高穩定一體化星敏支架機熱協同設計及試驗驗證

張宗華，徐文杰，顧志悅，周曉寧，程 堯，許 斌，杜嘉旻，魏致坤

（上海衛星工程研究所，上海 201109）

0 引言

星敏感器在航天器姿態測量和控制系統中起著非常重要的作用，是其中最精密的姿態測量部件。其以恒星為探測對象，實現慣性空間三軸姿態的高精度測量［1-3］，作為有效載荷成像的絕對基準。星敏感器因為視場角度要求的緣故，一般無法直接安裝到航天器本體結構上，需要專用的儀器支架（即星敏感器支架）進行轉接。因此，在星敏感器在軌標定技術已經成熟的現狀下，星敏感器支架本身的熱穩定性已成為影響星敏感器定位精度的主要誤差源［4-9］。

1 任務背景

大氣探測激光雷達對CO2柱濃度的探測精度達到1×10-6，為國際上領先的指標，要求星敏支架安裝面的熱穩定性優于2″。星敏感器支架設計的常規要求是具有輕量化、高剛度、良好的電導通性及傳熱特性。衛星在軌運行時，星敏感器支架處于反復交變的空間溫度環境中，由于結構材料的“熱脹冷縮”導致星敏感器的指向發生變化，激光雷達載荷無法正常工作。因此，為滿足大氣環境監測衛星上激光雷達有效載荷對星敏感器支架苛刻的熱變形要求，本文提出了一種基于鋁基碳化硅材料的一體化星敏支架方案，通過外加熱控罩和精密溫控對其進行等溫化控制，從而實現對星敏支架的微變形控制。

2 設計方案

大氣環境監測衛星星敏感器支架采用一體化高體分鋁基碳化硅材料（60% SiCp/Al），外加溫控罩，通過精密溫控對一體化星敏支架進行等溫化控制。星敏感器支架由一體化鋁基碳化硅星敏感器支架（含鈦合金隔熱墊）、溫控罩、控溫系統等組成。星敏支架設計狀態如圖1 所示。

圖1 星敏支架整體外形Fig.1 Overall view of the bracket with star sensors

2.1 材料選擇

星敏感器支架的材料選擇是支架設計的基礎，既要保證結構的熱變形小，又要保證導熱性能良好。經常使用的航天材料，殷鋼、鈦合金和碳纖維等材料的比剛度和熱膨脹系數較好，但導熱性較差；而鋁合金的導熱性較好，但熱膨脹系數較大，不利于熱變形控制。綜合考慮，鋁基碳化硅材料具有比剛度大、熱變形系數小、導熱性能良好等熱力學性能［14-17］，尤其是高體份鋁基碳化硅材料的導熱系數和熱膨脹系數均更優。因此，本支架選用了高體分鋁基碳化硅（60% SiCp/Al）作為主體材料，有助于降低星敏支架的熱變形。

2.2 結構設計

星敏支架主體結構由一體化鋁基碳化硅殼體和鈦合金隔熱墊組成，兩者通過膠結加螺接固連在一起，具體如圖2 所示。

圖2 一體化星敏支架Fig.2 Integrated bracket of star sensors

一體化鋁基碳化硅殼體為星敏支架的主體結構，采用60%的高體分鋁基碳化硅材料，具有良好的導熱性能和低膨脹性能?？紤]結構重量和導熱性能的綜合要求，經過多次數值仿真，殼體厚度設計為5 mm；考慮降低安裝面加工精度的難度，在3 個星敏感器的安裝腳和視軸監測組件安裝腳處設計了凸臺。

為減小激光雷達基板溫度變化對星敏支架的影響，在星敏支架與激光雷達安裝面之間設置了鈦合金隔熱墊，隔熱墊設計為多孔形式，以減小接觸面積，既能保證隔熱效果，又能保持結構的幾何穩定性，如圖3 所示。

從此，西王集團進入了發展的快車道。2005年，西王擁有了第一家上市公司西王置業，2009年11月，西王食品上市，2012年2月，西王特鋼上市。

圖3 鈦合金隔熱墊設計Fig.3 Thermal insulation board of multihole titanium alloy

2.3 熱控設計

星敏感器頭部的熱量通過底部傳到高導熱星敏支架上，經星敏支架輻射傳遞給溫控罩上的散熱板，星敏感器及支架的傳熱路徑如圖4 所示。

圖4 星敏支架的傳熱路徑Fig.4 Heat transfer path in the bracket of star sensors

為實現星敏感器高精度的姿態控制要求，需要將星敏安裝面的溫度水平控制在（20±3）℃內，溫度波動量控制在±0.3 ℃內，以滿足熱變形的要求。根據星敏感器的溫度要求及安裝特點，星敏感器及支架的熱控設計的方案如下：

1）為減少3 個星敏外熱流之間的影響和解決星敏頭部的散熱難題，在星敏支架外部設計溫控罩，只露出星敏探頭。溫控罩除散熱面外均包覆多層，散熱面采用鋁板外表面噴涂白漆，內表面噴涂高發射率涂層。

2）為保證散熱面即星敏支架熱沉的溫度穩定性，降低星敏感器支架的溫度波動量，在溫控罩散熱面內表面設置2 路控溫加熱器和2 路高精度測控溫元件，進行一級控溫。

3）星敏支架除安裝面外噴涂高發射率涂層，作為輻射散熱面，星敏頭部及支架其余部分包覆多層；星敏支架與激光雷達之間、溫控罩支撐框與激光雷達之間均進行隔熱設計。

4）星敏感器與星敏支架之間進行良好的導熱設計，安裝界面增加導熱硅脂。

5）每臺星敏安裝腳附近粘貼高精度測、控溫元件，在星敏的正下方設計電加熱器，通過高精度測溫元件和精密控溫儀，采用開關控制和比例積分微分（Proportion Integration Differentiation，PID）控制相結合的控制算法不斷調整優化控制閾值和控溫參數，保證在軌各季節星敏安裝面溫度的穩定性。

3 熱變形仿真分析

為了獲得星敏支架的熱變形特性，同時驗證結構設計與技術指標要求的符合性，進行了星敏支架的精細化熱變形仿真分析。要實現高精度熱變形計算，前提必須對支架結構施加準確的溫度載荷，將熱控計算得到的溫度場數據準確映射到支架模型上，計算出星敏支架在熱載荷下的位移數據，擬合星敏安裝面的熱變形法向指向，計算出星敏安裝面、監測單元基準面的絕對熱變形（單個面）和相對熱變形（兩兩之間）情況。

根據外熱流分析及星敏感器支架熱邊界條件，并考慮熱控涂層的壽命初、末期影響，分別選取低溫和高溫工況。為考察絕對指向變化量的峰峰值以及相對指向變化量的峰峰值，每個典型工況一軌內每隔10 min 計算一次。

3.1 絕對熱變形計算

在低溫和高溫2 種工況下，相對20 ℃星敏安裝面及監測單元基準面絕對熱變形分析結果見表1。

表1 一軌內在相對20 ℃溫差的低溫和高溫2 種工況下星敏和監測單元安裝面絕對指向變化量Tab.1 Absolute pointing variations of installation surfaces for the star sensors and monitoring unitunder the high and low working conditions related to the reference temperature of 20 ℃ in one orbit

一軌內監測單元基準面絕對指向波動量（峰峰值）為0.874 8″，可以滿足星敏支架＜2″的指標要求。

3.2 相對熱變形計算

一軌內星敏安裝面相對監測單元基準面的指向變化見表2。

表2 一軌內星敏安裝面相對監測單元安裝面的指向變化量Tab.2 Relative pointing variations of installation surfaces between the star sensors and monitoring unit in one

由表2 可知，一軌內星敏安裝面相對監測單元基準面的最大指向變化為2.647 0″，滿足星敏支架＜6″的指標要求；一軌內相對指向峰峰值為1.907 8″，＜2.5″的指標要求。

3.3 仿真結論

經過仿真分析可知：1）一軌內星敏安裝面相對監測基準安裝面的最大指向變化為2.647″，滿足＜6″的指標要求；一軌內相對指向峰峰值為1.907 8″，＜2.5″的指標要求。2）一軌內監測基準安裝面絕對指向變化量為（峰峰值）為0.874 8″，滿足＜2″的指標要求。

4 熱變形試驗驗證

為獲取星敏感器支架在不同溫度載荷下視軸監測基準與3 臺星敏感器安裝面之間的相對指向變化及其波動量，得到星敏感器支架在不同溫度載荷下的視軸監測基準安裝面絕對指向變化的波動量，驗證星敏感器支架設計方案的合理性，完成了星敏支架熱變形試驗。

4.1 試驗狀態

星敏感器支架為試驗產品，星敏感器為帶光學測量棱鏡的模擬件。熱變形試驗時，將安裝基座固定在光學隔振平臺上，星敏感器模擬件與支架組合體安裝到安裝基座上，固定安裝均采用螺接形式，安裝位置/高度在一定范圍內可調，熱變形測量系統采用光電自準直儀，在中心視場10″的范圍內測量精度可達±0.05″，能夠滿足測量精度要求。試驗現場如圖5 所示。

圖5 熱變形試驗現場Fig.5 Thermal deformation test site

4.2 試驗工況

試驗時對星敏安裝面、內部傳熱結構以及熱沉安裝面的在軌溫度載荷進行模擬，不同工況下星敏安裝面及視軸監測基準面均要保證（20±0.3）℃，溫控罩散熱面的熱沉要保證在（-3±0.3）℃。為考核設計方案的合理性，設置了更加惡劣的拉偏工況，熱變形試驗工況見表3。

表3 試驗工況設置表Tab.3 Setting table of the test working conditions

4.3 溫度加載與控制

為有效模擬星敏感器支架上的溫度分布，對星敏感器支架的溫度加載措施如下：1）通過2 路流體回路冷卻的方式對星敏感器支架安裝基座和溫控罩散熱板進行低溫控制，模擬星敏感器支架的溫度邊界；2）通過電加熱器和精密溫控儀對星敏支架進行精密溫控，待溫度穩定15 min 后，通過相應測試設備完成星敏感器支架的熱變形測量。流體回路冷卻方案如圖6 所示。

圖6 流體回路冷卻Fig.6 Diagram of the fluid loop cooling system

4.4 試驗結果

4.4.1 絕對熱變形

在各工況下，相對20 ℃條件（即初始狀態，未施加溫度載荷），各安裝面相對于星敏支架安裝基準（即剛性基礎）的熱變形情況見表4，包括最大值、最小值、峰峰值。可知，在相對20 ℃條件下，正常工況監測基準安裝面的絕對熱變形波動量為0.78″（峰峰值），拉偏工況下最大絕對熱變形波動量為1.04″（峰峰值）。所有工況下，3 個星敏安裝面中，最大絕對熱變形量為6.24″，最大波動量為1.93″（峰峰值）。

表4 相對20 ℃條件下絕對熱變形試驗結果Tab.4 Test results of the absolute thermal deformations related to the reference temperature of 20 ℃

4.4.2 相對熱變形

在各工況下，相對20 ℃條件（即初始狀態，未施加溫度載荷），各安裝面相對監測基準安裝面的熱變形情況見表5。

表5 相對20 ℃條件下相對熱變形試驗結果Tab.5 Test results of the relative thermal deformations related to the reference temperature of 20 ℃

由表5 可知，在相對20 ℃條件下，正常工況星敏安裝面相對監測基準安裝面的最大變化量為4.90″，最大相對波動量為1.95″（峰峰值），拉偏工況下最大相對變化量為-3.44″，最大相對波動量為2.36″（峰峰值）。

4.4.3 在軌數據驗證

星敏支架的在軌溫度遙測曲線如圖7 所示。激光雷達開機后星敏支架的溫度水平控制在19～21 ℃，星敏感器安裝面與監測基準安裝面受外熱流影響有所波動，星敏1a 安裝面的波動范圍為19.65～19.83 ℃，星敏1b 安裝面的波動范圍為19.53～19.83 ℃，星敏1c 安裝面的波動范圍為19.95～20.42 ℃，監測基準安裝面的波動范圍為19.94～20.41 ℃，波動量均在0.5 ℃以內，能夠滿足17～23 ℃的設計要求。

圖7 星敏支架溫度分布在軌測試結果Fig.7 Temperature curves of the bracket for star sensors in orbit

4.4.4 試驗結論

在相對20 ℃條件下，所有工況下監測基準安裝面的絕對熱變形波動量最大值為1.04″，滿足星敏支架監測基準安裝面的絕對熱變形波動量≤2″的指標要求；3 臺星敏感器安裝面相對監測基準安裝面的最大變形量為4.90″，最大波動量為2.36″，滿足星敏感器安裝面與監測基準安裝面的相對熱變形量≤6″、波動量≤2.5″的指標要求。

5 結束語

本文從型號應用的工程實際出發，針對大氣環境監測衛星激光雷達光軸指向的高精度要求，充分利用高體份鋁基碳化硅材料的低膨脹、高導熱性能，并通過外加溫控罩和精密溫度等溫化控制措施，研制了一種高穩定星敏感器支架，通過仿真分析和地面試驗，驗證了設計方案的正確性和有效性。溫度拉偏狀態下監測基準安裝面絕對熱變形波動量為1.04″，星敏安裝面相對監測基準安裝面的最大變形為4.90″，最大波動量為2.36″，能夠滿足設計指標的要求。經過在軌測試表明，星敏支架穩定性在軌表現良好，可以滿足星敏感器和激光雷達的使用要求。因此，星敏支架的穩定性對衛星和有效載荷的定位精度至關重要。