高稳定一体化星敏支架机热协同设计及试验验证

随着空间技术的发展,对卫星姿态测量精度的要求越来越高。星敏支架作为星敏感器与卫星之间的主要连接结构,其热稳定性直接影响星敏感器的测量精度与有效载荷的成像质量。因此,保证星敏支架的热稳定性成为卫星结构研究的重点。基于高体份铝基碳化硅新材料,利用其低膨胀、高导热性等特点,设计了一种适用于多头星敏感器安装的仪器支架,通过外加温控罩和精密温控等措施,对一体化星敏支架进行等温化控制,实现了星敏支架的热稳定性设计,并通过数值仿真和试验验证了设计方案的有效性。

星敏感器支架的结构/热稳定性分析及验证

为明确星敏感器支架受空间环境影响产生的变形对星敏感器定姿精度的影响,对星敏感器支架的结构/热稳定性进行了研究。通过有限元法对星敏感器支架进行刚度分析,将热分析获得的在轨极端工况下的温度数据映射至结构模型上计算得到热变形,利用最小二乘法得到各星敏感器光轴矢量,最后进行试验验证。结果表明：星敏感器组件的结构基频为429 Hz,与分析结果相差不超过2%,试验前后星敏感器光轴与基准坐标系各轴夹角最大变化不超过5″;在轨期间星敏感器支架最大温度波动小于2℃,星敏感器光轴变化最大为4″~5″,与分析结果一致。星敏感器支架的结构/热稳定性良好,能够满足星敏感器定姿精度要求。

微小卫星星敏感器支架的优化设计与试验

针对卫星结构中星敏感器支架在随机激励下加速度响应均方根(RMS)值过大的问题,提出了星敏感器支架优化设计方法。简述了星敏感器安装点随机响应的基本理论,对卫星结构进行了模态和加速度响应灵敏度分析。以星敏感器安装点RMS值最小为目标,以基频和体积分数为约束,建立了星敏感器支架随机响应优化模型,并对支架进行了拓扑优化设计。最后,利用MSC.PATRAN&NASTRAN对优化处理后的支架模型进行了工程分析。结果显示:星敏感器安装点随机响应RMS值降低了20%以上,支架结构轻量化率达到了50%。另外,利用振动试验台对支架进行了振动试验。实验显示:有限元分析结果与试验数据相对误差低于15%,表明设计的支架的性能参数满足设计指标,验证了所采用优化方法的可行性。

高轨卫星机热一体化星敏感器支架设计

传统轻合金金属材料星敏热器支架由于热膨胀系数一般为10-5 /℃,空间热环境下,星敏感器安装面热变形较大,不能满足高精度卫星使用需求。文章给出了一种高刚度高精度微变形机热一体化星敏感器安装支架设计方法,试验表明:星敏感器支架与星敏感器组合体一阶固有频率178.4 Hz,具有足够的刚度特性,星敏感器安装面力学环境水平远优于允许值,有效保护了星敏感器的光学部件;同时在轨极端工况下,星敏感器安装面指向最大热变形变化量为6.41″,峰值为1.58″,实现了卫星在轨姿态确定精度优于2.8″,满足了卫星高精度定姿及图像导航配准要求。

一种星敏感器支架热变形控制方法

在高精度对地遥感卫星中,对卫星姿态指向精度有严格的要求。星敏感器是卫星姿态测量的主要部件,为减少星敏感器支架(以下简称星敏支架)的热变形对星敏感器指向的影响,需要对星敏支架的热变形进行控制。文章提出了一种在星敏支架与安装结构之间充填钛合金蜂窝夹层结构的方法,利用钛合金蜂窝夹层结构的高热阻、低变形和低刚度特性来控制星敏支架的热变形。通过合理地选择钛合金蜂窝夹层结构的蜂窝芯子的芯格尺寸,在星敏支架刚度下降小于10%的条件下,降低了有效载荷传递至星敏支架的热量。仿真和试验结果表明:钛合金蜂窝夹层结构具有较好的变形控制效果,可将星敏支架的热变形从14″降低至7″,提高了星敏感器的指向精度。此方法可为航天器上其他单机支架和光学载荷安装结构的热变形控制提供参考。

炭/炭复合材料在空间光学遥感器热控制中的应用

提出在金属表面粘贴炭/炭复合材料来解决空间光学遥感器光机结构材料导热率低、温度梯度较大的问题。概述了炭/炭复合材料的基本特点并建立了钢板表面粘贴炭/炭复合材料的热传导数学模型。对钢板的裸板和单面分别贴0.5mm和2mm复合材料的3种状态进行了理论分析与温度测试试验,获得了钢板在3种状态下的等效热导率。利用IDEAS-TMG有限元软件对模型进行了仿真分析并对钢板在上述3种状态下的传热性能进行了比较。对比结果显示,粘贴炭/炭复合材料能很好地改善钢板的传热性能。最后,将0.5mm厚的炭/炭复合材料应用于低热导率的星敏感器安装支架(材料为TC4)的热控,并对星敏感器支架粘贴炭/炭复合材料前后两种情况进行了温度测试试验。试验结果显示,表面粘贴炭/炭复合材料后,星敏感器支架测点温差由28℃减小为5℃,提高了星敏感器支架温度均匀性,表明该措施对改善空间光学遥感器上低热导率结构件的温度梯度很有意义。

局限空间内的静态星模测试支架设计

某通用卫星平台配置的星敏感器设备的在轨热控制用星敏辐射器及其安装支架与星模安装位置存在空间干涉,在进行星模测试前必须先拆除星敏辐射器。文章针对此问题,对星敏设备安装流程和空间尺寸特点进行分析,提出一种用于受限操作空间的静态星模测试支架。通过计算星模测试所需的光轴角和旋转角的允差,经精确尺寸设计,利用结构微变形,合理设置测调策略,在受限空间的约束下实现了星模测试支架的小型化,以及星敏辐射器的安装与静态星模测试的兼容。静力分析和星上试验的结果均验证了设计的可行性。小型化星模测试支架的应用降低了卫星总装风险,优化了总装流程,提高了总装效率。

小卫星一体化星敏支架拓扑优化

针对小卫星薄壁式铸钛一体化星敏支架减重需求,采用拓扑优化方法设计了一种面向3D打印制造的一体化星敏支架,拓扑优化计算时以刚度不低于200 Hz和重量最小化为目标得到了材料分布模型,采用形状优化和形貌优化等手段对材料分布模型进行光顺处理得到了拓扑优化设计后一体化星敏支架。经有限元分析,星敏支架刚度和强度满足要求。选择Ti6Al4V(TC4)激光选区熔化成型工艺加工了样机,验证了拓扑优化的星敏支架的可制造性。拓扑优化的一体化星敏支架重量相比薄壁式结构铸钛一体化星敏支架减重达80%。

星敏感器支架的改进设计

针对原星敏感器支架要求星敏感器头和遮光罩分离安装的问题,设计了一种星敏感器支架。它具有结构简单、轻量化和易于装配等优点,能实现星敏感器的整体安装。对改进后的支架进行了力学分析和振动试验,结果表明,该支架的强度和刚度均满足要求。

星敏感器支架的指向性标定及校正

为保证星敏感器支架安装后具有高精度的指向性,提出了一种星敏感器支架定量修研的技术方法,首先通过构造虚拟水平轴建立星敏感器支架坐标系,然后利用经纬仪交互测量和逐级求解方法获得星敏感器支架和相机任意两坐标轴的夹角关系。根据该结果进行了星敏感器支架实际坐标系与相机坐标系姿态变换矩阵的求解,利用星敏感器支架与相机坐标系的技术指标要求,进行了星敏感器支架理论坐标系与航天相机坐标系的姿态变换矩阵求解。然后以相机坐标系进行中间传递,获得了星敏感器支架实际坐标系到理论坐标系的姿态变换矩阵。根据该结果精确求解了星敏感器支架的修调量。通过试验研究表明利用该方法装调完成的星敏感器支架,经过两次修研迭代,其指向精度由最初的760″提升至10″以内。证明了该方法的有效性,同时星敏感器支架的指向性标定及校正也可指导其他有空间自由角度关系的两部件的精密装调。

一种四通式星敏感器支架结构设计与分析

为了提高在轨几何定标精度,遥感卫星高精度姿态测量和控制是关键环节之一;星敏感器是最精密的姿态测量部件,提高星敏感器的在轨指向精度意义重大。星敏感器的指向误差主要是由星敏感器支架(以下简称星敏支架)受空间环境影响产生的变形所导致。文章针对某遥感卫星星敏感器指向小于2″精度需求,设计了一种四通式星敏支架,可提供3台星敏感器的安装接口,实现星敏感器一体化安装,并对星敏支架的热稳定性进行了研究。采用有限元法对星敏支架进行了刚度分析,并结合最小二乘法分析了在轨极端工况下温度变化引起星敏感器光轴的变形量。结果表明:星敏支架的带载基频为119Hz,整机振动工况下,星敏感器安装面最大响应不超过8gn,可为星敏感器提供良好的力学环境安装界面;在轨期间星敏支架最大温度波动小于0.5℃,星敏感器指向精度为1.2″,能够实现星敏感器指向精度要求,可为后续星敏支架设计提供参考。