CN110987207A - 航天器舱外散线类导线固定方法 - Google Patents

航天器舱外散线类导线固定方法 Download PDF

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Abstract

本申请公开了一种航天器舱外散线类导线固定方法，通过焊接第一导线芯线与引脚将第一导线一端和热敏元器件连接，所述引脚与所述第一导线芯线的焊接处为第一焊接点，处于所述第一焊接点与第一导线绝缘层一端之间的所述第一导线芯线具有不浸锡的预留段；在所述第一焊接点外设置第一保护套管，所述第一保护套管的一端延伸至包覆所述引脚的根部，另一端延伸至包覆所述第一导线绝缘层。通过不浸锡的预留段对冷热交变产生外力进行释放，阻断因多周次冷热交变环境给第一焊点带来外力，降低失效风险。

Description

航天器舱外散线类导线固定方法
技术领域
本发明一般涉及导线固定技术领域，具体涉及一种航天器舱外散线类导线固定方法。
背景技术
航天器在轨运行过程中由相应的热控措施来保证其处于相对恒温的工作环境，从而避免各分系统由于温度场不均衡造成数据精度下降甚至失效。热控措施分为测温和控温两部分。测温回路实现各分系统温度数据的遥测功能，由控温回路实现各分系统的温度遥控功能。遥测、遥控信号是否准确可靠，既决定了卫星热控措施的有效性，又决定了分系统仪器设备正常稳定的运行，将直接影响到卫星的性能及使用寿命。
参见图1，测温回路信号采集采用的是热敏元器件实现，热敏元器件102采集的温度信号通过AD转换数据传输给地面测控系统101，根据采集到的温度判别对测温部位是否开启控温。参见图2，控温回路信号是通过地面测控系统101使加热片103升温来实现。测、控温回路广泛分布于航天器舱内外各处，尤其舱外环境冷热交变较舱内更为剧烈，如没有采取一定的保温措施，回路直接暴露于这种环境下，多周次冷热交变产生的外力对回路产生一定的损伤。对近些年在轨各型号多次出现热控回路进行失效统计，控温回路目前没有出现在轨失效问题，测温回路失效统计中以测温回路中舱外热敏元器件回路最为明显，占比大于80%，造成这一现象频繁出现的原因如下：
参加图3，舱外环境对回路失效的主要影响因素为多周次的冷热交变，经统计，温度变化范围为-150℃～120℃，舱外回路各部分热膨胀系数存在一定的差异，以热敏元器件的引脚104（材料为铁镍合金）和焊锡（Sn63Pb37或Sn60Pb40）差别最大，冷热交变必然产生外力。目前航天器测、控温回路都采用的是手工焊接形式，露出导线绝缘层105的芯线106根部应力释放区很难实现不浸锡，导线的线芯106在焊接后成为刚性体，导线在轨环境下如承受多次弯折外力将很快断裂，造成失效。现有热敏元器件与导线的安装固定措施不当，使得冷热交变产生的应力直接传递至焊接点107，焊接点107两端导体刚性较弱的一端最先断裂，造成回路断开失效。
发明内容
鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种航天器舱外散线类导线固定方法。
为了克服现有技术的不足，本发明所提供的技术方案是：
本发明提供一种航天器舱外散线类导线固定方法，其特殊之处在于，所述方法包括：
通过焊接第一导线芯线与引脚将第一导线一端和热敏元器件连接，所述引脚与所述第一导线芯线的焊接处为第一焊接点，处于所述第一焊接点与第一导线绝缘层一端之间的所述第一导线芯线具有不浸锡的预留段；
在所述第一焊接点外设置第一保护套管，所述第一保护套管的一端延伸至包覆所述引脚的根部，另一端延伸至包覆所述第一导线绝缘层。
进一步地，所述方法还包括：在所述第一导线另一端焊接第二导线，所述第一导线芯线与第二导线芯线的焊接处为第二焊接点，处于所述第一导线绝缘层另一端与所述第二焊接点之间的所述第一导线芯线具有不浸锡的预留段，所述第二导线绝缘层一端与所述第二焊接点之间的所述第二导线芯线具有不浸锡的预留段；在所述第二焊接点外设置第二保护套管，所述第二保护套管的长度两端均延伸至包覆所述第一导线绝缘层和所述第二导线绝缘层。
进一步地，采用点胶包覆所述第二保护套管的两端。
进一步地，所述第一导线绝缘层位于所述第一保护套管和所述第二保护套管之间的部分上依次设有多个固定点。
进一步地，沿所述一保护套管至所述第二保护套管的方向，相邻两个所述固定点之间的距离逐渐增大。
进一步地，与所述不同所述引脚连接的所述第一导线上各个固定点的设置位置相同。
进一步地，所述第一导线芯线与所述热敏元器件的焊连方式采用直接搭焊或捆扎搭焊。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
本发明的上述技术方案通过不浸锡的预留段对冷热交变产生外力进行释放，在所述第一焊接点外设置第一保护套管并固定其两端，阻断因多周次冷热交变环境给第一焊点带来外力，降低因第一焊点断裂产生的失效风险。
附图说明
通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为现有技术中测温回路与第二导线的连接方式示意图；
图2为现有技术中控温回路与第二导线的连接方式示意图；
图3为现有技术中测温回路、控温回路与第二导线的整体连接结构示意图；
图4本发明实施例提供的航天器舱外散线类导线固定方法的一种流程图；
图5本发明实施例提供的航天器舱外散线类导线固定方法的另一种流程图；
图6本发明实施例提供的航天器舱外散线类导线固定方法的又一种流程图；
图7本发明实施例提供的航天器舱外导线固定结构的示意图；
图8本发明实施例提供的航天器舱外导线固定结构的示意图；
图9本发明实施例提供的散热工具在第一导线上的设置示意图。
图1至图3中：101-地面测控系统，102-热敏元器件，103-加热片，104-引脚，105-绝缘层，106-芯线，107-焊接点；
图4至图9中：201-热敏元器件，2011-引脚，202-第一导线，2021-第一导线芯线，2022-第一导线绝缘层，203-第一焊接点，204-第一保护套管，205-第二导线，2051-第二导线芯线，2052-第二导线绝缘层，206-第二焊接点，207-第二保护套管，208-固定点。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
如背景技术中提到的，对近些年在轨各型号多次出现热控回路进行失效统计，控温回路目前没有出现在轨失效问题，对失效测温回路进行数据统计，以舱外热敏元器件回路最为明显，占比大于80%，造成这一现象频繁出现的原因如下：
舱外环境对回路失效的主要影响因素为多周次的冷热交变，以热敏元器件杜美丝引脚和焊锡差别最大，冷热交变必然产生外力。目前航天器测、控温回路都采用的是手工焊接形式，导线根部应力释放区很难实现不浸锡，导线线芯在焊接后成为刚性体，导线在轨环境下如承受多次弯折外力将很快断裂，造成失效。现有热敏元器件与导线的安装固定措施不当，使得冷热交变产生的应力直接传递至焊点，焊点两端导体刚性较弱的一端最先断裂，造成回路断开失效。
因此，如何降低或消除回路断开失效将成为本申请实施例所要解决的问题。而采用什么安装方式固定热敏元器件与导线，避免冷热交变产生的应力直接传递至焊点，将成为本申请实施例的改进方向。本申请实施例提供一种航天器舱外散线类导线固定方法来有效解决上述问题。
参照图4，其示出了根据本申请航天器舱外散线类导线固定方法的流程图。舱外导线包括单根导线和成束导线两种，本申请所述的散线指的是单根导线。
在步骤110中，通过焊接第一导线芯线2021与引脚2011将第一导线202一端和热敏元器件201连接，所述引脚2011与所述第一导线芯线2021的焊接处为第一焊接点203，处于所述第一焊接点203与第一导线绝缘层2021一端之间的所述第一导线芯线2021具有不浸锡的预留段；
在步骤120中，在所述第一焊接点203外设置第一保护套管204，所述第一保护套管204的一端延伸至包覆所述引脚2011的根部，另一端延伸至包覆第一导线绝缘层2022。
需要说明的是，导线202的长度不限，以方便与第二导线205连接为原则，所述导线202与所述热敏元器件201的焊连方式采用直接搭焊或捆扎搭焊。通过不浸锡的预留段对冷热交变产生外力进行释放，阻断因多周次冷热交变环境给第一焊点带来外力，降低失效风险。
参见图5，在上述实施例的基础上，所述方法还包括步骤130。在步骤130中，通过采用点胶包覆所述第一保护套管204的一端和所述引脚2011固定，将所述热敏元器件201粘贴于所需的测温位置；通过采用点胶包覆所述第一保护套管204的另一端固定。
参见6，在上述实施例的基础上，所述方法还包括步骤140，在第一导线202另一端焊接第二导线205，所述第一导线芯线2021与所述第二导线芯线2051的焊接处为第二焊接点206，每根所述第一导线芯线2021和第二导线芯线2051紧邻所述第二焊接点206的位置均设有不浸锡的预留段。
在所述第一导线202另一端焊接第二导线205，所述第一导线芯线2021与第二导线芯线2051的焊接处为第二焊接点206，处于所述第一导线绝缘层2022另一端与所述第二焊接点206之间的所述第一导线芯线2021具有不浸锡的预留段，所述第二导线绝缘层2052一端与所述第二焊接点206之间的所述第二导线芯线2051具有不浸锡的预留段；
所述方法还包括步骤150，在所述第二焊接点206外设置第二保护套管207，所述第二保护套管207的长度两端均延伸至包覆导线绝缘层2022和第二导线绝缘层2052。
在上述实施例的基础上，所述方法还包括步骤160。在步骤160中，采用点胶包覆所述第二保护套管207的两端。
图7和图8示出了航天器舱外导线固定结构示意图。测温回路包含两种连接点，第一焊接点203和第二焊接点206。无论是第一焊接点203还是第二焊接点206的连接，在固定过程中保持第一导线202和第二导线205始终处于自由状态。
如图9，第一焊点203为热敏元器件201的引脚2011与第一导线芯线2021焊连，焊接时通过在第一导线202的根部设散热工具2023来保证焊锡不浸入上述预留段，保证第一导线202在预留段上的柔性，使第一导线202的根部能够承受更多次的弯折变形。
第二焊点206为导线202与第二导线205的焊接，按照与第一焊点203相同的的操作要求，在导线202和第二导线205的根部设置一定的预留段，此处预留段的长度一般为导线直径的3-4倍。
需要说明的是，所述第一导线绝缘层2022位于第一保护套管204和第二保护套管207之间的部分上依次设有多个固定点208。沿所述一保护套管204至所述第二保护套管207的方向，相邻两个所述固定点208之间的距离逐渐增大。相邻两个所述固定点之间的最大距离不大于50mm。需要说明的是，同一位置的两根所述第一导线任意相邻两个所述固定点之间的距离保持相等。
以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。

Claims (8)

1.一种航天器舱外散线类导线固定方法，其特征在于，所述方法包括：
通过焊接第一导线芯线与引脚将第一导线一端和热敏元器件连接，所述引脚与所述第一导线芯线的焊接处为第一焊接点，处于所述第一焊接点与第一导线绝缘层一端之间的所述第一导线芯线具有不浸锡的预留段；
在所述第一焊接点外设置第一保护套管，所述第一保护套管的一端延伸至包覆所述引脚的根部，另一端延伸至包覆所述第一导线绝缘层。
2.根据权利要求1所述的航天器舱外散线类导线固定方法，其特征在于，所述方法还包括：采用点胶包覆所述第一保护套管的一端和所述热敏元器件，采用点胶包覆所述第一保护套管的另一端。
3.根据权利要求1或2所述的航天器舱外散线类导线固定方法，其特征在于，所述方法还包括：
在所述第一导线另一端焊接第二导线，所述第一导线芯线与第二导线芯线的焊接处为第二焊接点，处于所述第一导线绝缘层另一端与所述第二焊接点之间的所述第一导线芯线具有不浸锡的预留段，所述第二导线绝缘层一端与所述第二焊接点之间的所述第二导线芯线具有不浸锡的预留段；
在所述第二焊接点外设置第二保护套管，所述第二保护套管的长度两端均延伸至包覆所述第一导线绝缘层和所述第二导线绝缘层。
4.根据权利要求3所述的航天器舱外散线类导线固定方法，其特征在于，采用点胶包覆所述第二保护套管的两端。
5.根据权利要求4所述的航天器舱外散线类导线固定方法，其特征在于，所述第一导线绝缘层位于所述第一保护套管和所述第二保护套管之间的部分上依次设有多个固定点。
6.根据权利要求5所述的航天器舱外散线类导线固定方法，其特征在于，沿所述一保护套管至所述第二保护套管的方向，相邻两个所述固定点之间的距离逐渐增大。
7.根据权利要求6所述的航天器舱外散线类导线固定方法，其特征在于，与所述各个引脚连接的所述第一导线对应位置的任意两个所述固定点之间的距离保持相等。
8.根据权利要求1所述的航天器舱外散线类导线固定方法，其特征在于，所述第一导线芯线与所述热敏元器件的焊连方式采用直接搭焊或捆扎搭焊。
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