多功能柔性卫星结构及其加工方法与流程

1.本发明涉及航天航空技术领域，具体地，涉及一种多功能柔性卫星结构及其加工方法。


背景技术：

2.卫星结构为星上各仪器设备提供安装、支撑和承载空间，保证卫星承受发射时的运载力学环境；热控为星上各仪器设备提供维持工作温度范围的手段；电缆网为星上各仪器设备提供电气信号传输和交互的物理通道。
3.传统卫星承力结构外表面的热控处理通常采用各种热控涂层，实施工艺复杂、周期长、成本高，不利于卫星的快速批量化生产。卫星电缆网采用金属导线集束编织而成，重量重，加工周期长，不易敷设，成本高，不利于卫星的快速批量化生产。
4.经现有技术检索发现，中国发明专利公布号为cn102514730a，公开了机电热一体化卫星结构，包含若干机电热一体化的基本结构板，若干机械连接件，若干电气连接件，将多个基本结构板用机械连接件连接构成具有多个立方体空间的卫星结构单元，各个基本结构板之间的电气连接通过所述的电气连接件实现。但是上述专利技术存在以下技术问题：该发明的基本结构板只解决了星上仪器设备的加热问题，并未解决星上仪器设备的散热问题，电气连接件只解决了不同卫星结构单元之间的电气连接问题，并未解决同一块基本结构板上仪器设备之间的电气信号传输问题。
5.经现有技术检索发现，中国发明专利公告号为cn103935529b，公开了一种快速响应卫星结构，包括本体结构和推进舱，所述的本体结构由碳纤维框架(含底板)、下隔板、中层板、上隔板、侧板和顶板组成；所述的推进舱由承力筒和推进舱底板组成。但是上述专利技术存在以下技术问题：该发明只解决了卫星结构装配周期长、对载荷适应性弱的问题，未解决卫星结构表面热控处理实施工艺复杂、周期长、的问题，也未解决卫星电缆网重量重，加工周期长，不易敷设的问题。
6.经现有技术检索发现，中国发明专利公告号为cn104648693b，公开了一种用于平台载荷一体化的卫星结构，包括上板、中心承力筒、侧板、对接环、底板；以对接环作为装配基准，在所述对接环上安装底板，在所述底板上安装中心承力筒，所述上板安装在中心承力筒上，侧板固定在上板与底板的侧面，所述的中心承力筒的周向上均匀设置多个上板支架，上板通过多个上板支架安装在中心承力筒上。但是上述专利技术存在以下技术问题：该发明只解决了卫星平台结构和载荷结构分开设计的问题，提高了卫星结构的功能密度集，减轻了卫星重量，缩小了卫星体积；未解决卫星结构表面热控处理实施工艺复杂、周期长、的问题，也未解决卫星电缆网重量重，加工周期长，不易敷设的问题。


技术实现要素：

7.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种多功能柔性卫星结构及其加工方法。
8.根据本发明提供的一种多功能柔性卫星结构，包括：
9.安装板，所述安装板上设置有承力结构和星上仪器设备，所述安装板包括散热面和导热面；
10.设置在所述安装板内部的热管件；
11.设置在所述散热面上的第一薄膜；
12.设置在所述导热面上的第二薄膜，所述第二薄膜上贴覆有用于电气信号传输的电缆网。
13.一些实施方式中，所述第一薄膜和所述第二薄膜贴覆设置在所述热管件两侧。
14.一些实施方式中，所述安装板采用铝蜂窝板。
15.一些实施方式中，所述热管件设有两个，两个所述热管件相互并列设置在所述安装板的蜂窝中。
16.一些实施方式中，所述第一薄膜采用纳米热控薄膜。
17.一些实施方式中，所述第二薄膜采用碳化石墨烯薄膜。
18.一些实施方式中，所述电缆网采用聚酰亚胺薄膜为基材制成。
19.本发明还提供一种多功能柔性卫星结构的加工方法，包括以下步骤：步骤1.根据卫星和星上仪器设备安装所述安装板，作为卫星的承力结构和星上仪器设备的安装面；
20.步骤2.将所述热管件预埋到安装板的蜂窝内；
21.步骤3.在所述安装板的所述散热面上贴覆所述第一薄膜，在所述安装板的所述导热面上贴覆所述第二薄膜；
22.步骤4.将电缆网贴覆在所述第二薄膜上。
23.一些实施方式中，所述第一薄膜和所述第二薄膜采用橡胶或者压敏胶粘贴工艺进行贴覆设置；所述电缆网采用橡胶或者压敏胶粘贴工艺进行贴覆设置。
24.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
25.1、本发明通过热控涂层和电缆网的柔性化、薄膜化设计，在提升卫星能力的同时降低卫星热控和电缆网在整星资源上的消耗，节省卫星热控实施和电缆网敷设的时间，实现卫星的批量化快速生产；
26.2、本发明通过采用柔性的纳米热控薄膜作为第一薄膜，采用碳化石墨烯薄膜作为第二薄膜，采用电缆网替代传统的卫星热控涂层、扩热板和电缆网，大幅降低卫星扩热板和电缆网占整星的质量比；
27.3、本发明通过采用橡胶或者压敏胶粘贴工艺进行第一薄膜、第二薄膜和电缆网的装配，大幅减少了卫星的研制时间，降低了卫星装配的工艺难度。
附图说明
28.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：
29.图1为本发明多功能柔性卫星结构的集成示意图；
30.图2为本发明多功能柔性卫星结构的组成示意图；
31.附图标记：
32.具体实施方式
33.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。
34.如图1所示为多功能柔性卫星结构的集成示意图，如图2所示为多功能柔性卫星结构的组成示意图，包括：
35.安装板1，安装板1上设置有承力结构和星上仪器设备，安装板1包括散热面11和导热面12；设置在安装板1内部的热管件2。在本实施例中，安装板1采用铝蜂窝板。
36.设置在散热面11上的第一薄膜3，用于星上仪器设备的散热。设置在导热面12上的第二薄膜4，用于星上仪器设备的导热。第二薄膜4上贴覆有用于电气信号传输的电缆网5。
37.第一薄膜3和第二薄膜4贴覆设置在热管件2两侧。热管件2设有两个，两个热管件2相互并列设置在安装板1的蜂窝中。
38.第一薄膜3采用纳米热控薄膜。纳米热控薄膜具备极高的热发射率和极低的热吸收率，在太阳光直射情况下仍具备一定的散热能力，可以替代传统的热控涂层，保证星上仪器设备工作时产生的热量及时辐射出去。
39.第二薄膜4采用碳化石墨烯薄膜。碳化石墨烯薄膜具备良好的导热和均热能力，在相同面向导热系数下重量不到传统铝扩热板的十分之一，同时其碳化的黑色表面的热吸收率和热发射率特性和传统的星内黑色热控涂层相当，且具有良好的绝缘性，可以替代传统的星内黑色热控涂层。
40.电缆网5采用聚酰亚胺薄膜为基材制成，可根据需求传输10a以上大电流信号或者100mhz以上高速数据信号，重量轻、厚度薄、弯折性。
41.多功能柔性卫星结构的加工方法包括以下步骤：步骤1.根据卫星和星上仪器设备的安装要求设计安装板1，作为卫星的承力结构和星上仪器设备的安装面；
42.步骤2.根据板上安装的仪器设备对散热的要求设计热管件2，将热管件2预埋到安装板1的蜂窝内；
43.步骤3.根据板上安装的仪器设备对散热的要求，在安装板1的散热面11上贴覆第一薄膜3；根据板上安装的仪器设备对散热的要求。在安装板1的导热面12上贴覆第二薄膜4；
44.步骤4.根据板上安装的仪器设备对电气信号传输的要求设计柔性印制电缆网5，将电缆网5贴覆在第二薄膜4上。
45.第一薄膜3和第二薄膜4采用橡胶或者压敏胶粘贴工艺进行贴覆设置；电缆网5采用橡胶或者压敏胶粘贴工艺进行贴覆设置。纳米热控薄膜、碳化石墨烯薄膜和电缆网均采
用硅橡胶或者压敏胶粘贴工艺集成在铝蜂窝板外表面，简单可靠，便于卫星的快速批量化生产。
46.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
47.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，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。