CN113060303B - 一种含结构锂电池的一体化航天器舱板 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种含结构锂电池的一体化航天器舱板，包括依次相连的舱板上蒙皮、舱板蜂窝芯子和舱板下蒙皮，所述舱板上蒙皮和舱板蜂窝芯子中嵌设有结构锂电池，所述结构锂电池包括呈夹心结构的上盖板、格栅式框架和下盖板，且所述格栅式框架中设有栅格式电池舱，所述栅格式电池舱中安装有多块单体电池，所述格栅式框架和下盖板两者嵌入安装在舱板蜂窝芯子的安装槽中，所述上盖板安装在舱板上蒙皮上且位于舱板上蒙皮的电池开孔外侧。本发明通过一体化设计达到将航天器舱板和结构锂电池结构有机融合，且能够实现稳固连接，并且使融合后的整体结构刚度和强度得到有效提升。

Description

一种含结构锂电池的一体化航天器舱板

技术领域

本发明涉及航天器结构系统和电源系统技术，具体涉及一种含结构锂电池的一体化航天器舱板。

背景技术

航天结构因发射资源限制，需要设计得尽量轻质且体积小。多功能结构锂电池将结构承载、供电-蓄电等多种功能集合到统一个结构体内，可以极大地节省设备冗余重量和体积，提高整体的功能质量比和功能体积比，满足航天器平台设计要求。

然而，如申请号为201610307086.1的中国专利文献公开了一种电能与力学环境管理多功能结构，记载了一种传统结构锂电池，未与舱板进行一体化设计，且单体电池需要先组装成为具有保护壳体的电池组，再对电池组进行组装。这种多级组装方式不仅设计复杂度较高，且会引入冗余的电池组保护壳体质量，因此结构性能仍有提升空间。如申请号为201610303836.8的中国专利文献公开了一种用于微小卫星系统的多功能舱壁结构记载了一种多功能结构舱板，直接将电池组嵌入舱板“日”字型内部空间，但没有规范化的基本组集单元，且对被嵌入结构具有过多约束，导致其仅适用于微小卫星，不具备广泛的拓展性。

由于不同卫星结构承载和能源系统要求不同，大型卫星舱板的结构尺寸明显往往大于结构锂电池，无法整块替代。但是可以将结构锂电池作为卫星舱板的组成部分，需要通过结构、电路、热传导、磁环境等方面的有机融合，实现两者一体化。

发明内容

本发明要解决的技术问题：针对现有技术的上述问题，提供一种含结构锂电池的一体化航天器舱板，本发明通过一体化设计达到将航天器舱板和结构锂电池结构有机融合，且能够实现稳固连接，并且使融合后的整体结构刚度和强度得到有效提升。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：

一种含结构锂电池的一体化航天器舱板，包括依次相连的舱板上蒙皮、舱板蜂窝芯子和舱板下蒙皮，所述舱板上蒙皮和舱板蜂窝芯子中嵌设有结构锂电池，所述结构锂电池包括呈夹心结构的上盖板、格栅式框架和下盖板，且所述格栅式框架中设有栅格式电池舱，所述栅格式电池舱中安装有多块单体电池，所述格栅式框架和下盖板两者嵌入安装在舱板蜂窝芯子的安装槽中，所述上盖板安装在舱板上蒙皮上且位于舱板上蒙皮的电池开孔外侧。

可选地，所述格栅式框架上设有贯穿布置的多个金属预埋件，所述金属预埋件一端与舱板上蒙皮、上盖板通过连接件相连，另一端与下盖板、舱板蜂窝芯子以及舱板下蒙皮预埋为一体。

可选地，所述格栅式框架与舱板上蒙皮之间面接触、所述格栅式框架与下盖板之间面接触，且接触面之间粘接固定，所述下盖板、舱板蜂窝芯子以及舱板下蒙皮三者通过热压工艺一体成型。

可选地，所述舱板上蒙皮、上盖板之间设有用于对单体电池实现负压防护的预紧调整垫片，所述单体电池上表面设有上硅胶垫、下表面设有下硅胶垫、四周设有填充硅胶垫，所述单体电池分别与上盖板、格栅式框架、下盖板之间过盈配合。

可选地，所述预紧调整垫片的厚度h_g满足约束条件：

上式中，p_d为单体电池的电池内部气压，A_d为单体电池的竖直方向投影面积，E_j,1为预紧调整垫片的材料弹性模量，A_j,1为预紧调整垫片的竖直方向投影面积，h_s为单体电池的上硅胶垫的厚度，h_x为单体电池的下硅胶垫的厚度，h_d为单体电池的厚度，h_q为格栅式框架的高度。

可选地，所述上硅胶垫、下硅胶垫的厚度满足约束条件：

上式中，h_s为上硅胶垫的厚度，h_x为下硅胶垫的厚度，h_k为单体电池的电池仓结构高度，h_d为单体电池的厚度，p_d为单体电池的电池内部气压，A_d为单体电池的竖直方向投影面积，E_j为上硅胶垫、下硅胶垫的硅橡胶材料弹性模量，A_j为上硅胶垫、下硅胶垫的竖直方向投影面积。

可选地，所述上盖板的表面上位于单体电池的外侧区域布置有加热片，所述加热片用于在单体电池非工作状态下发热将热量通过预紧调整垫片保持与格栅式框架隔热、从而通过上硅胶垫定向传递给单体电池以保持单体电池处于可用状态。

可选地，所述上盖板和下盖板采用碳纤维复合材料制成，且所述上盖板和下盖板的外侧表面设有打磨去除绝缘复合材料后露出可导电的碳纤维部位，且该露出可导电的碳纤维部位边沿粘贴有接地导电铜箔，所述接地导电铜箔与舱板上蒙皮电连接导通，且所述接地导电铜箔将舱板上蒙皮、上盖板之间因引入预紧调整垫片产生的间隙密封，所述上盖板和下盖板的内侧表面均设有绝缘材料层，所述单体电池通过绝缘材料层与上盖板、下盖板接触。

可选地，所述结构锂电池带有多个热敏电阻，且一个热敏电阻位于结构锂电池的中心点，其余热敏电阻分别设于结构锂电池的中心点四周。

此外，本发明还提供一种前述的含结构锂电池的一体化航天器舱板的应用方法，将各个加热片按照设于结构锂电池的中心点四周的热敏电阻进行分组为多个加热回路，且在工作状态下针对每一个加热回路的定时控制步骤包括：

1)获取位于结构锂电池的中心点温度C0，以及该加热回路对应设于结构锂电池(4)的中心点四周的热敏电阻的检测温度Ci，若检测温度Ci获取失败，则将中心点温度C0作为该检测温度Ci的备份信号；

2)若中心点温度C0、检测温度Ci两者任一大于预设的工作温度上限，则关闭该加热回路，本周期结束；否则跳转执行下一步；

3)若中心点温度C0、检测温度Ci两者任一小于预设的工作温度小限，则开启该加热回路，本周期结束；否则跳转执行下一步；

4)计算中心点温度C0与检测温度Ci之间的温差△Ci，如果温差△Ci大于预设阈值，则控制该加热回路开始加热；如果温差△Ci小于等于预设阈值，则控制该加热回路停止加热，本周期结束。

和现有技术相比，本发明具有下述优点：本发明包括依次相连的舱板上蒙皮、舱板蜂窝芯子和舱板下蒙皮，所述舱板上蒙皮和舱板蜂窝芯子中嵌设有结构锂电池，所述结构锂电池包括呈夹心结构的上盖板、格栅式框架和下盖板，且所述格栅式框架中设有栅格式电池舱，所述栅格式电池舱中安装有多块单体电池，所述格栅式框架和下盖板两者嵌入安装在舱板蜂窝芯子的安装槽中，所述上盖板安装在舱板上蒙皮上且位于舱板上蒙皮的电池开孔外侧，通过一体化设计达到将航天器舱板和结构锂电池结构有机融合，且能够实现稳固连接，并且使融合后的整体结构刚度和强度得到有效提升。

附图说明

图1为本发明实施例的立体分解结构示意图。

图2为本发明实施例的另一立体分解结构示意图。

图3为本发明实施例中结构锂电池的立体分解结构示意图。

图4为本发明实施例中格栅式框架的粘接结构示意图。

图5为本发明实施例中结构锂电池的安装剖视结构示意图。

图6为本发明实施例中热敏电阻的分布示意图。

图7为本发明实施例中的加热回路划分示意图。

图8为本发明实施例中的加热回路控制原理示意图。

具体实施方式

如图1、图2和图3所示，本实施例含结构锂电池的一体化航天器舱板包括依次相连的舱板上蒙皮1、舱板蜂窝芯子2和舱板下蒙皮3，舱板上蒙皮1和舱板蜂窝芯子2中嵌设有结构锂电池4，结构锂电池4包括呈夹心结构的上盖板41、格栅式框架42和下盖板43，且格栅式框架42中设有栅格式电池舱，栅格式电池舱中安装有多块单体电池44，格栅式框架42和下盖板43两者嵌入安装在舱板蜂窝芯子2的安装槽中，上盖板41安装在舱板上蒙皮1上且位于舱板上蒙皮1的电池开孔外侧。通过一体化设计达到将航天器舱板和结构锂电池结构有机融合，且能够实现稳固连接，并且使融合后的整体结构刚度和强度得到有效提升。

如图1、图2和图6所示，本实施例中格栅式框架42上设有贯穿布置的多个金属预埋件421，金属预埋件421一端与舱板上蒙皮1、上盖板41通过连接件相连，另一端与下盖板43、舱板蜂窝芯子2以及舱板下蒙皮3预埋为一体，通过上述结构，使得利用金属预埋件421实现了“局部点螺接”结构，将舱板上蒙皮1、舱板蜂窝芯子2、结构锂电池4和舱板下蒙皮3连接成为一体，可有效增强结构的稳固性。作为一种可选的实施方式，本实施例中的上述连接件为钛合金螺栓，金属预埋件421设有螺纹孔，组装时将钛合金螺栓穿过结构锂电池上盖板41以及下盖板43和格栅式框架42的组合体，对钛合金螺栓的螺纹孔，并采用力矩扳手进行螺栓拧紧配合。

如图4所示，本实施例中格栅式框架42与舱板上蒙皮1之间面接触、格栅式框架42与下盖板43之间面接触，且接触面之间粘接固定，下盖板43、舱板蜂窝芯子2以及舱板下蒙皮3三者通过热压工艺一体成型。通过上述结构，使得舱板上蒙皮1、舱板蜂窝芯子2、结构锂电池4和舱板下蒙皮3实现了多立面粘接，从而实现了“局部点螺接”+“多立面粘接”结合，实现舱板上蒙皮1、舱板蜂窝芯子2、结构锂电池4和舱板下蒙皮3的稳定结构连接、增强结构的稳固性。上述“局部点螺接”+“多立面粘接”结合的方式的组装工序如下：首先，通过粘接方式连接下盖板43和格栅式框架42，并在舱板蜂窝芯子2预留相应尺寸安装位置；其次，通过热压成型方式，将下盖板43的下表面和格栅式框架42外侧面与舱板蜂窝芯子2粘接，以及将格栅式框架42的上表面与舱板上蒙皮3下表面粘接。作为一种可选的实施方式，参见图4，本实施例中格栅式框架42的横截面为“C”型截面，可以在减小结构质量的同时，增大格栅式框架42的粘接接触面积，从而提升粘接强度。

结构锂电池和航天器舱板结构进行一体化后，结构形式的改变带来内部单体电池在负压环境下，如何在新的结构构型下获得合理预压力，约束软包单体电池在真空环境下的膨胀变形。为了解决上述技术问题，如图5所示，本实施例中舱板上蒙皮1、上盖板41之间设有用于对单体电池44实现负压防护的预紧调整垫片411，单体电池44上表面设有上硅胶垫441、下表面设有下硅胶垫442、四周设有填充硅胶垫443，单体电池44分别与上盖板41、格栅式框架42、下盖板43之间过盈配合。通过上述结构，实现了单体电池44的悬浮安装，并结合预压力的方式，可约束单体电池11在真空环境下的膨胀变形。

作为一种可选的实施方式，本实施例中预紧调整垫片411采用聚酰亚胺材质，此外也可以采用其他弹性隔热材料(隔热用于防止热量传递给格栅式框架42)制成。

预紧调整垫片411的厚度为上盖板41压紧程度的调节变量，通过打磨预紧调整垫片411表面改变厚度可实现预紧力调整，从而起到针对单体电池44负压膨胀的约束。本实施例中，预紧调整垫片411的厚度h_g满足约束条件：

上式中，p_d为单体电池44的电池内部气压，A_d为单体电池44的竖直方向投影面积，E_j,1为预紧调整垫片411的材料弹性模量，A_j,1为预紧调整垫片411的竖直方向投影面积，h_s为单体电池44的上硅胶垫441的厚度，h_x为单体电池44的下硅胶垫442的厚度，h_d为单体电池44的厚度，h_q为格栅式框架42的高度。

此外，上硅胶垫441、下硅胶垫442的厚度也影响对单体电池44负压膨胀的约束，本实施例中，考虑到太空环境下为真空，结合硅橡胶垫、下硅胶垫442、单体电池44的厚度大于电池仓结构高度(格栅式框架42的高度)，确定上硅胶垫441、下硅胶垫442的厚度满足约束条件为：

上式中，h_s为上硅胶垫441的厚度，h_x为下硅胶垫442的厚度，h_k为单体电池44的电池仓结构高度，h_d为单体电池44的厚度，p_d为单体电池44的电池内部气压，A_d为单体电池44的竖直方向投影面积，E_j为上硅胶垫441、下硅胶垫442的硅橡胶材料弹性模量，A_j为上硅胶垫441、下硅胶垫442的竖直方向投影面积。确定上硅胶垫441、下硅胶垫442的厚度满足约束条件的步骤包括：

S1)将太空环境下视为气压为0的真空状态，得到航天器在轨工作时单体电池44电池内部气压和真空环境的内外气压差Δp＝p_d，其中p_d为单体电池44的电池内部气压；

S2)基于单体电池44主要沿厚度方向产生膨胀，得到单体电池44产生的膨胀力为：

P_d＝p_dA_d

上式中，P_d为单体电池44产生的膨胀力，p_d为单体电池44的电池内部气压，A_d为单体电池44的竖直方向投影面积；

S3)考虑单体电池44的厚度h_d、上硅胶垫441的厚度h_s、下硅胶垫442的厚度h_x三者之和大于单体电池44的电池仓结构高度h_k，确定在装配过程中会由于高度差而引入预压量Δh＝(h_s+h_x+h_d)-h_k，及其对应产生的预紧力P_p为：

上式中，E_s为上硅胶垫441的硅橡胶材料弹性模量，A_s为上硅胶垫441的竖直方向投影面积；E_x为下硅胶垫442的硅橡胶材料弹性模量，A_x为下硅胶垫442的竖直方向投影面积，E_j为上硅胶垫441、下硅胶垫442的硅橡胶材料弹性模量，A_j为上硅胶垫441、下硅胶垫442的竖直方向投影面积；从而得到膨胀力P_d的函数表达式：

上式中，h_k为单体电池44的电池仓结构高度，h_d为单体电池44的厚度，h_s为上硅胶垫441的厚度，h_x为下硅胶垫442的厚度三者之和大于单体电池44的电池仓结构高度h_k，E_j为上硅胶垫441、下硅胶垫442的硅橡胶材料弹性模量，A_j为上硅胶垫441、下硅胶垫442的竖直方向投影面积；

S4)为保证电池不发生大幅膨胀，需要预压力P_p不低于膨胀力P_d，则到约束条件P_d≤P_p，代入预压力P_p和膨胀力P_d的函数表达式，得到上硅胶垫441、下硅胶垫442的厚度满足约束条件：

上式中，h_s为上硅胶垫441的厚度，h_x为下硅胶垫442的厚度，h_k为单体电池44的电池仓结构高度，h_d为单体电池44的厚度，p_d为单体电池44的电池内部气压，A_d为单体电池44的竖直方向投影面积，E_j为上硅胶垫441、下硅胶垫442的硅橡胶材料弹性模量，A_j为上硅胶垫441、下硅胶垫442的竖直方向投影面积。

结构锂电池和航天器舱板结构进行一体化后，结构的热传导边界条件发生改变，针对如何保证电池不工作时的外部输入热量不会直接传导到航天器舱板，而电池放电工作时产生的多余热量有效传递到航天器舱板，如何进行合理的结构热传导和主动热控方案设计的问题：如图5所示，本实施例中上盖板41的表面上位于单体电池44的外侧区域布置有加热片412，加热片412用于在单体电池44非工作状态下发热将热量通过预紧调整垫片411保持与格栅式框架42隔热(预紧调整垫片411采用导热性能较差的聚酰亚胺制成、且面积小)、从而通过上硅胶垫441定向传递给单体电池44以保持单体电池44处于可用状态，从而可在单体电池44不放电时，自身不产生热量，通过控制加热片412的导热路径，将加热片412提供的主要热量传递到单体电池44本身，而非航天器舱板，使整体结构热量导入和导出路径更加合理，保证结构电池温度平衡稳定。在电池不放电时，将加热片412提供的主要热量传递到单体电池44本身，而非航天器舱板，使得上盖板41的热量主要通过上硅胶垫441传递到单体电池44，实现热量的定向导入；在电池放电工作时，自身产生热量较大，不需要外部加热，同时还要将内部热量传导出去；单体电池44的热量主要通过下硅胶垫442和连接硅胶传递到下盖板43和格栅式框架42；这些结构表面均粘接连接，因此热量进一步传递到外侧，辐射消耗到太空中。

如图6所示，结构锂电池4带有多个热敏电阻RM01-RM05，且一个热敏电阻位于结构锂电池4的中心点，其余热敏电阻分别分布于结构锂电池4的中心点的四周，通过上述结构可实现对结构锂电池4的中心点温度以及各个单体电池44的电池温度的检测，可用于利用温度区间控制和单体电池间温差判断逻辑，建立温度反馈和加热加断电指令之间的关系，实现主动温控。

结构锂电池和航天器舱板结构进行一体化后，结构锂电池有多个表面直接与航天器舱板结构连接，原本各自的接地保护和静电传导方式出现冗余，针对如何合理设计接地方案保证结构锂电池电荷平衡的问题：本实施例中，上盖板41和下盖板43采用碳纤维复合材料制成，且上盖板41和下盖板43的外侧表面设有打磨去除绝缘复合材料后露出可导电的碳纤维部位，且该露出可导电的碳纤维部位边沿粘贴有接地导电铜箔，接地导电铜箔与舱板上蒙皮1电连接导通，且接地导电铜箔将舱板上蒙皮1、上盖板41之间因引入预紧调整垫片411产生的间隙密封，上盖板41和下盖板43的内侧表面均设有绝缘材料层，单体电池44通过绝缘材料层与上盖板41、下盖板43接触。

本实施例中通过将上盖板41的上表面进行打磨，露出黑色碳纤维，边沿粘贴导电铜箔，并将其搭接到舱板上蒙皮1上表面，通过舱板接地装置实现上盖板41接地保护；且导电铜箔的过渡连接，将隔热垫片引入的间隙密封起来，避免多余物进入结构锂电池内部；将下盖板43的下表面进行打磨，露出黑色碳纤维，并与卫星舱板的铝蜂窝芯子2粘接连接，通过铝合金金属材料将结构电池上的静电荷导出到卫星舱板内部，利用舱板接地装置实现下盖板43和格栅式框架结构42的组合体的接地保护。上盖板41的下表面和下盖板43的上表面不进行打磨，为电池内部安装腔体提供良好的绝缘性能。

此外，本实施例还提供一种前述含结构锂电池的一体化航天器舱板的应用方法，包括：将各个加热片412按照设于结构锂电池4的中心点四周的热敏电阻进行分组为多个加热回路(如图7所示，本实施例中按照4个热敏电阻RM01-RM04分布划分为加热回路JH1-JH4)，且如图8所示，在工作状态下针对每一个加热回路的定时控制步骤包括：

1)(通过热敏电阻RM05)获取位于结构锂电池4的中心点温度C0，以及该加热回路对应设于结构锂电池4的中心点四周的热敏电阻的检测温度Ci(通过热敏电阻RM01-RM04中的一个实现)，若检测温度Ci获取失败，则将中心点温度C0作为该检测温度Ci的备份信号，以避免单点失效；

2)若中心点温度C0、检测温度Ci两者任一大于预设的工作温度上限(本实施例中具体为20摄氏度)，则关闭该加热回路，本周期结束；否则跳转执行下一步；

3)若中心点温度C0、检测温度Ci两者任一小于预设的工作温度小限(本实施例中具体为15摄氏度)，则开启该加热回路，本周期结束；否则跳转执行下一步；

4)计算中心点温度C0与检测温度Ci之间的温差△Ci，如果温差△Ci大于预设阈值(本实施例中具体为3摄氏度)，则控制该加热回路开始加热；如果温差△Ci小于等于预设阈值，则控制该加热回路停止加热，本周期结束。

综上所述，本实施例提出了一种综合考虑结构形式、负压防护、热量传导和接地保护等方面的结构锂电池和航天器舱板一体化结构：在结构形式一体化方面，实现了整体嵌入式结构设计和“多立面粘接+局部点螺接”的结构组合和连接方式；在负压防护一体化方面，在上盖板和上蒙皮之间增加聚酰亚胺垫圈，揭示了垫圈厚度与预紧力的关系，提出了调整预紧力的方案；在热量传导一体化方面，利用聚酰亚胺垫圈构建了合理的热量传导路径，切断了外部输入热源直接到航天器舱板的传递路径，使输入热量主要向单体电池传导，利用结构锂电池和航天器舱板的多个连接面，将电池放电式产生的热量传导到航天器舱板，从而向太空扩散，并利用热敏电阻、加热片和温度控制器实现主动温控方案。在接地保护方面，将结构锂电池上盖板和下盖板表面进行打磨，避免静电荷累计，并将其与航天器舱板连接，进行电荷传导，去除冗余接地保护措施。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种含结构锂电池的一体化航天器舱板，其特征在于，包括依次相连的舱板上蒙皮(1)、舱板蜂窝芯子(2)和舱板下蒙皮(3)，所述舱板上蒙皮(1)和舱板蜂窝芯子(2)中嵌设有结构锂电池(4)，所述结构锂电池(4)包括呈夹心结构的上盖板(41)、格栅式框架(42)和下盖板(43)，且所述格栅式框架(42)中设有栅格式电池舱，所述栅格式电池舱中安装有多块单体电池(44)，所述格栅式框架(42)和下盖板(43)两者嵌入安装在舱板蜂窝芯子(2)的安装槽中，所述上盖板(41)安装在舱板上蒙皮(1)上且位于舱板上蒙皮(1)的电池开孔外侧；所述舱板上蒙皮(1)、上盖板(41)之间设有用于对单体电池(44)实现负压防护的预紧调整垫片(411)，所述单体电池(44)上表面设有上硅胶垫(441)、下表面设有下硅胶垫(442)、四周设有填充硅胶垫(443)，所述单体电池(44)分别与上盖板(41)、格栅式框架(42)、下盖板(43)之间过盈配合；所述预紧调整垫片(411)的厚度h_g满足约束条件：

上式中，p_d为单体电池(44)的电池内部气压，A_d为单体电池(44)的竖直方向投影面积，E_j,1为预紧调整垫片(411)的材料弹性模量，A_j,1为预紧调整垫片(411)的竖直方向投影面积，h_s为单体电池(44)的上硅胶垫的厚度，h_x为单体电池(44)的下硅胶垫的厚度，h_d为单体电池(44)的厚度，h_q为格栅式框架(42)的高度。

2.根据权利要求1所述的含结构锂电池的一体化航天器舱板，其特征在于，所述格栅式框架(42)上设有贯穿布置的多个金属预埋件(421)，所述金属预埋件(421)一端与舱板上蒙皮(1)、上盖板(41)通过连接件相连，另一端与下盖板(43)、舱板蜂窝芯子(2)以及舱板下蒙皮(3)预埋为一体。

3.根据权利要求2所述的含结构锂电池的一体化航天器舱板，其特征在于，所述格栅式框架(42)与舱板上蒙皮(1)之间面接触、所述格栅式框架(42)与下盖板(43)之间面接触，且接触面之间粘接固定，所述下盖板(43)、舱板蜂窝芯子(2)以及舱板下蒙皮(3)三者通过热压工艺一体成型。

4.根据权利要求1所述的含结构锂电池的一体化航天器舱板，其特征在于，所述上硅胶垫(441)、下硅胶垫(442)的厚度满足约束条件：

上式中，h_s为上硅胶垫(441)的厚度，h_x为下硅胶垫(442)的厚度，h_k为单体电池(44)的电池仓结构高度，h_d为单体电池(44)的厚度，p_d为单体电池(44)的电池内部气压，A_d为单体电池(44)的竖直方向投影面积，E_j为上硅胶垫(441)、下硅胶垫(442)的硅橡胶材料弹性模量，A_j为上硅胶垫(441)、下硅胶垫(442)的竖直方向投影面积。

5.根据权利要求1所述的含结构锂电池的一体化航天器舱板，其特征在于，所述上盖板(41)的表面上位于单体电池(44)的外侧区域布置有加热片(412)，所述加热片(412)用于在单体电池(44)非工作状态下发热将热量通过预紧调整垫片(411)保持与格栅式框架(42)隔热、从而通过上硅胶垫(441)定向传递给单体电池(44)以保持单体电池(44)处于可用状态。

6.根据权利要求1所述的含结构锂电池的一体化航天器舱板，其特征在于，所述上盖板(41)和下盖板(43)采用碳纤维复合材料制成，且所述上盖板(41)和下盖板(43)的外侧表面设有打磨去除绝缘复合材料后露出可导电的碳纤维部位，且该露出可导电的碳纤维部位边沿粘贴有接地导电铜箔，所述接地导电铜箔与舱板上蒙皮(1)电连接导通，且所述接地导电铜箔将舱板上蒙皮(1)、上盖板(41)之间因引入预紧调整垫片(411)产生的间隙密封，所述上盖板(41)和下盖板(43)的内侧表面均设有绝缘材料层，所述单体电池(44)通过绝缘材料层与上盖板(41)、下盖板(43)接触。

7.根据权利要求5所述的含结构锂电池的一体化航天器舱板，其特征在于，所述结构锂电池(4)带有多个热敏电阻，且一个热敏电阻位于结构锂电池(4)的中心点，其余热敏电阻分别设于结构锂电池(4)的中心点四周。

8.一种权利要求7所述的含结构锂电池的一体化航天器舱板的应用方法，其特征在于，将各个加热片(412)按照设于结构锂电池(4)的中心点四周的热敏电阻进行分组为多个加热回路，且在工作状态下针对每一个加热回路的定时控制步骤包括：

1)获取位于结构锂电池(4)的中心点温度C0，以及该加热回路对应设于结构锂电池(4)的中心点四周的热敏电阻的检测温度Ci，若检测温度Ci获取失败，则将中心点温度C0作为该检测温度Ci的备份信号；

2)若中心点温度C0、检测温度Ci两者任一大于预设的工作温度上限，则关闭该加热回路，本周期结束；否则跳转执行下一步；

3)若中心点温度C0、检测温度Ci两者任一小于预设的工作温度小限，则开启该加热回路，本周期结束；否则跳转执行下一步；

4)计算中心点温度C0与检测温度Ci之间的温差△Ci，如果温差△Ci大于预设阈值，则控制该加热回路开始加热；如果温差△Ci小于等于预设阈值，则控制该加热回路停止加热，本周期结束。

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