基于复合相变材料的结构功能一体化装置及其制备方法与流程

1.本发明属于航天器技术领域，涉及航天器载荷安装板的结构刚度和热学功能的装置，具体涉及基于复合相变材料的结构功能一体化装置及其制备方法。


背景技术：

2.公开该背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不必然被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已经成为本领域一般技术人员所公知的现有技术。
3.大面积航天器载荷安装板，主要用于承载航天器电子设备及其传热调控，由于面积巨大以及电子设备的高功率，因此载荷安装板质量的控制成为技术关键，实现载荷安装板的轻量化制备将限制其他辅助装置使用，例如辅助热源以及辅助材料结构。载荷安装板的传热功能和结构性能的要求在轻量化的限制条件下，解决方案就是最大限度的利用材料，使其即承担结构效用，又具备高效率的传热及储能功能，即结构功能一体化装置的制备，实现储能的技术途径就是在载荷安装板使用相变材料，为此轻量化加储能目标要求单位载荷安装板体积中的相变材料占比尽可能大，但由于常规的固液相变材料的导热率极低，只采用单一相变材料，其过低的传热效率会导致沿传热方向存在较大温差，整体呈现极不均匀的温度分布，即局部加热区过热，导致载荷安装板上电子设备的温度无法保持合理范围。为此采用高导热率骨架材料与相变材料进行复合，制备成复合相变材料成为提高载荷安装板传热效率的重要技术途径。
4.利用高导热率的骨架材料，要求导热率尽可能的高，将电子设备加热区集中的热量高效地传递给所有的相变材料，以便在航天器电子设备工作期间进行高效储热，非工作期间进行快速放热，是减少载荷安装板温度过度波动的关键。
5.尽可能地利用骨架材料的自身结构刚度，辅助于尽可能少的密封面板，有助于载荷安装板进一步减少质量，适用于载荷安装板更高的轻量化要求。而实现载荷安装板的结构性能和传热功能的有机统一，就是进一步实现大面积航天器载荷安装板装置轻量化的前提条件。
6.载荷安装板的均温功能要求，势必要求高导热率骨架材料具有较大的孔隙率，以便填充更多的储能相变材料。但这一要求与结构刚度的提高恰好矛盾，即提高结构刚度，需要骨架材料的孔隙率越小越好。
7.据发明人了解，目前利用高导热率的材料结合固液相变材料，通常需要壳体进行封装，避免固液相变材料在相变过程中的渗漏损失，同时满足结构的刚度的要求。中国专利公开号为cn112693636a公开了一种星用轻量化结构装置及其制作方法，该专利提出用石墨蠕虫压制成多孔石墨导热载体，并添加相变材料实现温度控制；中国专利公开号为cn109163590a公开了一种石墨烯相变传热装置，采用石墨烯作为热传导材料与相变材料进行复合，利用石墨烯xy方向的高导热性能，实现储热散热；这些相变储热装置均需要采用壳体进行封装。然而，经过发明人研究发现，为了结构刚度的需要，密封壳体的厚度一般较厚，
尤其是cn112693636a中，由于石墨蠕虫基本不具有结构刚度，为此上下壳体厚度为0.3～0.7mm，而且需要增加加强筋，这些结构辅助材料无形中大大增加了储能装置的质量，不利于航天器载荷安装板的轻量化设计。


技术实现要素：

8.为了解决现有技术的不足，本发明的目的是提供基于复合相变材料的结构功能一体化装置及其制备方法，能够充分利用复合相变材料，实现结构刚度和传热功能合理有机统一，实现轻质大面积航天器载荷安装板装置的制备。
9.为了实现上述目的，本发明的技术方案为：
10.一方面，一种基于复合相变材料的结构功能一体化装置，包括密封罩，密封罩密封复合相变材料，且密封罩与复合相变材料紧密结合(使密封罩与复合相变材料之间无空隙)，所述复合相变材料由高导热率骨架材料耦合相变材料复合形成；所述密封罩的厚度不大于0.2mm，所述密封罩的材质为导热的结构材料。
11.本发明通过降低密封罩的厚度，大大降低了载荷安装板装置的质量，有利于进一步实现载荷安装板的轻量化。由于复合相变材料中的相变材料主要用于储能，但是相变材料的导热性能较差，因而需要添加高导热率骨架材料，起着整体温度均匀化的作用；密封罩与复合相变材料紧密结合，从而使得热量在密封罩与复合相变材料之间传递阻力更小，从而有助于载荷安装板实现温度均衡。
12.经过发明人进一步研究发现，载荷安装板装置在进行工业化生产时，需通过多个步骤完成，每个步骤均对应于一个工序，在一个工序完成后，需要将制成的半成品转移至下一个工序进行后续制作。载荷安装板装置实现温度均匀化的重要条件是需要将密封罩(壳体)与复合相变材料紧密结合，避免之间存在空隙，尤其是密封罩(壳体)与泡沫骨架材料之间的结合，若之间存在空隙，则会导致密封罩与复合相变材料之间的热阻增大，从而影响载荷安装板装置的传热效率。常规的相变材料均为流动状态下与热传导骨架材料进行复合，在进行工序间转移时，复合相变材料的结构刚度过小，容易受外力作用而产生变形，例如cn112693636a中采用搅拌摩擦焊所所施加的压力会使相变复合材料产生较大变形。而这种变形能够影响密封罩与复合相变材料之间结合质量，从而影响传热效率。为了防止载荷安装板在制备过程中的变形，现有技术的一般方法为通过密封罩(壳体)的结构刚度，或进一步添加加强筋对载荷安装板整体进行有效支撑，即获得足够的结构刚度，这就需要密封罩(壳体)具有较大的厚度，以增加密封罩(壳体)的刚度，避免复合相变材料产生较大变形，而这些辅助结构材料的设置将大大增加了载荷安装板装置的质量。
13.为了解决上述问题，另一方面，一种基于复合相变材料的结构功能一体化装置的制备方法，采用真空浸渗吸附方法将液态的相变材料吸附至高导热率泡沫材料中获得复合相变材料，调节环境温度使复合相变材料中的相变材料固化，从而利用了骨架材料和相变材料结构刚度，即此时的复合相变材料即具有了结构刚度，又具备传热储热功能，实现结构功能有机的结合；在真空条件下，将固化的具备合适结构刚度的复合相变材料与密封罩连接密封，获得基于复合相变材料结构功能一体化装置；所述密封罩的材质为导热的结构材料。
14.本发明首先选择高导热率泡沫材料作为导热骨架材料，是具有一定三维网状结构
的材料，例如泡沫铜、泡沫镍、泡沫铝、石墨泡沫炭等，优选地石墨泡沫炭材料与基本没有结构刚度的石墨烯和石墨蠕虫相比，其三维网状结构以及高比表面积使泡沫材料即具有一定的刚度，同时又能够实现热量的三维方向高效率传递，从而更好的实现整体温度的高效均匀化。采用真空浸渗吸附方法，能够使相变材料将高导热率骨架材料内三维空腔填满，从而避免孔隙的产生，增加相变材料与骨架材料之间的传热效率。由于单一的骨架材料的结构刚度仍然较小，尤其是高孔隙率的骨架材料，而通过调节温度使相变材料固化，则在骨架材料的结构刚度的基础上，增加大体积的相变材料的结构刚度，可进一步提高复合相变材料的结构刚度，使复合相变材料具有较高的抵抗变形能力，从而保证在后续封装工序中维持几何构形和结构完整性。由于本发明通过复合相变材料的本身的结构刚度的提高有利于防止其后续封装等工序的变形，可降低对于密封罩的刚度要求，从而可以省略加强筋，并减少密封罩密封面板的厚度，进而大大降低了复合相变材料载荷安装板装置的质量，使其具有更显著的轻质优势。
15.航天器电子设备的工作温度范围越接近常温，即
‑
10～30℃的温度区间越有利的电子元件的高效率工作，因此相变材料的相变温度区间最好处于这个温度范围内。石蜡类和脂肪酸类相变材料，相变温度区间和潜热等指标更为出色，在相变复合材料均温过程中有较好的优势。目前石蜡的选择多在二十烷以上石蜡，其相变温度在36℃以上，而设计温度区间若选择在
‑
10～30℃，即常温，则石蜡状态多为液态。石蜡选择十四烷石蜡、十六烷石蜡中的一种或两种混合物时，能够控制相变材料的相变温度为1～17.9℃和143.5～227.4kj/kg的融化潜热，和十五烷石蜡细比具有较低的成本，从而能够更好的保证航天器电子设备的高效率工作。
16.对于大面积航天器载荷安装板装置的轻量化要求，是在满足传热功能的条件下，骨架材料的密度和导热率要耦合在一起考虑。相对于其他导热泡沫骨架材料，石墨泡沫炭具有更低的密度和更高的导热率，因而其比导热率为261w
·
m
‑1·
k
‑1/(g
·
cm3)，而泡沫铝和泡沫铜的比导热率分别为34.0和15w
·
m
‑1·
k
‑1/(g
·
cm3)左右，因此石墨泡沫炭在大面积航天器载荷安装板装置更加适合。
17.同时，石蜡类相变材料与石墨泡沫炭之间的相容性更好，且石墨对液态石蜡具有吸附性，其密封性问题容易克服。
18.由于本发明提供的基于复合相变材料结构功能一体化装置具有更显著的轻质优势，因而第三方面，一种上述基于复合相变材料结构功能一体化装置在航天器大面积电子设备的温度均匀化中的应用。
19.第四方面，一种大面积航天器载荷安装板结构功能一体化安装电子设备的方法，提供上述基于复合相变材料的结构功能一体化装置，将温度调节至低于相变材料的相变温度，然后将电子设备粘结在所述基于复合相变材料的结构功能一体化装置。
20.本发明调节温度至低于相变材料的相变温度，使得相变材料固化，从而增加基于复合相变材料的结构功能一体化装置的结构刚度，从而能够更好的将电子设备贴合在基于复合相变材料的结构功能一体化装置表面，从而实现基于复合相变材料的结构功能一体化装置的结构功能一体化安装。
21.本发明的有益效果：
22.1.本发明提供的一种复合相变材料结构装置具有更薄的密封罩的厚度，大大降低
了载荷安装板的质量，同时利于载荷安装板的均温效率和结构刚度的提高。
23.2.本发明通过实施降低环境温度，利用石蜡材料固化后具有的结构刚度，无需在密封罩上和相变复合材料中添加加强筋而影响结构轻量化以及相变材料的添加量，并减少结构辅助材料的使用，使载荷安装板装置具有更显著的轻质优势，适用于航天器大面积载荷安装板的使用。
24.3.本发明通过高导热率的石墨泡沫炭骨架材料和采用常温相变温度石蜡相变材料，可实现0～20℃之间的温度平衡，有利于电子元件的高效率工作。
附图说明
25.构成本发明的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
26.图1为本发明实施例1的基于复合相变材料的结构功能一体化装置的结构示意图；
27.图2为本发明实施例2利用真空将石蜡材料真空浸渗到石墨泡沫炭骨架材料装置示意图；
28.图3为本发明实施例3利用真空将石蜡材料真空浸渗到石墨泡沫炭骨架材料装置示意图；
29.图4为本发明实施例4利用基于复合相变材料的结构功能一体化装置进行结构功能一体化应用后的结构示意图；
30.其中，1、复合相变材料，2、上面板，3、侧面板，4、左侧孔，5、右侧孔，6、电子设备，7、第一角形支架，8、第二角形支架。
具体实施方式
31.应该指出，以下详细说明都是示例性的，旨在对本发明提供进一步的说明。除非另有指明，本文使用的所有技术和科学术语具有与本发明所属技术领域的普通技术人员通常理解的相同含义。
32.需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本发明的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
33.鉴于现有载荷安装板装置质量较高，在新一代高性能航天器中的应用受限，本发明提出了基于复合相变材料的结构功能一体化装置及其制备方法。
34.本发明的一种典型实施方式，提供了一种基于复合相变材料的结构功能一体化装置，包括密封罩，密封罩密封复合相变材料，且密封罩与复合相变材料紧密结合，所述复合相变材料由高导热率泡沫骨架材料负载相变材料复合形成；所述密封罩的厚度不大于0.2mm，所述密封罩的材质为低密度导热良好的结构材料。
35.本发明设置密封罩的厚度不大于0.2mm，厚度较薄，不仅大大降低了结构功能一体化装置的质量，在保证载荷安装板具有更好的传热效率的基础上，保持结构具有合理的结构刚度，使载荷安装板同时具有轻质、结构性能和传热功能一体化特征。本发明通过高导热率泡沫材料，将载荷安装板的温度更容易均匀化，而密封罩与复合相变材料紧密结合，能有
效降低在密封罩与复合相变材料之间的热阻，从而充分利用相变材料储能实现载荷安装板整体的均温控制。
36.相变材料可以选择石蜡类和脂肪酸类相变材料，相变温度区间和潜热等指标更为出色，在相变复合材料均温控制中有较好的优势。该实施方式的一些实施例中，相变材料为十四烷石蜡、十六烷石蜡中的一种或多种，通过十四烷石蜡、十六烷石蜡的混合能够控制相变材料的相变温度为1～17.9℃和143.5～227.4kj/kg的融化潜热，从而能够更好的保证航天器电子设备的高效率工作。
37.导热泡沫材料可以为泡沫铜、泡沫镍、泡沫铝、石墨泡沫炭等。该实施方式的一些实施例中，导热泡沫材料为石墨泡沫炭。石墨泡沫炭具有更低的密度和更高的导热率，更有利于设置于大面积航天器载荷安装板装置。该实施方式中，所述石墨泡沫炭的孔隙率为85～95％。
38.由于密封罩与复合相变材料之间热阻，尤其是密封罩与骨架材料之间热阻，是影响载荷安装板传热效率的关键，该实施方式的一些实施例中，密封罩与复合相变材料中的高导热率骨架材料连接。能够通过高导热率泡沫骨架材料更好的实现密封罩与复合相变材料之间的高传热效率。
39.该实施方式的一些实施例中，密封罩与复合相变材料之间设置导热胶层。通过导热胶层能够更好的实现密封罩与复合相变材料之间密封、贴合，且能够防止导热效果下降。所述导热胶层的材质可以为高导热率环氧树脂胶。在一种或多种实施例中，导热胶层的厚度不高于0.1mm。例如0.01～0.1mm、0.01～0.05mm、0.05～0.1mm、0.01～0.02mm、0.02～0.03mm、0.03～0.04mm、0.04～0.05mm、0.05～0.06mm、0.06～0.07mm、0.07～0.08mm、0.08～0.09mm、0.09～0.1mm，等。
40.密封罩的厚度可以为0.01～0.2mm、0.01～0.05mm、0.05～0.1mm、0.01～0.02mm、0.02～0.03mm、0.03～0.04mm、0.04～0.05mm、0.05～0.06mm、0.06～0.07mm、0.07～0.08mm、0.08～0.09mm、0.09～0.1mm、0.1～0.11mm、0.11～0.12mm、0.12～0.13mm、0.13～0.14mm、0.14～0.15mm、0.16～0.17mm、0.18～0.19mm、0.19～0.20mm等。该实施方式的一些实施例中，密封罩的厚度为0.025～0.2mm。
41.密封罩的材质可以为碳纤维复合材料、c/sic陶瓷或c/c陶瓷、铝合金，优选碳纤维复合材料、c/sic陶瓷或c/c陶瓷，具有低的热膨胀系数，可有助于减少因温度变化引起的热应力。
42.本发明的另一种实施方式，提供了一种基于复合相变材料的结构功能一体化装置的制备方法，采用真空浸渗吸附方法将液态的相变材料吸附至导热泡沫材料中获得复合相变材料，调节温度使复合相变材料中的相变材料固化，在真空条件下，将固化的复合相变材料与密封罩复合密封，获得基于复合相变材料的结构功能一体化装置；所述密封罩的材质为导热的结构材料。
43.本发明首先选择高导热率泡沫材料作为导热骨架材料，是具有一定三维网状结构的材料，例如泡沫铜、泡沫镍、泡沫铝、石墨泡沫炭等，这种材料与基本没有结构刚度的石墨烯和石墨蠕虫细比，其三维网状结构以及高比表面积使泡沫材料即具有一定的刚度，同时又能够实现热量的三维方向高效率传递，从而更好的实现整体温度的高效均匀化。采用真空浸渗吸附方法，能够使相变材料将高导热率骨架材料内三维空腔填满，从而避免孔隙的
产生，增加相变材料与骨架材料之间的传热效率。由于单一的骨架材料的结构刚度仍然较小，尤其是高孔隙率的骨架材料，而通过调节温度使相变材料固化，则在骨架材料的结构刚度的基础上，增加大体积的相变材料的结构刚度，可进一步提高复合相变材料的结构刚度，使复合相变材料具有较高的抵抗变形能力，从而保证在后续封装工序中维持几何构形和结构完整性。由于本发明通过复合相变材料的本身的结构刚度的提高有利于防止其后续封装等工序的变形，可降低对于密封罩的刚度要求，从而可以省略加强筋，并减少密封罩密封面板的厚度，进而大大降低了复合相变材料载荷安装板装置的质量，使其具有更显著的轻质优势。
44.在真空条件下进行复合相变材料与密封罩复合密封，有利于减少气孔的形成，使载荷安装板形成一个整体，以增强密封罩与相变复合材料之间的传热性能。
45.该实施方式的材料选择与上述复合相变材料结构装置的实施方式相同。
46.该实施方式的一些实施例中，调节温度使温度低于相变材料熔点5～10℃。维持温度过程中，温度的波动在
±
0.5℃以内。
47.该实施方式的一些实施例中，密封罩与相变复合材料的连接方式是粘接。在一种或多种实施例中，粘接的粘结剂为导热胶。在一种或多种实施例中，密封罩的上下的两个面板通过环氧树脂胶与相变复合材料粘接。在一种或多种实施例中，密封罩的侧面板通过普通胶解决粘结密封即可。侧面板的面积远小于上下面板的面积，主要通过上下面板进行导热，因而仅需要采用导热胶将上下面板粘结密封即可。本发明采用粘接，减少因焊接变形导致密封罩与相变复合材料之间的接触热阻增大以及因密封过程中误操作导致相变复合材料的几何构形变化和完整性破坏而导致传热性能的下降，实现相变材料的高效储能。
48.在制备过程中，可以先制备复合相变材料，然后在真空条件下将复合相变材料与密封罩复合密封。采用该方法的具体步骤为：
49.1：制作高孔隙率、高开放率石墨泡沫炭；
50.2：制备常温熔点的相变材料；
51.3：将相变材料在容器中融化，利用真空浸渗吸附方法将相变材料填满骨架材料的空隙中；
52.4：将温度冷却到相变材料熔点以下，使相变材料固化，提高复合相变材料的结构刚度，使其具备较高的抵抗变形能力，在后续封装中工序维持结构完整性；
53.5：制作石墨泡沫炭复合相变材料的密封罩，将石墨泡沫炭复合相变材料在真空环境下置入密封罩内。
54.也可以先将密封罩的上下两板与高导热率骨架材料粘结，再制备复合相变材料，然后进行复合密封。采用第二种方式，能够将保证密封罩的上下两板与导热泡沫材料连接，从而防止相变材料过多使得密封罩的上下两板与骨架材料之间形成相变材料层，从而降低传热性能。因而该实施方式的一些实施例中，在制备过程中，先将密封罩的上下两板与导热泡沫材料粘结，再采用真空浸渗吸附方法将液态的相变材料吸附至粘结密封罩上下两板的导热泡沫材料制备复合相变材料，然后在真空条件下进行复合密封。
55.本发明的第三种实施方式，提供了一种上述复合相变材料结构装置在航天器大面积载荷安装板均温控制中的应用。由于本发明提供的基于复合相变材料结构功能一体化装置具有更显著的轻质优势，因而有利于航天器的设计、发射、运输及运行。
56.本发明的第四种实施方式，提供了一种大面积航天器载荷安装板结构功能一体化安装电子设备的方法，提供上述基于复合相变材料的结构功能一体化装置，将温度调节至低于相变材料的相变温度，然后将电子设备粘结在所述基于复合相变材料的结构功能一体化装置。
57.为了使得本领域技术人员能够更加清楚地了解本发明的技术方案，以下将结合具体的实施例与对比例详细说明本发明的技术方案。
58.实施例1
59.一种复合相变材料结构装置的制备方法，包括如下步骤：
60.1、选择孔隙率为95％的石墨泡沫炭，作为强导热体，又具有与石蜡相变材料良好的浸润性和对石蜡材料的吸附性，可增强相变材料和骨架材料之间的热传递效率，使整个相变复合材料达到接近均匀温度变化，达到有效利用相变材料相变潜热进行温控，高开放性骨架材料，使得骨架材料中的泡孔之间连通，允许相变材料更充分的填充到骨架材料中，高孔隙率则可增强单位体积材料的温控能力。
61.2、制相变材料，选择十四烷石蜡，密度为771kg/m3，相变潜热为226.8kj
·
kg，导热率为0.15w/(m
·
k)，相变温度为5.5℃，适用于
‑
10～20℃的温度控制。
62.3、将相变材料在容器中融化，保持相变材料熔点高10℃的恒温，然后将石墨泡沫炭放入真空腔内，浸入相变材料，其他利用真空泵将相变材料吸入石墨泡沫炭中，在石墨泡沫炭充分添加相变材料后，整体降低环境温度至熔点以下。
63.4、相变复合材料的密封工序和安装工序设置在熔点温度以下5℃，以使相变复合材料具有较高的结构刚度，保持结构功能一体化装置核心部件的几何形状和结构完整性。对于孔隙率为95％石墨泡沫炭，利用十四烷石蜡固化后的结构刚度，可使石墨泡沫炭相变复合材料的结构刚度提高到骨架材料的314.4％。
64.5、将相变复合材料表面清理干净，露出明显的石墨泡沫炭骨架材料，制作0.025mm厚的碳纤维复合材料，在真空环境中用高导热环氧树脂胶将上下两块面板与相变复合材料粘接固化后，再粘接4块侧面板。
65.形成的复合相变材料的结构功能一体化装置如图1所示，相变复合材料1的上下两面分别贴合上面板2和下面板，相变复合材料1的侧面贴合侧面板3。
66.该实施例通过利用高导热率的石墨泡沫炭骨架材料和低温相变材料石蜡的合理配置，对航天器大面积结构功能一体化装置可实现0～20℃的温控效果，有利于电子元件的高效率可靠工作，并降低电子元器件的成本。
67.将结构功能一体化装置的密封工序和其他安装工序的环境温度控制在相变材料熔点以下，充分利用石蜡相变材料实现增加复合相变材料的结构刚度，并在密封罩的制备中采用粘接方式，最大限度保持相变复合材料的结构完整性和几何构形，从而实现结构功能一体化，能够较好的增加密封罩的上下面板与石墨骨架材料的连接，提高电子器件的热流与相变材料进行有效的传输，实现高效的均温控制，满足航天器大面积高热流电子器件的温控的需要。
68.实施例2
69.一种复合相变材料结构装置的制备方法，步骤如下：
70.1、选择孔隙率为95％。
71.2、制相变材料，选择十四烷石蜡占23.33wt.％、十六烷石蜡占76.67wt.％的混合物，实现相变温度为11.9℃，融化潜热为182.7kj/kg。
72.3、将石墨泡沫炭骨架材料与密封罩的上下面板2用高导热率环氧树脂粘接，形成良好的接触，减少骨架材料与面板的之间的热阻。因为热流从上面板向下面板的传热，热阻是一个关键因素，如果先制备好相变复合材料1再与面板2粘接，会因为石蜡的存在，影响面板和骨架材料之间的传热效率。然后粘接侧面板3，如图2所示。
73.4、将相变材料在容器中融化，保持相变材料熔点高10℃的恒温，然后将石墨泡沫炭放入真空腔内，从左侧孔4浸入相变材料，右侧孔5流出多余相变材料，在石墨泡沫炭充分添加相变材料后，整体降低环境温度至熔点以下；将左侧吸入端孔4和右侧吸出端口切除后，用环氧树脂胶密封。
74.实施例3
75.本实施例与实施例2相同，不同之处在于：
76.在粘接骨架材料和上下面板后，将骨架材料和上下面板置入真空容器中进行相变材料的真空浸渗，再将环境温度整体降低环境温度至熔点以下，如图3所示。然后进行侧面板3和相变复合材料的粘接。由于侧面板仅起密封作用，只要侧面板3与上下面板2良好连接，实现良好密封，即可完成载荷安装板的密封工序。
77.实施例4
78.基于复合相变材料的结构功能一体化装置的结构功能一体化应用。
79.按照实施例1方法制备基于复合相变材料的结构功能一体化装置，不同之处在于：采用90％孔隙率的石墨泡沫炭，相变材料采用十四烷石蜡，基于复合相变材料的结构功能一体化装置的长为300mm，宽为300mm，厚度为20.18mm，上下铝合金面板厚度为0.09mm。
80.将基于复合相变材料的结构功能一体化装置调节温度至十四烷石蜡熔点温度以下5℃，然后在真空条件下，将电子设备粘结在面板上，最后将多块载荷安装板用第一角形支架7和第二角形支架8进行支撑和限位安装在航天器的折叠装置上，无需在底部再安装支撑板等支撑结构。形成的装置如图4所示，面板粘接电子设备6，所制备的载荷安装板的面密度为17.82kg/m2，等效弯曲模量为2.640gpa，当电子设备的总质量为6.0kg时，这些质量均匀分布在这个载荷安装板的上面板上，均布压力为653.3pa，在重力作用下最大挠度小于1μm。
81.以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。