卫星推力器隔热套筒的制备方法

摘要

本发明涉及卫星推力器隔热套筒的制备方法，包括：1.从同一块镍箔上裁剪镍箔层，各镍箔层同一朝上面不变，且均有原材料所属标记及方向标记。2.重复1，裁剪镍箔层为偶数。3.裁剪高硅氧布，层数等于镍箔层数。4.间隔铺设高硅氧布和镍箔层，其中一半镍箔层的平面旋转180°后铺设。5.用铜丝将上述铺层缝制成筒形多层组件。6.联接外筒组件与内筒组件；7.将筒形多层组件填进外筒组件与内筒组件之间的空腔。8.在各组件两端均匀点焊连接筋。本发明解决了现有推力器隔热套筒磁矩值过大的问题，取得了既保证隔热套筒的通用化，又满足卫星提出的磁矩指标要求的有益效果。

权利要求

1.一种卫星推力器隔热套筒的制备方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1，从同一块镍箔上裁剪镍箔层，裁剪时保持所有镍箔层同一朝上面不变，并做好原材料所属标记及方向标记：步骤2，重复步骤1，使镍箔层的层数为偶数，且每一层均有原材料所属标记及方向标记；

步骤3，裁剪高硅氧布；使高硅氧布的层数为偶数，且等于步骤2镍箔层的层数；

步骤4，间隔铺设若干层高硅氧布和镍箔，铺设时，在保持取之于同一块原材料的所有镍箔层同一朝上面不变的情况下，将其中一半层数的镍箔层的平面旋转180°后铺设：步骤5，用铜丝将步骤4间隔铺设完的多层高硅氧布和镍箔材料缝制成筒形多层组件：步骤6，联接外筒组件与内筒组件；

步骤7，将步骤5完成的筒形多层组件填进外筒组件与内筒组件联接后形成的空腔内，并将端口修剪齐整；

步骤8，在外筒组件与内筒组件两端的端口均匀点焊连接筋，完成隔热套筒的制备。

2.根据权利要求1所述的卫星推力器隔热套筒的制备方法，其特征在于：所述的步骤

4，间隔铺设若干层高硅氧布和镍箔，两种材料的层数为偶数，优选为各18层。

说明书

卫星推力器隔热套筒的制备方法

技术领域

[0001] 本发明涉及人造卫星动力设备，特别涉及卫星推力器隔热套筒的制备方法。

背景技术

[0002] 在轨道上，卫星的磁矩同地磁场相互作用会产生磁干扰力矩，对卫星姿态造成干扰，干扰力矩的大小与整星磁矩及卫星所处轨道的地磁场强度有关，因此，对任务时间长、姿态精度要求高的中低地球轨道卫星来说，必须将整星磁矩控制在允许范围内才能满足姿态控制精度的要求。

[0003] 目前，公知的技术方案通常采用整星磁补偿的方法控制整星磁矩，但近年来随着卫星对各分系统和组件的磁矩设计要求日益明确和苛刻，以我国新研制的风云三号卫星为3
例，首次对推进分系统提出了单台推力器磁矩≯50mA·m 的技术要求。例如，风云三号卫星推进分系统有24台5N单元推力器，推力器主要由电磁阀和推力室组成，为使推力室在轨期间能适应轨道深冷环境的要求，通常需采用隔热套筒对推力室进行隔热和保温。目前，电磁阀、推力室及隔热套筒技术已相当成熟，其材料的选用等已基本实现了通用化和标准化。

[0004] 但是，根据卫星提出的磁矩设计指标，对已有推力器进行了磁矩测试，结果表明隔2
热套筒磁矩高达约130mA·m，显然，除非对隔热套筒进行改进设计，否则无法满足整星磁矩要求。但对隔热套筒改进设计的同时，也应兼顾它的通用性和继承性，即：尽可能避免材料更改，尽可能缩短攻关周期并降低攻关成本。目前国内没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国外类似的资料。

发明内容

[0005] 为了解决上述现有技术隔热套筒磁矩超过技术要求等不足，本发明的目的在于提供一种卫星推力器隔热套筒的制备方法。利用本发明不但有效降低隔热套筒的磁矩值，同时尽可能小地减少隔热套筒技术状态的更改、减少对组件研制进度和研制经费的影响。

[0006] 为了达到上述发明目的，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是提供一种卫星推力器隔热套筒的制备方法，包括如下步骤：

[0007] 步骤1，从同一块镍箔上裁剪镍箔层，裁剪时须保持所有镍箔层同一朝上面不变，并做好原材料所属标记及方向标记；

[0008] 步骤2，重复步骤1，使镍箔的层数为偶数，且每一层均有原材料所属标记及方向标记；

[0009] 步骤3，裁剪高硅氧布；使高硅氧布的层数为偶数，且等于步骤2镍箔层的层数；

[0010] 步骤4，间隔铺设若干层高硅氧布和镍箔，铺设时，在保持取之于同一块原材料的所有镍箔层同一朝上面不变的情况下，将其中一半层数的镍箔层的平面旋转180°后铺设：

[0011] 步骤5，用铜丝将步骤4间隔铺设完的多层高硅氧布和镍箔材料缝制成筒形多层组件；

[0012] 步骤6，联接外筒组件与内筒组件；

[0013] 步骤7，将步骤5完成的筒形多层组件填进外筒组件与内筒组件联接后形成的空腔内，并将端口修剪齐整；

[0014] 步骤8，在外筒组件与内筒组件两端的端口均匀点焊连接筋，完成隔热套筒的制备。

[0015] 本发明卫星推力器隔热套筒的制备方法，由于将推力器隔热套筒多层组件的多层高硅氧布和多层镍箔层的铺设按上述步骤进行调整，因此，推力器隔热套筒的磁矩测试值明显降低，且剩磁数据在反复充磁的情况下也相当稳定。本发明有效解决了现有推力器磁2
矩值过大的问题，使推力器磁矩指标降至≤10mA·m。取得了既保证隔热套筒现有材料选择和主要设计的通用化，又满足了卫星提出的磁矩技术要求的有益效果。

附图说明

[0016] 图1是采用本发明方法制造的隔热套筒结构层示意图；

[0017] 图2是图1的1向视图；

[0018] 图3是多层组件的放大剖视图。

具体实施方式

[0019] 下面结合附图说明本发明的优选实施例。

[0020] 本发明实施例为一种星用5N单元推力器的直型隔热套筒，图1是采用本发明方法制造的隔热套筒结构层示意图；图2是图1的1向视图。如图1和图2所示，该隔热套筒包括依次设置的外筒组件1、多层组件3、内筒组件2，上述组件的两端端口设置有连接筋4和连接筋5，用于各层端面之间的固定连接。

[0021] 图3是上述多层组件3的放大剖视图。如图3所示，上述多层组件3由高硅氧布6和镍箔层7间隔铺设而成，两种材料的层数相同，且均为偶数。本发明实施例采用18层高硅氧布6和18层镍箔层7间隔铺设。铺设时，在保持取之于同一块原材料的所有镍箔层
7同一朝上面不变的情况下，将其中一半层数的镍箔层7的平面旋转180°后铺设。上述间隔铺设完的多层材料用铜丝8缝制成筒形的多层组件3。

[0022] 下面进一步对本发明实施过程进行描述。

[0023] 本发明卫星推力器隔热套筒的制备方法包括如下的步骤：

[0024] 步骤1，从同一块镍箔上裁剪镍箔层7，裁剪时须保持所有镍箔层同一朝上面不变，并做好原材料所属标记及方向标记；

[0025] 步骤2，重复步骤1，使镍箔层7的层数为偶数，本实施例为18层，且每一层均有原材料所属标记及方向标记；

[0026] 步骤3，裁剪高硅氧布8；使高硅氧布8的层数为偶数，且等于步骤2镍箔层的层数；本实施例为18层；

[0027] 步骤4，将18层高硅氧布8和18层镍箔层7间隔铺设，铺设时，在保持取之于同一块原材料的所有镍箔层7同一朝上面不变的情况下，将其中一半层数的镍箔层7的平面旋转180°后铺设；

[0028] 步骤5，用铜丝8将步骤4间隔铺设完的多层高硅氧布6和镍箔层7材料缝制成筒形多层组件3；

[0029] 步骤6，按图1将外筒组件1与内筒组件2进行联接；

[0030] 步骤7，将步骤5完成的筒形多层组件3填进外筒组件1与内筒组件2联接后形成的空腔内，并将端口修剪齐整：

[0031] 步骤8，按图1将外筒组件1与内筒组件2的两端端口均匀点焊连接筋4与连接筋5，最终完成隔热套筒的制备。

[0032] 下面进一步对本发明的机理进行分析。

[0033] 通过试验，可以发现如从同一块镍箔上裁剪2层镍箔，在保持同一朝上面不变的情况下，若将其中1层镍箔平面旋转180°，则两层镍箔的总磁矩会相互抵消。可见同一块镍箔材料的磁矩明显具有方向性；其次，按上述状态布置的多层镍箔组件即使被多次充磁，其剩磁值也不再改变。本发明利用这一现象，在步骤4中，将其中一半层数的镍箔层的平面旋转180°，使得两层镍箔的总磁矩相互抵消，解决了现有推力器隔热套筒磁矩值过大的问2
题，使隔热套筒磁矩降至≤10mA·m，从而，既保证了隔热套筒现有材料选择和主要设计的通用化，又满足了卫星提出的磁矩指标要求。