CN110856415A

CN110856415A - 一体化卫星结构板及其制造方法

Info

Publication number: CN110856415A
Application number: CN201911113389.XA
Authority: CN
Inventors: 杨碧琦; 徐骏; 刘刚; 兰少飞; 代铭秋
Original assignee: Shanghai Institute of Satellite Equipment
Current assignee: Shanghai Institute of Satellite Equipment
Priority date: 2019-11-14
Filing date: 2019-11-14
Publication date: 2020-02-28
Anticipated expiration: 2039-11-14
Also published as: CN110856415B

Abstract

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。

Description

一体化卫星结构板及其制造方法

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。

一种一体化卫星结构板的制造方法，包括如下步骤：

步骤1，在原有设计模型的基础上建立工艺模型；

步骤2，采用激光选区成形工艺进行增材制造；

步骤3，对成形的工艺模型进行后处理。

优选地，步骤1中，在进行激光选区熔化成形前，在原有设计模型的基础上建立工艺模型，以实现对一体化卫星结构板沿着成形高度方向的收缩量、后续结构板表面的喷砂工艺的去除量、热管毛细腔体磨粒流工艺的去除量的预先补偿；其中

成形高度方向的补偿值为原设计模型高度的1％；结构板表面的补偿值设计为0.1mm；热管毛细腔体的补偿值设计为0.05mm。

优选地，步骤2中，激光能量的工艺窗口范围为170W-190W，扫描间距的工艺窗口在120-140μm范围内，能量密度的工艺窗口范围为70J/mm³-100J/mm³，光斑 0.05mm。

优选地，步骤3中，对成形的结构进行热处理；然后对一体化卫星结构板表面进行喷砂工艺处理；对热管毛细腔体进行磨粒流工艺处理，清除腔体内部粘接的粉末颗粒；其中

采用浓度为5％的NAOH溶液对热管毛细腔体进行清洗，确保腔内无残留杂质。

优选地，还包括步骤4，将配有充液管的封头焊接在热管腔体的一端，将没有充液管的封头焊接在热管腔体的另一端，对毛细腔体进行无损检测、检漏测试。

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。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征目的和优点将会变得更明显。

图1为本发明整体结构示意图；

图2为本发明剖界面示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

本发明的目的是提供一种结构-热控一体化卫星结构板的设计与制造方法，解决了原有卫星结构板胶接复合制造带来的传热链路中界面热阻高、制造流程复杂、制造周期长等问题。

如图1-2所示，本发明实施例提供了一种结构-热控一体化卫星结构板工作状态下的系统整体示意图，结构-热控一体化卫星结构板1包括螺栓2、高功率电子设备3、槽道热管封头4、液体充注口5、Kagome晶格阵列6、电子设备安装脚7、槽道热管腔体8和上下蒙皮9等结构构成，采用激光选区熔化成形工艺一体化制造而成；其中t1 为蒙皮壁厚；t2为电子设备安装脚位壁厚；L为双层蒙皮距离；g为热管毛细间隙。

具体实施步骤如下：

步骤1：完成结构-热控一体化卫星结构板的设计。所述结构-热控一体化卫星结构板包括双层蒙皮、夹心支撑结构、电子设备安装脚位、槽道热管腔体等结构特征，采用激光选区熔化成形工艺一体化制造而成。其中，蒙皮壁厚的设计范围为0.5mm～

0.8mm；

夹心支撑结构为Kagome构型的晶格单元阵列，填充于双层蒙皮之间，晶格单元阵列的上下端面与双层蒙皮一体化设计，Kagome构型晶格单元的微杆直径设计范围为 1mm～1.5mm；电子设备安装脚位为圆柱体，根据电子设备的布局设计，布置于双层蒙皮之间，圆柱体的上下端面与双层蒙皮一体化设计，圆柱体壁厚的设计范围为1.5mm～ 2mm；圆柱体内壁攻螺纹，螺纹公称直径与用于安装电子设备的螺栓相匹配；槽道热管腔体的上下翼面与双层蒙皮一体化设计，槽道热管腔体的毛细间隙尺寸的设计范围为 0.2mm～0.4mm。

步骤2，对初步设计的一体化卫星结构板进行激光选区熔化成形工艺约束分析，根据一体化卫星结构板的成形方向，调整Kagome晶格单元的空间排布方位、微杆交角，确保不存在悬垂角度≤45°的悬空结构，满足自由成形条件。

步骤3，结构-热控一体化卫星结构板进行激光选区熔化成形前，在原有设计模型的基础上建立工艺模型，以实现对一体化卫星结构板沿着成形高度方向的收缩量、后续结构板表面的喷砂工艺的去除量、热管毛细腔体磨粒流工艺的去除量的预先补偿。成形高度方向的补偿值为原设计模型高度的1％；结构板表面的补偿值设计为0.1mm；热管毛细腔体的补偿值设计为0.05mm。

步骤4，对成形的结构-热控进行热处理；然后对一体化卫星结构板表面进行喷砂工艺处理；对热管毛细腔体进行磨粒流工艺处理，清除腔体内部粘接的粉末颗粒。采用浓度为5％的NAOH溶液对热管毛细腔体进行清洗，确保腔内无残留杂质。

步骤5，将配有充液管的封头焊接在热管腔体的一端，将没有充液管的封头焊接在热管腔体的另一端。对毛细腔体进行无损检测、检漏测试。

步骤6，对热管毛细腔体进行液氨工质充装，充装量为热管毛细腔体容积的40％。充装后，用冷焊钳剪断并封死充液管。

步骤7，将高功率电子设备通过螺栓连接安装在一体化卫星结构上。电子设备工作时，其散发的热量传递到热管。热管蒸发段受热后，管芯内的液氨工质吸热蒸发，蒸汽流向冷凝段，在那里放出热量并凝结成液体。冷凝的工质在热管毛细间隙产生的毛细力的作用下又回流到蒸发段。工质如此循环往复，不断将热量自热管的蒸发段传递至冷凝段，并保持温度不变，实现对电子设备的控温。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互单元合。

Claims

1.一种一体化卫星结构板，其特征在于，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。

2.根据权利要求1所述的一体化卫星结构板，其特征在于，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。

3.根据权利要求1所述的一体化卫星结构板，其特征在于，电子设备安装脚的圆柱体的壁厚为1.5mm～2mm。

4.根据权利要求1所述的一体化卫星结构板，其特征在于，槽道热管腔体的毛细间隙为0.2mm～0.4mm。

5.根据权利要求1所述的一体化卫星结构板，其特征在于，蒙皮的壁厚为0.5mm～0.8mm。

6.一种一体化卫星结构板的制造方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，在原有设计模型的基础上建立工艺模型；

步骤2，采用激光选区成形工艺进行增材制造；

步骤3，对成形的工艺模型进行后处理。

7.根据权利要求6所述的一体化卫星结构板的制造方法，其特征在于，步骤1中，在进行激光选区熔化成形前，在原有设计模型的基础上建立工艺模型，以实现对一体化卫星结构板沿着成形高度方向的收缩量、后续结构板表面的喷砂工艺的去除量、热管毛细腔体磨粒流工艺的去除量的预先补偿；其中

8.根据权利要求7所述的一体化卫星结构板的制造方法，其特征在于，步骤2中，激光能量的工艺窗口范围为170W-190W，扫描间距的工艺窗口在120-140μm范围内，能量密度的工艺窗口范围为70J/mm³-100J/mm³，光斑0.05mm。

9.根据权利要求8所述的一体化卫星结构板的制造方法，其特征在于，步骤3中，对成形的结构进行热处理；然后对一体化卫星结构板表面进行喷砂工艺处理；对热管毛细腔体进行磨粒流工艺处理，清除腔体内部粘接的粉末颗粒；其中

10.根据权利要求9所述的一体化卫星结构板的制造方法，其特征在于，还包括步骤4，将配有充液管的封头焊接在热管腔体的一端，将没有充液管的封头焊接在热管腔体的另一端，对毛细腔体进行无损检测、检漏测试。