技术领域
[0001] 本
发明涉及航天应用技术领域，具体涉及一种航天器用蜂窝板。
背景技术
[0002] 在航天器结构中，通常会使用一种由蒙皮和蜂窝
芯子胶接组成的蜂窝板作为航天器设计中的
支撑结构。由于其提高航天器结构
刚度、降低航天器结构
质量并提高航天器
载荷在轨热交变环境造成的
变形精度的特性，蜂窝板得到了广泛的应用。
[0003] 随着航天技术的发展，蜂窝板所需承受的载荷也日益增加，通常为了提高蜂窝板所能承受的载荷，会在蜂窝板中设置预埋件。该蜂窝板预埋件作为航天器设计中的连接部件，主要承受拉脱
力和剪切力，同时外界载荷也通过预埋件传递并分散到整个蜂窝结构中。因此，预埋件的结构形式直接影响到蜂窝板的可靠性和疲劳寿命。
[0004] 目前，对于含预埋件的蜂窝板的结构设计往往选用金属预埋件，并将其直接预埋在蜂窝板中。此类设计由于蒙皮与金属预埋件的材料特性差别较大，刚度的不连续会造成金属预埋件与蒙皮界面
位置出现较严重的
应力集中,由此降低整个蜂窝板的承载能力。
[0005] 因此，需要开发一种航天器用蜂窝板来解决上述问题。
发明内容
[0006] 为弥补
现有技术的不足，本
申请提供一种航天器用蜂窝板，该蜂窝板具有可多
角度支撑、重量轻、结构紧凑、加工装调工艺性好、
稳定性高、承载能力强、力学环境适应性好等优点。
[0007] 本申请一方面在于提供一种航天器用蜂窝板，该蜂窝板包括：蒙皮、蜂窝芯子和预埋组件，预埋组件与蜂窝芯子胶接，蜂窝芯子与蒙皮胶接，预埋组件包括：一体化
碳纤维框架和金属预埋件，金属预埋件胶接于一体化
碳纤维框架内部。
[0008] 在一些
实施例中，一体化碳纤维框架包括：第一U型梁结构和第二U型梁结构，第一U型梁结构和第二U型梁结构开口方向相反。
[0009] 在一些实施例中，金属预埋件胶接于一体化碳纤维框架的第一U型梁结构和/或第二U型梁结构的开口内。
[0010] 在一些实施例中，一体化碳纤维框架为通过碳纤维铺层和/或缠绕的方式一体
化成型的框架。
[0011] 在一些实施例中，一体化碳纤维框架的碳纤维层厚度为2mm。
[0012] 在一些实施例中，金属预埋件进一步包括载荷安装
接口[0013] 在一些实施例中，金属预埋件进一步包括减重孔。
[0014] 在一些实施例中，蒙皮为碳纤维
复合材料层合板。
[0015] 在一些实施例中，蜂窝芯子为
铝合金蜂窝芯子。
[0016] 在一些实施例中，蜂窝板为卫星光学基准板。
附图说明
[0017] 通过结合附图对于本申请的实施方式进行描述，可以更好地理解本申请，在附图中：
[0018] 图1为本申请的一个实施例中的一种航天器用蜂窝板中的预埋组件的
正面示意图；以及
[0019] 图2为图1中所示的一种航天器用蜂窝板中的预埋组件的背面示意图。
[0020] 附图标号说明：
[0021] 100：预埋组件；
[0022] 101：一体化碳纤维框架；
[0023] 110:框架金属预埋件；
[0024] 111：第一金属预埋件；
[0025] 112：第二金属预埋件；
[0026] 113：第三金属预埋件；
[0027] 121：第一载荷安装开口；
[0028] 122：第二载荷安装开口；
[0029] 123：第三载荷安装开口。
具体实施方式
[0030] 除非另作定义，在本
说明书和
权利要求书中使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属技术领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本文中列举的所有的从最低值到最高值之间的数值，是指当最低值和最高值之间相差两个单位以上时，最低值与最高值之间以一个单位为增量得到的所有数值。
[0031] 以下将描述本发明的具体实施方式，需要指出的是，在这些实施方式的具体描述过程中，为了进行简明扼要的描述，本说明书不可能对实际的实施方式的所有特征均作详尽的描述。
[0032] 本申请的一个实施例涉及一种航天器用蜂窝板。该蜂窝板可以通过
紧固件与航天器框架连接，所述紧固件可以是螺钉、胶膜、卡扣等任何可以将蜂窝板与航天器框架紧密连接的装置或结构。在一些实施例中，蜂窝板为卫星光学基准板。
[0033] 蜂窝板包括：蒙皮、蜂窝芯子和预埋组件100。图1为预埋组件100的示范性实施例的正面示意图，图2为预埋组件100的示范性实施例的背面示意图。预埋组件100位于蜂窝板的内部，并与蜂窝芯子胶接。蜂窝芯子与蒙皮胶接。在一些实施例中，蒙皮为碳纤维复合材料层合板。在另一些实施例中，蜂窝芯子可以是
铝合金蜂窝芯子或芳纶纸材料。在一个具体的实施例中，预埋组件100通过预埋的形式位于蜂窝板内部，与铝合金蜂窝芯子及碳纤维复合材料层合板共同组成碳纤维蒙皮/铝蜂窝芯子结构，整个蜂窝板通过螺钉与航天器框架连接。
[0034] 在如图1与图2所示的预埋组件100的实施例中，预埋组件100进一步包括：一体化碳纤维框架101和金属预埋件110、111、112、113。金属预埋件110、111、112、113胶接于一体化碳纤维框架101内部。在一些实施例中，一体化碳纤维框架101
热膨胀系数小，稳定性高，用于承受外界载荷，并将外界载荷传递至整个蜂窝板及航天器框架上，而单点布置的金属预埋件110、111、112、113用于对一体化碳纤维框架101进行局部加强。
[0035] 在一些实施例中，一体化碳纤维框架101采用薄壁的U型梁结构。具体来说，一体化碳纤维框架101包括：第一U型梁结构和第二U型梁结构，第一U型梁结构和第二U型梁结构开口方向相反。此类结合开口方向相反的第一U型梁结构和第二U型梁结构的设计方式，可使一体化碳纤维框架101能同时承受拉压载荷，提高一体化碳纤维框架101的稳定性。在一些实施例中，金属预埋件110、111、112、113可以胶接于一体化碳纤维框架101的第一U型梁结构和/或第二U型梁结构的开口内。
[0036] 在一些实施例中，当载荷安装接口位于蜂窝板背面时，一体化碳纤维框架101采取开口朝上的第一U型梁结构，同时，将金属预埋件110、111、112、113放置于一体化碳纤维框架101的第一U型梁的开口内，并通过胶接的方式与一体化碳纤维框架101相连；当载荷安装接口位于蜂窝板正面时，一体化碳纤维框架101采取开口朝下的第二U型梁结构，同时，将金属预埋件110、111、112、113放置于一体化碳纤维框架101的第二U型梁的开口内，通过胶接的方式与一体化碳纤维框架101相连，保证了当载荷安装于蜂窝板上时，碳纤维框架与金属预埋件110、111、112、113本体同时受力。在一些具体的实施例中，金属预埋件110、111、112、113设计有载荷安装接口，同时周边进行倒圆角处理，避免与一体化碳纤维框架101的U型梁干涉。此外，金属预埋件110、111、112、113上还可以设计有减重孔，以保证整体的设计的轻量化。该一体化碳纤维框架101与单点放置的金属预埋件110、111、112、113的结合方法，保证了一体化碳纤维框架101本体与金属预埋件110、111、112、113本体同时受力，可有效防止预埋组件100中仅仅单个零件或胶膜受力而可能造成的拉脱现象。
[0037] 一体化碳纤维框架101可以为通过碳纤维铺层和/或缠绕的方式一体化成型的框架，此类制造方法保证了碳纤维丝的连续性，提高了碳纤维框架的整体力学性能。在一些具体的实施例中，一体化碳纤维框架101的碳纤维层厚度为0.5mm至7mm,优选的，可以是2mm。
[0038] 以图1与图2所示的实施例为例，一体化碳纤维框架101采用薄壁的U型梁结构，碳纤维层厚度为2mm。整体的矩形框架结构采取开口朝上的U型梁结构，并在该开口朝上的U型梁结构的开口处胶接有增强其载荷能力的框架金属预埋件110。同时考虑到载荷质量布局分配，在第一载荷安装开口121和第三载荷安装开口123的中间位置，增加一条开口朝上的U型梁结构，形成“日”字型框架，从而提高了整体框架的力学性能。第一载荷安装开口和第二载荷安装开口的附近，一体化碳纤维框架101采取开口朝下的U型梁结构，同时增加辅助碳纤维小隔板进行加强后，与“日”字型框架相连；第三载荷安装开口的附近，采取开口朝上的U型梁结构，同时增加辅助碳纤维小隔板进行加强后，与“日”字型框架相连。该一体化碳纤维框架101通过碳纤维铺层、缠绕等方式一体化成型，保证了碳纤维丝的连续性。一体化碳纤维框架101开口朝上的U型梁和开口朝下的U型梁相结合的方式，保证了一体化碳纤维框架101同时承受拉压载荷时的力学性能。应理解，此实施例的U型梁开口方向仅为示范性说明，而非限制其保护范围。
[0039] 上述对实施例的描述是为了便于本技术领域的普通技术人员能理解和应用本申请。熟悉本领域技术的人员显然可以容易地对这些实施例做出各种
修改，并把在此说明的一般原理应用到其它实施例中而不必付出创造性的劳动。因此，本申请不限于这里的实施例，本领域技术人员根据本申请披露的内容，在不脱离本申请范围和精神的情况下做出的改进和修改都本申请的范围之内。
