一种卫星舱板的制作方法

1.本发明涉及卫星技术领域。更具体地，涉及一种卫星舱板。


背景技术：

2.新一代卫星的任务需求日益复杂、服役条件更加苛刻、技术指标也随之大幅提升，现有的结构设计和制造方法已不能满足要求。在卫星结构设计方面，各类轻量化、高强度、以及功能结构深度融合的一体化是大势所趋。卫星结构设计与热控设计存在强耦合，为集传热与承载的机热一体化卫星结构设计奠定了良好的基础。目前，我国卫星结构与热控设计耦合仍处于初级技术状态，严重限制了卫星的结构形式。
3.当前的卫星平台结构与热控耦合的常规手段是蜂窝夹芯复合材料夹层板内部预埋热管，蜂窝夹芯复合材料夹层板用于设备安装及承担力学载荷，内部预埋的热管用于快速传热。一方面，热管在蜂窝夹层结构板内部的布置与需要实施热控的设备安装位置有关，换言之，需要热控设备越多，热管的布局越复杂；另一方面，蜂窝夹层结构本身不具备与星上设备的连接功能，需要将提供连接接口的镶嵌件采用预埋或后埋的工艺嵌入蜂窝夹层结构板内方能为星上设备和卫星结构板提供连接接口。显然，预埋热管的方式会破坏蜂窝夹层板的完整性，且当星上设备布置较多时，蜂窝夹层结构板需要提供的连接接口数量更多，且势必影响热管的配置和布局，甚至无法正常安装。


技术实现要素：

4.针对上述问题，本发明提供一种卫星舱板，该卫星舱板整体结构简单，且装配方便。
5.为实现上述目的，本发明采用下述技术方案：
6.本发明提供一种卫星舱板，包括：
7.具有容纳腔的板体；
8.位于板体内的胞元结构；以及
9.位于板体内的用以实现热传递的热控结构；
10.所述板体内还包括与热控结构对应配合的用以辅助热控结构散热的多曲面胞元；
11.所述卫星舱板还包括与胞元结构连接的若干连接结构；
12.所述连接结构被配置为用以将板体与外部设备结合固定。
13.此外，优选地方案是，在所述胞元结构和热控结构之间包括有过渡区域；所述多曲面胞元位于所述过渡区域内。
14.此外，优选地方案是，所述热控结构为槽道热管或毛细芯。
15.此外，优选地方案是，所述胞元结构为蜂窝胞元结构、点阵胞元结构或栅格胞元结构。
16.此外，优选地方案是，所述胞元结构为点阵胞元结构；所述点阵胞元结构包括点阵胞元加强区和点阵胞元非加强区；所述点阵胞元加强区的点阵胞元杆径大于点阵胞元非加
强区；所述点阵胞元加强区基于竹节仿生设计。
17.此外，优选地方案是，所述胞元结构为点阵胞元结构；所述点阵胞元结构包括第一点阵胞元区以及第二点阵胞元区；所述第二点阵胞元区的点阵胞元密度大于第一点阵胞元区；所述连接结构与第二点阵胞元区结合固定。
18.此外，优选地方案是，所述多曲面胞元基于丝瓜瓤仿生设计。
19.此外，优选地方案是，所述卫星舱板一体成型。
20.此外，优选地方案是，所述卫星舱板的制造工艺为激光选取熔化工艺。
21.此外，优选地方案是，所述卫星舱板的材质为铝合金。
22.本发明的有益效果为：
23.本发明通过位于板体内的胞元结构以及热控结构的配合，将胞元结构与热控结构紧密耦合，在保证卫星舱板结构强度和刚度符合设备需求的前提下，实现对卫星的快速散热，再利用多曲面胞元增加传热面积，提升卫星舱板的传热能力，且整体结构简单，通过与胞元结构连接固定的连接结构能够实现与卫星的连接固定，无需额外再设置连接件，保证卫星舱板的整体性，装配起来更加方便快捷；且该卫星舱板一体打印成型，舱板结构连续，不需要胶黏剂，可设计性强，可根据舱板不同部位承载需求设计强度、刚度不同的胞元结构，有利于舱板减重。
附图说明
24.下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
25.图1是本发明的卫星舱板的水平截面图。
26.图2是本发明的卫星舱板的竖直截面图。
27.图3是本发明的点阵胞元加强区和点阵胞元非加强区的结构示意图。
28.图4是本发明的第一点阵胞元区以及第二点阵胞元区的结构示意图。
具体实施方式
29.现在将参照附图来详细描述本发明的各种示例性实施例。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。
30.以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。
31.对于相关领域普通技术人员已知的技术和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术和设备应当被视为说明书的一部分。
32.在这里示出和讨论的所有例子中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它例子可以具有不同的值。
33.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
34.为了解决现有的卫星舱板结构繁琐，装配困难的问题。本发明提供一种卫星舱板，结合图1至图4所示，具体地所述卫星舱板包括：具有容纳腔的板体；位于板体内的胞元结构；所述胞元结构可为蜂窝胞元结构、点阵胞元结构或栅格胞元结构，由打印工艺和承载需
求共同确定胞元最小尺寸和角度；以及位于板体内的用以实现热传递的热控结构，所述热控结构为槽道热管或毛细芯，为了突出3d打印一体成型的工艺，参照图1所示，热控结构为带有孔隙率的槽道热管3，该槽道热管3内部采用化学洗的方式使内部粗糙度达到要求，减少工质回流的阻力；所述板体内还包括与热控结构对应配合的用以辅助热控结构散热的多曲面胞元5；所述卫星舱板还包括与胞元结构连接的若干连接结构6；所述连接结构6被配置为用以将板体与外部设备结合固定。需要说明的是，该板体包括上面板1和下面板2，上面板1和下面板2为薄壁结构；所述胞元结构，热控结构和多曲面胞元5均位于上面板1和下面板2之间；上面板1和下面板2的厚度均为0.4mm～1mm；该卫星舱板也可进行非等厚度设计，根据卫星对卫星舱板的刚度和强度需求以及设备安装视场的需求对舱板进行下凹和凸出设计，形成加强筋的效果，进一步提升整体结构强度；板体内还可形成用于铺放线缆的空腔。
35.与传统的由铝蜂窝夹层板内部预埋热管组成的卫星舱板相比，传统的卫星舱板会导致设备布局受热管限制，且蜂窝芯子整体性被破坏、强度和刚度降低，预埋热管和加强件会用到大量胶黏剂，舱板重量增加，而本发明提供的卫星舱板可一体成型无需使用胶黏剂，利用胞元结构能够保证舱板的整体强度和刚度符合设备安装需求，热控结构可随蒙皮、胞元等一体打印成型，根据热控需求，对板体内的热控结构可灵活设计。
36.在上述实施例中，进一步地，在所述胞元结构和热控结构之间包括有过渡区域；所述多曲面胞元4位于所述过渡区域内；所述多曲面胞元4基于丝瓜瓤仿生设计；通过上述设置能够增加舱板内部传热面积，从而进一步提高传热能力。
37.在一具体实施例中，参照图3所示，当所述胞元结构为点阵胞元结构5；所述点阵胞元结构5包括点阵胞元加强区52和点阵胞元非加强区51；所述点阵胞元加强区52的点阵胞元杆径大于点阵胞元非加强区51的点阵胞元杆径；所述点阵胞元加强区52基于竹节仿生设计。具体的，根据卫星舱板的传力路径基于竹节仿生设计加强区52，从而提高卫星舱板的整体强度和刚度，加强区52采用均匀点阵胞元设计，此处点阵胞元杆径大于非加强区51点阵胞元杆径，加强区52呈十字型结构，非加强区51环绕于加强区52外围。
38.在一具体实施例中，参照图4所示，当所述胞元结构为点阵胞元结构5；连接结构6位于点阵胞元结构5中，所述点阵胞元结构5包括第一点阵胞元区53以及第二点阵胞元区54；在连接结构6周围的点阵胞元结构5采取变密度设计，所述第二点阵胞元区54的点阵胞元密度大于第一点阵胞元区53；所述连接结构6与第二点阵胞元区54结合固定，其优势在于，密度大的第二点阵胞元区54能够保证连接结构6与卫星设备连接更牢固，稳定性更好。
39.进一步地，某些设备与舱板连接的转接结构也可与舱板一体成型，并基于此对转接结构进行拓扑优化，可减少连接件的使用，减轻结构重量。
40.在一具体实施例中，所述卫星舱板的材质为铝合金；所述卫星舱板的制造工艺为激光选取熔化(slm)工艺，在加工的过程中用激光使铝合金粉末完全熔化，不需要黏结剂而直接成型，成型后卫星舱板的精度和力学性能都比较好。
41.综上所述，本发明通过位于板体内的胞元结构以及热控结构的配合，将胞元结构与热控结构紧密耦合，在保证卫星舱板结构强度和刚度符合设备需求的前提下，实现对卫星的快速散热，再利用多曲面胞元增加传热面积，提升卫星舱板的传热能力，且整体结构简单，通过与胞元结构连接固定的连接结构能够实现与卫星的连接固定，无需额外再设置连接件，保证卫星舱板的整体性，装配起来更加方便快捷；且该卫星舱板一体打印成型，舱板
结构连续，不需要胶黏剂，可设计性强，可根据舱板不同部位承载需求设计强度、刚度不同的胞元结构，有利于舱板减重。
42.显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

技术特征：
1.一种卫星舱板，其特征在于，包括：具有容纳腔的板体；位于板体内的胞元结构；以及位于板体内的用以实现热传递的热控结构；所述板体内还包括与热控结构对应配合的用以辅助热控结构散热的多曲面胞元；所述卫星舱板还包括与胞元结构连接的若干连接结构；所述连接结构被配置为用以将板体与外部设备结合固定。2.根据权利要求1所述的卫星舱板，其特征在于，在所述胞元结构和热控结构之间包括有过渡区域；所述多曲面胞元位于所述过渡区域内。3.根据权利要求1所述的卫星舱板，其特征在于，所述热控结构为槽道热管或毛细芯。4.根据权利要求1所述的卫星舱板，其特征在于，所述胞元结构为蜂窝胞元结构、点阵胞元结构或栅格胞元结构。5.根据权利要求1所述的卫星舱板，其特征在于，所述胞元结构为点阵胞元结构；所述点阵胞元结构包括点阵胞元加强区和点阵胞元非加强区；所述点阵胞元加强区的点阵胞元杆径大于点阵胞元非加强区；所述点阵胞元加强区基于竹节仿生设计。6.根据权利要求1所述的卫星舱板，其特征在于，所述胞元结构为点阵胞元结构；所述点阵胞元结构包括第一点阵胞元区以及第二点阵胞元区；所述第二点阵胞元区的点阵胞元密度大于第一点阵胞元区；所述连接结构与第二点阵胞元区结合固定。7.根据权利要求1所述的卫星舱板，其特征在于，所述多曲面胞元基于丝瓜瓤仿生设计。8.根据权利要求1所述的卫星舱板，其特征在于，所述卫星舱板一体成型。9.根据权利要求1所述的卫星舱板，其特征在于，所述卫星舱板的制造工艺为激光选取熔化工艺。10.根据权利要求1所述的卫星舱板，其特征在于，所述卫星舱板的材质为铝合金。

技术总结
本发明提供一种卫星舱板，包括具有容纳腔的板体；位于板体内的胞元结构；以及位于板体内的用以实现热传递的热控结构；所述板体内还包括与热控结构对应配合的用以辅助热控结构散热的多曲面胞元；所述卫星舱板还包括与胞元结构连接的若干连接结构；所述连接结构被配置为用以将板体与外部设备结合固定。该卫星舱板整体结构简单，且装配方便。且装配方便。且装配方便。


技术研发人员：李微 肖登宝 邢春英 麻铁昌 史梁
受保护的技术使用者：航天科工空间工程发展有限公司
技术研发日：2023.01.03
技术公布日：2023/4/28