[发明专利]一种用于卫星热控包覆的安装方法和卫星舱板

权利要求书

1.一种用于卫星热控包覆的安装方法，其特征在于，该方法的步骤包括：

依次叠放预先加工有多个开孔的附加包覆(3)、预先加工有多个开孔的热控包覆(2)和预先加工有多个螺纹孔的卫星舱板板体(1)；

将所述附加包覆(3)的每个开孔、热控包覆(2)的每个开孔和卫星舱板板体(1)上的每个螺纹孔对齐；

将紧固件(5)依次穿过附加包覆(3)的开孔和设置在热控包覆(2)开孔内的具有通孔的支柱(4)，旋转插入卫星舱板板体(1)的螺纹孔，并将附加包覆(3)和热控包覆(2)固定在所述卫星舱板板体(1)上。

2.根据权利要求1所述的安装方法，其特征在于，所述支柱(4)的外壁与所述热控包覆(2)的内孔壁抵接；所述支柱(4)的顶部与附加包覆(3)抵接。

3.根据权利要求1所述的安装方法，其特征在于，所述附加包覆(3)的多个开孔、热控包覆(2)的多个开孔和卫星舱板板体(1)的多个螺纹孔均阵列布置。

4.一种卫星舱板，其特征在于，该卫星舱板包括：预先开设有多个螺纹孔的卫星舱板本体(1)；

所述卫星舱板本体(1)上依次叠放有预先加工有多个开孔的附加包覆(3)和预先加工有多个开孔的热控包覆(2)；所述附加包覆(3)的每个开孔、热控包覆(2)的每个开孔和卫星舱板本体(1)上的每个螺纹孔匹配对应；

所述附加包覆(3)和热控包覆(2)，通过依次穿过附加包覆3的开孔和设置在热控包覆(2)开孔内的具有通孔的支柱(4)的紧固件(5)，旋转插入卫星舱板本体(1)的螺纹孔，固定在所述卫星舱板本体(1)上。

5.根据权利要求4所述的卫星舱板，其特征在于，所述附加包覆(3)的多个开孔、热控包覆(2)的多个开孔和卫星舱板本体(1)的多个螺纹孔均阵列布置。

6.根据权利要求4所述的卫星舱板，其特征在于，所述热控包覆(2)的开孔直径为11mm～12mm。

7.根据权利要求4所述的卫星舱板，其特征在于，所述附加包覆(3)的开孔直径为4.5mm。

8.根据权利要求4所述的卫星舱板，其特征在于，所述支柱(4)的外壁与所述热控包覆(2)的内孔壁抵接；所述支柱(4)的顶部与附加包覆(3)抵接；所述支柱(4)通孔尺寸与紧固件(5)尺寸相匹配。

9.根据权利要求4所述的卫星舱板，其特征在于，所述支柱(4)为铝合金材料。

10.根据权利要求4所述的卫星舱板，其特征在于，所述紧固件(5)与所述附加包覆(3)的接触面设有垫片(6)。