CN109878764A - 一种机电热一体化卫星结构板 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种机电热一体化卫星结构板，包括：结构板，其具有用于安装卫星的单机的安装部位；预埋热管，其预埋在结构板的与所述安装部位相对应的内部，其中所述预埋热管被配置为使卫星等温化；加热片，其预埋在结构板内，其中所述加热片被配置为能够发热；热敏电阻，其预埋在结构板内，其中所述热敏电阻被配置为能够监测温度；以及电缆网，其包括预埋在结构板内的一个或多个电缆。该卫星结构板适用于集成度要求高、设计和操作空间有限、电缆和热控组件多的卫星，能够实现多个功能为一体，为未来航天高度集成化和模块化提供技术储备。

Description

一种机电热一体化卫星结构板

技术领域

本发明总的来说涉及航天技术中的卫星技术领域，具体而言，涉及一种机电热一体化卫星结构板。

背景技术

卫星结构主要以板、壳、支架等形式作为承力件，其目的为卫星提供整体构型、传递和承载载荷、给星上部/组件提供支撑和安装空间。结构，其中以结构板为主，为星上单机、热控产品和电缆提供安装位置和安装操作空间。星上产品总装，即主要以结构板为操作基础，在其上进行机装、电装和热装，进而总体装配成整星。整星总装是机装、电装和热装的集合，三部分并不是单一的串行或并行，纯粹串行会增加工作周期，并行的方式也不是所有时候都适用，AIT(assembly,integration and test，总装、集成与测试)过程需要三部分相互配合，所以一般都是交叉进行。不能参与并行的部分只能串行，而其他一部分或两部分只能等待，这既造成人力资源损耗也增加装星周期。

而已装星单机在特定阶段出现故障需要拆星排查时，多数情况不能直接拆卸，而是需要间接拆卸其他部分星上结构板或单机来保证它的可拆卸性，同时也要拆除与其相连的电缆和热控改装，单机检修返回后，最大的工作量就是电装和热控改装，由于是中途因质量等问题而复装，电装或热装过程可能存在盲操作的情况，这又为整星总装质量控制带来了一定风险。据不完全统计，在整星研制流程中AIT占用了整个卫星研制寿命的约30％～40％时间。

国内现有卫星(包括飞船等)设计方法是按分系统的功能(如结构、热控、电源、测控等)各自独立设计、制造和试验，最后经由总装、电测等环节才构成一个整星的，这样很难在各系统研制的框框限制下实现既提高整体性能又缩短研制周期，也难以满足未来卫星高功能、轻型化、小型化的发展目标。

单一的结构设计效率太低，为了满足未来卫星功能密度高、设计周期短等要求，突破结构单纯起承力、连接作用的传统约束，赋予结构以全新的功能：兼有传输电能、信息，热控等功能。

因此，目前急需一种将星上产品与结构板相结合的多功能结构，所谓的多功能结构即具备两个或多个功能，既可同时执行，也可依次执行而此种设计中结构的多种功能之间互不影响，界限明确。

发明内容

本发明的任务是提供一种机电热一体化卫星结构板，该卫星结构板适用于集成度要求高、设计和操作空间有限、电缆和热控组件多的卫星，能够实现多个功能为一体，为未来航天高度集成化和模块化提供技术储备。

根据本发明，该任务通过一种机电热一体化卫星结构板来解决，该卫星结构板包括：

结构板，其具有用于安装卫星的单机的安装部位；

预埋热管，其预埋在结构板的与所述安装部位相对应的内部，其中所述预埋热管被配置为使卫星等温化；

加热片，其预埋在结构板内，其中所述加热片被配置为能够发热；

热敏电阻，其预埋在结构板内，其中所述热敏电阻被配置为能够监测温度；以及

电缆网，其包括预埋在结构板内的一个或多个电缆。

在本发明的一个扩展方案中规定，所述结构板为蜂窝板或合金结构板。通过该扩展方案可以减轻结构板重量或提高其强度。其它材料或结构的结构板也是可设想的。

在本发明的一个优选方案中规定，所述加热片包括：

第一加热片，其被配置为对结构板补偿加热；以及

第二加热片，其被配置为保证单机的在轨工作温度。

通过该优选方案，可以将用于补偿加热和保证在轨工作温度的加热片预埋到结构板中，从而增加卫星结构板的集成度并增加其功能。

在本发明的一个扩展方案中规定，第一加热片粘贴在预埋热管上并随热管一体预埋在结构板内，其中结构板在预埋热管一端的蒙皮处留有用于加热片的电缆出线口；和/或

第二加热片被预埋在单机安装面下结构板中，其中结构板在安装部位附近的蒙皮处留有用于加热片的电缆出线口。

通过该扩展方案，可以进一步提高卫星结构板的集成度。

在本发明的一个优选方案中规定，热敏电阻包括：

第一热敏电阻，其被配置为监测结构板的局部温度；

第二热敏电阻，其被配置为监测单机的关键部位温度；

第三热敏电阻，其被配置为监测热管温度；以及

第四热敏电阻，其被配置为监测加热片的工作状态。

通过该优选方案，可以将上述四种热敏电阻整合到结构板内，从而提高卫星结构板的集成度并增加其功能。

在本发明的一个扩展方案中规定，在结构板的蒙皮处留有用于热敏电阻的线出口。通过该扩展方案，可以优化热敏电阻的出线方案，在结构板上减少其它不必要的开口。

在本发明的一个优选方案中规定，所述一个或多个电缆包括：

第一电缆，其被配置为对两块结构板上的单机进行互连；以及

第二电缆，其被配置为对不同舱段进行互连。

通过该优选方案，可以优化结构板上的单机之间以及不同舱段之间的布线，减少结构板外的线路，从而提高结构板的集成度并增加其功能。

此外，本发明还涉及一种卫星，其具有根据本发明的卫星结构板。

附图说明

下面结合附图参考具体实施例来进一步阐述本发明。

图1示出了现有技术的卫星结构板上热控产品分布示意图；

图2示出了根据本发明的卫星结构板预埋件和板面孔槽分布示意图，其中A表示预埋加热片出线口；B、C和D表示预埋电缆出线口；1 表示预埋热管补偿加热片；2表示加热片测温热敏电阻；3表示单机外贴加热片；4表示单机外贴热敏电阻；10表示预埋热管；11表示预埋加强筋；

图3示出了根据本发明的卫星结构板单机和电缆接插件安装示意图；

图4示出了根据本发明的卫星结构板的电缆布局走线图；

图5示出了根据本发明的卫星结构板交付前预埋电缆分布示意图；以及

图6示出了根据本发明的卫星结构板在交付电缆接插件焊接完成后的示意图。

具体实施方式

应当指出，各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出，而不一定是比例正确的。

在本发明中，除非特别指出，“布置在…上”、“布置在…上方”以及“布置在…之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。此外，“布置在…上或上方”仅仅表示两个部件之间的相对位置关系，而在一定情况下、如在颠倒产品方向后，也可以转换为“布置在…下或下方”，反之亦然。

在本发明中，各实施例仅仅旨在说明本发明的方案，而不应被理解为限制性的。

在本发明中，除非特别指出，量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。

在此还应当指出，在本发明的实施例中，为清楚、简单起见，可能示出了仅仅一部分部件或组件，但是本领域的普通技术人员能够理解，在本发明的教导下，可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。

在此还应当指出，在本发明的范围内，“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等，而是允许一定的合理误差，也就是说，所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。

另外，本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出，各方法步骤可以以不同顺序执行。

为克服现有卫星装星时间长、效率低、结构功能单一的问题，本发明提出了一种机电热一体化卫星结构板，该结构板用于集成度要求高、设计和操作空间有限、电缆和热控组件多的卫星，能够实现多个功能为一体，为未来航天高度集成化和模块化提供技术储备。

为了达到以上目的，本发明采用的技术方案是：一种可用于机电热一体化设计的多功能卫星结构板包括：结构板、可选的若干单机、若干预埋热管、若干加热片、若干热敏电阻、若干电缆网。

所述结构板为蜂窝板或合金结构板，为卫星提供承载功能，为星上产品提供安装位置和支撑；

所述单机，为卫星上功能部件，为无源设备或有源设备，通过电缆等相互连接实现卫星信息联通；

所述预埋热管预埋置单机安装面下方结构板内，为平衡温度实现等温化设计；

所述卫星上用加热片一般有3种使用途径：a)直接粘贴在预埋热管结构板蒙皮面板上，对结构板补偿加热；b)直接粘贴在单机表面，保证单机在轨工作温度；c)粘贴在单机安装支架上，通过支架间接保证单机在轨工作温度。

所述卫星上用热敏电阻一般有4种途径：d)直接粘贴在结构板上，监测结构板局部温度；e)粘贴在单机表面，监测单机关键部位温度；f) 粘贴在外贴热管或预埋热管蒙皮表面，监测热管温度；g)粘贴在加热片安装位置附近，监测加热片工作状态。

所述卫星上电缆网按照互连对象分为：h)单机之间互连电缆；i) 热敏电阻电缆；g)加热片电缆。按照电缆传输介质不同分为：k)低频信号线；l)低频功率线；m)大功率高频电缆；n)小功率高频电缆。其中热敏电阻电缆属于低频信号线，加热片电缆属于低频功率线。按照电缆在卫星上的分布分为：p)一块结构板内部单机与单机之间的互连电缆；q)两块结构板上单机与单机之间的互连电缆；r)跨舱段之间的互连电缆。

当前航天发展现状，以上所述单机、加热片、热敏电阻、电缆网均安装在卫星结构板表面，前期卫星构型设计时各分系统交叉进行设计，既需要考虑星上产品安装空间又需要考虑安装可操作空间，总装时需要机装、电装和热装人员相互交叉或串行或并行操作，同时总装时需要星上产品之间避让(如电缆布局走线时避让加热片和热敏电阻)和操作人员避让，最终增长卫星总装时间，同时由于操作原因也降低卫星内部空间利用率，增加卫星成本。

针对以上航天现状，主要针对以下几方面进行结构板一体化设计：

所述加热片进行结构热一体化设计，所述a)加热片由结构板蒙皮表面预埋至结构板内，粘贴在预埋热管上随热管一体预埋，预埋热管一端结构板蒙皮处留有加热片电缆出线口；所述b)加热片由粘贴在单机表面预埋至单机安装面下结构板中，单机安装位置附近结构板蒙皮留有加热片电缆出线口(根据机电热设计和安装工艺总体考虑)；所述c) 暂时维持原状。

所述热敏电阻进行结构热一体化设计，所述d)、e)、f)和g) 热敏电阻内置预埋至结构板内，根据机电热设计和安装工艺总体考虑，在结构板蒙皮处留热敏电阻线处出口。

所述电缆网由于高频电缆的长度对其信号传输的质量和插损等指标有明显影响，因此在结构电一体化设计过程中对高频电缆的布局走线暂时维持传统方法，不予改变。结构电一体化设计对所述p)电缆影响甚微，因此暂时维持现状。因此，只对所述q)和r)进行结构电一体化设计，1553B电缆除外。所述q)和r)电缆预埋在结构板内，跨结构板段通过标准化接插件转接(兼顾防插错设计)，转接处按照信号线、功率线和热控线进行分类跨板插接，因此电装只需进行板间及单机接插件连接及固定，这样既缩短传统装星的电装时间又避免繁重的电装造成错插。

所述加热片、热敏电阻和电缆网(关键电缆节点)，根据整星测试和试验情况，在结构板部分位置上采用当前航天通用方法进行备份补偿设计。

所述电缆线在结构板蒙皮上的出口，以不影响结构板刚度强度同时方便操作为前提。

所述加热片、热敏电阻和电缆网预埋到结构板内，结合整星技术流程，在结构板交付时已完成了结构板上的60％～80％电缆安装(含热控电缆)和热控改装(热敏电阻和加热片部分)，这样节省了以往的整星级电缆安装及热控改装时间也节省了操作空间，同时也防止盲操作，该种方案对于板式结构或框架面板式结构卫星尤为有效。

所述结构板预埋件加热片、热敏电阻和电缆网考虑主份设计，结构板外按照航天常规方法进行部分备份冗余设计。

本发明的技术方案提供一种机电热一体化多功能结构板，将结构、热控和电缆网等多种功能一体化集成，使用该种方案以后可使总装时间缩短30％～60％，同时产品体积和重量均减小，同样的空间内可容纳更多载荷，提高卫星设计载荷比重。

采用结构机电热集成一体化设计，形成多个具有机电热多种功能的功能模块，在功能模块上预留出机、电、热接口，便于航天器新的功能和能力的扩展，使航天器可以适应多种载荷需求，有利于航天器平台化，实现航天器批量生产、快速生产、快速组装、应急发射；简化航天器研制流程，减少航天器总装工作量；降低航天器生产成本、缩短航天器研制周期。

下面结合具体实施例来阐述本发明。

本本发明采用某型号框架面板构型卫星其中一块结构板及其上单机、热控产品和部分电缆网为示例，与实际星上产品存在差异，本示例只为演示本发明实施方式。

如图1所示传统卫星结构板上热控产品分布示意图，图1中1和3 为加热片，图中2和4为热敏电阻，传统卫星结构只结构板与热管一体化集成，热管的导热面与蜂窝夹层结构的铝合金蒙皮相通。在图1的结构中，星上电缆均沿结构板外蒙皮或单机侧壁敷设。此种情况下总装时需要同时兼顾机装、电装和热装，电缆敷设布线时应避开加热片和热敏电阻(a)总装时为避免单机、电缆、加热片和热敏电阻物理干涉，在各自安装位置上进行空间上的避让；(b)热装、电装和机装在实施过程中需要工艺操作上的避让，同一空间不能同时容纳多人操作；(c) 待装配产品的数量多，容易误操作；(d)整星总装工艺流程繁琐，总装周期长。

如附图2所示为根据本发明的一体化设计多功能结构板，结构板为蜂窝结构板，为了方便了解内部结构，将预埋件10和11透视显示，结构板中10为预埋热管，11为预埋加强筋。

本发明一体化多功能结构设计主要实施以下几点：

1)跨板连接电缆埋置结构板内部，其中图3为电缆网未敷设前结构板示意图，图4为部分跨板电缆预埋至结构板后的电缆布局走线示意图；由于该多功能设计，图2中加强筋不再只为增加结构刚度和强度，可以同时为电缆预埋敷设提供板内通道；

2)热控加热片埋置结构内部，结合热控仿真分析和试验，一般预埋至单机安装面结构板蒙皮下方，如将图1中1和3预埋至结构板中，预埋后效果如附图3所示，加热片电缆统一规划与附近预埋电缆网汇合，如图2所示就近由A、B、C或D口引出；

3)热敏电阻埋置结构内部，结合热控仿真分析和试验，一般预埋至单机安装面结构板蒙皮下方，加热片测温热敏电阻与加热片之间留有一定距离，如将图1中2和4预埋至结构板中，预埋后效果如附图3所示，热敏电阻电缆统一规划与附近预埋电缆网汇合，如图2所示就近由 A、B、C或D口引出；

4)传统结构板加工时只需完成热管预埋即可，而由于结构板、热控产品和电缆网的一体化设计，因此结构板设计加工前需要进行整星机电热高度融合设计，多功能结构板加工时需要同时进行热敏电阻、加热片和电缆网铺设，图3结构板交付卫星总体验收时应为图5所示状态；

5)结构板交付后，根据设计要求和工艺要求分类进行电缆网接插件焊接，完成后如图6所示状态。

以上仅是本本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

虽然本发明的一些实施方式已经在本申请文件中予以了描述，但是本领域技术人员能够理解，这些实施方式仅仅是作为示例示出的。本领域技术人员在本发明的教导下可以想到众多的变型方案、替代方案和改进方案而不超出本发明的范围。所附权利要求书旨在限定本发明的范围，并藉此涵盖这些权利要求本身及其等同变换的范围内的方法和结构。

Claims (8)

1.一种机电热一体化卫星结构板，包括：

结构板，其具有用于安装卫星的单机的安装部位；

预埋热管，其预埋在结构板的与所述安装部位相对应的内部，其中所述预埋热管被配置为使卫星等温化；

加热片，其预埋在结构板内，其中所述加热片被配置为能够发热；

热敏电阻，其预埋在结构板内，其中所述热敏电阻被配置为能够监测温度；以及

电缆网，其包括预埋在结构板内的一个或多个电缆。

2.根据权利要求1所述的卫星结构板，其中所述结构板为蜂窝板或合金结构板。

3.根据权利要求1所述的卫星结构板，其中所述加热片包括：

第一加热片，其被配置为对结构板补偿加热；以及

第二加热片，其被配置为保证单机的在轨工作温度。

4.根据权利要求3所述的卫星结构板，其中第一加热片粘贴在预埋热管上并随热管一体预埋在结构板内，其中结构板在预埋热管一端的蒙皮处留有用于加热片的电缆出线口；和/或

第二加热片被预埋在单机安装面下结构板中，其中结构板在安装部位附近的蒙皮处留有用于加热片的电缆出线口。

5.根据权利要求1所述的卫星结构板，其中热敏电阻包括：

第一热敏电阻，其被配置为监测结构板的局部温度；

第二热敏电阻，其被配置为监测单机的关键部位温度；

第三热敏电阻，其被配置为监测热管温度；以及

第四热敏电阻，其被配置为监测加热片的工作状态。

6.根据权利要求5所述的卫星结构板，其中在结构板的蒙皮处留有用于热敏电阻的线出口。

7.根据权利要求1所述的卫星结构板，其中所述一个或多个电缆包括：

第一电缆，其被配置为对两块结构板上的单机进行互连；以及

第二电缆，其被配置为对不同舱段进行互连。

8.一种卫星，其具有根据权利要求1至7之一所述的卫星结构板。