一种卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置制造方法
【专利摘要】一种卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置，包括一体化设计的安装法兰、热控涂层、扩热板、导热填料、预埋热管、外贴热管、LHP和散热板；安装法兰直接将驱动机构的热量导出；驱动机构舱内表面和外表面涂覆热控涂层；扩热板安装在驱动机构与安装板之间；导热填料填充在驱动机构与扩热板，扩热板与安装板、外贴热管与安装面之间；预埋热管预埋在安装板内部的扩热板区域；外贴热管一端安装在驱动机构上，另一端安装在扩热板上；LHP蒸发器安装在扩热板上的预埋热管位置，LHP辐射器安装在散热板内表面；散热板外部粘贴OSR二次表面镜热控涂层，将驱动机构热量排散至冷空间。本发明能够有效解决大功耗驱动机构的散热问题。
【专利说明】一种卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置
【技术领域】
[0001]本发明涉及卫星驱动【技术领域】，更具体的说，涉及一种卫星用的大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置。
【背景技术】
[0002]随着卫星平台技术的发展，大型卫星的功耗需求越来越大，对于采用太阳帆板获取能源的卫星，其驱动机构的功耗也随之越来越大。相比于一般单机，驱动机构为不规则形状，一般通过支架间接与仪器板安装，因此带来了散热问题。同时，驱动机构作为太阳帆板的关键运动部件，其工作环境等可靠性问题需受到足够的重视。为了保证驱动机构稳定可靠的运行，要求其工作温度维持在较低的水平，因此需要寻求良好的散热途径，应用各种热控措施减小各环节的热阻，将其热量排散。
【发明内容】
[0003]针对上述现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置，根据卫星平台的任务需求及存在的实际困难，通过传热元件的组合，减小主要的接触热阻，最终解决大功耗驱动机构的散热问题。
[0004]为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下:
[0005]一种卫星大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置，包括与卫星驱动机构一体化设计的安装法兰、铝合金黑色阳极氧化热控涂层和白漆热控涂层、扩热板、导热填料、预埋热管、外贴热管、LHP蒸发器和LHP辐射器、散热板；所述一体化设计的安装法兰是驱动机构的一部分，直接将驱动机构的热量导出；所述铝合金黑色阳极氧化涂层涂覆在驱动机构舱内部分的表面，白漆喷涂在驱动机构舱外部分的表面；所述扩热板安装在驱动机构与安装板之间；所述导热填料填充在驱动机构与扩热板，扩热板与卫星安装板、以及外贴热管与安装面之间；所述预埋热管预埋在卫星安装板内部的扩热板区域；所述外贴热管一端安装在驱动机构上，另一端安装在扩热板上；所述LHP蒸发器安装在扩热板上的预埋热管位置，LHP辐射器安装在散热板的内表面；散热板外部粘贴OSR 二次表面镜热控涂层，将驱动机构热量排散至冷空间。
[0006]作为本发明试验装置的改进，所述一体化安装法兰由驱动机构结构整体加工而成，与卫星安装板直接接触安装，既作为驱动机构的安装接口，又作为驱动机构的直接导热途径。
[0007]作为本发明试验装置的改进，所述铝合金黑色阳极氧化热控涂层发射率大于
0.88，白漆热控涂层吸收率小于0.6，发射率大于0.86。
[0008]作为本发明试验装置的改进，所述扩热板为厚度2mm的铝合金板。
[0009]作为本发明试验装置的改进，所述导热填料为导热硅脂。
[0010]作为本发明试验装置的改进，所述预埋热管为宽度30mm，高度29.1mm的工字型双孔铝氨热管，热管的宽度方向紧贴卫星安装板的上下面板。[0011]作为本发明试验装置的改进，所述外贴热管为翅片宽度15_，直径Φ8的Ω形单孔热管。
[0012]本发明的有益效果是:(1)能够将大功耗驱动机构的热量有效排出，控制其温度在理想的水平；(2)散热方法技术成熟，热控产品可靠性高；(3)材料来源充分，工艺简单，易于实现；(4)所使用产品和材料成本较低。
【专利附图】
【附图说明】
[0013]图1是本发明大功耗驱动机构机热一体化装置结构示意图。
[0014]图中:1驱动机构一体化法兰；2预埋热管；3LHP蒸发器；4LHP辐射器；5外贴热管；6扩热板；7散热板
【具体实施方式】
[0015]以下通过附图和具体实施例对本发明技术方案做一详细的说明。
[0016]图1本发明大功耗驱动机构机热一体化装置，包括一体化设计的安装法兰1、铝合金黑色阳极氧化热控涂层和ACR-1白漆热控涂层、扩热板6、导热填料、预埋热管2、外贴热管5、LHP蒸发器3和LHP辐射器4、散热板7。预埋热管2是在卫星安装板内预埋的I根宽度30mm，高度29.1mm的工字型双孔铝氨热管。预埋热管2的宽度方向紧贴蜂窝状的卫星安装板的上下面板。驱动机构及其安装法兰一体化设计加工，直接安装在卫星安装板上。驱动机构的舱内表面涂覆铝合金黑色阳极氧化热控涂层，舱外表面喷涂ACR-1白漆热控涂层。在卫星安装板上安装一块2mm厚的铝合金扩热板6，驱动机构安装在扩热板6上。在驱动机构结构上安装2根翅片宽度15mm，直径Φ8的Ω形单孔外贴热管5，外贴热管5的另一端安装在扩热板6上。驱动机构与扩热板6之间、扩热板6与卫星安装板之间以及外贴热管5与其安装面之间填充导热填料，导热填料为D3导热硅脂。将LHP蒸发器3安装在扩热板6上的预埋热管2位置，LHP辐射器4安装在散热板7的内表面。最后在散热板7外侧粘贴OSR 二次表面镜热控涂层，将热量排散到冷空间。
[0017]以上所述仅为本发明的实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
【权利要求】
1.一种卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置，其特征在于，包括与驱动机构一体化设计的安装法兰、铝合金黑色阳极氧化热控涂层和白漆热控涂层、扩热板、导热填料、预埋热管、外贴热管、LHP蒸发器和LHP辐射器、散热板，其中，所述一体化设计的安装法兰是驱动机构的一部分，直接将驱动机构的热量导出；所述铝合金黑色阳极氧化热控涂层涂覆在驱动机构舱内表面，白漆热控涂层喷涂在驱动机构舱外表面；所述扩热板安装在驱动机构与卫星安装板之间；所述导热填料填充在驱动机构与扩热板，扩热板与卫星安装板、以及外贴热管与安装面之间；所述预埋热管预埋在卫星安装板的内部的扩热板区域；所述外贴热管一端安装在驱动机构上，另一端安装在扩热板上；所述LHP蒸发器安装在扩热板上的预埋热管位置，LHP辐射器安装在散热板的内表面；散热板外部粘贴OSR 二次表面镜热控涂层，将驱动机构热量排散至冷空间。
2.根据权利要求1所述的卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置，其特征在于，所述一体化设计的安装法兰由驱动机构结构整体加工而成，既作为驱动机构的安装接口，又作为驱动机构的直接导热途径。
3.根据权利要求1所述的卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置，其特征在于，所述铝合金黑色阳极氧化热控涂层发射率大于0.88，白漆热控涂层吸收率小于0.6，发射率大于0.86。
4.根据权利要求1所述的卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置，其特征在于，所述扩热板为厚度2mm的铝合金板。
5.根据权利要求1所述的卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置，其特征在于，所述导热填料为导热硅脂。
6.根据权利要求1所述的卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置，其特征在于，所述预埋热管为宽度30mm，高度29.1mm的工字型双孔铝氨热管，热管的宽度方向紧贴卫星安装板的上下面板。
7.根据权利要求1所述的卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置，其特征在于，所述外贴热管为翅片宽度15mm，直径Φ8的Ω形单孔热管。
【文档编号】B64G1/50GK103448924SQ201310345351
【公开日】2013年12月18日 申请日期:2013年8月8日 优先权日:2013年8月8日
【发明者】许忠林, 江世臣, 刘炜葳, 胡炳亭 申请人:上海卫星工程研究所