用于相控阵天线的主承力框架及其制备方法与流程

1.本发明涉及机械成型技术领域，具体涉及一种用于相控阵天线的主承力框架及其制备方法。


背景技术：

2.相控阵天线因其特有的体制优势如探测距离远、抗干扰能力强、精度高和可靠性高等优点，越来越广泛应用于航天、航空以及电子通信雷达等领域。由于星载、机载等平台对装机和装星的天线的重量、体积、热耗等提出了严格的要求，同时平台的抗力学环境尤其严酷，决定了相应的相控阵天线载荷必须具备满足性能要求的同时兼顾结构高度集成、轻量化和小型化，同时还需要保持足够的强度、刚度和高可靠性。
3.现有的相控阵天线主承力结构主要追求结构的高强度和高可靠性，以牺牲重量为代价，一般大量使用黑色金属、有色金属等金属材料直接机械加工成型，极大的增加了天线载荷的装机重量。而且资料显示，载荷重量每增加1千克，考虑载机燃料等原因，卫星平台的重量将增加50千克。所以，对于日益发展常用的星载、机载平台来说，亟需一种轻量化的主承力框架。
4.相关技术中，公布号为cn112366440a的中国发明专利文献记载了一种主承力结构和雷达天线装置，包括框架、有源安装板和支架；所述框架包括框架主体和隔板，所述框架主体为内部中空框架结构，所述框架主体的内部固定所述隔板；所述有源安装板包括主安装板和加强结构，所述主安装板底面固定所述加强结构，所述主安装板的底面固定在所述框架主体上表面，所述加强结构伸入所述框架主体内部，且加强结构的一侧与所述隔板侧面固定连接；所述支架侧面固定在框架主体内壁，所述支架顶面与主安装板底面连接。
5.该方案提出的主承力结构中，框架用于承载有源安装板，有源安装板采用蒙皮结合蜂窝的结构，内部预埋有u型热管用于天线传热，通过框架主体、支架、加强结构的设置以及加强结构与隔板的连接，使得框架和有源安装板成为一个轻量化的刚性主承力整体，同时，满足天线散热性能。另外，框架主体和隔板均采用增强碳纤维材料与环氧树脂基体材料用热压罐成型而成，整体厚度为4～5毫米，承重范围为50～60kg，由于框架是采用整体薄壁成型，制备工艺复杂，导致成本较高；而且，框架上的安装固定孔也一体化成型，通过固定孔连接承载平台或有源安装板，使得主材料为碳纤维的框架直接接触承载平台或有源安装板，安装面的精度和安装接口的强度可能较难保证，时间一长还会导致框架本体变形。另外，部分相控阵天线载荷已高达250kg，相关用于相控阵天线的主承力框架显然无法适应如此高的承载能力。


技术实现要素：

6.本发明所要解决的技术问题在于如何提供一种兼具轻量化和高强度的用于相控阵天线载荷的主承力框架。
7.本发明通过以下技术手段实现解决上述技术问题的：
8.一方面，本发明提出了一种用于相控阵天线的主承力框架，所述框架包括框架本体和隔板，所述框架本体为由两块第一侧板和两块第二侧板拼装形成的口字形中空结构，所述隔板固定在两块所述第一侧板中间；
9.所述第一侧板和所述第二侧板的内外两侧壁之间均粘贴有第一蜂窝和第一埋件，内外两侧壁均采用第一蒙皮，所述第一蜂窝和所述第一埋件之间的缝隙填充发泡胶；
10.所述第一侧板和所述第二侧板的外侧壁下端设置有供载荷平台连接的转接角件，所述转接角件连接于所述第一埋件，所述第一侧板的上端面和所述第二侧板的上端面均预埋供载荷安装的第二埋件。
11.本发明采用中空结构的框架本体、隔板和转接角件共同构成了轻量化的主承力框架，框架本体由两块第一侧板和两块第二侧板独立成型后再装配构成，零件成型方法简便易得，架构简单，功能性强，降低了框架本体的制造难度；同时，第一侧板和第二侧板设置为双面蒙皮+铝蜂窝的夹层结构，在满足框架本体接口需求同时，极大地降低了产品重量。在框架本体内安装隔板，使得框架本体上有足够的强度，对整个主承力框架的强度、刚度起到补充加强作用。第一侧板和第二侧板的内外两侧壁之间均粘贴有第一蜂窝和第一埋件，第一埋件与侧板外侧壁设置的作为与载荷平台的连接件的转接角件连接，第一侧板和第二侧板的上端面均预埋有第二埋件供载荷安装，载荷平台安装时与框架本体非直接接触，避免框架本体发生变形。因此本发明提出的用于相控阵天线的主承力框架轻量化、刚强度好、稳定性优良，尤其适用于星载、机载相控阵天线使用。
12.进一步地，所述转接角件为一l型板材，所述l型板材两侧分别设置有第一加强筋，所述l型板材的下端面开设有用于连接所述载荷平台的安装孔。
13.进一步地，所述转接角件的下端面凸出所述第一侧板的下端面或所述第二侧板的下端面。
14.进一步地，所述转接角件采用高强铝合金材料机械成型。
15.进一步地，所述第一埋件和所述第二埋件均为采用高强铝合金材料机械成型的螺纹孔埋件。
16.进一步地，所述第二侧板的内侧壁下端设置有若干第一角盒，所述第一角盒上设置有减重槽和走线绑扎孔。
17.进一步地，所述第一蒙皮为碳纤维增强体编织和环氧树脂基体材料采用热压复合成型。
18.进一步地，所述第一侧板和所述第二侧板的周身采用铝胶带封边。
19.进一步地，所述隔板包括壳体、第二蜂窝和第二蒙皮，所述壳体为高强度铝合金一体化切削成型，所述壳体内部设置有第二加强筋和螺孔凸台；
20.所述壳体作为下端面，所述第二蜂窝的一面粘贴于所述壳体，所述第二蒙皮作为上端面粘贴于所述第二蜂窝的另一面，所述第二蜂窝、所述第二加强筋和所述螺孔凸台之间的缝隙填充发泡胶。
21.进一步地，所述第二蒙皮采用薄板铝合金材料制备。
22.进一步地，所述隔板的两侧壁下端均设置若干第二角盒，所述隔板的上端面预埋有第三角盒，其中所述第二角盒上设置有减重槽和走线绑扎孔。
23.进一步地，所述隔板的位置在所述框架本体内部的位置根据载荷布局沿垂直所述
第二侧板横向方向可水平调整，以及可沿所述第二侧板纵向方向调整。
24.第二方面，本发明提出了一种用于相控阵天线的主承力框架的制备方法，所述制备方法包括：
25.制备第一侧板、第二侧板和隔板，其中采用热压方法复合成型第一蒙皮，采用第一蒙皮分别制作上端面和下端面，将第一蜂窝和第一埋件采用胶膜粘贴在上、下端面之间，在上端面预埋第二埋件，并在所述第一蜂窝和所述第一埋件之间的缝隙填充发泡胶，整体施压成型，形成第一侧板和第二侧板；
26.采用两块所述第一侧板和两块所述第二侧板拼装形成口字形的中空结构；
27.在所述第一侧板和所述第二侧板的外侧壁下端设置用于供载荷平台连接的转接角件，将所述转接角件连接所述第一埋件；
28.将所述隔板固定在两块所述第一侧板中间。
29.进一步地，制备所述隔板的步骤包括：
30.采用高强度铝合金一体化机械成型得到壳体，在壳体上设置加强筋和螺孔凸台，并采用薄板铝合金材料制备第二蒙皮；
31.将所述壳体作为下端面，将所述第二蒙皮作为上端面，上、下端面之间黏贴有第二蜂窝，在上端面预埋第三角盒，并在所述第二蜂窝、所述第二加强筋和所述螺孔凸台之间的缝隙填充发泡胶。
32.进一步地，制备所述第一蒙皮时，采用热压方法对碳纤维增强体编织和环氧树脂基体材料复合成型，制备得到所述第一蒙皮。
33.进一步地，所述制备方法还包括：
34.在所述第二侧板内侧壁下端设置第一角盒；
35.在所述隔板两侧壁下端分别设置第二角盒；
36.其中，所述第一角盒和所述第二角盒上均设置减重槽和走线绑扎孔。
37.本发明的优点在于：
38.(1)采用中空结构的框架本体、隔板和转接角件共同构成了轻量化的主承力框架，框架本体由两块第一侧板和两块第二侧板独立成型后再装配构成，零件成型方法简便易得，架构简单，功能性强，降低了框架本体的制造难度；同时，第一侧板和第二侧板设置为双面蒙皮+铝蜂窝的夹层结构，在满足框架本体接口需求同时，极大地降低了产品重量。在框架本体内安装隔板，使得框架本体上有足够的强度，对整个主承力框架的强度、刚度起到补充加强作用。第一侧板和第二侧板的内外两侧壁之间均粘贴有第一蜂窝和第一埋件，第一埋件与侧板外侧壁设置的作为与载荷平台的连接件的转接角件连接，第一侧板和第二侧板的上端面均预埋有第二埋件供载荷安装，载荷平台安装时与框架本体非直接接触，避免框架本体发生变形。因此本发明提出的用于相控阵天线的主承力框架轻量化、刚强度好、稳定性优良，尤其适用于星载、机载相控阵天线使用。
39.(2)主承力框架考虑轻量化的同时，还保证了框架的刚强度和稳定性，承受的载荷重量可达250kg以上。
40.(3)第一蒙皮为碳纤维增强体编织和环氧树脂基体材料采用热压方法复合而成，该材料轴向刚性好、高低温环境热稳定性好，具备优良的可靠性。
41.(4)第二蒙皮采用薄板铝合金材料，与壳体材料性能相容，适应航天高低温热交变
环境，且材料导电，复合成型后的隔板设置在框架本体内部，与载荷的壳体电导通，有效避免星载环境不同电位材料带来的不良破坏影响。
42.(5)第一角盒和第二角盒上均设置有减重槽和绑扎孔，进一步对主承力框架的轻量化设计作贡献，同时绑扎孔供相控阵天线内部密集的高、低频电缆的绑扎使用。
43.(6)在所述框架本体内部的位置根据载荷布局进行水平调整和纵向调整，适应不同载荷重量、布局的主承力框架的结构强度、刚性和稳定性保证需求。
44.本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
45.图1是本发明第一实施例中用于相控阵天线的主承力框架的立体结构示意图；
46.图2是本发明第一实施例中主承力框架x向内部结构透视图；
47.图3是本发明图1中a-a方向侧板内部结构示意图；
48.图4是本发明图1中b-b方向隔板内部结构示意图；
49.图5是本发明中一体化壳体的结构示意图；
50.图6是本发明中第一角盒和第二角盒的结构示意图；
51.图7是本发明第二实施例中用于相控阵天线的主承力框架制备方法的流程示意图。
52.图中：
53.1-框架本体；2-隔板；3-转接角件；
54.11-第一侧板；12-第二侧板；
55.21-第二角盒；22-第三角盒；23-壳体；24-第二蜂窝；25-第二蒙皮；
56.121-第一蒙皮；122-第一蜂窝；123-第一埋件；124-第一角盒；
57.211-减重槽；212-走线绑扎孔；
58.231-第二加强筋；232-螺孔凸台。
具体实施方式
59.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例，对本发明实施例中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作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。
60.如图1和图3所示，本发明第一实施例提出了一种用于相控阵天线的主承力框架，所述框架包括框架本体1和隔板2，所述框架本体1为由两块第一侧板11和两块第二侧板12拼装形成的口字形中空结构，所述隔板2固定在两块所述第一侧板11中间；
61.所述第一侧板11和所述第二侧板12的内外两侧壁之间均粘贴有第一蜂窝122和第一埋件123，内外两侧壁均采用第一蒙皮121，所述第一蜂窝122和所述第一埋件123之间的缝隙填充发泡胶；
62.所述第一侧板11和所述第二侧板12的外侧壁设置有供载荷平台连接的转接角件3，所述转接角件3连接于所述第一埋件123，所述第一侧板11的上端面和所述第二侧板12的
上端面均预埋供载荷安装的第二埋件。
63.本实施例采用中空结构的框架本体1、隔板2和转接角件3共同构成了轻量化的主承力框架，框架本体1由两块第一侧板11和两块第二侧板12独立成型后再经螺钉拼装形成“口”字形中空结构，零件成型方法简便易得，架构简单，功能性强，降低了框架本体1的制造难度；同时，第一侧板11和第二侧板12设置为双面蒙皮+铝蜂窝的夹层结构，在满足框架本体1接口需求同时，极大地降低了产品重量。在框架本体1内安装隔板2，使得框架本体1上有足够的强度，对整个主承力框架的强度、刚度起到补充加强作用。第一侧板11和第二侧板12的内外两侧壁之间均粘贴有第一蜂窝122和第一埋件123，第一埋件123与侧板外侧壁设置的作为与载荷平台的连接件的转接角件3连接，第一侧板11和第二侧板12的上端面均预埋有第二埋件供载荷安装，载荷平台安装时与框架本体1非直接接触，避免框架本体1发生变形。因此本实施例提出的用于相控阵天线的主承力框架轻量化、刚强度好、稳定性优良，尤其适用于星载、机载相控阵天线使用。
64.在一实施例中，所述转接角件3为一l型板材，所述l型板材两侧分别设置有第一加强筋，所述l型板材的下端面开设有用于连接所述载荷平台的安装孔。
65.需要说明的是，本实施例中设置数量若干的转接角件3数量，若干转接角件3均布置在第一侧板11和第二侧板12的外侧壁下端，以供连接载荷平台。通过在l型板材上设置两个第一加强筋，且每个第一加强筋上开有2个安装孔供与第一侧板11或第二侧板12连接，通过在l型板材上设置第一加强筋，进一步提高了转接角件3的结构强度。
66.在一实施例中，所述转接角件3的下端面凸出所述第一侧板11的下端面或所述第二侧板12的下端面。
67.较优地，转接角件3的下端面凸出所述第一侧板11下端面或第二侧板12下端面0.5mm，有效保证了主承力框架与载荷平台安装的位置精度和尺寸精度。
68.需要说明的是，本实施例根据经验将凸出设置为0.5mm，足够用于凸出部分的安装空隙，能够保证大面积金属件变形尺寸的极限，一般1m大的机械件变形能够控制在0.5mm以内。若凸出太多的话，凸台和侧板端面之间空隙过大，设计上需采用措施填充空隙，以保证天线的电磁屏蔽需求。
69.在一实施例中，所述转接角件3采用高强铝合金材料机械成型。
70.需要说明的是，转接角件3采用高强铝合金材料机械成型，固定在第一侧板11和第二侧板12的下端侧壁上，可高强度、高可靠性连接载荷平台。由于转接角件3用于主承力结构的主要连接接口，连接强度和连接刚性对产品的安全使用起作用，本实施例采用强度、硬度较高的铝合金材料，比如7a04铝合金。
71.应当理解的是，本领域技术人员也可根据实际情况采用其他的符合强度及硬度要求的材料，本实施例不作具体限定。
72.在一实施例中，所述第一埋件123和所述第二埋件均为采用高强铝合金材料机械成型的螺纹孔埋件。
73.本实施例通过在第一侧板11和第二侧板12的上端面预埋有第二埋件以供载荷安装，第一侧板11和第二侧板12的外侧壁下端部预埋若干第一埋件123供转接角件3安装连接，所述第一埋件123和所述第二埋件均材料采用高强度铝合金，在保证连接强度和精度的同时，采用预埋件的方法降低了复合材料成型的难度。
74.在一实施例中，如图2所示，所述第二侧板12的内侧壁下端设置有若干第一角盒124，所述第一角盒124上设置有减重槽211和走线走线绑扎孔212。
75.具体地，第二侧板12的内侧壁下端均匀设置若干第一角盒124，本例中优化的设置第一角盒124的数量为6个，可有效补充框架本体1的强度和刚性。
76.应当理解的是，本领域技术人员也可根据实际需要，在第二侧板12的内侧壁下端设置不同数量的第一角盒124。
77.在一实施例中，所述第一蒙皮121为碳纤维增强体编织和环氧树脂基体材料采用热压复合成型。
78.需要说明的是，本实施例中第一蒙皮121为碳纤维增强体编织和环氧树脂基体材料采用热压方法复合而成，该材料轴向刚性好、高低温环境热稳定性好，具备优良的可靠性。第一侧板11和第二侧板12设置为双面碳蒙皮+铝蜂窝的夹层结构，在满足框架本体1接口需求同时，极大地降低了产品重量。
79.在一实施例中，所述第一侧板11和所述第二侧板12的周身采用铝胶带封边。
80.需要说明的是，本实施例中的第一侧板11和第二侧板12的成型方法简单易得，包括以下步骤：由2块第一蒙皮121分别作上端面、下端面，第一蜂窝122和埋件的上、下端面采用胶膜粘贴在两个第一蒙皮121中间，第一蜂窝122和埋件之间的缝隙采用发泡胶连接加强，采用真空热压罐法整体施压成型，在成型的第一侧板11和第二侧板12四周用铝胶带封边，起到多余物防护和美观的作用。
81.在一实施例中，如图4所示，所述隔板2包括壳体23、第二蜂窝24和第二蒙皮25，所述壳体23为高强度铝合金一体化切削成型，所述壳体23设置有第二加强筋231和螺孔凸台232；
82.所述壳体23作为下端面，所述第二蜂窝24的一面粘贴于所述壳体23，所述第二蒙皮25作为上端面粘贴于所述第二蜂窝24的另一面，所述第二蜂窝24、所述第二加强筋231和所述螺孔凸台232之间的缝隙填充发泡胶。
83.需要说明的是，在第二蜂窝24、第二加强筋231和螺孔凸台232任两者之间的缝隙填充发泡胶。
84.本实施例中，隔板2采用一体化壳体23+铝蒙皮+铝蜂窝的结构，安装在框架本体1上有足够的强度，对整个主承力框架的强度、刚度起到补充加强作用。其中，壳体23为高强度铝合金一体化机械成型，设置有第二加强筋231和螺孔凸台232，对隔板2的刚性有加强作用。
85.在一实施例中，所述第二蒙皮25采用薄板铝合金材料制备。
86.需要说明的是，本实施例中第二蒙皮25采用薄板铝合金材料，与壳体23的制备材料性能相容，适应航天高低温热交变环境，且材料导电，复合成型后的隔板2设置在框架本体1内部，与载荷的壳体23电导通，有效避免星载环境不同电位材料带来的不良破坏影响。
87.在一实施例中，如图2所示，所述隔板2的两侧壁下端均设置若干第二角盒21，所述隔板2的上端面预埋有第三角盒22，其中所述第二角盒21上设置有减重槽211和走线走线绑扎孔212。
88.本实施例将第一角盒安装在侧板上，用于固定式主支撑角盒；第二角盒位于隔板两侧的，可根据隔板位置相应浮动，为辅助支撑角盒。
89.需要说明的是，所述第一角盒124和第二角盒21上还设置有减重槽211和走线绑扎孔212，进一步对主承力框架的轻量化设计作贡献，同时走线绑扎孔212供相控阵天线内部密集的高、低频电缆的绑扎使用。
90.应当理解的是，本实施例在隔板2两侧均值设置的数量若干的第二角盒21以及在隔板2上端面预埋数量若干的第三角盒22，具体地，设置第二角盒21的数量为共14个，第三角盒22的数量为共38个，本领域技术人员也可根据实际需求确定第二角盒21和第三角盒22的数量。
91.本实施例中，隔板2采用一体化壳体23+铝蒙皮+铝蜂窝的结构，成型方法简易，将壳体23作为下端面，第二蒙片作为下端面，第二蜂窝24采用胶膜粘贴在壳体23的上端面，第二蜂窝24和壳体23的第二加强筋231和螺孔凸台232之间缝隙采用发泡胶连接加强，第二蒙皮25采用胶膜粘贴于蜂窝的上端面，整体施压成型。
92.在一实施例中，所述隔板2在所述框架本体1内部的位置根据载荷布局沿垂直所述第二侧板12横向方向可水平调整，以及可沿所述第二侧板12纵向方向调整。
93.需要说明的是，本实施例中以横向为x轴、竖向为y轴、纵向为z轴，第一侧板11的长度方向沿y轴方向布置，第二侧板12的长度方向沿x轴方向布置，两块隔板2在框架本体1内部的y方向对称着设置，隔板2在框架本体1内部的位置根据载荷布局沿y方向可水平调整，还能够沿着z方向纵向调整，适应不同载荷重量、布局的主承力框架的结构强度、刚性和稳定性保证需求。
94.本实施例根据载荷内部有源模块的尺寸，调整隔板的横向和纵向位置，位置调整在设计时根据实际情况在侧面相应位置开设通孔，通孔能够保证隔板安装时紧固件锁紧前有一定的浮动空间，用于适应载荷内部多级装配引起的尺寸误差，简单而高效。
95.本实施例提出的用于星载相控阵天线的主承力框架，重点考虑轻量化设计，同时还要保证结构的刚、强度和稳定性，安装在卫星对地板上，其外形跨度为1150mmx1200mm，重量仅11kg，可承受250kg以上载荷重量。
96.本发明第二实施例提出了一种采用星载相控阵天线装置，其包括如上第一实施例所述的主承力框架和星载相控阵天线，所述星载相控阵天线的载荷安装于所述第一侧板11和第二侧板12上端面预埋的第二预埋件，载荷平台连接所述转接角件3。
97.需要说明的是，本发明所述采用星载相控阵天线装置的其他实施例或具有实现方法可参照上述第一实施例，此处不再赘余。
98.如图7所示，本发明第三实施例提出一种用于相控阵天线的主承力框架的制备方法，所述制备方法包括以下步骤：
99.s10、制备第一侧板、第二侧板和隔板，其中采用热压方法复合成型第一蒙皮，采用第一蒙皮分别制作上端面和下端面，将第一蜂窝和第一埋件采用胶膜粘贴在上、下端面之间，在上端面预埋第二埋件，并在所述第一蜂窝和所述第一埋件之间的缝隙填充发泡胶，整体施压成型，形成第一侧板和第二侧板；
100.s20、采用两块所述第一侧板和两块所述第二侧板拼装形成口字形的中空结构；
101.s30、在所述第一侧板和所述第二侧板的外侧壁下端设置用于供载荷平台连接的转接角件，将所述转接角件连接所述第一埋件；
102.s40、将所述隔板固定在两块所述第一侧板中间。
103.本实施例零件成型方法简便易得，架构简单，功能性强，中空结构的框架本体、隔板和转接角件共同构成了轻量化的主承力框架，该结构刚强度好、稳定性优良，尤其适用于星载、机载相控阵天线使用。
104.在一实施例中，制备所述隔板的步骤包括：
105.采用高强度铝合金一体化机械成型得到壳体，在壳体上设置加强筋和螺孔凸台，并采用薄板铝合金材料制备第二蒙皮；
106.将所述壳体作为下端面，将所述第二蒙皮作为上端面，上、下端面之间黏贴有第二蜂窝，在上端面预埋第三角盒，并在所述第二蜂窝、所述第二加强筋和所述螺孔凸台之间的缝隙填充发泡胶。
107.需要说明的是，隔板采用一体化壳体+铝蒙皮+铝蜂窝的结构制备方法，安装在框架本体上有足够的强度，对整个主承力框架的强度起到补充加强作用，成型方法简易。
108.在一实施例中，制备所述第一蒙皮时，采用热压方法对碳纤维增强体编织和环氧树脂基体材料复合成型，制备得到所述第一蒙皮。
109.其中，第一蒙皮为碳纤维增强体编织和环氧树脂基体材料采用热压方法复合而成，该材料轴向刚性好、高低温环境热稳定性好，具备优良的可靠性。
110.在一实施例中，所述制备方法还包括：
111.在所述第二侧板内侧壁下端设置第一角盒；
112.在所述隔板两侧壁下端分别设置第二角盒；
113.其中，所述第一角盒和所述第二角盒上均设置减重槽和走线绑扎孔。
114.通过设置第一角盒、第二角盒和第三角盒，有效补充框架本体的强度和刚性。
115.进一步地，在进行角盒的装配前，需要对角盒进行非胶接磷酸阳极氧化。
116.需要说明的是，对角盒进行非胶接磷酸阳极氧化有别于胶结磷酸阳极氧化，胶结磷酸阳极氧化使得各种埋件的胶粘性更好，而非胶接磷酸阳极氧化的零件是靠螺钉紧固的，是一种简单的、耐磨的、本色的表面处理方式。
117.需要说明的是，本发明所述用于相控阵天线的主承力框架的制备方法的其他实施例或具有实现方法可参照上述第一实施例，此处不再赘余。
118.在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
119.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
120.尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

技术特征：
1.一种用于相控阵天线的主承力框架，所述框架包括框架本体和隔板，其特征在于，所述框架本体为由两块第一侧板和两块第二侧板拼装形成的口字形中空结构，所述隔板固定在两块所述第一侧板中间；所述第一侧板和所述第二侧板的内外两侧壁之间均粘贴有第一蜂窝和第一埋件，内外两侧壁均采用第一蒙皮，所述第一蜂窝和所述第一埋件之间的缝隙填充发泡胶；所述第一侧板和所述第二侧板的外侧壁设置有供载荷平台连接的转接角件，所述转接角件连接于所述第一埋件，所述第一侧板的上端面和所述第二侧板的上端面均预埋供载荷安装的第二埋件。2.如权利要求1所述的用于相控阵天线的主承力框架，其特征在于，所述转接角件为一l型板材，所述l型板材两侧分别设置有第一加强筋，所述l型板材的下端面开设有用于连接所述载荷平台的安装孔。3.如权利要求2所述的用于相控阵天线的主承力框架，其特征在于，所述转接角件的下端面凸出所述第一侧板的下端面或所述第二侧板的下端面。4.如权利要求1所述的用于相控阵天线的主承力框架，其特征在于，所述转接角件采用高强铝合金材料机械成型。5.如权利要求1所述的用于相控阵天线的主承力框架，其特征在于，所述第一埋件和所述第二埋件均为采用高强铝合金材料机械成型的螺纹孔埋件。6.如权利要求1所述的用于相控阵天线的主承力框架，其特征在于，所述第二侧板的内侧壁下端设置有若干第一角盒，所述第一角盒上设置有减重槽和走线绑扎孔。7.如权利要求1所述的用于相控阵天线的主承力框架，其特征在于，所述第一蒙皮为碳纤维增强体编织和环氧树脂基体材料采用热压复合成型。8.如权利要求1所述的用于相控阵天线的主承力框架，其特征在于，所述第一侧板和所述第二侧板的周身采用铝胶带封边。9.如权利要求1所述的用于相控阵天线的主承力框架，其特征在于，所述隔板包括壳体、第二蜂窝和第二蒙皮，所述壳体为高强度铝合金一体化切削成型，所述壳体设置有第二加强筋和螺孔凸台；所述壳体作为下端面，所述第二蜂窝的一面粘贴于所述壳体，所述第二蒙皮作为上端面粘贴于所述第二蜂窝的另一面，所述第二蜂窝、所述第二加强筋和所述螺孔凸台之间的缝隙填充发泡胶。10.如权利要求9所述的用于相控阵天线的主承力框架，其特征在于，所述第二蒙皮采用薄板铝合金材料制备。11.如权利要求9所述的用于相控阵天线的主承力框架，其特征在于，所述隔板的两侧壁下端均设置若干第二角盒，所述隔板的上端面预埋有第三角盒，其中所述第二角盒上设置有减重槽和走线绑扎孔。12.如权利要求1～11任一项所述的用于相控阵天线的主承力框架，其特征在于，所述隔板在所述框架本体内部的位置根据载荷布局沿垂直所述第二侧板横向方向可水平调整，以及可沿所述第二侧板纵向方向调整。13.一种用于相控阵天线的主承力框架的制备方法，其特征在于，所述制备方法包括：制备第一侧板、第二侧板和隔板，其中采用热压方法复合成型第一蒙皮，采用第一蒙皮
分别制作上端面和下端面，将第一蜂窝和第一埋件采用胶膜粘贴在上、下端面之间，在上端面预埋第二埋件，并在所述第一蜂窝和所述第一埋件之间的缝隙填充发泡胶，整体施压成型，形成第一侧板和第二侧板；采用两块所述第一侧板和两块所述第二侧板拼装形成口字形的中空结构；在所述第一侧板和所述第二侧板的外侧壁下端设置用于供载荷平台连接的转接角件，将所述转接角件连接所述第一埋件；将所述隔板固定在两块所述第一侧板中间。14.如权利要求13所述的用于相控阵天线的主承力框架的制备方法，其特征在于，制备所述隔板的步骤包括：采用高强度铝合金一体化机械成型得到壳体，在壳体上设置加强筋和螺孔凸台，并采用薄板铝合金材料制备第二蒙皮；将所述壳体作为下端面，将所述第二蒙皮作为上端面，上、下端面之间黏贴有第二蜂窝，在上端面预埋第三角盒，并在所述第二蜂窝、所述第二加强筋和所述螺孔凸台之间的缝隙填充发泡胶。15.如权利要求13所述的用于相控阵天线的主承力框架的制备方法，其特征在于，制备所述第一蒙皮时，采用热压方法对碳纤维增强体编织和环氧树脂基体材料复合成型，制备得到所述第一蒙皮。16.如权利要求13所述的用于相控阵天线的主承力框架的制备方法，其特征在于，所述制备方法还包括：在所述第二侧板内侧壁下端设置第一角盒；在所述隔板两侧壁下端分别设置第二角盒；其中，所述第一角盒和所述第二角盒上均设置减重槽和走线绑扎孔。17.一种采用星载相控阵天线装置，其特征在于，包括如权利要求1～12任一项所述的主承力框架和星载相控阵天线，所述星载相控阵天线的载荷安装于所述第一侧板和第二侧板上端面预埋的第二预埋件，载荷平台连接所述转接角件。

技术总结
本发明公开一种用于相控阵天线的主承力框架及其制备方法，包括框架本体和隔板，框架本体为由两块第一侧板和两块第二侧板拼装形成的口字形中空结构，隔板固定在两块第一侧板中间；第一侧板和第二侧板的内外两侧壁之间均粘贴有第一蜂窝和第一埋件，内外两侧壁均采用第一蒙皮，第一蜂窝和第一埋件之间的缝隙填充发泡胶；第一侧板和第二侧板的外侧壁下端设置有供载荷平台连接的转接角件，转接角件连接于第一埋件，第一侧板的上端面和第二侧板的上端面均预埋供载荷安装的第二埋件。本发明提出的主承力框架在满足结构简易和轻量化的同时，兼顾了主承力框架的高刚强度和高稳定性，易于制造、成本较低，尤其适用于星载、机载相控阵天线使用。使用。使用。


技术研发人员：石方亮 杨双根 潘永强 刘万钧 洪肇斌 孙远涛 吴涛 王小宇 曹强 范少群 田野
受保护的技术使用者：中国电子科技集团公司第三十八研究所
技术研发日：2023.08.30
技术公布日：2023/10/20