近地軌道高精度一體式星敏感器熱設計及仿真驗證

張家洪，賈卓杭，郭 亮，彭 博，王偉成

近地軌道高精度一體式星敏感器熱設計及仿真驗證

張家洪1,2，賈卓杭1,3，郭 亮1，彭 博4，王偉成5

（1. 中國科學院 長春光學精密機械與物理研究所，吉林 長春 130033；2. 中國科學院大學，北京 100049；3. 長春長光啟辰科技有限公司，吉林 長春 130000；4. 長春長光正圓微電子技術有限公司，吉林 長春 130022；5. 吉林大學 儀器科學與電氣工程學院，吉林 長春 130000）

某型高精度一體式星敏感器指向精度高，對溫度變化非常敏感。其所處近地軌道外熱流復雜多變，一體式結構和內(nèi)熱源集中的綜合因素不僅導致散熱設計困難，而且鏡頭直接受到內(nèi)熱源發(fā)熱影響難以保障指向精度。首先，結合軌道參數(shù)，安裝布局獲得星敏感器平均吸收外熱流。然后，通過分析外熱流與內(nèi)熱源工作情況，采用被動熱控和主動熱控相結合的熱設計方法，并對星敏感器散熱面的位置與大小進行設計與計算。最后，根據(jù)軌道環(huán)境和熱控措施并利用熱仿真軟件進行熱分析驗證。仿真結果表明，安裝法蘭溫度為19.82℃～20.10℃，鏡頭軸向溫差小于2.23℃，周向溫差小于0.48℃，電路盒溫度為19.10℃～23.49℃，滿足熱控指標。通過合理的熱控設計保證了極高精度星敏感器的穩(wěn)定工作條件，星敏感器的熱設計合理有效。

高精度星敏感器；熱設計；熱分析

0 引言

隨著航天事業(yè)的進步，高精度星敏感器被廣泛應用于各種空間遙感器。國內(nèi)學者針對不同星敏感器的特點進行了相應的熱設計。例如，呂建偉和王領華等人針對微型星敏感器組件進行了熱設計，并通過仿真和地面試驗驗證了方案正確性和合理性。得到了以石墨作為導熱通路的方案是合理的結論[1]。余成武等人對多探頭甚高精度星敏感器進行了熱穩(wěn)定性的詳細熱設計。仿真分析和地面熱試驗結果表明，在各種工況下，星敏感器的安裝法蘭、光學鏡頭、鏡筒的溫度都能滿足熱控指標要求，熱穩(wěn)定性指標也符合任務需求[2]。江帆等人對高分辨率衛(wèi)星的星敏感器組件進行了仿真分析和試驗，使組件在各種極端工況下都能滿足熱控指標18℃±3℃，并驗證了熱設計的有效性[3]。

本文所介紹的高精度一體式星敏感器搭載的空間遙感器運行于近地圓軌道，與太陽同步軌道相比，在整個壽命周期內(nèi)，角（軌道面與太陽光矢量的夾角）變化的范圍很大，在－66°～＋66°之間，軌道傾角為41°～43°，軌道高度為400km，沒有固定的陽照面和背照面。該星敏感器直接安裝在艙外，相較于艙內(nèi)更容易受到空間熱環(huán)境的直接影響[1,4]，在軌運行時，它將直接面對4K冷黑空間或受到太陽照射。其一體式的結構設計使得星敏感器的熱耗更集中，散熱設計更困難，加上其發(fā)熱量更大。而星敏感器高精度的特性對其結構穩(wěn)定性、熱穩(wěn)定性提出了極高的要求，其中熱穩(wěn)定性決定在軌運行時的定位精度與重復定位精度[4]。

為確保星敏感器在工作時的高精度定位和導航，以及減少環(huán)境溫度對其定姿精度的影響，本文首先介紹了星敏感器的結構、布局與內(nèi)熱源，對該星敏感器所受的外熱流進行了分析，確定了散熱面的位置和大小，并根據(jù)空間環(huán)境進行了熱控設計，還進行了熱仿真計算以驗證星敏感器的熱設計是否正確與合理。

1 熱設計輸入條件

1.1 星敏感器的結構與安裝布局

星敏感器采用一體式結構，由遮光罩、光學構件、法蘭、支架、電源盒等組成，其中遮光罩、安裝法蘭、電路盒為鋁合金材料，支架為鈦合金材料。其結構如圖1所示。

圖2展示了星敏感器的位置分布情況，其位于空間遙感器主體的－偏＋面。

圖1 星敏感器結構圖

圖2 星敏感器位置分布圖

1.2 星敏感器內(nèi)熱源與散熱面布局

星敏感器電源盒中的內(nèi)熱源需要長期運行，電源盒內(nèi)的電路板會產(chǎn)生工作熱耗，其值為2.2W。考慮星敏感器工作時的溫度范圍，表1列出了各重要部分的溫控指標。

表1 重要結構熱控指標

星敏感器的熱源集中在電源盒中，因此在軌工作時發(fā)熱量較大。為了解決星敏感器電源盒的散熱問題，需要在電源盒外部增設散熱面，將其產(chǎn)生的熱量排散。由于電源盒外部緊挨支架內(nèi)表面，無法直接將散熱面安裝在電源盒上。則需要設計散熱面的位置。星敏感器的預設散熱面位置如圖3所示。

圖3 星敏感器散熱面預設分布圖

2 外熱流分析

星敏感器的外熱流受到飛行軌道、安裝布局、飛行姿態(tài)的影響，所處空間環(huán)境外熱流變化復雜，不僅需要考慮空間遙感器工作時所處軌道與姿態(tài)，也需要考慮星敏感本身安裝位置的影響[5]。

該空間遙感器運行于近地圓軌道，其軌道角變化范圍為－66°～66°。在軌運行姿態(tài)復雜多變，進而影響星敏感器外熱流大小。

空間遙感器工作姿態(tài)為：陽光照射在＋面，光軸與天頂夾角為30°，光軸與太陽矢量夾角為120°，＋軸指向地球，軌道角在－66°～66°的范圍內(nèi)變化，如圖4所示為遙感器高溫工況下的工作姿態(tài)。

圖4 空間遙感器在軌高溫工況姿態(tài)圖

根據(jù)空間遙感器飛行軌道參數(shù)分析軌道外熱流大小和變化規(guī)律，是確定散熱面的位置和定義極端工況的重要輸入條件[6]，并結合散熱面表面屬性，使用平均吸收熱流密度進行表征外熱流。利用熱分析軟件計算出－偏＋面星敏感器關鍵部位在夏至時刻工作時外熱流隨角變化規(guī)律，如圖5所示。

圖5 平均吸收外熱流隨b變化趨勢

工作時星敏感器入光口外熱流在角從－60°～0°增大過程中減小，在角從0°～60°增大過程中曲折增大。預設散熱面1，散熱面2，散熱面3外熱流以角為0°基本呈對稱分布且變化趨勢相同，隨著角的絕對值增大而增大。則工作時低溫工況角為0°，高溫工況角為66°。

星敏感器入光口、預設散熱面1，散熱面2，散熱面3工作時高溫工況與低溫工況下外熱流分析如圖6、圖7所示。

圖6 b為0°時平均吸收外熱流

圖7 b為60°時平均吸收外熱流

星敏感器安裝在空間遙感器－偏＋面，陽光直射遙感器＋面，星敏感器由于遙感器主體的遮擋，并不會整體直接受到陽光直射。在角為－60°～60°時，整體上到達預設散熱面2的外熱流最小。則預設散熱面2為最理想的散熱面。但是由于預設散熱面2外部支架扶手結構的限制。則應選擇到達外熱流較小，結構更適合安裝散熱面的預設散熱面1作為星敏感器的散熱面。

3 熱設計

3.1 熱設計概述

針對星敏感器獨特的外熱流特性，結合內(nèi)熱源的分布情況，總結以下熱控難點。

星敏感器暴露安裝在艙外，整體直接受到外熱流的影響，內(nèi)熱源長期工作，結構一體化的設計，使其電源盒發(fā)熱量大，需要計算散熱面的大小將電源盒產(chǎn)生的熱量進行排散。

針對上述熱控設計難點，保證星敏感器正常工作，為空間遙感器提供高精度的位置與方位導航，采用被動熱控和主動熱控相結合的熱控措施。

3.2 被動熱控設計

由于星敏感器所處空間環(huán)境溫度變化復雜，為保證星敏感器內(nèi)部溫度穩(wěn)定性，防止溫度不穩(wěn)定對星敏感器光學鏡頭功能的影響，需要進行被動熱控設計。

星敏感器除入光口外，整體包覆多層隔熱組件，其中遮光罩采用20單元多層隔熱組件，面膜采用白色防原子氧布。支架外表面包覆20單元多層隔熱組件，面膜為白色防原子氧布。

為使星敏感器溫度更加穩(wěn)定，改善其表面的屬性。電源盒表面發(fā)黑處理，提高表面發(fā)射率，遮光罩內(nèi)側噴涂黑漆，使其內(nèi)部紅外發(fā)射率達到0.85。鏡筒前端外表面粘貼黑色聚酰亞胺薄膜，降低鏡筒紅外發(fā)射率。

3.3 散熱計算

電源盒熱量來源主要是各個結構的輻射、傳導，內(nèi)部芯片工作時電路板發(fā)熱。其中內(nèi)部小電路板發(fā)熱量為0.6W，大電路板為1.6W。

為使短期工作與長期工作熱源均滿足溫度指標與合理規(guī)劃熱控資源，保證星敏感器內(nèi)熱源產(chǎn)生的熱量有效排散，需要計算散熱面面積并帶入仿真計算進行校核，最終確定散熱面的面積。由于無法直接在電源盒開設散熱面，需要額外設置散熱面。散熱面噴涂KS-ZA白漆來增大散熱效果，電源盒通過碳導熱索將熱量傳導至散熱面，并輻射至外部空間。碳導熱索如圖8所示。

圖8 碳導熱索示意圖

根據(jù)外熱流與散熱面涂層屬性，計算散熱面吸收熱量1：

1＝內(nèi)＋(1＋2)＋3(1)

式中：內(nèi)為內(nèi)熱源功耗；為散熱面太陽吸收率；1為太陽直射的到達外熱流密度；2為陽光反照的到達外熱流密度；為散熱面表面發(fā)射率；3為地球紅外的到達外熱流密度；為散熱面面積。

散熱面散出的熱量2為：

2＝4(2)

當熱平衡時，有：

1＝2(3)

通過仿真計算可得到，散熱面面積為8936mm2。

3.4 主動熱控設計

主動熱控是在被動熱控的基礎上進一步提高并維持溫度水平的熱設計方法，采用加熱片加熱的方式控制內(nèi)部組件溫度，使星敏感器在低溫工況下也滿足控溫指標。

根據(jù)星敏感器的控溫指標，需要對星敏感器鏡筒，鏡頭電源盒等部位進行控溫。但此類結構因設計需要，不能直接在外表面粘貼加熱片，則設計在遮光罩后段靠近鏡筒區(qū)域布置加熱區(qū)，控溫傳感器粘貼在安裝法蘭上，通過輻射對鏡筒、鏡片以及安裝法蘭進行加熱保溫。總體熱設計如圖9所示。

圖9 熱設計示意圖

加熱回路采用PI控溫法進行控溫，當溫度低于溫度指標時，加熱片正常工作，對相應結構進行加熱，當溫度高于溫度指標時，加熱片停止工作，直到溫度低于溫度指標時，加熱片再次工作[8-9]。加熱片使用聚酰亞胺薄膜型加熱片，并使用熱敏電阻測控溫度。

4 熱分析

4.1 熱仿真模型

根據(jù)上述熱設計方案，利用有限元軟件對星敏感器進行建模，星敏感器主體簡化模型如圖10所示，殼單元劃分，單元厚度按照等效厚度計算，采用熱耦合的方式對模型進行簡化，共建立30個熱耦合，劃分了8428個單元，2個內(nèi)熱源。

圖10 星敏感器主體有限元模型

4.2 極端工況

根據(jù)空間遙感器太陽位置，角，散熱面表面屬性，選取了高溫與低溫兩個極端工況，如表2所示。高溫工況選取太陽常數(shù)最大的冬至時刻，散熱面表面白漆壽命末期屬性，低溫工況選取太陽常數(shù)最小的夏至時刻，散熱面表面白漆壽命初期屬性。

表2 極端工況

4.3 計算結果

根據(jù)上述工況定義，利用仿真軟件計算近地軌道高精度一體化星敏感器在高溫工況與低溫工況下的溫度結果，單軌結束時各重要部分溫度分布云圖與溫度變化曲線如圖11、圖12所示。

從仿真結果圖可以看出，星敏感器在溫度穩(wěn)定后安裝法蘭溫度為19.82℃～20.10℃，鏡頭組件溫度18.67℃～21.86℃，鏡頭軸向溫差小于2.23℃，周向溫差小于0.48℃，電路盒溫度為19.10℃～23.49℃，均滿足熱控指標要求。

圖11 低溫工況溫度分布云圖與溫度變化曲線

圖12 高溫工況溫度分布云圖與溫度變化曲線

5 結論

本文針對一種近地軌道一體式星敏感器進行詳細的熱設計，分析了星敏感器外熱流變化規(guī)律，計算了近地軌道艙外安裝一體式星敏感器散熱面的大小。仿真分析結果表明，極端工況下星敏感器安裝法蘭的溫度范圍小于20℃±0.5℃，鏡頭軸向溫差小于3℃，周向溫差小于1℃，電路盒溫度低于25℃，均滿足熱控指標要求，驗證了熱設計的有效性。文中的熱設計思路及方法可借鑒于近地軌道各類星敏感器的熱設計。

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Thermal Design and Simulation Verification of High-precision Integrated Star Sensor in Near-Earth Orbit

ZHANG Jiahong1,2，JIA Zhuohang1,3，GUO Liang1，PENG Bo4，WANG Weicheng5

(1.,,,130033,; 2.,100049,; 3.,130000,4.,130022,; 5.,,130000,)

High-precision integrated star sensors have a high pointing accuracy and are highly sensitive to temperature changes. The external heat flow in near-Earth orbits is complex and variable. The comprehensive factors of the integrated structure and the concentration of the internal heat source not only lead to difficulty in the heat dissipation design, but also make it difficult to guarantee the pointing accuracy of the lens directly affected by the internal heat source. First, combined with the orbital parameters, the installation layout provides the average absorbed external heat flux of the star sensor. Subsequently, by analyzing the working conditions of the external and internal heat flows, a thermal design method combining passive and active thermal control is adopted, and the position and size of the heat dissipation surface of the star sensor are designed and calculated. Finally, thermal analysis and verification are performed using thermal simulation software according to the orbital environment and thermal control measures. The simulation results show that the installation flange temperature is 19.82-20.10℃ , the axial temperature difference of the lens is less than 2.23℃ , the circumferential temperature difference is less than 0.48℃ , and the circuit box temperature is 19.10-23.49℃ , which meets the thermal control index. The stable working conditions of the extremely high-precision star sensor are ensured by a reasonable thermal control design, and the thermal design of the star sensor is reasonable and effective.

high-precision star sensor, thermal design, thermal analysis

V241.62

A

1001-8891(2024)04-0400-06

2023-11-21；

2024-04-08.

張家洪（1999-），男，碩士研究生，主要從事空間光學遙感器熱控制方面的研究。

郭亮（1982-），男，博士，研究員，博士生導師，主要從事航天器熱控制、智能熱控制和光電材料與器件等方面的研究。Email：guoliang@ciomp.ac.cn。

國家自然科學基金資助項目（61605203）；中國科學院青年創(chuàng)新促進會資助項目（2015173）。