个， 具有一定的精度要求，用螺栓等紧固件与碳纤维方形管组合装置1相连接装配后，即7个 对外的安装面要保证在同一个平面内；采用铝合金材料机加工而成，铝合金材料的密度为 2. 75g/cm3，牌号为 2A14T6，标准为 GB/T3191-98。图8为支腿装置7示意图，它主要的作用就是起固定和调节水平作用，共有2个， 采用45号钢加工而成，用螺栓等紧固件与底板10相连接。图9为起吊杆8示意图，它主要用作翻身和起吊之用，共有2个，采用45号钢加工 而成，用螺栓等紧固件与底板10相连接。图10为连接角撑9示意图，它本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种卫星载荷试验用零变形构架装置，其特征在于，该装置包括：　　由长短不同、截面相同的长碳纤维方形管［１２］与内接镶嵌式连接角片［１１］组成外形呈薄型箱形结构的组合装置［１］；组合装置［１］两侧窄边的上、下两端的横向支架上设置有四个起吊用的吊轴装置［２］；组合装置［１］前面的一侧边上设置有上下两个用作安装铰链展开机构的支座装置［３］；另一侧居中位置具有一个突出的碳纤维方形管，设置有安装有效载荷解锁释放装置的支座［４］；同时，在该突出的碳纤维方形管的中间设置有一个安装支撑锁定机构的支座［５］；在组合装置［１］前面中间的一根纵向碳纤维方形管上设置有三个与卫星结构、天线阵面相连接的平台装置［６］，另一根纵向碳纤维方形管上设置有四个与卫星结构、天线阵面相连接的平台装置［６］；在组合装置［１］前面的底部设置有二根支腿装置［７］，通过连接角撑［９］固定在组合装置［１］前面底部；组合装置［１］的底部两端通过连接角撑［９］固定有二块底板［１０］，底板［１０］上固定有二根起吊杆［８］。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：宋东平，顾志悦，张建刚，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：31