一種星敏感器支架熱變形控制方法

任友良 王志國 胡炳亭

(上海衛星工程研究所，上海 201109)

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一種星敏感器支架熱變形控制方法

任友良 王志國 胡炳亭

(上海衛星工程研究所，上海 201109)

在高精度對地遙感衛星中，對衛星姿態指向精度有嚴格的要求。星敏感器是衛星姿態測量的主要部件，為減少星敏感器支架(以下簡稱星敏支架)的熱變形對星敏感器指向的影響，需要對星敏支架的熱變形進行控制。文章提出了一種在星敏支架與安裝結構之間充填鈦合金蜂窩夾層結構的方法，利用鈦合金蜂窩夾層結構的高熱阻、低變形和低剛度特性來控制星敏支架的熱變形。通過合理地選擇鈦合金蜂窩夾層結構的蜂窩芯子的芯格尺寸，在星敏支架剛度下降小于10%的條件下，降低了有效載荷傳遞至星敏支架的熱量。仿真和試驗結果表明：鈦合金蜂窩夾層結構具有較好的變形控制效果，可將星敏支架的熱變形從14″降低至7″，提高了星敏感器的指向精度。此方法可為航天器上其他單機支架和光學載荷安裝結構的熱變形控制提供參考。

星敏支架；熱變形；鈦合金蜂窩夾層結構；隔熱材料

1 引言

隨著空間技術的發展，高分辨率衛星對星敏感器指向精度的需求越來越高[1-2]，星敏感器的指向精度需達到角秒量級。但是，高軌高分辨率成像衛星中熱變形對圖像定位與配準系統有較大的影響[3]，為提高衛星定姿精度，通常將多臺星敏感器按照特定角度安裝在星敏感器支架(以下簡稱星敏支架)上，以控制星敏感器由于在軌溫度變化引起的熱變形，星敏支架則通常安裝在有效載荷的安裝基板上(如美國地球靜止環境業務衛星GOES等)，當有效載荷工作時，其產生的熱量將通過安裝基板傳遞至星敏支架，導致星敏支架產生變形。可通過在兩者連接界面上增加隔熱材料，以達到減少熱傳、控制熱變形的目的。

目前星上常用的隔熱材料主要包括鈦合金、玻璃鋼和聚酰亞胺[4-5]。玻璃鋼和聚酰亞胺的隔熱能力明顯優于鈦合金，但聚酰亞胺的熱膨脹系數較大，另外玻璃鋼和聚酰亞胺在經過振動后會出現形狀改變，尺寸穩定性較差，無法保證其安裝精度。鈦合金熱膨脹系數低、尺寸穩定性好，國內對鈦合金蜂窩夾層結構研究較少，主要集中在成型工藝[6-9]、力學性能[10-11]、傳熱性能[12-13]等方面。隨著我國鈦合金蜂窩夾層結構制造技術的日益成熟，在飛機上已經大量使用了鈦合金蜂窩夾層結構。但在航天器上鈦合金蜂窩夾層結構的應用較少。目前已有在星敏支架與有效載荷之間采用鈦合金實體結構進行熱隔離的先例。熱變形分析表明，由于有效載荷結構熱量傳遞導致的星敏支架熱變形高達10″，仍無法滿足星敏感器安裝精度的要求。

針對某衛星星敏支架熱變形較大的問題，本文設計了一種鈦合金蜂窩夾層結構代替原有的鈦合金實體結構，減小了有效載荷傳遞至星敏支架熱量同時，降低了有效載荷和星敏支架間的連接剛度。通過熱變形仿真分析與試驗，驗證了本方法的有效性，表明鈦合金蜂窩夾層結構能有效提高星敏感器的指向精度。

2 鈦合金蜂窩夾層結構的變形控制原理

星敏支架通過有效載荷連接座安裝在有效載荷基板上，星敏支架和有效載荷連接座結構的有限元離散準靜態熱變形方程[4]可以寫為

Ku=R

(1)

式中：R稱為結構溫度結點載荷列陣，u為結構結點的位移列陣，K稱為結構整體剛度矩陣。

平板的導熱公式[14]為

(2)

式中：A為平板的表面積；λ為平板材料的導熱系數；δ平板的厚度；φ為導熱過程中的熱流量；Δt=t1-t2，為平板熱源面溫度t1與平板非熱源面溫度t2之差。

有效載荷連接座采用鈦合金蜂窩夾層結構，相比原有的實體結構，星敏支架和有效載荷連接座的整體剛度降低，從式(1)可以看出，當結構的溫度結點載荷列陣不變時，結構整體的剛度變小，則結構結點的位移越大，結構的熱變形變大。從式(2)可以看出，當熱流量φ、導熱系數λ和平板的厚度δ不變的情況下，采用鈦合金蜂窩夾層結構的傳熱面積遠小于鈦合金實體結構，平板的兩側溫差Δt增大，熱源面的溫度t1升高，非熱源面溫度t2降低，星敏支架和有效載荷連接座結構，除了有效載荷連接座與有效載荷連接區域的溫度升高外，結構的其他大部分區域的溫度降低，結構整體熱變形降低。

基于以上分析，鈦合金蜂窩夾層結構比鈦合金實體結構傳熱面積更小，等效導熱系數更低，通過合理設計鈦合金蜂窩夾層連接結構，在減少傳遞熱量的同時控制剛度的降低程度(如頻率降低小于10%)，能有效減小星敏支架的熱變形。

3 結構設計

3.1 星敏支架隔熱設計

某衛星星敏支架由支架頭部殼體結構、封蓋板、星敏安裝板1、星敏安裝板2、星敏安裝板3、支架與有效載荷連接座、內部導熱體及支撐桿組件等組成，連接關系如圖1所示。支架與有效載荷連接座底部為鈦合金實體結構，為進一步減小星敏支架的熱變形，將鈦合金實體結構更改為剛度更低、隔熱性能更好的鈦合金蜂窩夾層結構，設計方案如圖2所示。

圖1 星敏支架Fig.1 Star sensor bracket

圖2 星敏支架與有效載荷連接座的鈦合金夾層結構Fig.2 Titanium alloy honeycomb structure between star sensor bracket and payload

3.2 鈦合金蜂窩夾層結構的選型設計

采用鈦合金蜂窩夾層結構進行連接后，將改變星敏支架的力學和熱變形性能。隔熱能力和連接剛度由蜂窩芯格的尺寸確定。對星敏支架熱變形的控制可通過選擇蜂窩芯格的尺寸來進行優化設計。鈦合金蜂窩夾層結構芯格的可選尺寸分為6 mm×1 mm、6 mm×0.5 mm、6 mm×0.1 mm、6 mm×0.01 mm四種。隨著芯格壁厚減小，熱阻依次變大，熱變形依次減小[13]。為保證安裝精度，將原有的9 mm厚的鈦合金實體結構更改為蒙皮厚1 mm和芯子厚8 mm的鈦合金蜂窩夾層結構。對隔熱結構采用上述芯格尺寸后進行模態分析，結果如表1所示。與原有實體結構相比，為保證支架的一階頻率降低小于10%，選用芯格尺寸為6 mm×0.5 mm的鈦合金蜂窩。

表1 芯格尺寸對支架頻率的影響

4 星敏支架的計算分析

4.1 熱分析

在上述鈦合金蜂窩選型的基礎上進行熱分析。某時刻的溫度分布如圖3和圖4所示。

圖3 連接座底部采用鈦合金實體結構的溫度分布Fig.3 Connecting seat base using titanium alloy solid structural temperature distribution

圖4 連接座底部采用鈦合金蜂窩夾層結構的溫度分布Fig.4 Connecting seat base using titanium alloy honeycomb sandwich structure temperature distribution

在有效載荷正常工作狀態下，溫度從有效載荷結構通過鈦合金蜂窩夾層結構傳遞至星敏支架，星敏支架頭部離安裝界面較遠，溫度與環境溫度相同，而支撐桿件和連接界面出現了明顯的溫度梯度。可以看出采用鈦合金蜂窩夾層結構后，支架桿件和星敏支架安裝座部分的溫度明顯降低。

4.2 熱變形分析

建立了星敏支架的有限元模型，導熱體、星敏安裝面和星敏支架安裝座均采用三維實體單元，星敏感器采用質量點單元，其余部分采用殼單元。根據4.1節熱分析得到的溫度數據，通過數據插值將溫度數據傳遞到結構模型上。有限元模型和溫度場模型如圖5和圖6所示。

圖5 連接座底部采用鈦合金實體結構的支架模型Fig.5 Connecting seat base using titanium alloy solid structural bracket model

分析計算后得到支架的變形數據，提取各個安裝面在全局坐標系的原始坐標數據和相應坐標的形變量，采用最小二乘法擬合出各個安裝面的法向矢量變化，獲得星敏支架對星敏感器指向變化的影響，如表2所示。與實體結構相比，采用鈦合金蜂窩夾層結構后，星敏安裝面的指向變化降低了40%多。

圖6 連接座底部采用鈦合金蜂窩夾層結構的支架模型Fig.6 Connecting seat base using titanium alloy honeycomb sandwich structure bracket model

結構星敏安裝面1星敏安裝面2星敏安裝面3鈦合金實體結構/(″)11.911.311.5鈦合金蜂窩夾層結構/(″)6.95.85.9降低百分比/%42.048.748.7

5 試驗驗證

試驗系統由星敏支架試驗件、自準直儀工裝(1和2)、基準板、溫度加載裝置、溫度測量裝置、數據采集與處理系統、光學隔振平臺、光電自準直儀及若干加熱器和熱電偶等組成。其中星敏支架試驗件具有兩種狀態：①支架與有效載荷連接座之間采用鈦合金實體結構；②將鈦合金實體結構更改為鈦合金蜂窩夾層結構。

將基準板固定在光學隔振平臺上，星敏支架安裝在基準板上。為減少基準板對熱變形試驗的影響，星敏支架底座與基準板之間采用玻璃鋼墊片進行隔熱安裝，如圖7所示。

棱鏡1布置在基準板上，用于監測基準板的變形；棱鏡2布置在星敏支架的頂部，遠離連接座的位置，用于監測星敏支架的變形，如圖7所示。為模擬有效載荷工作時與星敏支架間的傳熱過程，對兩種狀態下支架與有效載荷連接座進行加熱，溫度達到平衡后試驗結束。

圖7 星敏支架熱變形試驗Fig.7 Thermal deformation experiment of star sensor bracket

實測溫度數據如圖8所示。棱鏡1和棱鏡2的絕對指向變化分別如圖9和圖10所示。從數據可以看出基準板變形小于0.5″，可以近似認為無變形。星敏感器頂部的棱鏡2在采用鈦合金實體塊時的絕對指向變化為14″，而采用鈦合金蜂窩夾層結構隔熱裝置時絕對指向的變化為7″，變形降低近50%，試驗結果與仿真分析基本吻合。

圖8 星敏支架溫度分布Fig.8 Temperature distribution of star sensor bracket

圖9 基準板的熱變形Fig.9 Thermal deformation of foundation

圖10 星敏支架的熱變形Fig.10 Thermal deformation of star sensor bracket

6 結束語

在星敏支架與有效載荷連接座底部之間，本文提出了采用鈦合金蜂窩夾層結構代替鈦合金實體結構的方法，來降低安裝于有效載荷上的星敏支架溫度梯度，同時控制星敏支架與有效載荷間的連接剛度降低百分比，從而達到提高星敏感器指向精度的目的。在實際工程中減少熱量傳遞的同時盡可能少地減小剛度損失，使熱變形控制達到最優化是需要繼續深入研究的課題。本文在保證星敏支架剛度降低不大于10%的前提下，采用鈦合金蜂窩夾層結構能使星敏安裝面的指向精度提高40%以上，為提高衛星定姿精度和遙感成像質量提供了一種技術手段。此方法可以為其他需要隔熱和控制熱變形的結構設計提供參考。

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(編輯：張小琳)

A Method for Controlling Thermal Deformation of Star Sensor Bracket

REN Youliang WANG Zhiguo HU Bingting

(Shanghai Institute of Satellite Engineering，Shanghai 201109，China)

In the high precision earth remote sensing satellites,requirements for the pointing accuracy of satellite attitude are strict. Star sensor is the principal measure component of the satellite attitude,in order to reduce the thermal deformation of star sensor bracket for the influence of star sensor,therefore it is necessary to control the thermal deformation of star sensor bracket. In this paper a kind of connection is presented in which,titanium honeycomb sandwich structure is mounted between star sensor bracket and star sensor bracket mounting structure. The high heat resistance,low distortion and low stiffness properties of the titanium alloy honeycomb structure are used to control the thermal deformation of star sensor bracket. Under the premise that the stiffness reduction of star sensor bracket is less than 10%,the heat transmission from payload to star sensor is reduced by the reasonable selection in the titanium alloy honeycomb. Results of simulation and experiment show that titanium honeycomb sandwich structure has better control of the deformation effect. The thermal deformation of star sensor bracket is significantly reduced from 14″ to 7″,and the pointing accuracy of star sensor is improved. The method in this paper can be used as a reference for thermal deformation control of other equipment brackets and optical load mounting structures on spacecraft.

star sensor bracket；thermal deformation；titanium alloy honeycomb structure；heat insulation material

2016-06-22；

2017-03-29

任友良，男，碩士，工程師，從事衛星結構設計工作。Email：youliangr@126.com。

V414.6

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.02.011