[发明专利]一体化卫星结构板及其制造方法

说明书

本发明一体化卫星结构板及其制造方法，包括：蒙皮，两层蒙皮间隔设置；夹心支撑结构、电子设备安装脚、槽道热管腔体，夹心支撑结构、电子设备安装脚、槽道热管腔体设置在两层蒙皮之间且分别于两层蒙皮的内表面连接。与现有技术相比，本发明的有益效果如下：取代原有结构板结构、热控元件组装式设计制造模式，避免了原有设计制造方式轻量化程度不够、制造周期长，传热链路中界面热阻高等缺陷。本发明在航天领域有着广泛的应用前景，本发明还可推广至有类似需求的其他行业，经济效益可观。在保证轻量化的同时，提升电子设备的控温效果。

技术领域

本发明涉及机械设计制造技术领域，具体地，特别是涉及一种一体化卫星结构板及其制造方法。

背景技术

热管是一种被动式热控元件，广泛的应用于卫星高热流组件的散热控温。热管由管壳、毛细芯和工作介质组成。热管的一端为蒸发段，另一端为冷凝段，当蒸发段受热后，管芯内的液体工质吸热蒸发，蒸汽流向冷凝段，在那里放出热量并凝结成液体，冷凝也在管芯毛细间隙的毛细力作用下又流回蒸发段。热管正常工作时毛细力必须克服工质循环的所有流动阻力。管芯毛细间隙是毛细力大小的决定性因素。

传统卫星结构板为“双层铝蒙皮+铝蜂窝芯”胶接结构板。大量铝合金埋件镶嵌在结构板内部，为电子设备提供安装用螺纹孔；毛细槽道热管胶接在结构板内，用于对电子设备控温；电子设备通过螺纹连接安装在结构板上。这种传统的卫星结构设计和制造方式存在以下弊端：一方面，槽道热管胶接在铝蜂窝夹心结构板内部，热管与电子设备之间的热传输链路中存在高热阻的胶膜，影响传热效率和电子设备的控温效果；另一方面结构组件制造及装配流程复杂，包括模具设计与制造、热管型材挤压成形、热管相变工质充装封装、安装埋件加工、埋件和热管预埋，蜂窝夹心复合板胶接压制、螺接装配等14个环节，研制周期长。

如现有技术，中国专利《卫星用蜂窝夹层结构板及其成型工艺》(公开号：109397782A)公开了卫星用蜂窝夹层结构板由碳纤维复合材料面板(1)、蜂窝芯(2)、胶粘剂(3)组成。所述碳纤维复合材料面板(1)由碳纤维丝、树脂组成；碳纤维可为高强度T300、T700、T800、T1000以及高模量M35、M40、M55J、M60等；树脂是经光引发剂改性的环氧树脂或氰酸酯树脂。所述蜂窝芯(2)为5A02铝合金的正六边形有孔耐久蜂窝。所述胶粘剂(3)为经光引发剂改性的胶膜，胶膜厚度规格为0.1mm、0.15mm、0.25mm、0.3mm。成型工艺为：面板铺层、预压实、蜂窝板组装、电子束固化。采用该发明专利制备的蜂窝夹层结构板具有很高的精度，残余应力小，尺寸稳定性高，固化速度快，成型周期短，生产成本低等优点。

鉴于传统方法存在的缺点，本发明创新设计了一种结构-热控一体化卫星结构板的设计与制造方法，该方法采用“双层蒙皮+Kagome构型晶格单元阵列夹心”一体化结构板设计替代原有胶接式复合结构板，并进行整体3D打印制造，大幅减少结构胶等寄生质量，同时槽道热管管壳与结构板一体化设计制造，实现“零胶膜”“零界面热阻”，强化传热能力，在保证轻量化的同时，提升电子设备的控温效果。

目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种解决上述技术问题的一体化卫星结构板及其制造方法。

为了达到上述发明目的，本发明一种一体化卫星结构板，包括：蒙皮，两层蒙皮间隔设置；夹心支撑结构、电子设备安装脚、槽道热管腔体，夹心支撑结构、电子设备安装脚、槽道热管腔体设置在两层蒙皮之间且分别于两层蒙皮的内表面连接。

优选地，夹心支撑结构为Kagome构型的晶格单元阵列；夹心支撑结构的微杆直径为1mm～1.5mm。

优选地，电子设备安装脚的圆柱体的壁厚为1.5mm～2mm。

优选地，槽道热管腔体的毛细间隙为0.2mm～0.4mm。

优选地，蒙皮的壁厚为0.5mm～0.8mm。