本發(fā)明涉及航天領(lǐng)域，具體地，涉及一種航天變軌發(fā)動機復(fù)合材料機架，用于航天推進系統(tǒng)中變軌發(fā)動機的安裝機架。尤其涉及對力學(xué)載荷要求高，所述變軌發(fā)動機安裝機架結(jié)構(gòu)包絡(luò)較大的航天飛行器。

背景技術(shù)：

對于空間站推進系統(tǒng)來說，每臺變軌發(fā)動機作為一個獨立的模塊安裝到空間站艙體上，而變軌發(fā)動機與空間站艙體之間均需要通過機架進行連接。機架直接影響發(fā)動機與空間站艙體之間的連接可靠性。

對于傳統(tǒng)的變軌發(fā)動機機架來說，由于發(fā)動機距離艙壁較近，且力學(xué)載荷要求低，使得機架整體結(jié)構(gòu)包絡(luò)很小，對強度、剛度要求不高，因此可以使用相對簡單和低質(zhì)量的鋁合金機架實現(xiàn)變軌發(fā)動機與艙壁的連接。但對空間站來說，變軌發(fā)動機距離艙壁較遠(yuǎn)，力學(xué)載荷要求高，傳統(tǒng)小包絡(luò)結(jié)構(gòu)具備低強度和剛度的鋁合金機架，無法滿足空間站的使用要求。而高強度和剛度的鋁合金機架，則會造成機架結(jié)構(gòu)復(fù)雜，重量較大超出重量設(shè)計指標(biāo)。因此，需要研制一種采用碳纖維復(fù)合材料的，具備重量輕，抗力學(xué)載荷高，結(jié)構(gòu)包絡(luò)大，且結(jié)構(gòu)簡單等特點的變軌發(fā)動機機架。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術(shù)中的缺陷，本發(fā)明的目的是提供一種航天變軌發(fā)動機復(fù)合材料機架。

本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案來實現(xiàn)的：

本發(fā)明提供一種航天變軌發(fā)動機復(fù)合材料機架，包括筒體，所述筒體的兩端分別設(shè)置有底部法蘭和頭部法蘭，所述底部法蘭所在面與所述頭部法蘭所在面之間存在傾角；所述筒體的外壁沿周向方向上均勻分布有若干加強筋；所述筒體、底部法蘭、頭部法蘭和加強筋的材質(zhì)均為碳纖維復(fù)合材料。

優(yōu)選地，所述底部法蘭所在面與所述頭部法蘭所在面之間的傾角為0～15°。

優(yōu)選地，所述筒體為球錐臺結(jié)構(gòu)，所述球錐臺結(jié)構(gòu)包括大徑端、小徑端和外曲面，其中，筒體的大徑端、小徑端的圓心位于同一直線上，筒體的小徑端與所述直線垂直，筒體的大徑端與所述直線具有夾角；

所述外曲面是由一組具有相同半徑的弧長連續(xù)變化的圓弧組成，所述圓弧的一端均與頭部法蘭相鄰，另一端均與底部法蘭相鄰，所述圓弧的弧長均不超過所在圓的四分之一圓弧長。

優(yōu)選地，所述圓弧中最長圓弧所對應(yīng)的圓心角為10～45°。

優(yōu)選地，所述筒體的大徑端設(shè)置底部法蘭，所述筒體的小徑端設(shè)置頭部法蘭。

優(yōu)選地，所述筒體的壁厚為非等壁厚結(jié)構(gòu)，且由靠近頭部法蘭的一側(cè)至靠近底部法蘭的一側(cè)逐漸變厚。

優(yōu)選地，所述底部法蘭、頭部法蘭的厚度均大于所述筒體的最大壁厚的1～2mm。

優(yōu)選地，所述筒體、底部法蘭和頭部法蘭為一體成型結(jié)構(gòu)；所述底部法蘭、頭部法蘭的周向上均均勻分布有若干螺栓安裝孔。

優(yōu)選地，所述加強筋一端與頭部法蘭相鄰，另一端與底部法蘭相鄰；

所述加強筋的橫截面形狀為帶有左翻邊和右翻邊的ω形狀，所述左翻邊和右翻邊均與筒體連接，所述加強筋為等壁厚結(jié)構(gòu)。

優(yōu)選地，所述左翻邊和右翻邊均與筒體通過膠接和螺接的雙重連接方式進行連接。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下的有益效果：

1、在相同結(jié)構(gòu)包絡(luò)大小的前提下，該機架具有抗力學(xué)載荷能力強、結(jié)構(gòu)簡單、重量輕的特點；

2、該機架局部結(jié)構(gòu)具有一定的可變設(shè)計，可根據(jù)不同的安裝要求和載荷條件進行適應(yīng)性調(diào)整，具有適應(yīng)范圍廣的特點。

附圖說明

通過閱讀參照以下附圖對非限制性實施例所作的詳細(xì)描述，本發(fā)明的其它特征、目的和優(yōu)點將會變得更明顯：

圖1為本發(fā)明機架的整體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明機架從頭部法蘭方向投影的投影示意圖；

圖3為圖2中a-a方向的剖面示意圖；

圖4為本發(fā)明中加強筋的橫截面示意圖；

圖中：底部法蘭1；頭部法蘭2；筒體3；最長圓弧31；起點半徑32；終點半徑33；夾角34；直線35；加強筋4；左翻邊41；右翻邊42。

具體實施方式

下面結(jié)合具體實施例對本發(fā)明進行詳細(xì)說明。以下實施例將有助于本領(lǐng)域的技術(shù)人員進一步理解本發(fā)明，但不以任何形式限制本發(fā)明。應(yīng)當(dāng)指出的是，對本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以做出若干變化和改進。這些都屬于本發(fā)明的保護范圍。

本發(fā)明提供了一種航天變軌發(fā)動機復(fù)合材料機架，如圖1-2所示，包括筒體3，所述筒體3的兩端分別設(shè)置有底部法蘭1和頭部法蘭2，所述底部法蘭1所在面與所述頭部法蘭2所在面之間存在傾角；所述筒體3的外壁沿周向方向均勻分布有若干加強筋4；所述筒體3、底部法蘭1、頭部法蘭2和加強筋4的材質(zhì)均為碳纖維復(fù)合材料。

本發(fā)明中所述底部法蘭1用于機架對外連接(即機架與艙體連接)；所述頭部法蘭2用于機架和變軌發(fā)動機連接；所述筒體3和均布的若干ω形加強筋4作為機架的主承力結(jié)構(gòu)。

所述底部法蘭1所在面與所述頭部法蘭2所在面之間的傾角為0～15°。所述傾角可在0～15°范圍內(nèi)可調(diào)，若變軌發(fā)動機安裝角度要求在所限定的傾角范圍內(nèi)，可通過調(diào)整傾角大小來滿足變軌發(fā)動機角度安裝要求。

所述筒體3為球錐臺結(jié)構(gòu)，所述球錐臺結(jié)構(gòu)包括大徑端、小徑端和外曲面，其中，筒體3的大徑端、小徑端的圓心位于同一直線35上，筒體3的小徑端與所述直線35垂直，筒體3的大徑端與所述直線35具有夾角；進一步地，筒體3的大徑端與所述直線35之間的夾角為75～90°；

所述外曲面是由一組具有相同半徑的弧長連續(xù)變化的圓弧組成，所述圓弧的一端均與頭部法蘭2相鄰，另一端均與底部法蘭1相鄰，所述圓弧的弧長均不超過所在圓的四分之一圓弧長。

如圖3所示，所述圓弧中最長圓弧31所對應(yīng)的圓心角為10～45°。具體地，所述最長圓弧31的起點半徑32與終點半徑33之間的夾角34為10～45°，其中，所述起點半徑32與最長圓弧31和底部法蘭1相鄰點處的切線垂直，所述終點半徑33與最長圓弧31和頭部法蘭2相鄰點處的切線垂直，且所述起點半徑32與終點半徑33位于同一平面上。通過調(diào)整所上述夾角34、最長圓弧31半徑來實現(xiàn)不同大小包絡(luò)的機架結(jié)構(gòu)。

所述筒體3的大徑端設(shè)置底部法蘭1，所述筒體3的小徑端設(shè)置頭部法蘭2。

所述筒體3的壁厚為非等壁厚結(jié)構(gòu)，且由靠近頭部法蘭2的一側(cè)至靠近底部法蘭1的一側(cè)逐漸變厚。所述筒體3的壁厚為變厚度設(shè)計，靠近頭部法蘭2一側(cè)最薄，靠近底部法蘭1一側(cè)最厚，中間壁厚均勻過度，兩側(cè)的厚度差可根據(jù)機架的抗力學(xué)載荷要求的高低，進行增減，實現(xiàn)重量優(yōu)化。

所述底部法蘭1、頭部法蘭2的厚度均大于所述筒體3的最大壁厚的1～2mm。是因為底部法蘭1上安裝孔處會產(chǎn)生應(yīng)力集中現(xiàn)象，需要對底部法蘭1進行整體補強；同時，頭部法蘭2上安裝孔處會產(chǎn)生應(yīng)力集中現(xiàn)象，也需要對頭部法蘭2進行整體補強。

所述筒體3、底部法蘭1和頭部法蘭2為一體成型結(jié)構(gòu)。

所述底部法蘭1、頭部法蘭2的周向上均均勻分布有若干螺栓安裝孔。在底部法蘭1上設(shè)置若干個機架對外的螺栓安裝孔，所述螺栓安裝孔數(shù)量及分布形式可根據(jù)對外接口要求設(shè)置；在頭部法蘭2上設(shè)置若干個用于安裝變軌發(fā)動機的螺栓安裝孔，所述螺栓安裝孔數(shù)量及分布形式可根據(jù)變軌發(fā)動機安裝接口要求設(shè)置。

所述加強筋4一端與頭部法蘭2相鄰，另一端與底部法蘭1相鄰；如圖4所示，所述加強筋4的橫截面形狀為帶有左翻邊41和右翻邊42的ω形狀，所述左翻邊41和右翻邊42均與筒體3連接，所述加強筋4為等壁厚結(jié)構(gòu)。如圖1所示，本實施例中，所述筒體3的外壁上沿周向方向均勻分布有6個ω形加強筋；可根據(jù)抗力學(xué)載荷要求的高低進行增減，實現(xiàn)重量優(yōu)化。

所述加強筋4的左翻邊41和右翻邊42均與筒體3通過膠接和螺接的雙重連接方式進行連接。ω形加強筋4安裝時，首先利用粘結(jié)膠把左翻邊41和右翻邊42膠接在筒體3上，然后通過均布的螺栓把左翻邊41和右翻邊42與球錐形回轉(zhuǎn)筒體3連接起來；所述的膠接和螺接的雙重連接方式，可有效保證ω形加強筋4與筒體3連接緊密、牢固且可靠，提高ω形加強筋4筒體3整體加強的可靠性。

本發(fā)明機架的加工工藝方法和使用方法如下：

1、底部法蘭1、頭部法蘭2和筒體3為一體成型結(jié)構(gòu)，需要采用一體成型加工工藝進行生產(chǎn)加工。

2、ω形加強筋4為獨立成形件，在上述1步驟完成后，把若干個ω形加強筋4，先采用粘結(jié)劑把左翻邊41和右翻邊42膠接到筒體3外壁上，然后通過螺栓把左翻邊41和右翻邊42與筒體3螺接，從而實現(xiàn)ω形加強筋4與筒體3的雙重連接。

3、機架使用時，先采用螺栓把變軌發(fā)動機裝配到頭部法蘭2上，再采用螺栓把底部法蘭1對外連接到所屬飛行器艙體上。

本發(fā)明提供了一種航天變軌發(fā)動機復(fù)合材料機架，所述復(fù)合材料采用碳纖維復(fù)合材料；所述機架包括底部法蘭、頭部法蘭、筒體和ω形加強筋4種特征結(jié)構(gòu)；所述筒體和若干均布的ω形加強筋作為機架的承力主體結(jié)構(gòu)；所述底部法蘭作為整個機架對外的安裝結(jié)構(gòu)；所述頭部法蘭作為機架與變軌發(fā)動機的安裝結(jié)構(gòu)。相對于傳統(tǒng)變軌發(fā)動機機架結(jié)構(gòu)形式，該結(jié)構(gòu)形式可在結(jié)構(gòu)包絡(luò)較大的前提下，具有抗力學(xué)載荷能力強、結(jié)構(gòu)簡單、重量輕的特點。

以上對本發(fā)明的具體實施例進行了描述。需要理解的是，本發(fā)明并不局限于上述特定實施方式，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在權(quán)利要求的范圍內(nèi)做出各種變化或修改，這并不影響本發(fā)明的實質(zhì)內(nèi)容。在不沖突的情況下，本申請的實施例和實施例中的特征可以任意相互組合。