专利名称：一种空间用高强度立体化轻型单机结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及单机的结构设计，特别涉及一种空间用高强度立体化轻型单机。
背景技术：
因执行飞行任务需要，航天器上安装有多种单机，为确保航天器飞行任务成功，要求单机具有高可靠性。航天器单机设计作为单机可靠性设计的重要一环，其力学强度、重量、对大功率、大体积元器件的容纳能力、散热能力都有较高要求。现有空间飞行器内部单机在满足力学强度的前提下，普遍存在结构本身重量较重、内部空间较小的问题，该问题直接影响到单机元器件的选用以及元器件布局；另外，航天器上单机因空间环境所限，单机内的大功率元器件主要通过传导散热，通常采用的单机设计还存在散热面不够、导致单机热设计困难等缺点，为解决现有问题，本发明旨在提供一种空间用高强度立体化轻型单机设计，该结构是对单机设计的创新，可以为航天器单机的结构设计提供新方案。
发明内容
本发明解决的问题是提供一种质量轻、强度高、容纳空间大的单机。为解决所述问题本发明提供一种空间用高强度立 体化轻型单机。本发明所提供的空间用高强度立体化轻型单机包括:顶板、底板、支撑所述顶板和底板的四根拉杆，所述四根拉杆贯穿所述顶板和底板后被固定；侧板，所述侧板的数量为2个，形状为凹形，所述两个侧板对接后在接缝处各安装一条加强固定板；所述顶板、底板与侧板形成闭合性的壳体；印制板，所述印制板位于所述壳体内，由支脚支撑固定；所述底板两侧面安装有耳片，所述耳片用于安装单机；所述底板内侧具有凸台，所述凸台用于安装元器件；所述底板外侧具有凹槽，所述凹槽用于在底板外侧安装元器件。进一步，所述底板和顶板的材料是招板，最薄处厚度为3mm。进一步,所述侧板的材料为招板,厚度为1mm。进一步，所述拉杆的材料为钛棒。进一步，所述印制板采用立体化层叠结构，各层印制板间采用支脚支撑，支脚支撑在印制板四角及中间，支脚材料为钛棒。进一步,所述拉杆位于单机内部的部分套由绝缘套管,所述绝缘套管的材料是聚酰亚胺。本发明所提供的空间用高强度立体化轻型单机的设计方案在保证单机主体强度的同时，尽量减轻了其余部位的重量，并且尽可能的与大功率元器件外形契合，增加了散热面积，内部印制板采用立体式结构，也增加了单机内部空间的利用率，具有高强度、重量轻、元器件容纳率高、散热面、安装面较大的特点，特别适用于空间飞行器上单机。
图1为单机X向沿A-A线的侧面剖面 图2为单机Y向外侧面 图3为单机内部底板图。
具体实施例方式下文结合附图和实施例对本发明进行进一步阐述。请参考图1，本发明所提供的空间用高强度立体化轻型单机包括:顶板2、底板7、支撑所述顶板2和底板7的四根拉杆1，所述四根拉杆I贯穿所述顶板2和底板7后用紧固件固定；所述顶板2、底板7和拉杆I构建了单机的框架主体，结构的力学强度由这三者的组合安装实现；还包括:侧板3，所述侧板3的数量为2个，形状为凹形，所述两个侧板3对接后在两个接缝处各安装一条加强固定板10 ;所述顶板2、底板7与侧板3形成闭合性的壳体，所述侧板3包裹所述顶板2和底板7的侧端面；印制板9，所述印制板9位于所述壳体内，由支脚6支撑固定；所述底板7两侧面安装有耳片8，所述耳片8用于安装单机；所述底板7内侧具有凸台02，所述凸台02用于安装元器件；所述底板7外侧具有凹槽01，所述凹槽01用于在底板7外侧安装元器件。所述顶板2、底板7均由较厚的整块铝板，比如2A12铝板铣成，厚度较厚，有承重承压能力，用来安装质量较大的电连接器、大功率元器件等，顶板2和底板7的最薄处厚度为3mm。所述拉杆I的材料为钛棒，比如TClOR钛棒，在内部需要对拉杆I进行绝缘防护的话，可在其外套上绝缘套管，绝缘套管可选用聚酰亚胺材质等，重量轻、强度高，不仅可以对拉杆I进行绝缘防护，也起到加强支撑作用，提高可靠性。底板7为单机安装面，底板7两侧的安装用的耳片8与底板7 —次性铣成，用来安装单机，可保证安装强度。底板7作为单机安装面，在主要通过热传导散热的空间飞行器上，单机内大功率元器件需通过底板7将热传导至飞行器结构上，因此底板7也是单机的散热面，底板7主要用于单机内发热量大的元器件的安装。顶板2用来安装对外接口用的电连接器等，也可用于低功率、高质量的元器件安装。单机的散热功能主要通过底板7实现。为减轻重量及增加散热接触面，底板7根据要安装的大功率元器件进行挖槽设计。发热量特别大的元器件可通过凹槽01安装在底板7外侧，在空间飞行时，有利于元器件通过底板7传导充分进行散热，其他功率元器件根据大小及体积，通过底板7内侧铣出的凸台进行安装，既便于器件安装，也可减轻结构重量，并可贴合元器件外形，保证散热面积和散热效果。单机的侧板3主要起到了为结构减重的功能。两块侧板3为厚度很薄的金属片，金属材料为铝，比如铝2A12，厚度约为Imm左右，基本无承重承压能力，弯折成凹形。两块凹形侧板3通过两侧两条加强固定板9连接在一起，加强固定板9较厚，有一定支撑能力，但不是单机承重主体。单机内部的印制板采用立体化层叠式结构，主要用来拓展结构的内部空间，使结构可以容纳更多的元器件。印制板各层间使用五点式支脚6进行支撑。支脚6由高强度合金加工而成，材料为钛棒，比如TClOR钛棒，支撑在印制板四角及中间，印制板的厚度可以通过对其承载的元器件数量、体积、重量进行分析后确定，五点式支脚6支撑可以保证印制板力学强度。本发明提供的空间用高强度立体化轻型单机具有重量轻、力学强度高的特点，并且其内部的立体式印制板安装设计可容纳较多元器件，其底板的贴合性、凸台、挖槽设计也提供了较大的散热面，便于大功率元器件的安装及热传导，解决了现有空间飞行器上单机设计存在的问题，为空间飞行器上单机设计提供了一种新方法。本发明所提供的空间用高强度立体化轻型单机已安装在高轨道卫星型号内，并随该卫星在轨飞行两年，该结构经火箭发射时震动、摇摆等实际力学工况验证，强度符合空间飞行器要求，并且该单机在轨运行两年内运行良好，功能正常，单机工作温度正常，可验证单机中各元器件完好，结构导热性良好，证明了单机的可靠性和安全性
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
权利要求
1.一种空间用高强度立体化轻型单机，其特征在于，包括:顶板、底板、支撑所述顶板和底板的四根拉杆，所述四根拉杆贯穿所述顶板和底板后被固定；侧板，所述侧板的数量为2个，形状为凹形，所述两个侧板对接后在接缝处各安装一条加强固定板；所述顶板、底板与侧板形成闭合性的壳体；印制板，所述印制板位于所述壳体内，由支脚支撑固定；所述底板两侧面安装有耳片，所述耳片用于安装单机；所述底板内侧具有凸台，所述凸台用于安装元器件；所述底板外侧具有凹槽，所述凹槽用于在底板外侧安装元器件。
2.依据权利要求1所述的空间用高强度立体化轻型单机，其特征在于，所述底板和顶板的材料是招板，最薄处厚度为3_。
3.依据权利要求1所述的空间用高强度立体化轻型单机，其特征在于，所述侧板的材料为招板，厚度为1mm。
4.依据权利要求1所述的空间用高强度立体化轻型单机，其特征在于，所述拉杆的材料为钛棒。
5.依据权利要求1所述的空间用高强度立体化轻型单机，其特征在于，所述印制板采用立体化层叠结构，各层印制板间采用支脚支撑，支脚支撑在印制板四角及中间，支脚材料为钛棒。
6.依据权利要求1所述的空间用高强度立体化轻型单机，其特征在于，所述拉杆位于单机内部的部分套由绝缘套管，所述绝缘套管的材料是聚酰亚胺。
全文摘要
本发明提供一种空间用高强度立体化轻型单机，包括顶板、底板、支撑所述顶板和底板的四根拉杆，所述四根拉杆贯穿所述顶板和底板后被固定；侧板，所述侧板的数量为2个，形状为凹形，所述两个侧板对接后在接缝处各安装一条加强固定板；所述顶板、底板与侧板形成闭合性的壳体；印制板，所述印制板位于所述壳体内，由支脚支撑固定；所述底板两侧面安装有耳片，所述耳片用于安装单机；所述底板内侧具有凸台，所述凸台用于安装元器件；所述底板外侧具有凹槽，所述凹槽用于在底板外侧安装元器件。本发明所提供的技术方案具有高强度、重量轻、元器件容纳率高、散热面、安装面较大的特点，特别适用于空间飞行器用单机。
文档编号H05K7/14GK103188907SQ20121055287
公开日2013年7月3日 申请日期2012年12月19日 优先权日2012年12月19日
发明者李旭评, 黄辉, 余宁 申请人:上海空间电源研究所