[发明专利]一种用于卫星热控包覆的安装方法和卫星舱板

说明书

本申请提供了一种用于卫星热控包覆的安装方法和卫星舱板，其中，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、预先加工有多个开孔的热控包覆和预先加工有多个螺纹孔的卫星舱板板体；将所述附加包覆的每个开孔、热控包覆的每个开孔和卫星舱板板体上的每个螺纹孔对齐；将紧固件依次穿过附加包覆的开孔和设置在热控包覆开孔内的具有通孔的支柱，旋转插入卫星舱板板体的螺纹孔，并将附加包覆和热控包覆固定在所述卫星舱板板体上。

技术领域

本申请涉及卫星器件安装领域，特别涉及一种当热控包覆外侧还需要安装其他附加包覆时的安装方法和卫星舱板。

背景技术

一般卫星外表面都需要安装热控包覆，用于对卫星进行温度调节。热控包覆由N层隔热组件(N一般大于10)叠加缝制而成，单层隔热组件厚度较薄且极易破损。热控包覆的厚度一般大于8mm，但是极易压缩。为保证热控包覆的功能不受影响，要求热控包覆安装到卫星表面后，热控包覆厚度不能被压缩，处于自由蓬松状态。

传统的热控包覆安装方法是使用尼龙搭扣进行安装。尼龙搭扣由尼龙钩带和尼龙绒带组成。使用专用胶水将尼龙钩带粘贴到卫星表面，同时将尼龙绒带缝制到热控包覆上的对应区域。尼龙钩带和尼龙绒带对应贴合，实现热控包覆的安装。

尼龙搭扣安装方式存在的问题如下：

1)为保证热控包覆安装牢固，尼龙绒带缝制到热控包覆上时需要将热控包覆压缩得较为紧实，热控包覆厚度由大于8mm变为2～3mm，这将导致该区域热控包覆的性能受到较大衰减；

2)卫星总装及测试过程中，热控包覆会多次拆装。拆卸热控包覆时需要撕扯尼龙搭扣。多次拆卸将导致搭扣粘贴性能降低且热控包覆表面层因撕扯受力极易出现破损；

尤其，当热控包覆外侧需要再安装其他面密度较大的附加包覆时，该方法不能满足相应需求。

发明内容

为解决上述问题之一，本方案提供了一种当热控包覆外侧还需要安装其他附加包覆时的安装方法和卫星舱板。

根据本申请实施例的第一个方面，提供了一种用于卫星热控包覆2的安装方法，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本体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本体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，旋转插入卫星舱板本体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本体1上。

优选地，所述支柱4的外壁与所述热控包覆2的内孔壁抵接；所述支撑柱的顶部与附加包覆3抵接。

优选地，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。

根据本申请实施例的第二个方面，提供了一种卫星舱板，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。

优选地，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。

优选地，所述热控包覆2的开孔直径为11mm～12mm。