一种卫星用多功能外舱板点阵结构

本发明涉及卫星承载及散热控制领域，特别涉及一种卫星用多功能外舱板点阵结构。

背景技术：

1、随着卫星技术的高速发展，新一代卫星的集成化程度也越来越高。为了确保卫星正常工作和延长使用寿命，力热控制是卫星设计中非常重要的一环。卫星发射过程中具有很大的加速度，这对卫星的结构强度提出了很高的要求。并且卫星在运行过程中会产生大量的热量，来自电子元器件、通信设备等。若热量不能合理处理，就会影响卫星的性能和寿命。在传统的卫星力热控制领域设计中，常用铝蜂窝芯子夹心结构外加表面涂覆一层特殊涂料来实现承载和散热。然而，这种设计存在一些技术限制。传统散热板散热方式主要依靠表面涂层的热辐射，热控涂层一旦发生老化或损坏，散热效率将受到很大影响，导致卫星在高功耗情况下运行不稳定。如今卫星需执行的任务逐渐多元化，这对承载及散热能力提出了更高的要求。据此，需要一种集成承载和散热能力的卫星舱板结构，该结构应具有高热传导效率，并且在满足轻量化要求的同时，还应具备优异的机械强度和刚度，以满足卫星在不同工作环境下的稳定性和安全性要求。

2、专利cn112960144a公开了一种基于3d打印一体成型的舱板，舱板采用3d打印技术一体成型，内部一体化打印蜂窝芯子结构，实现了散热与轻量化设计。然而，这种打印设计存在材料层间结合力有限的问题，导致舱板的承载能力受到一定限制。

技术实现思路

1、为解决上述技术难题，本发明提出一种传热效率高、承载能力强的卫星舱板结构。

2、本发明的技术方案是：一种卫星用多功能外舱板点阵结构，主要包括内舱板、外舱板、侧壁板、预埋热管、杆状正四面体点阵结构和抗剪切承载杆，内舱板上安装卫星单机，外舱板与真空环境直接接触，充当散热板。

3、优选地，所述的预埋热管均安装在内舱板内表面上，预埋热管管翅面紧贴内舱板内表面，增大接触面积，提高换热效率。

4、优选地，所述的预埋热管其横截面形状包括但不限于单通道、8字形通道、倒8字形通道。

5、气体态通过预埋热管内的管道扩散到冷凝段并放热凝结成液体。液体工质在预埋热管内壁的毛细芯结构作用下，通过毛细力的驱动回流到蒸发段，并不断地循环这个过程。其毛细芯结构由选择性激光熔化技术一体成型，使用选择性激光熔化技术成型的毛细芯结构均匀、孔隙微小，更有利于工质的回流。

6、优选地，所述的预埋热管的毛细芯结构包括但不局限于毛细微孔结构，也可为槽道阵列形式，如三角形槽道、矩形槽道、梯形槽道或ω形槽道。

7、优选地，所述的预埋热管安装方式为螺钉紧定连接，预埋热管翅板上预设有螺纹孔位，与内舱板上对应的预留光孔位配合连接定位，螺钉连接后进行点焊处理，防止松动。

8、优选地，所述的预埋热管装填工质的方式为：首先把热管内气体抽出，形成负压，然后装填工质，最后预埋热管两端焊接封堵头，保持预埋热管密封。

9、优选地，所述的杆状正四面体点阵结构，外观整体呈正四面体结构，单胞结构类似于金刚石单晶体。金刚石晶体结构内部含多个稳定三角形结构，模拟证实该结构可保证单胞结构的强度及稳定性。

10、优选地，所述的杆状正四面体点阵结构，由一个上顶单元、六条长支臂、一个中心单元、四条短支臂和三个下底单元组成。上顶单元和下底单元均为半球形结构，圆形平面分别紧贴内舱板和外舱板。上顶单元和下底单元均外接三条长支臂、一条短支臂，三条长支臂接点组成正弧面三角形，短支臂接点位于该正弧面三角形中心。中心单元位于该正四面体中心处，外部均匀排布四条短支臂。该结构方式可使单胞具有高度对称性，使得点阵结构在承受载荷时，各部位受力均匀，避免出现应力集中的现象。

11、优选地，所述的杆状正四面体点阵结构，短支臂间轴线夹角为109°28′。该角度可使得中心单元位于正四面体中心，保持结构的对称性。

12、优选地，所述的杆状正四面体点阵结构，根据仿真结果横向对比，择优选择结构参数，其正四面体高度应为10mm左右，支臂直径应≤1mm，单元球体直径应为支臂直径的3.3倍～3.5倍，支臂长度可根据正四面体高度计算得出。纵向高度过大会使支臂增长，点阵结构强度降低；支臂直径、单元球体过大会加重舱板质量，增加发射成本；单元球体直径过小会造成支臂之间互相干涉，模型重叠。

13、优选地，所述的杆状正四面体点阵结构，与内舱板、外舱板、侧壁板和抗剪切承载杆均采用选择性激光熔化技术一体化成型制造，使用材料为航空用7075硬铝合金粉末。7075硬铝合金具有轻质高强度等特性，满足舱板要求；点阵结构较为复杂，传统制造工艺难以加工，选择性激光熔化一体化成型技术可制造复杂结构部件，且成型零件致密性能优良。

14、优选地，所述的杆状正四面体点阵结构，相邻的点阵结构共用1～2个下底单元。共用单元可提高单胞排布密度，保证结构紧凑性，提高承载能力。

15、优选地，所述的杆状正四面体点阵结构，点阵结构间的空白区域可填充密度小的高导热材料，如石墨烯，加快热传导及热辐射。

16、优选地，所述的抗剪切承载杆，其长度、直径与长支臂相同，连接两个相邻杆状正四面体点阵结构的上、下顶单元，抗剪切承载杆表面与舱板表面相切，增强舱板的抗剪切、抗弯曲能力。

17、本发明所述的预埋热管分布密度、间距等参数需根据实际工况计算确定。若该舱板位于背光处，只需承载而无散热要求，且需保持卫星热量时，则可不预埋热管，只在点阵结构空白处填充轻质隔热材料，如防火棉。

18、本发明的优点及其增益效果为：本发明提供的一种卫星用多功能外舱板点阵结构，采用杆状正四面体点阵结构，类比与自然界中强度最高的金刚石单晶体，点阵单胞内部支臂间形成多个稳定的三角形结构，大幅增强了舱板的机械强度和结构刚度，提高了舱板承载载荷的能力。同时在点阵结构间隙内可预埋热管，空白处可填充低密度、高导热材料，如石墨烯，在保证力学性能的同时，兼顾提高了导热效率。并且点阵结构的运用，相比于传统结构板，降低了质量，节约了发射成本。

技术特征：

1.一种卫星用多功能外舱板点阵结构，其特征在于：主要包括内舱板、外舱板、侧壁板、预埋热管、杆状正四面体点阵结构和抗剪切承载杆，内舱板上安装卫星单机，外舱板与真空环境直接接触，充当散热板；所述的预埋热管均安装在内舱板内表面上，预埋热管管翅面紧贴内舱板内表面；所述的杆状正四面体点阵结构由一个上顶单元、六条长支臂、一个中心单元、四条短支臂和三个下底单元组成，上顶单元和下底单元均为半球形结构，圆形平面分别紧贴内舱板和外舱板，上顶单元和下底单元均外接三条长支臂、一条短支臂，三条长支臂接点组成正弧面三角形，短支臂接点位于该正弧面三角形中心，中心单元位于该正四面体中心处，外部均匀排布四条短支臂。

2.根据权利要求1所述的一种卫星用多功能外舱板点阵结构，其特征在于：所述的预埋热管其横截面形状为单通道、8字形通道或倒8字形通道，液体工质在预埋热管内壁的毛细芯结构作用下，通过毛细力的驱动回流到蒸发段，并不断地循环这个过程，所述的预埋热管的毛细芯结构为毛细微孔结构，或截面为三角形、矩形、梯形或ω形的槽道阵列形式。

3.根据权利要求1所述的一种卫星用多功能外舱板点阵结构，其特征在于：所述的预埋热管安装方式为螺钉紧定连接，预埋热管翅板上预设有螺纹孔位，与内舱板上对应的预留光孔位配合连接定位，螺钉连接后进行点焊处理。

4.根据权利要求1所述的一种卫星用多功能外舱板点阵结构，其特征在于：所述的杆状正四面体点阵结构，外观整体呈正四面体结构，单胞结构类似于金刚石单晶体；短支臂间轴线夹角为109°28′。

5.根据权利要求4所述的一种卫星用多功能外舱板点阵结构，其特征在于：根据仿真结果横向对比，结构参数为其正四面体高度应为10mm，支臂直径应≤1mm，单元球体直径应为支臂直径的3.3倍-3.5倍，支臂长度根据正四面体高度计算得出。

6.根据权利要求1所述的一种卫星用多功能外舱板点阵结构，其特征在于：所述的杆状正四面体点阵结构，与内舱板、外舱板、侧壁板和抗剪切承载杆均采用选择性激光熔化技术一体化成型制造，使用材料为航空用7075硬铝合金粉末。

7.根据权利要求1所述的一种卫星用多功能外舱板点阵结构，其特征在于：所述的杆状正四面体点阵结构，相邻的点阵结构共用1～2个下底单元；点阵结构间的空白区域填充密度小的高导热材料。

8.根据权利要求1所述的一种卫星用多功能外舱板点阵结构，其特征在于：所述的抗剪切承载杆长度、直径与长支臂相同，连接两个相邻杆状正四面体点阵结构的上、下顶单元，抗剪切承载杆表面与舱板表面相切。

9.根据权利要求1所述的一种卫星用多功能外舱板点阵结构，其特征在于：若该舱板位于背光处，只需承载而无散热要求，且需保持卫星热量时，则省去预埋热管，只在点阵结构空白处填充轻质隔热材料。

技术总结
本发明公开一种卫星用多功能外舱板点阵结构，主要包括内舱板、外舱板、侧壁板、预埋热管、杆状正四面体点阵结构和抗剪切承载杆，内舱板上安装卫星单机，外舱板与真空环境直接接触，充当散热板。所述的预埋热管均安装在内舱板内表面上，预埋热管管翅面紧贴内舱板内表面，增大接触面积，提高换热效率。所述的杆状正四面体点阵结构，外观整体呈正四面体结构，单胞结构类似于金刚石单晶体。本发明采用杆状正四面体点阵结构，点阵单胞内部支臂间形成多个稳定的三角形结构，大幅增强了舱板的机械强度和结构刚度，提高了舱板承载载荷的能力。同时在点阵结构间隙内可预埋热管，空白处填充低密度、高导热材料，在保证力学性能的同时，兼顾提高了导热效率。

技术研发人员：迟百宏,张恩祥,徐志明,刘兆联,章琪,张祎贝,杨卫民,詹瑾,张锋华,丁玉梅
受保护的技术使用者：北京化工大学
技术研发日：
技术公布日：2024/3/17