本發(fā)明涉及航天飛行器支撐結(jié)構(gòu)，具體為一種適用于sgcmg(single-gimbalcontrolmomentgyroscopes，單框架控制力矩陀螺)五棱錐立式布局的桁架支撐裝置。

背景技術(shù)：

目前，衛(wèi)星姿軌控sgcmg群布局形式均為平鋪式構(gòu)型，主要存在以下問題：

一、sgcmg轉(zhuǎn)子橫向尺寸較大導(dǎo)致平鋪式布局時(shí)超出包絡(luò)要求；

二、平鋪式sgcmg布局的單機(jī)縱向響應(yīng)水平較大；

三、適用平鋪式sgcmg布局的支撐裝置主要借助蜂窩板及金屬轉(zhuǎn)接零件實(shí)現(xiàn)，裝配形式繁瑣，攜帶效率有限。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)中的缺陷，本發(fā)明的目的是提供一種適用于sgcmg五棱錐立式布局的桁架支撐裝置，其能夠降低發(fā)射成本的要求，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，裝配便捷，操作過程可視化程度高，風(fēng)險(xiǎn)可控，最終達(dá)到減輕航天器結(jié)構(gòu)重量。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供一種適用于sgcmg五棱錐立式布局的桁架支撐裝置，其特征在于，包括主承力組件、sgcmg安裝框架、矩形桿件、sgcmg本體，主承力組件是桁架支撐裝置的中心基準(zhǔn)，保證安裝五個(gè)sgcmg本體后的整體縱向剛度；五個(gè)sgcmg安裝框架依次與主承力組件均布裝配，sgcmg安裝框架上提供八個(gè)安裝接口，矩形桿件將sgcmg安裝框架與主承力組件裝配連接成一體，sgcmg本體安裝在sgcmg安裝框架上。

優(yōu)選地，所述主承力組件包括第一接頭、第二接頭、第三接頭、碳纖維桿件，第二接頭通過碳纖維桿件與第三接頭相連，第一接頭位于第二接頭的上方。

優(yōu)選地，所述第一接頭、第二接頭、第三接頭都是碳纖維多通接頭，由t700型碳纖維通過高精度工裝模壓成型。

優(yōu)選地，所述碳纖維桿件的材料為m55j-6k型碳纖維，纏繞成型。

優(yōu)選地，所述sgcmg安裝框架由sgcmg平面框架與連接角盒組成，sgcmg平面框架為t700型碳纖維平面模壓成型的框架結(jié)構(gòu)，設(shè)置八個(gè)安裝接口。

優(yōu)選地，所述矩形桿件的材料m55j-6k型碳纖維，纏繞成型。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下的有益效果：本發(fā)明能夠于提供衛(wèi)星用sgcmg五棱錐立式布局的一體化桁架支撐裝置，利用本發(fā)明，不但提高了衛(wèi)星攜帶有效載荷的能力，開拓了五棱錐構(gòu)形sgcmg群的新布局思路，有效降低了整體縱向響應(yīng)水平，同時(shí)滿足多個(gè)載荷一體化安裝的要；本發(fā)明能夠采用五棱錐立式布局構(gòu)型設(shè)計(jì)，利用周向均布五個(gè)垂直安裝面實(shí)現(xiàn)sgcmg的斜角度安裝要求，解決了sgcmg群整體立式安裝的難題；本發(fā)明能夠有效利用了縱向空間，在連接界面相同的基礎(chǔ)上提高了攜載后的縱向頻率，降低了縱向響應(yīng)水平，彌補(bǔ)了平鋪式布局引起的縱向響應(yīng)過大的缺憾；本發(fā)明能夠利用碳纖維桁架結(jié)構(gòu)優(yōu)化攜帶載荷能力效率的優(yōu)勢(shì)，攜帶載荷效率提高32％；本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，裝配便捷，操作過程可視化程度高，風(fēng)險(xiǎn)可控。

附圖說明

通過閱讀參照以下附圖對(duì)非限制性實(shí)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(diǎn)將會(huì)變得更明顯：

圖1為本發(fā)明適用于sgcmg五棱錐立式布局的桁架支撐裝置立體圖；

圖2為本發(fā)明適用于sgcmg五棱錐立式布局的桁架支撐裝置滿載立體圖；

圖3為本發(fā)明適用于sgcmg五棱錐立式布局的桁架支撐裝置主承力組件結(jié)構(gòu)圖；

圖4為本發(fā)明適用于sgcmg五棱錐立式布局的桁架支撐裝置主承力組件典型接頭立體圖；

圖5為本發(fā)明適用于sgcmg五棱錐立式布局的桁架支撐裝置主承力組件五邊形截面碳纖維桿件圖；

圖6為本發(fā)明適用于sgcmg五棱錐立式布局的桁架支撐裝置sgcmg安裝框架結(jié)構(gòu)圖；

圖7為本發(fā)明適用于sgcmg五棱錐立式布局的桁架支撐裝置矩形桿件立體圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明。以下實(shí)施例將有助于本領(lǐng)域的技術(shù)人員進(jìn)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(duì)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，還可以做出若干變形和改進(jìn)。這些都屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。

如圖1、圖2所示，本發(fā)明適用于sgcmg五棱錐立式布局的桁架支撐裝置包括主承力組件1、sgcmg安裝框架2、矩形桿件3、sgcmg本體4，主承力組件1是桁架支撐裝置的中心基準(zhǔn)，保證安裝五個(gè)sgcmg本體后的整體縱向剛度；五個(gè)sgcmg安裝框架2依次與主承力組件1均布裝配，sgcmg安裝框架上提供八個(gè)安裝接口，在單機(jī)安裝完成后角度保證26°34″，矩形桿件3將sgcmg安裝框架2與主承力組件1裝配連接成一體，sgcmg本體4安裝在sgcmg安裝框架2上。

如圖3-圖5所示，主承力組件包括第一接頭11、第二接頭12、第三接頭13、碳纖維桿件14，第二接頭12通過碳纖維桿件14與第三接頭13相連，第一接頭11位于第二接頭12的上方，這樣進(jìn)一步保證sgcmg本體安裝后的整體縱向剛度，主承力組件是桁架支撐裝置的中心基準(zhǔn)，保證安裝五個(gè)sgcmg后的整體縱向剛度。第一接頭11、第二接頭12、第三接頭13都是碳纖維多通接頭，由t700型碳纖維通過高精度工裝模壓成型。碳纖維桿件的材料為m55j-6k型碳纖維，纏繞成型，按單層0.1mm，角度為[±45°/0°6/±45°]s纏繞成型，桿件截面分正五邊形，邊長(zhǎng)30mm，壁厚2mm。上述接頭和桿件是組成桁架支撐裝置的重要構(gòu)成部分。

如圖6所示，sgcmg安裝框架2由sgcmg平面框架21與連接角盒22組成，sgcmg平面框架21為t700型碳纖維平面模壓成型的框架結(jié)構(gòu)，設(shè)置八個(gè)安裝接口，并在適當(dāng)位置與連接角盒22“膠接+螺接”而成。連接角盒22為t700模壓成型的角盒結(jié)構(gòu)，提供整體對(duì)外安裝接口2-m12。sgcmg安裝框架2成型后依次與主承力組件裝配，五個(gè)均布，框架接口可根據(jù)需求為單機(jī)提供26°34″的斜裝角度。

如圖7所示，矩形桿件3的材料m55j-6k型碳纖維，纏繞成型，按單層0.1mm，角度為[±45°/0°6/±45°]s纏繞成型，桿件截面為30mm×36mm，壁厚2mm。將sgcmg安裝框架與主承力裝置裝配連接成一體式，桿件截面尺寸經(jīng)過優(yōu)選，對(duì)提高整體扭轉(zhuǎn)剛度有較大幫助。

主承力組件用于支撐五個(gè)sgcmg本體。sgcmg安裝框架為sgcmg提供安裝接口，為整體框架結(jié)構(gòu)，與連接角盒膠接成型后使用；本發(fā)明采用五棱錐立式構(gòu)型設(shè)計(jì)，為單個(gè)sgcmg提供安裝接口，滿足5個(gè)sgcmg均勻立式布局要求。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明有以下優(yōu)勢(shì)：滿足sgcmg立式布局要求，縱向剛度及扭轉(zhuǎn)剛度較高，有效降低地面力學(xué)試驗(yàn)中縱向響應(yīng)水平；桁架式支撐裝置重量輕，攜帶載荷效率提高32％；該裝置有效提高了航天器內(nèi)部空間利用率。

以上對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施例進(jìn)行了描述。需要理解的是，本發(fā)明并不局限于上述特定實(shí)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)做出各種變形或修改，這并不影響本發(fā)明的實(shí)質(zhì)內(nèi)容。

技術(shù)特征：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明提供了一種適用于SGCMG五棱錐立式布局的桁架支撐裝置，包括主承力組件、SGCMG安裝框架、矩形桿件、SGCMG本體，主承力組件是桁架支撐裝置的中心基準(zhǔn)，保證安裝五個(gè)SGCMG本體后的整體縱向剛度；五個(gè)SGCMG安裝框架依次與主承力組件均布裝配，SGCMG安裝框架上提供八個(gè)安裝接口，矩形桿件將SGCMG安裝框架與主承力組件裝配連接成一體，SGCMG本體安裝在SGCMG安裝框架上。本發(fā)明能夠降低發(fā)射成本的要求，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，裝配便捷，操作過程可視化程度高，風(fēng)險(xiǎn)可控，最終達(dá)到減輕航天器結(jié)構(gòu)重量。

技術(shù)研發(fā)人員：王舒楠;劉佩東;那順布和;葛釗;方無(wú)迪
受保護(hù)的技術(shù)使用者：上海衛(wèi)星工程研究所
技術(shù)研發(fā)日：2017.05.25
技術(shù)公布日：2017.10.24