一种航天接口部件及制造方法与流程

1.本发明涉及航天部件结构设计技术领域，具体涉及一种航天接口部件及制造方法。


背景技术：

2.现有的一种航天接口部件如图1所示，包括：蒙皮1、设置于蒙皮1上的第一凸台3和五个第二凸台4、以及设置于蒙皮1上的多个加强筋2；所述蒙皮1为圆形，五个第二凸台4中的一个位于蒙皮1的中心；第一凸台3和五个第二凸台4通过多个加强筋2连接；所述五个第二凸台4的高度与多个加强筋2的高度相同，所述第一凸台3的高度高于第二凸台4的高度；在所述第一凸台3和五个第二凸台4的中心均设有第一加工孔5，围绕所述第一加工孔5在所述第一凸台3和五个第二凸台4上还分别设有多个第二加工孔6。上述航天接口部件为金属机加件，在加工时，机加工时间长，材料利用率低。


技术实现要素：

3.因此，本发明要解决的技术问题在于克服航天接口部件为金属机加件，在加工时，具有机加工时间长和材料利用率低的缺陷。
4.为了克服上述缺陷，本发明提供一种航天接口部件，包括：
5.蒙皮；
6.第一凸台，设置于所述蒙皮上；
7.多个第二凸台，设置于所述蒙皮上；在所述第一凸台和第二凸台的中心均设有第一加工孔；围绕所述第一加工孔，在所述第一凸台和多个第二凸台上还分别设有多个第二加工孔；
8.多个加强筋，设置于所述蒙皮上，所述第一凸台和多个第二凸台通过加强筋连接；多个加强筋相互交叉连接；所述多个第二凸台的高度与多个加强筋的高度相同，所述第一凸台的高度高于第二凸台的高度；在所述加强筋与蒙皮的连接处、第一凸台与蒙皮的连接处、以及第二凸台与蒙皮的连接处均设有第一圆角；所述蒙皮、第一凸台、多个第二凸台和多个加强筋均采用碳纤维复合材料制作。
9.可选地，在多个加强筋相互交叉连接处、加强筋与第一凸台的连接处、以及加强筋与第二凸台的连接处均设有第二圆角。
10.可选地，所述第一凸台和第二凸台的第一外侧壁分别向各自的中心倾斜，所述第一外侧壁与蒙皮表面的角度大于90度。
11.可选地，所述加强筋的第二外侧壁分别向各自的轴线倾斜，所述第二外侧壁与蒙皮表面的角度大于90度。
12.可选地，所述第一圆角的半径为2毫米。
13.可选地，所述第二圆角的半径为5毫米。
14.可选地，所述第一外侧壁与蒙皮表面的角度为94.5度；所述第二外侧壁与蒙皮表
面的角度为94.5度。
15.本发明还提供一种所述的航天接口部件的制造方法，包括：
16.准备预浸料；
17.下料预浸料；
18.清理模具，所述模具为凹模；
19.利用预浸料在模具中铺层；
20.将在模具中铺层后的预浸料装入密封袋中；
21.对密封袋抽真空；
22.固化；
23.脱模清理；
24.切割第一加工孔和第二加工孔；
25.打磨航天接口部件表面。
26.可选地，所述利用预浸料在模具中铺层包括：
27.在模具上先整体铺一层预浸料；
28.在模具上对应第一凸台的区域处铺第一部分预浸料；
29.当第一部分预浸料的高度与加强筋的高度齐平时，在模具上对应加强筋、第一凸台和第二凸台的区域处铺第二部分预浸料；
30.当第一部分预浸料的高度与蒙皮的高度齐平时，在模具上铺第三部分预浸料，直到达到蒙皮的厚度为止。
31.可选地，在铺第一部分预浸料、第二部分预浸料和第三部分预浸料时，每铺三层预浸料，抽一次真空。
32.本发明的上述技术方案相比现有技术具有以下优点：
33.1.本发明提供的航天接口部件，包括：蒙皮；第一凸台，设置于所述蒙皮上；多个第二凸台，设置于所述蒙皮上；在所述第一凸台和第二凸台的中心均设有第一加工孔；围绕所述第一加工孔，在所述第一凸台和多个第二凸台上还分别设有多个第二加工孔；多个加强筋，设置于所述蒙皮上，所述第一凸台和多个第二凸台通过加强筋连接；多个加强筋相互交叉连接；所述多个第二凸台的高度与多个加强筋的高度相同，所述第一凸台的高度高于第二凸台的高度；在所述加强筋与蒙皮的连接处、第一凸台与蒙皮的连接处、以及第二凸台与蒙皮的连接处均设有第一圆角；所述蒙皮、第一凸台、多个第二凸台和多个加强筋均采用碳纤维复合材料制作；本技术采用上述技术方案，通过第一圆角结构设计配合碳纤维复合材料制作航天接口部件，保证航天接口部件纤维的连续性；使机加工时间缩短85％，材料利用率达到90％；重量减轻48.8％，比钢度和比强度均高于金属件。并且，与采用铝合金或钛合金制作航天接口部件相比，碳纤维复合材料的密度是铝合金密度的59.2％，碳纤维复合材料的密度是钛合金的33.5％；从而实现产品减重，进而对航天升空器的承载重量具有很大提升。
34.2.本发明在多个加强筋相互交叉连接处、加强筋与第一凸台的连接处、以及加强筋与第二凸台的连接处均设有第二圆角；本技术采用上述技术方案，进一步保证航天接口部件纤维的连续性。
35.3.本发明所述第一凸台和第二凸台的第一外侧壁分别向各自的中心倾斜，所述第
一外侧壁与蒙皮表面的角度大于90度；本技术采用上述技术方案，有利于航天接口部件成型后的脱模。
36.4.本发明所述加强筋的第二外侧壁分别向各自的轴线倾斜，所述第二外侧壁与蒙皮表面的角度大于90度；本技术采用上述技术方案，有利于航天接口部件成型后的脱模。
37.5.本发明提供的航天接口部件的制造方法，包括：准备预浸料；下料预浸料；清理模具，所述模具为凹模；利用预浸料在模具中铺层；将在模具中铺层后的预浸料装入密封袋中；对密封袋抽真空；固化；脱模清理；切割第一加工孔和第二加工孔；打磨航天接口部件表面；本技术采用上述技术方案，使机加工时间缩短85％，材料利用率达到90％；重量减轻48.8％，比钢度和比强度均高于金属件。并且，与采用铝合金或钛合金制作航天接口部件相比，碳纤维复合材料的密度是铝合金密度的59.2％，碳纤维复合材料的密度是钛合金的33.5％；从而实现产品减重，进而对航天升空器的承载重量具有很大提升。
38.6.本发明所述利用预浸料在模具中铺层包括：在模具上先整体铺一层预浸料；在模具上对应第一凸台的区域处铺第一部分预浸料；当第一部分预浸料的高度与加强筋的高度齐平时，在模具上对应加强筋、第一凸台和第二凸台的区域处铺第二部分预浸料；当第一部分预浸料的高度与蒙皮的高度齐平时，在模具上铺第三部分预浸料，直到达到蒙皮的厚度为止；本技术采用上述技术方案，通过连续的预浸料铺层设置，实现航天接口部件纤维的连续性，从而得到更高的强度和刚度。
39.7.本发明在铺第一部分预浸料、第二部分预浸料和第三部分预浸料时，每铺三层预浸料，抽一次真空；本技术采用上述技术方案，确保预浸料层之间贴合紧密，确保航天接口部件的质量。
附图说明
40.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
41.图1为现有技术中的航天接口部件的立体结构示意图；
42.图2为本发明实施方式中提供的航天接口部件的立体结构示意图。
43.附图标记说明：
44.1、蒙皮；2、加强筋；3、第一凸台；4、第二凸台；5、第一加工孔；6、第二加工孔；7、第一圆角；8、第二圆角。
具体实施方式
45.下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
46.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、
以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
47.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
48.此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
49.如图2所示的航天接口部件的一种具体实施方式，包括：蒙皮1、设置于蒙皮1上的第一凸台3和五个第二凸台4、以及设置于蒙皮1上的多个加强筋2。
50.所述第一凸台3设置于所述蒙皮1上，具体的，所述蒙皮1为圆形；五个第二凸台4设置于所述蒙皮1上，在所述第一凸台3和第二凸台4的中心均设有第一加工孔5；五个第二凸台4中的一个位于蒙皮1的中心；围绕所述第一加工孔5，在所述第一凸台3和五个第二凸台4上还分别设有多个第二加工孔6，具体的，第一凸台3和五个第二凸台4均为方形；多个加强筋2设置于所述蒙皮1上，所述第一凸台3和五个第二凸台4通过加强筋2连接；多个加强筋2相互交叉连接；所述五个第二凸台4的高度与多个加强筋2的高度相同，所述第一凸台3的高度高于第二凸台4的高度；在所述加强筋2与蒙皮1的连接处、第一凸台3与蒙皮1的连接处、以及第二凸台4与蒙皮1的连接处均设有第一圆角7，具体的，所述第一圆角7的半径为2毫米。所述蒙皮1、第一凸台3、五个第二凸台4和多个加强筋2均采用碳纤维复合材料制作。在多个加强筋2相互交叉连接处、加强筋2与第一凸台3的连接处、以及加强筋2与第二凸台4的连接处均设有第二圆角8，具体的，所述第二圆角8的半径为5毫米。所述第一凸台3和第二凸台4的第一外侧壁分别向各自的中心倾斜，所述第一外侧壁与蒙皮1表面的角度大于90度。所述加强筋2的第二外侧壁分别向各自的轴线倾斜，所述第二外侧壁与蒙皮1表面的角度大于90度。具体的，所述第一外侧壁与蒙皮1表面的角度为94.5度；所述第二外侧壁与蒙皮1表面的角度为94.5度。
51.采用以上技术方案后，航天接口部件的重量为2.5千克。而采用铝件形式的航天接口部件重4.01千克，本技术技术方案减重48.8％。采用钛合金件形式的航天接口部件重6.824千克，本技术技术方案减重63.3％。
52.本发明还提供一种所述的航天接口部件的制造方法，包括以下步骤：
53.s1、准备预浸料；
54.s2、下料预浸料；
55.s3、清理模具，具体的，所述模具为凹模；
56.s4、利用预浸料在模具中铺层；
57.s5、将在模具中铺层后的预浸料装入密封袋中；
58.s6、对密封袋抽真空；
59.s7、固化，具体的，采用热压罐固化成型；
60.s8、脱模清理；
61.s9、切割第一加工孔5和第二加工孔6；
62.s10、打磨航天接口部件表面。
63.最后，对打磨好的航天接口部件进行质量检验。
64.具体的，步骤s4包括以下步骤：
65.s41、在模具上先整体铺一层预浸料；
66.s42、在模具上对应第一凸台3的区域处铺第一部分预浸料；
67.s43、当第一部分预浸料的高度与加强筋2的高度齐平时，在模具上对应加强筋2、第一凸台3和第二凸台4的区域处铺第二部分预浸料；
68.s44、当第一部分预浸料的高度与蒙皮1的高度齐平时，在模具上铺第三部分预浸料，直到达到蒙皮1的厚度为止。
69.进一步的，在铺第一部分预浸料、第二部分预浸料和第三部分预浸料时，每铺三层预浸料，抽一次真空。
70.显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其他不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

技术特征：
1.一种航天接口部件，其特征在于，包括：蒙皮(1)；第一凸台(3)，设置于所述蒙皮(1)上；多个第二凸台(4)，设置于所述蒙皮(1)上；在所述第一凸台(3)和第二凸台(4)的中心均设有第一加工孔(5)；围绕所述第一加工孔(5)，在所述第一凸台(3)和多个第二凸台(4)上还分别设有多个第二加工孔(6)；多个加强筋(2)，设置于所述蒙皮(1)上，所述第一凸台(3)和多个第二凸台(4)通过加强筋(2)连接；多个加强筋(2)相互交叉连接；所述多个第二凸台(4)的高度与多个加强筋(2)的高度相同，所述第一凸台(3)的高度高于第二凸台(4)的高度；在所述加强筋(2)与蒙皮(1)的连接处、第一凸台(3)与蒙皮(1)的连接处、以及第二凸台(4)与蒙皮(1)的连接处均设有第一圆角(7)；所述蒙皮(1)、第一凸台(3)、多个第二凸台(4)和多个加强筋(2)均采用碳纤维复合材料制作。2.根据权利要求1所述的航天接口部件，其特征在于，在多个加强筋(2)相互交叉连接处、加强筋(2)与第一凸台(3)的连接处、以及加强筋(2)与第二凸台(4)的连接处均设有第二圆角(8)。3.根据权利要求2所述的航天接口部件，其特征在于，所述第一凸台(3)和第二凸台(4)的第一外侧壁分别向各自的中心倾斜，所述第一外侧壁与蒙皮(1)表面的角度大于90度。4.根据权利要求3所述的航天接口部件，其特征在于，所述加强筋(2)的第二外侧壁分别向各自的轴线倾斜，所述第二外侧壁与蒙皮(1)表面的角度大于90度。5.根据权利要求1－4任一项所述的航天接口部件，其特征在于，所述第一圆角(7)的半径为2毫米。6.根据权利要求2－4任一项所述的航天接口部件，其特征在于，所述第二圆角(8)的半径为5毫米。7.根据权利要求4所述的航天接口部件，其特征在于，所述第一外侧壁与蒙皮(1)表面的角度为94.5度；所述第二外侧壁与蒙皮(1)表面的角度为94.5度。8.一种权利要求1－7任一项所述的航天接口部件的制造方法，其特征在于，包括：准备预浸料；下料预浸料；清理模具，所述模具为凹模；利用预浸料在模具中铺层；将在模具中铺层后的预浸料装入密封袋中；对密封袋抽真空；固化；脱模清理；切割第一加工孔(5)和第二加工孔(6)；打磨航天接口部件表面。9.根据权利要求8所述的航天接口部件的制造方法，其特征在于，所述利用预浸料在模具中铺层包括：在模具上先整体铺一层预浸料；
在模具上对应第一凸台(3)的区域处铺第一部分预浸料；当第一部分预浸料的高度与加强筋(2)的高度齐平时，在模具上对应加强筋(2)、第一凸台(3)和第二凸台(4)的区域处铺第二部分预浸料；当第一部分预浸料的高度与蒙皮(1)的高度齐平时，在模具上铺第三部分预浸料，直到达到蒙皮(1)的厚度为止。10.根据权利要求9所述的航天接口部件的制造方法，其特征在于，在铺第一部分预浸料、第二部分预浸料和第三部分预浸料时，每铺三层预浸料，抽一次真空。

技术总结
本发明涉及航天部件结构设计技术领域，具体涉及一种航天接口部件及制造方法，航天接口部件包括：蒙皮；第一凸台设置于所述蒙皮上；多个第二凸台设置于蒙皮上；多个加强筋设置于蒙皮上，第一凸台和多个第二凸台通过加强筋连接；多个加强筋相互交叉连接；在加强筋与蒙皮的连接处、第一凸台与蒙皮的连接处、以及第二凸台与蒙皮的连接处均设有第一圆角；蒙皮、第一凸台、多个第二凸台和多个加强筋均采用碳纤维复合材料制作；本申请通过第一圆角结构设计配合碳纤维复合材料制作航天接口部件，保证航天接口部件纤维的连续性；机加工时间缩短85％，材料利用率达到90％；比钢度和比强度均高于金属件。高于金属件。高于金属件。


技术研发人员：释加才让 蒋世英 焦龙 王冠 于勇智 苗成栋 杨海龙 皇甫少飞 李轲
受保护的技术使用者：北京天仁道和新材料有限公司
技术研发日：2023.06.02
技术公布日：2023/8/13