空间遥感器支架制作方法以及空间遥感器支架

摘要

本发明公开了一种空间遥感器支架制作方法以及空间遥感器支架，为解决现有的普通铝合金以及钛合金材料制作的空间遥感器支架性能不佳，以及铝基复合材料工艺不能制作大型三维构件的问题而设计。所述空间遥感器支架制作方法包括以下具体步骤：步骤1：通过物理模型分析将所需制作的空间遥感器支架分解成若干满足其所需物理力学特性的分解构件；步骤2：加工铝基复合材料毛坯并制作成所述分解构件；步骤3：将所制作的分解构件经工装组合、焊接成所需制作的空间遥感器支架；其中，所述铝基复合材料为含陶瓷的铝基复合材料。所述空间遥感器支架为由若干以含陶瓷的铝基复合材料形成的分解构件以工装组合及焊接的方法连接而成的拼接结构。

权利要求

1.一种空间遥感器支架制作方法，其特征在于，所述空间遥感器支架制作方法包括以下具体步骤：步骤1：通过物理模型分析将所需制作的空间遥感器支架分解成若干满足其所需物理力学特性的分解构件；

步骤2：加工含陶瓷的铝基复合材料毛坯并制作成所述分解构件；

步骤3：将所制作的分解构件经工装组合、焊接成所需制作的空间遥感器支架；

所述步骤2制作所述分解构件的方法采用轻量化机械加工法；

所述轻量化机械加工法具体包括以下步骤：

步骤M1：将所述铝基复合材料毛坯在磨床上用金刚石砂轮磨平以达到工艺尺寸；

步骤M2：用线切割方法切割出所需分解构件外形；

步骤M3：在铣床上，采用聚晶金刚石刀具或金刚石磨头在所述分解构件上进行槽加工；

所述步骤2中在加工好所述分解构件后还包括对所述分解构件进行去应力时效热处理的步骤；

所述去应力时效热处理采用精确退火法；所述精确退火法依次包括退火、时效以及退火三个分解步骤；

所述退火为：对分解构件以2～4℃/min的升温速度加热至220～230℃并保持11～

13hr，再自然冷却至室温；

所述时效为：对分解构件以0.75～1.25℃/min的升温速度加热至150～160℃，再以

1.5～2.5℃/min降温速度降温至-115～-125℃并保持2hr±10min；

所述去应力时效热处理包括两次所述精确退火法。

2.根据权利要求1所述的空间遥感器支架制作方法，其特征在于，所述步骤3中焊接的方法为钎焊；且钎料为铝锌合金焊料。

3.根据权利要求2所述的空间遥感器支架制作方法，其特征在于，所述钎焊又包括以下步骤：步骤N1：清洗并烘干需要焊接的分解构件的焊接部位；

步骤N2：将所述铝锌合金焊料融化后涂敷在所述焊接部位；

步骤N3：在已涂敷有钎料的分解构件上加以19～21khz的超声波，持续时间为4.5～

5.5min；

步骤N4：利用工装把所有分解构件组装好，加温至345-355℃并保持8-12min后自然冷却。

4.根据权利要求1所述的空间遥感器支架制作方法，其特征在于，空间遥感器支架制作方法在所述步骤3之后还设有去除残留焊料的步骤；所述去除残留焊料的步骤为采用手工打磨或机床打磨残留焊料，且打磨的厚度不超过1mm。

5.根据权利要求2、3或4所述的空间遥感器支架制作方法，其特征在于，在完成所述步骤3之后，还包括再一次去应力时效热处理的步骤。

说明书

空间遥感器支架制作方法以及空间遥感器支架

技术领域

[0001] 本发明涉及一种空间遥感器支架的制作方法以及空间遥感器支架。

背景技术

[0002] 含陶瓷的铝基复合材料，通常有陶瓷微粉以及金属材料形成的低密度、兼具了陶瓷材料低膨胀、高稳定性以及金属材料的塑性低与导热性佳等优点，从而适用于如空间遥感器支架等航空航天设备。

[0003] 制备铝基复合材料的通常采用以下三种方法：

[0004] 1：无压浸渗；

[0005] 2：压力浸渗；

[0006] 3：粉末冶金。

[0007] 以上三种方法都可以制作出高体积分数(陶瓷体积含量40％以上)碳化硅颗粒增强铝合金复合材料，且均具有非常良好的物理特性，非常适合空间遥感器支架的制作。但是上述三种方法，都存在工艺无法制作大型三维构件的局限。

[0008] 无压浸渗在铝合金浸渗方向上尺寸难以突破180mm。

[0009] 压力浸渗在制备的所述高体积分数的铝合金复合材料在三个方向上均难以达到300mm。

[0010] 粉末冶金方法制备500kg以上的单件材料毛坯也有很大的难度，三维尺寸不可能同时达到500mm，而且大毛坯材料内部酥松等缺陷多。

[0011] 然而大型如800*600*600等大尺寸的三维空间遥感器支架是气象卫星等航天科技应用当中的发展趋势。

[0012] 综合上述可知，如何实现铝合金复合材料取代传统的性能较差的铝合金或钛合金材料应用于空间传感器支架上，是目前空间遥感器制作工艺中必须解决的一个问题。

发明内容

[0013] 为克服上述问题，本发明提供了一种采用含陶瓷的铝基复合材料制作的大型的空间遥感器支架制作方法以及空间遥感器支架。

[0014] 为达上述目的，本发明空间遥感器支架制作方法包括以下具体步骤：

[0015] 步骤1：通过有物理模型分析将所需制作的空间遥感器支架分解成若干满足其所需物理力学特性的分解构件；

[0016] 步骤2：加工含陶瓷的铝基复合材料毛坯并制作成所述分解构件；

[0017] 步骤3：将所制作的分解构件经工装组合、焊接成所需制作的空间遥感器支架。

[0018] 进一步地，所述步骤2制作所述分解构件的方法采用轻量化机械加工法；

[0019] 所述轻量化机械加工法具体包括以下步骤：

[0020] 步骤M1：将所述铝基复合材料毛坯在磨床上用金刚石砂轮磨平以达到工艺尺寸；

[0021] 步骤M2：用线切割方法切割出所需分解构件外形；

[0022] 步骤M3：在铣床上，采用聚晶金刚石刀具或金刚石磨头在所述分解构件上进行槽加工。

[0023] 进一步地，所述步骤2中在加工好所述分解构件后还包括对所述分解构件进行去应力时效热处理的步骤。

[0024] 进一步地，所述去应力时效热处理采用精确退火法；所述精确退火法依次包括退火、时效以及退火三个分解步骤；

[0025] 所述退火为：对分解构件以2～4℃/min的升温速度加热至220～230℃并保持11～13hr，再自然冷却至室温；

[0026] 所述时效为：对分解构件以0.75～1.25℃/min的升温速度加热至150～160℃，在以1.5～2.5℃/min降温速度降温至-115～-125℃并保持2hr±10min。

[0027] 进一步地，所述去应力时效热处理包括两次所述精确退火法。

[0028] 进一步地，所述步骤3中焊接的方法为钎焊；且钎料为铝锌合金焊料。

[0029] 进一步地，所述钎焊又包括以下步骤：

[0030] 步骤N1：清洗并烘干需要焊接的分解构件的焊接部位；

[0031] 步骤N2：将所述铝锌合金焊料融化后涂敷在所述焊接部位；

[0032] 步骤N3：在已涂敷有钎料的分解构件上加以19～21khz的超声波，持续时间为4.5～5.5min；

[0033] 步骤N4：利用工装把所有分解构件组装好，加温至345-355℃并保持8-12min后自然冷却。

[0034] 进一步地，空间遥感器支架制作方法在所述步骤3之后还设有去除残留焊料的步骤；所述去除残留焊料的步骤为采用手工打磨或机床打磨残留焊料，且打磨的厚度不超过1mm。

[0035] 进一步地，在完成所述步骤3之后，还包括再一次去应力时效热处理的步骤。

[0036] 为达上述目的，本发明空间遥感器支架，所述空间遥感器支架为由若干以含陶瓷的铝基复合材料形成的分解构件以工装组合及焊接的方法连接而成的拼接结构。

[0037] 本发明空间遥感器支架制作方法以及空间遥感器支架的有益效果：

[0038] 1、本发明空间遥感器支架制作方法以及空间遥感器支架，采用的是密度小、膨胀系数低、稳定性高，塑性好且导热性好的的铝基复合材料制作空间遥感器支架。

[0039] 相对于传统的钛合金的空间遥感器支架，质量减轻了45％从而降低了发射成本；稳定性和热控性提高了50％，从而减小了运行过程中机械振动以及热循环引起的精度损失，从而保证了空间遥感器卫星云图或地面图像的成像质量；

[0040] 相对于普通的铝合金，由于降低了热膨胀系数，从而在热载荷作用下时，仍能保持空间遥感器的高精度以及高成像质量。

[0041] 2、本发明空间遥感器支架制作方法以及空间遥感器支架，将所需制作的空间遥感器支架分解成若干分解构件，在通过工装组合或焊接形成拼接结构；解决了现有的铝基复合材料的制作工艺中不能用于形成大型三维构建的难题。在通过有限元力学分析以及模态分析在保证制作的空间遥感器支架的满足的物理特性的基础上，成功的采用了铝基复合材料制作，从而使得制作成的空间遥感器支架由于材料特性具有了质量轻、热导性好、稳定性高，精确度高等优点；进一步的有利于采用通用设备进行批量化生产，简化了制作，降低了制作成本、发射成本以及运行的维护成本等。

附图说明

[0042] 图1是本发明实施例一所述的空间遥感器支架制作方法的流程图；

[0043] 图2是本发明实施例二中所述的空间遥感器支架的立体图；

[0044] 图3是图2所述的空间遥感器支架各分解构件图；

[0045] 图4是本发明实施例二所述的轻量化机械加工流程图；

[0046] 图5是本发明实施例四所述的钎焊流程图。

具体实施方式

[0047] 下面结合说明书附图对本发明做进一步的描述。

[0048] 实施例一：

[0049] 如图1所示，本实施例空间遥感器支架制作方法包括以下具体步骤：

[0050] 步骤1：通过物理模型分析将所需制作的空间遥感器支架分解成若干满足其所需物理力学特性的分解构件；

[0051] 其中，

[0052] 所述的物理模型分析包括有限元力学分析以及模态分析等物理模型分析，可以通过仿真计算验证强度并进行模态频率分析；

[0053] 所述的分解构件可以是板状构件或管状构件等分解构件；

[0054] 步骤2：加工铝基复合材料毛坯并制作成所述分解构件；

[0055] 步骤3：将所制作的分解构件经工装组合、焊接成所需制作的空间遥感器支架，其中，所述铝基复合材料为含陶瓷的铝基复合材料。

[0056] 在本实施例所述的空间遥感器支架制作方法，先通过物理模型分析将所需制作的空间遥感器支架分解成若干的分解构件，在以铝基复合材料毛坯制作成分解构件，再通过工装组合或焊接形成一个空间遥感器支架，解决了现有技术不能直接用铝基复合材料制备一个大型的三维构件的问题，且由于采用了铝基复合材料这种密度小、膨胀系数低、稳定性高，塑性好且导热性好的的铝基复合材料从而制作出的空间遥感器支架相对于传统的以普通的铝合金材料或钛合金材料制作的航天性能均更加优越，且具有制作工艺简单、成本低，适宜批量化生成，进一步的降低了发射成本等优点。

[0057] 实施例二：

[0058] 本实施例空间遥感器支架制作方法包括以下具体步骤：

[0059] 如图2-图3所示，步骤1：通过物理模型分析将所需制作的空间遥感器支架(图1所示的空间遥感器支架)分解成8块满足其所需物理力学特性的分解构件；且所述分解构件为板状构件；

[0060] 步骤2：加工铝基复合材料毛坯并制作成所述板状构件；

[0061] 步骤3：将所制作的板状构件经工装组合、焊接成所需制作的空间遥感器支架。

[0062] 其中，制作分解构件依次包括轻量化机械加工以及去应力时效热处理。

[0063] 如图4所示，所述轻量化机械加工又包括以下步骤：

[0064] 步骤S1：将所述铝基复合材料毛坯在磨床上用金刚石砂轮磨平以达到工艺尺寸；

[0065] 步骤S2：用线切割方法切割出所需分解构件外形；

[0066] 步骤S3：在铣床上，采用聚晶金刚石刀具或金刚石磨头在所述分解构件上进行槽加工。

[0067] 采用机械加工，技术工艺成熟，加工效率高，可批量化流水线生产。

[0068] 实施例三：

[0069] 本实施例在实施例二的基础上，进一步的确定了去应力时效热处理的步骤；

[0070] 所述去应力时效热处理采用精确退火法；所述精确退火法依次包括退火、时效以及退火三个分解步骤；

[0071] 所述退火为：对分解构件以2～4℃/min(优选3℃/min0的升温速度加热至220～230℃(优选225℃)并保持11-13hr(优选12hr)，再自然冷却至室温；

[0072] 所述时效为：对分解构件以0.75～1.25℃/min(优选1.00℃/min)的升温速度加热至150～160℃(优选155℃)，在以1.5～2.5℃/min降温速度降温至-115～-125℃(-120℃)优选并保持2hr±10min(优选2hr)。

[0073] 在具体的实施过程中，所述分解构件均是放在高温炉中进行所述退火以及所述时效步骤，为了进一步的保证退火以及时效的效果，通常要保持炉温均匀度为±3℃左右。

[0074] 在进行分解构件的机械加工时，会使分解构件产生残余应力，为了保证产品稳定性以及尺寸与形状的高精度，在本实施例中通过去应力时效热处理消除其残余应力。且进一步的本实施例中去应力时效热处理采用了本发明特别提出的精确退火法，效果显著。退火一次分解构件的应力场的均匀差异下降30％，进行一次时效处理，分解构件的平均应力值可下降35％。

[0075] 通过本实施例所述的精确退火法处理过的铝基复合材料，表面残余应力可控制在50Mpa内，相对于传统材料制作的、表面残余应力保持在100Mpa的钛合金遥感器支架，有十分显著的提升，从而能保证分解构件以及由其组合而成的空间遥感器之间的整体的尺寸稳定性高。此外，由于其高稳定性，在环境温度试验以及转场试验后，尺寸和形状均能保持高精度，不需要额外的修正；对于空间遥感器支架发射升空后，因机械振动以及热循环引起的精度的损失也大大的减少了，从而进一步保证了卫星云图、地面图像等拍摄图像的成像质量。

[0076] 进一步的作为本实施例的进一步的优化，再根据所制作的空间遥感器支架的对精度的要求，可以重复一次所述精确退火法，以进一步的消除分解构件表面残余应力，从而能更加精确其形状和尺寸。

[0077] 实施例四：

[0078] 本实施例空间遥感器支架制作方法包括以下具体步骤：

[0079] 步骤1：通过物理模型分析将所需制作的空间遥感器支架分解成若干满足其所需物理力学特性的分解构件；

[0080] 步骤2：加工铝基复合材料毛坯并制作成所述分解构件；

[0081] 步骤3：将所制作的分解构件经工装组合、焊接成所需制作的空间遥感器支架。其中所述焊接的方法采用钎焊，且焊料为铝锌合金焊料。

[0082] 钎焊温度低、且焊接时形成的残余应力小，从而不至于影响组成拼接结构后的空间遥感器支架的整体的精度，此外，所述的铝锌合金焊料，具有硬度低、塑性好，从而有利于降低空间遥感器支架的整体构件的脆性，进一步提高了由其焊接的空间遥感器支架的性能。

[0083] 为了获得更好的焊接效果，本实施例所述的钎焊不同于寻常的焊接，又包括以下步骤(如图5所示)：

[0084] 步骤1：清洗并烘干需要焊接的分解构件的焊接部位；

[0085] 步骤2：将所述铝锌合金焊料融化后涂敷在所述焊接部位，通常350℃就足以较快的速度融化所述铝锌合金焊料；

[0086] 步骤3：在已涂敷有所述铝锌焊料的分解构件上架19～21khz的超声波，通常优选20khz；持续时间4.5～5.5min；通过所述超声波的加载可以进一步地加固钎料与分解构件的连接；

[0087] 步骤4：利用工装组合把所有的分解构件组装好，升温至345～355℃，保持时间8-12min后通常为10分钟自然冷却。钎料在高温下再一次的融化，然后将与其接触的所有的分解构件连接在一起，从而形成一个以拼接结构构成的整体。

[0088] 至此，所述的空间遥感器支架已经完成了制作。

[0089] 在具体的实施过程中，所述铝基复合材料通常陶瓷体积含量在5～70％之间，高体积分数铝基复合材料的陶瓷体积焊料在40％以上，为了进一步的保证所制作的空间遥感器支架的性能，优选高体积分数铝基复合材料，即选择陶瓷体积焊料在40％以上的铝基复合材料。

[0090] 实施例五：

[0091] 本实施例在上一实施例的基础上，为了进一步的保证有本发明所述的空间遥感器支架制作方法制作的空间遥感器支架的高精度性以及低残余应力的性能，本实施例在进行完所述焊接之后进行再一次的去应力时效热处理，从而进一步的降低空间遥感器支架表面的残余应力。所述去应力时效热处理可以采用普通的时效处理也可以采用实施例三中所述的精确退火法进行处理。

[0092] 作为本实施例进一步的改进，本实施例空间遥感器支架制作方法还在完成焊接之后设有去除残留焊料的步骤；所述去除残留焊料的步骤为采用手工打磨或机床打磨残留焊料，且打磨的厚度不超过1mm。

[0093] 打磨多余的焊料，能进一步的保证空间遥感器支架形状以及尺寸的高精度，进一步的提高所述空间遥感器支架的性能，同时为了不产生新的残余应力，将打磨的厚度设置在小于1mm。

[0094] 在具体的实施过程中，所述的再一次的去应力时效热处理可以安排在所述去除残留焊料的步骤之前，也可以放置所述去处残留焊料之后。但是为防止打磨过厚导致新的残余应力的产生，优选在所述去残留焊料之后。

[0095] 通过本实施例所述的空间遥感器支架制作方法所制作的空间遥感器支架，以800mm尺寸三维拼接构件为例，在室温下放置6个月，其平行度、垂直度以及形位精度均保持在5um的范围内，远远的高于普通的铝合金以及钛合金所制作的空间遥感器支架。

[0096] 第一实施例：

[0097] 本实施例空间遥感器支架为由若干以含陶瓷的铝基复合材料形成的分解构件以工装组合及焊接的方法连接而成的拼接结构。

[0098] 本实施例所述空间遥感器支架与传统的空间遥感器支架不同，

[0099] 首先是材料的不同，在本实施例采用的含陶瓷的铝基复合材料，优选陶瓷体积含量在40％以上的高体积分数铝复合材料如碳化硅颗粒增强铝合金复合材料，而非传统的普通铝合金以及钛合金；由于所述的含陶瓷的铝基复合材料兼顾了陶瓷的低膨胀率、高稳定性以及铝的塑性好、低密度以及导热性好的特征，从而尤其制作的空间遥感器支架具有比刚度和比强度高、膨胀系数低、导热性好、温度均匀性好、热孔精度高等优点；

[0100] 其次是结构不同，本实施例所述的空间遥感器支架采用的多个通过物理模型分析得到的分解构件通过工装组合以及焊接等连接方式连接而成的拼接结构；从而解决了所述的含陶瓷的铝基复合材料不能直接用于形成大型的三维构件，不能用于制作空间遥感器支架的问题。采用物理模型如UG或PROE软件以有限元力学仿真分析或模态分析等将空间遥感器支架分解成若干个满足物理特性需要的分解构架，这样不仅可以采用所述的含陶瓷的铝基复合材料，还通过物理模型分析，后续的如去应力时效如处理、钎焊等步骤，使得该拼接结构同时满足航天空间遥感器支架的各种特性的需要，具有结构简单、制作简便，精确度高，性能稳定、可批量化大规模生产等优点。

[0101] 以上，仅为本发明的较佳实施例，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求所界定的保护范围为准。