本发明有关适合地球轨道航天器之类的航天器使用的结构安排。

航天器结构支承一台发动机，助推器，用于在轨道中操纵航天器，并支承航天器的有效载重设备。地球轨道航天器的典型有效载重设备中，包括通讯卫星使用的相当大型的天线反射体，地球传感器，导航传感器，和其他为航天器精确定向而使用的器械。这种设备要求有刚性的支承结构，有极高的稳定性，可以承受环境造成的许多应力。

举例而言，在航天器发射的初始，必须承受发射加速度造成的相当高的应力。这些应力是由在支承结构上安装的相当重的发动机和有效载重设备而组成。一旦进入轨道，航天器结构又暴露在温度通常至少在±100℃之间变化的热循环下。

在美国第4，009，851号专利中，叙述了一种航天器结构安排或构造，其中有铝合金薄板，在边缘上铆接，焊接，或用其他紧固方法形成一个长圆柱形件。圆柱形件用若干围绕圆柱形外周纵向伸展，并有间隔的平行肋作加强。圆柱形件还有若干环形加强肋。

固定在圆柱形件下端上的还有一个截头圆锥形件，构造与圆柱形件相似。如在该专利中所揭示，截头圆锥形件上也有若干纵向伸展、并有间隔地围绕外表面的肋。

肋条用铆钉固定在圆柱形件和截头圆锥形件上。用铆钉在圆柱形件和截头圆锥形件上固定肋条时，需要有突缘，在上面依附铆钉。这种突缘就要增加结构的重量。

该项专利中揭示的支承结构，比其先已知的支承结构较轻。但是为

了能够增加有效载重，最好还能进一步减低支承结构的重量。在给定的航天器尺寸中，减轻支承结构的重量，就可以提高有效载重的重量。

实施本发明的航天器构造，可用于连接一个发射运载器。构造中有一个圆柱管形结构并有一个截头圆锥管形结构，连接圆柱形结构并从它上面伸出。这些结构有直线相连的纵向轴线。在这些结构中容放航天器的一个有效载重和一个发动机。

根据本发明所提出，有圆柱形结构和截头圆锥形结构的构造是连贯的，并有一个由含有加强纤维的金属基质制成的单一连续微结构。微结构的壁厚为，（a）从圆柱形结构外伸的端部，远离截头圆锥形结构的区域的厚度最小，然后逐渐增加，（b）在外伸的圆锥形结构的远离圆形结构的边缘厚度最大。在圆锥形结构厚度壁端的边缘上，连接发射运载器。

附图内容如下：

图1是本发明实施方案的一个分解等角视图;

图2是图1中的实施方案中使用的航天器支承结构的一个剖视图;

图3及图4是图2中的结构的壁部剖视图，较详细示出在图2中分别用虚线3和4圈围的区域;

图5是图2中用虚线5围绕的区域的详细剖视图，表示图2中的航天器结构和一个发射运载器的连接。

图1表示有一个支承结构10的航天器，结构10中有一个正圆柱形件12。圆柱件12和向外扩大的截头圆锥形件14连接，接合为整体，形成支承结构。整体支承结构在图2中表示较为详细。支承结构和上述专利中所示的支承结构相似，其轴线和组件12及14的轴线在同一轴线上。

图2示出的支承结构10，和前述的专利所示的支承结构相似，有环形的内加强肋或加强突缘形式的环16和24。环16有一个外平坦表面18，和圆柱形件12的伸出的边缘20共平面。环形内加强肋或突缘形环24，固

定在圆柱形件12的内表面上。

在圆柱形件12和截头圆锥形件14之间的接界处，有一条外环形加强肋或突缘状环26。有外平坦表面的环形加强肋或突缘状环30，固定在组件14的伸出的下边缘上。

组件12及14，和环16，24，26及30，有一个整体形成的微结构，微结构由掺入加强纤维的金属基质组成，形成一个在任何组件之间没有铆接或焊接接头的金属基质复合材料（MMC）结构。

MMC是一种含有任何加强材料的材料，诸如纤维，须状材料或颗粒，用金属结合。在本说明书后附的权利要求书中，术语“纤维”表示的意思包括纤维，须状材料，和颗粒。

纤维可以是连续的纤维，或者也可以是不连续的纤维。连续纤维MMC用连续纤维加强金属。连续纤维型MMC的性能，倾向于有方向性，比较容易按照已知的混合物（基质/加强材料）计算规则，预测性能。不连续纤维MMC使用切碎的短纤维，用金属结合。不连续纤维型MMC的最终性能有较好的均质性，但是基质性能的提高，不及连续纤维型MMC的基质性能提高得多。

MMC中作结合材料用的典型金属，有铝、镁、钛、铜、铅和钢。典型连续纤维加强材料有石墨、碳化硅、硼、碳化硼、氧化铝、钢和钨。典型不连续加强纤维，包括切成短截的上述连续纤维，以及碳化硅须，碳化硅颗粒，和矾土颗粒。这类材料举例如（美国）阿芙科（Avco    Corporation）公司出版物0481-（页码）-2M号中所说详细叙述者。

在本实施方案中，MMC材料包括掺碳化硅的铝基质。碳化硅材料在阿芙科公司目录0481-16-2M和0481-20-2M中有介绍。如以上目录所介绍，碳化硅有价格低，强度高，抗高温性达到1，200℃，低导电性，耐腐蚀，有化学稳定性，有金属润湿性。

铝基质MMC可用所谓的高温等静压的方法铸造和热模塑，这方法

在下文中有叙述。如DWA公司所产生的由颗粒碳化硅和铝结合的MMC，在1983年九月出版的“（美国）国防部金属基质复合材料情报分析中心-新材料选粹”第3卷第3号中的的论文“MMC最新联合调查结果”中，表1中列示了这种MMC机械性能。在1980年十一月发表的，题为“高性能飞机机体的金属基质复合材料的应用和收效”的洛克威尔国际公司（Rockwell    lnternational）报告第AFWAL-TR-81-3018号中，也有报导。这报告中有对MMC材料供应商和出版的文献所作的调查，集中了关于利用MMC材料实现设计构思方面的物理性，数据和费用。

图2中的结构可以采用含碳化硅颗粒的铝（T6061），纤维含量占体积的25%，孔率低于1%。可以使用许多已知的方法制造该结构。组件12和14可以整体形成，或者分别形成然后结合在一起，方法如下文所述。

在上面提到的高温等静压法中，先把粉末金属和颗粒加强材料彻底混合（使颗粒在全部金属粉末中均匀分布）然后把混合组分在模型中加高温和高压，产生粗略尺寸的铸锭。举例而言，模型可以有一个内型芯和一个活动外型芯。两个型芯之间的空腔形成铸锭的形状。把混合后的加强材料和粉末金属放在型芯之间的空腔中。把温度增高，并把外型芯在径向上向里推，把混合的材料和金属压缩。温度和压力使金属粉末熔化。冷却后把型芯分开，取出MMC铸锭。用MMC制造的元件可以用已知的扩散法和铸锭连接，或和铸锭一起模铸。

高温静压可以使粉状的加强材料和金属复合材料在极度高压下变为紧密，直到组成成份形成了铸锭的形状和结构。关于这点，举例而言，在FMI公司的出版物中，有关于在铝粉末基质中掺入碳化硅的复合材料的说明。

在制造图2中的结构时，上部的圆柱形部分，和下面的截头圆锥形

部分分别制造。然后通过惰性气体保护焊焊接。在惰性气体保护焊技术中，扩口的截头圆锥部分和圆柱圆形部分接头之间的微结构，和其余部分的材料一致。焊缝的微结构不能分辨，它是基本均质的。这惰性气体保护焊技术，是（美国）加州卡次沃斯（Chatsworh）的DWA公司的产权技术。

上面所述的MMC结构有余量尺寸。把有余量尺寸的结构同环形件经过切削加工，达到成品的最后尺寸。

由于金属基质里的加强材料颗粒或纤维均匀分布，所以制成的MMC结构是准均质的。“准均质”一词，是就一个区域里的全部结构成份而言。在这区域里，某一个结构成份除外的其余一切成份都处在围绕这个成份的径向部分里。所谓“准均质性”指的是一个区域里的全部结构成份，都对加上的机械负荷或热负荷有相同的反应。因此，举例而言，随着对加在材料上的给定的温度梯度反应时，全部结构作相同的热膨胀或收缩。这准均质性可以减少温度造成的应力，和大幅度热偏移造成的结构变形。

图1示出安装在结构10上的有效载重，发动机等等。有若干薄板形式的隔板件42，44，46和48，固定在结构14上，平行于纵向轴线50。隔板42，46所处的平面，可能和44，48所处的平面垂直。隔板件44及48共平面，而42和46可能处在两个间隔的，与轴线50错开的平面里，有一个斜撑结构52固定在隔板上，并把燃料箱54固定在支承结构10上。

在图1中，天线38安装在平面镶板40上。这平面板在表面18上和环16固定。第二块平面镶板60固定在环26上，和镶板40平行。镶板62，64，66和68分别和隔板44，42，48和46连接，并且用贴靠的边缘和邻近的镶板连接。例如镶板64在隔板42的相对于轴线50的径向远端，和隔板42连接，并和镶板40，60，62和66的相应平行贴靠边缘连接。镶板66和镶板62平行，和隔板48，镶板40，60，64及68固定。镶板68和隔板46，及镶板40，60，

62和66固定。最后形成的结构是正交晶体形。这个结构在上述美国专利第4，009，851号中有较详细的叙述。

有效载重组件固定在各块镶板上。例如组件70固定在镶板62上。此外，折叠起来的可伸展式太阳电池板72和74，通过联接装置和结构10固定，在上述专利中也有较详细的叙述。图1中的远地点加速发动机（apogeekick    motor）76，安装在结构10的图2中的内环24上。远地点加速发动机76完全装在结构10的内部。

在图2中，发射时支承结构10固定在发射运载器32上（图中用虚线表示）。假定发射运载器32被向与重力方向34′相反的方向34推进。结构10在组件14的表面36上和发射运载器32连接。发射运器在方向34上向结构10施加的由于加速造成的力F，冲撞截头圆锥件14的表面36。力F代表围绕组件14均匀分布的力，作用在环30上。力F造成在方向34′上的反作用力F′，与方向34相反，和结构10，以及它的相连的有效载重，加速发动机或发动机，以及其他附属装置的质量成正比。

上面结合图1叙述的全部元件，固定在结构10上，当发生运载器在方向34上加速时，倾向于对结构10产生许多不同的反作用力。举例如在结构10的环30，产生最大数值的反作用力，并传递到发射运载器32上。沿结构10的不同点上，造成不同的反作用力，当结构10的一个给定点，和发射运载器32的距离减小时，反作用力的强度必然增高。也就是环30和圆锥形件14的与环30相邻部分，把发射加速造成的安装在结构10上的全部组件的力F′所产生的负荷完全吸收并传递。相比之下环16的反作用力F″有相对的最低数值。这是因为环16与结构10的其余部分相比，有装在上面的数目最少的附件的反作用力。因此，发射造成的结构10上的应力，在朝向环30的方向上逐渐增大，在环30处最大。

本发明的一个独有的特点，是在结构中不用上述美国专利第4，009，851号中揭示的垂直加强肋。为了给图2中的结构10增高硬度，并补赏

环16上的最低力负荷，和由于发射造成的力F在结构10的环30上产生的最大力负荷，把圆柱形件12和圆锥形件14的壁作成楔形。圆柱形12的与环16相邻处的壁最薄，而圆锥形件14的与环30相邻的壁最厚。楔形壁厚度给结构10提供足够的刚性，允许在方向34′上沿结构10的长度，增加负荷。易言之，由于反作用力的影响当结构10上的负荷增高时，为了适应增高的负荷，壁的厚度随着向与结构10连接的发射运载器的接近而逐渐增加。

例如在图3中，圆柱形件12的在与环16相邻的位置上，壁的厚度t

为最薄，可以是以给定的航天器的给定负荷和给定结构设计特点为依据的任何数值，同时当然决定于在环16附近安装在结构10上的元件的数目。圆柱形件12的厚度逐渐增大，直到与环26相邻的厚度t

，大于厚度t

的数值。厚度t

楔形增加到图4中与环30相邻的组件14处的厚度t

，这厚度是最大厚度。全部壁的实际厚度的数值t

-t

，可以根据给定的实施条件决定。

一个重要的依据是在全部壁和环中，微结构都是均匀的单一体，没有因接头的不连贯。不使用铆钉或外在的紧固器件，把环16，24，26及30和结构10的管形部分连接。楔形的壁厚度有助于在结构10中使用最少量的材料，有最低的重量而有最高的强度。与之作比较，在一个与上述专利中叙述的相似的结构中，铝材的重量可能达到84磅，而按照本发明所提出的同尺寸碳化硅/铝金属基质核心结构，使用T6061号铝时总重量约为61磅，使用T2024号铝时，总重量为57磅。

本文所述的结构中的环的具体位置和数目，用于在图1中作举例的航天器。这些环的目的是既作加强肋，又作镶板40及60，和远地点加速发动机76的安装装置。楔形壁厚度有利于将结构10上的发射力的分布作变化，而保持圆柱形/截头圆锥形联合结构的刚度，符合航天器实施的要求。

在图5中，圆柱形件12下端的环30上有一条环形槽82。发射运载器32有与槽82相对的环形槽84。有一个在附图中概略表示的弹射机构86，位于两条槽内。弹射机构的细节属于已知，在本文中不作说明。作为举例，弹射机构可以有弹簧加载的杆或类似的产生力的元件，在发射循环中的适当时间，把航天器结构和它的附件，在90的方向上弹出，离开发射运载器32。

有一个夹紧机构92，图中有简单示意，用（图中未示的）燃烧器件（pyrotechnic    device）或其他松解机构松解。结构10随松解机构86发出的在方向90上的力反应，和发射运载器32分离。因此环30作为截头圆锥形件14底部的一个附加加强功能，接受弹射的力。

在本实施方案中，圆柱形件12是一个正圆柱形。但是，在权利要求书中使用的语汇“管状圆柱形结构”，也包括稍带锥形的结构，举例而言其内径，在环16的附近，可能小于在环26处的内径，使件12形成略带截头圆锥形的结构形状。无论圆形件12是否为正圆柱形，或略有截头圆锥的形状，都不及圆柱形件12和圆锥形件14的连合壁的均匀楔形结构重要，楔形壁结构在接近结构10和发射运载器32的接界处，厚度逐渐增大。

壁的具体厚度，或金属基质复合材料中的具体材料的重要性，都不及使用金属基质复合材料重要。这材料形成为一个均匀的单一微结构，包括环形加强肋结构。单一体结构可以消除附加的铆钉，突缘，及其他的把各种结构元件组装在一起的元件。金属基质复合材料可以使航天器结构有最低的重量，最高的强度，在热循环中有最少的变形，在发射时和在轨道中运行时有最少的变形。MMC还比普通的金属可能提供抵抗较高温度的结构性能。这种高温环境可预期在某些远地点加速发动机回吸状况（soakback）（发动机的散热）和空间的辐射环境中遇到。