技术摘要：
本发明提供了一种空间飞行器低温贮箱的连接支撑结构及装配方法，包括：设置在低温贮箱顶部的多根拉杆，设置在低温贮箱底部的安装底座；所述拉杆一端与低温贮箱的顶部连接，另一端与系统框架连接；安装底座一端与低温贮箱连接，另一端与系统框架连接。本发明提供的一种  全部
背景技术：
随着空间推进技术的发展，低温推进剂凭借其高比冲、无毒无污染、价格低廉等优 势，成为未来航天发射、空间加注站和深空探测任务的首选推进剂。然而，低温推进剂的沸 点低，低温贮箱内推进剂会因结构或绝热层漏热而蒸发。为了维持贮箱内额定压力，需要将 蒸发的气态推进剂排出贮箱外，造成推进剂的浪费，降低了其利用率，这极大的制约了低温 推进剂长期在轨应用的发展。因此，如何降低外界环境向低温贮箱的漏热是低温推进剂长 期在轨贮存的核心关键技术。对于低温贮箱而言，外界环境漏热主要通过包覆在贮箱外表 面的绝热多层和贮箱的支撑结构进入其内部。 现有的空间飞行器贮箱多采用赤道法兰的安装形式，贮箱本体直接通过赤道法兰 与系统框架进行连接，若此种支撑结构用于低温贮箱，则将导致外界环境大量漏热通过赤 道法兰与系统框架的接触面进入低温贮箱，造成低温推进剂的大量浪费。 公开号为CN104315928B，名称为一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构 设计方法的专利文献，该专利文献公开了一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构 设计方法，具体步骤为：步骤一，选材：基于强度与导热率之比，选取在20K-90K的低温区具 有较高强度和较低导热率的碳纤维复合材料；步骤二，初步结构设计：考虑结构形式强度和 热流量的限制，进行五种初步结构形式设计；步骤三，强度及重量分析：在承受大载荷的拉 伸和压缩的情况下，进行拉伸应力、压缩应力和屈曲因子分析；步骤四，热分析：从步骤三中 满足强度要求的结构形式中选择热流量最低的结构形式。该专利文献提供的一种大推力运 载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法，对材料的选取要求较为严格，结构设计较为 复杂，实用性较差。
技术实现要素：
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种空间飞行器低温贮箱的连接支 撑结构及装配方法。 根据本发明提供的一种空间飞行器低温贮箱的连接支撑结构，包括： 设置在低温贮箱的顶部多根拉杆，设置在低温贮箱底部的安装底座； 所述拉杆一端与低温贮箱的顶部连接，另一端与系统框架连接； 所述安装底座一端与低温贮箱连接，另一端与系统框架连接。 优选地， 所述拉杆包括拉杆芯体，所述拉杆芯体的两端分别设有第一转接螺母和第二转接 螺母，所述第一转接螺母和第二转接螺母与所述拉杆芯体紧固连接； 所述拉杆靠近所述第一转接螺母的一端设有第一锁紧螺母，所述拉杆靠近所述第 4 CN 111550327 A 说　明　书 2/5 页 二转接螺母的一端设有第二锁紧螺母，通过旋转所述第一锁紧螺母或者所述第二锁紧螺母 能够调整所述拉杆的长度； 所述第一锁紧螺母远离所述拉杆的一端紧固设有第一接头，所述第二锁紧螺母远 离所述拉杆的一端紧固设有第二接头； 优选地， 所述第一接头紧固设有安装支耳，所述拉杆通过所述安装支耳与系统框架相连； 所述第二接头与低温贮箱低温贮箱紧固连接； 优选地， 所述第一接头、第一锁紧螺母和第一转接螺母与所述第二接头、第二锁紧螺母和 第二转接螺母的螺纹旋转方向相反。 优选地， 所述拉杆芯体采用聚甲基丙烯酰亚胺硬质泡沫制成，所述拉杆芯体的两端分别加 工有安装槽，所述安装槽分别与所述第一转接螺母和所述第二转接螺母紧固连接。 优选地， 所述拉杆还包括复合材料层，所述复合材料层铺设在所述第一转接螺母、拉杆芯 体和第二转接螺母的外表面所形成的凹槽内，所述复合材料层为碳纤维低温环氧树脂复合 材料层，所述复合材料层厚度为3～5mm。 优选地， 所述安装底座包括底座本体和填充支撑芯体，所述填充支撑芯体设于所述底座本 体的内部； 所述底座本体分别与低温贮箱和系统框架紧固连接。 优选地， 所述底座本体为复合材料底座，所述底座本体为碳纤维低温环氧树脂复合材料， 所述底座本体复合材料层的厚度为5～10mm。 优选地， 所述填充支撑芯体采用聚甲基丙烯酰亚胺硬质泡沫制成。 本发明另提供一种装配如上所述的空间飞行器低温贮箱的连接支撑结构的方法， 包括如下步骤： 步骤一：将所述底座本体紧固安装到低温贮箱的底部，然后将所述填充支撑芯体 装入所述底座本体内部； 步骤二：将低温贮箱放置到预定的装配位置，固定底座本体和系统框架； 步骤三：将所述第一锁紧螺母和第二锁紧螺母向所述第一接头和第二接头的方向 旋转，调整所述拉杆的长度至匹配的装配长度； 步骤四：将所述拉杆的一端与低温贮箱紧固连接，另一端与系统框架通过所述安 装支耳紧固连接； 步骤五：旋转所述拉杆中间的主体部位收紧拉杆，然后将所述第一锁紧螺母和第 二锁紧螺母向所述拉杆芯体的方向旋转，旋转到紧固好为止。 与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果： 1、与赤道法兰安装结构相比，拉杆 安装底座的支撑结构降低了贮箱与系统框架 5 CN 111550327 A 说　明　书 3/5 页 的接触面积，从而减少了外界环境向贮箱内的漏热； 2、拉杆和安装底座均采用碳纤维/低温环氧树脂复合材料结构，其热导率比金属 材料低一到二个数量级，极大的降低了外界环境向贮箱内部的漏热； 3、拉杆和安装底座内部空腔均填充有PMI硬质泡沫塑料，这有效的阻隔了空腔内 通过自然对流向贮箱内部的漏热，同时还起到对复合材料刚度进行加强的效果，有效的解 决了飞行器发射过程复合材料安装底座由于轴向过载容易失效的问题。 4、拉杆和安装底座的支撑结构允许贮箱有适当的轴向变形，从而降低了贮箱低温 推进剂加注过程中由于温度变化贮箱收缩和后续增压过程中贮箱膨胀导致的应力； 5、拉杆结构可根据实际需要进行长度调节，有效的解决了系统装配过程中经常由 于装配偏差导致的长度不匹配问题。 附图说明 通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、 目的和优点将会变得更明显： 图1为本发明提供的一种空间飞行器低温贮箱的连接支撑结构的示意图。 图2为本发明提供的一种空间飞行器低温贮箱的连接支撑结构的拉杆剖面示意 图。 图3为本发明提供的一种空间飞行器低温贮箱的连接支撑结构的安装底座的剖面 示意图。 图中所示：低温贮箱10；拉杆20；安装底座30；安装支耳40；第一接头21；第一锁紧 螺母22；第一转接螺母23；拉杆芯体24；复合材料层25；第二转接螺母26；第二锁紧螺母27； 第二接头28；底座本体31；填充支撑芯体32。