[发明专利]一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺

说明书

本发明提供了一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺：S1、基板准备；S2、安装张拉力装置；S3、调整太阳翼缝制设备；S4、太阳翼缝制设备参数设定；S5、太阳翼缝制设备的X向行程、缝合面Z向高度测试及模拟缝合，测试缝合轨迹是否一致；S6、利用太阳翼缝制设备缝合第一条线迹；S7、按照缝合工艺规程对缝合机器的Y向位移值a和X向位移值b设置；S8、利用太阳翼缝制设备缝合第二条线迹；S9、卸载太阳翼的张拉力；S10、所有缝合线迹涂RTV胶，固化3～10天；S11、展开状态下，缝合线迹侧留量5mm；S12、重复以上步骤完成缝合连接。本发明解决圆形柔性太阳翼本体在微重力状态下固定不动，通过缝合设备多维度实现缝合的方法。

技术领域

本发明属于航天设备领域，尤其是涉及一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺。

背景技术

在我国航天某项探测任务中，探测器采用圆形柔性太阳翼作为探测器能源供给部件。复合基板间的连接需要采用新连接工艺技术才能保证达到一定的性能和环境、可靠性要求，因此，创新设计了一种航天器圆形柔性太阳翼用聚酰亚胺薄膜与纤维织物复合基板机器缝合连接工艺。新技术的应用，推动我国航天强国建设，具有重大意义；

目前国内的机器缝合连接工艺技术是采用工业缝纫机缝制方法；工业缝纫机工作原理是缝料通过机构送料到缝制位置，压脚向下运动固定，机针固定在针杆端部，一根或多根缝纫线穿过机针，针杆做上下往复运动，带动机针引导缝线刺穿缝料，运动至最低位置，线在缝料、机针、针槽、梭床盖的共同作用下形成线环，通过摆梭尖旋转，从而钩住线环，牵引线环绕进梭心套下方，挑线杆向上运动拉面线，使线环缩小，套住底线，挑线杆继续向上运动，拉紧面线，在缝料上形成一种或多种线迹，使一层或多层缝料交织或缝合起来；

然而，探测器采用的圆形柔性太阳翼是聚酰亚胺薄膜与纤维织物复合形成复合基板上粘贴柔性太阳能电池片，通过支撑肋条绑扎连接而成。圆形柔性太阳翼外形尺寸约2～8米，由于功能的特殊性，要在微重力作用下缝合，为保证缝合过程不能损伤基板和柔性电池片，采用圆形柔性太阳翼固定不动，卸载至微重力状态，毯面施加10～60N/米的张力，缝合线张力可量化，缝合设备移动缝合的方法。缝合后外形尺寸满足图纸指标，毯面整体平整、无褶皱变形，在60～80N/米作用力下毯面无错动位移。显然，常规工业缝纫机的缝合方法不能满足探测器圆形柔性太阳翼的缝合连接，也无满足功能要求的工业缝纫机。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺，解决圆形柔性太阳翼本体在微重力状态下固定不动，通过缝合设备多维度实现缝合的方法；此缝合方法连接可靠、尺寸精度高、质量稳定。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺，其特征在于，包括以下步骤：

S1、基板准备；安装支撑卸载装置，将太阳翼复合基板安装至支撑卸载装置上；

S2、安装张拉力装置；将张拉力装置与支撑卸载装置进行装配，对太阳翼复合基板提供张拉力；

S3、调整太阳翼缝制设备；调整太阳翼缝制设备与太阳翼复合基板之间的缝合位置；

S4、太阳翼缝制设备参数设定；

S5、太阳翼缝制设备的X向行程、缝合面Z向高度测试及模拟缝合，测试缝合轨迹是否一致；太阳毯与工装安装完成后，缝制设备不装针和线，开始运行缝制程序，激光位移传感器检测毯面实际位置与理论位置的偏差量，并将偏差量用折线图显示出来，判断给太阳毯带来附加压应力；完成一次缝合过程；