局限空間內的靜態星模測試支架設計

徐波濤，張 偉，周孝倫，郭 凱，廖宏博

（1.北京衛星環境工程研究所； 2.北京市航天產品智能裝配技術與裝備工程技術研究中心；3.北京空間飛行器總體設計部：北京 100094）

0 引言

星敏感器（星敏）作為一種高精度空間姿態光學敏感器，在航天領域有廣泛應用[1]。在航天器AIT階段，為了驗證星敏各項指標是否正常，需要對其精度進行標定。標定過程需要使用靜態星模擬器（星模），通過對固定天區靜態星圖的模擬與顯示，對星敏進行功能驗證和精度標定。

衛星的熱控設計決定了星敏在軌期間需要通過星敏輻射器進行散熱。然而，由于星敏輻射器及其安裝支架與星模安裝位置存在空間干涉，在進行星模測試前必須先拆除星敏輻射器。為避免反復拆裝造成的操作風險和效率浪費，必須研制小型化的星模測試支架，以確保在星敏輻射器已裝星的空間受限情況下，仍可進行靜態星模測試。

星模主要由長焦距準直光學系統和目標星圖組成，需要具有精密的機械支持結構，并與星敏鏡頭保持嚴格的準直。這些要求使得星模測試支架的小型化比較困難。

本文根據星模的測試原理，確定了受限空間下小型化支架的設計約束；利用支架結構在載荷條件下的微變形設計了尺寸補償和自鎖緊功能，實現了星模測試支架的小型化；并進行力學分析和安裝試驗，驗證了設計的可行性。

1 星模安裝條件分析

1.1 空間尺寸分析

構型布局設計初期，為了保證良好的操作和測試空間，某衛星星敏設備布局如圖1所示。結果在z向沖擊試驗后，該星敏支架的輻射板懸臂上有2處OSR片被振裂，分析其原因是輻射器邊緣振動響應比較大。為此，增加了1處角盒支架，同時縮小了星敏及其輻射器的懸臂長度，改進后的星敏安裝狀態如圖2所示。可以看到，增加的支架與星敏測試所使用的星模支架的安裝位置相互干涉，同時星敏輻射器本身也與星模支架的安裝位置存在干涉，這就使得采用現有的幾類安裝方式均無法實現星模的鏡頭安裝。

圖1 星敏安裝原始狀態Fig.1 Star sensor assembly in original scheme

圖2 改進后的星敏安裝狀態Fig.2 Star sensor assembly improved

1.2 操作流程分析

由于存在多處空間干涉，若采用傳統方式安裝靜態星模對已安裝星敏熱管及輻射器的星敏進行星模測試，則需要先拆除輻射器，測試完成后再復裝。這導致星敏與相應熱管無法以飛行狀態涂膠，則整星力學試驗無法以真實狀態考核星敏及其附件的力學性能，熱試驗也無法以實際傳導條件模擬星敏及其輻射器的熱控性能。尤其是在拆除星敏輻射器后，為保護已充液的環路異形熱管不受應力，還需要特別設計和安裝2個熱管工藝支撐板（見圖3），給星敏輻射器的拆裝工作帶來額外難度和風險。

圖3 星敏熱管工藝支撐板安裝示意圖Fig.3 Supporter for heat pipes for the star sensor

從上述分析發現，若需要進行多次星模測試，則要完整重復圖4所示的安裝流程，帶來難以接受的風險和工作反復。尤其是，熱試驗還為星敏輻射器及其支架，熱管及其卡箍，星敏及其支架等部件安裝了多層隔熱組件（MLI），這些熱控設施造價不菲。傳統安裝模式下熱試驗前后星敏及輻射器相關操作流程見圖5。

圖4 傳統安裝模式下星敏、熱管輻射器的單次安裝流程Fig.4 Traditional workflow for assembling the star sensor and its radiator in a singel installation

圖5 傳統安裝模式下熱試驗前后星敏及輻射器操作流程Fig.5 Traditional workflow for assembling star sensor and its radiator before/after thermal test

若設計一種新型的靜態星模測試支架，既能滿足星模安裝精度要求，又能支持在星敏輻射器已安裝狀態的受限空間下進行操作，則可以按真實飛行狀態參加EMC試驗、力學環境試驗和熱真空試驗，工作流程將得到優化，見圖6。

圖6 使用新型星模測試支架的星敏及輻射器安裝流程Fig.6 Improved workflow for assembling star sensor and its radiator in a singel run

2 星模測試支架設計

2.1 設計指標的確定

星敏感器以恒星作為姿態測量的參考源，由光學系統接收模擬來自無窮遠的平行光。星模作為校準設備，其機械精度要求較高[2]。如果在支架調整環節預留足夠精度的機械誤差的補償量，則星模測試指標可以主要關注光軸角α和像面旋轉角β[3]，參見圖7。

圖7 星模模擬恒星光源的誤差模型Fig.7 Model for error analysis of star simulator

NASA噴氣推進實驗室的相關研究表明：在一定小值范圍內，像面與星敏光軸之間的夾角誤差對星敏測量精度的影響很小，只作為反映星敏測量精度的指標[4]。本文僅設計星模測試支架，光學系統沿用成熟系統，故不討論光學系統畸變對誤差的影響。

假設像面繞y軸的夾角為α，根據圖7，實際模型中的星像點位置坐標P(x,y)將移動至Pa(xa,ya)，則有：

式(1)、(2)中，ra和r分別為光軸旋轉后和初始位置時，P點與原點O的距離。

像面的旋轉角β通過標校進行修正[5-6]。在本文的成像模型和計算模型下，由靜態星模原理，有x,y＜＜f，各個誤差對系統的影響可以通過標定而消除。同時為了得到期望的天球赤道坐標和恒星時，在一次測試中會需要調整旋轉角β。配合多次觀測數據可得到足夠精度的標定參數，從而實現星敏感器參數標定及誤差補償。

恒星方向矢量為

其中

輻射器安裝狀態與星體基準平行度應小于0.1°。星敏輻射器有一個角盒距離星敏遮光罩過近，與星模卡環的安裝過程干涉，因此星模支架的主要干涉尺寸約束為：星敏遮光罩端部距離星敏輻射器13 mm，星敏遮光罩側緣距星敏輻射器角盒（即支架）最小距離約40 mm。

至此，星模測試支架的設計約束基本確定，即：

1）確保星模與星敏相對位置滿足要求；

2）支架穩定固定星模，安裝狀態最大變形小于0.1°；

3）確保星敏內無外部光線進入；

4）星模測試支架與星體無干涉；

5）星模測試支架容易安裝和拆除。

2.2 星模測試支架構型

根據星敏外形，結合星敏在衛星背地板的布局，以及星敏周圍的可用空間情況，提出星模測試支架構型，其主要零件配套表參見表1。

表1 星模測試支架零件配套表Table 1 Star simulator bracket: BOM

星模通過外螺紋與星模測試支架連接，外螺紋規格為M61×0.75。星敏安裝接口參見圖8；星模測試支架構型參見圖9；整星狀態下星模測試支架與星敏的裝配關系參見圖10。星模卡環卡在星敏遮光罩的結構表面，具有防轉動功能。從支架與星敏的裝配關系中可以看出，支架距星敏輻射器的最小距離為11 mm，距星敏輻射器角盒1的最小距離約為34 mm，整個支架卡裝操作全過程中與產品的最小距離即11 mm。

圖8 星敏安裝接口Fig.8 Structural interface of the star sensor

圖9 星模測試支架構型Fig.9 Structural model for the star simulator

圖10 星模測試支架與星敏裝配關系Fig.10 Structural relationship between the star sensor and the star simulator

3 靜力分析

制作星模測試支架所用的鋁合金2A12材料的基本力學性能參數為：彈性模量E=70 GPa；剪切模量G=27 GPa；泊松比v=0.3。

靜力分析條件：

1）星敏與星敏支架組合設置3個接觸面位移約束和旋轉約束，卡環與螺柱通過安裝孔定位，并與底面安裝孔進行固支約束；

2）星敏蓋板與星敏遮光罩接觸處按內徑156 mm、外徑162 mm環狀接觸面進行固支約束，蓋板與螺柱通過安裝孔進行固支約束。

3）每個蝶形螺母配合螺柱將蓋板向下壓緊的力為10 kgf（1 kgf=9.807 N）。

星模測試支架主要承力件的有限元模型條件設置與網格劃分見圖11。

言語反諷是指我們說的是一回事，而暗含的卻是另外一回事。因此，言語反諷中不可避免地存在著表面意義和隱藏意義、語言的包裝與真實意圖之間的對比與矛盾，但是也正是通過這種強烈鮮明的對比，聽眾才能夠通過表面意義讀出作品的隱藏意義，從而體會到比直接陳述更為深刻和尖銳的思想內蘊[6]。

圖11 星模測試支架承力件有限元分析邊界條件設置與網格劃分Fig.11 Finite element analysis of the configuration of the star simulator’s testing bracket

圖12為半卡環的受力形變分布，可以看到，支架卡環的兩耳處受拉最大變形量為0.006 2 mm，最大von Mises應力僅4.05 kPa。圖13和圖14為蓋板的受壓形變和應力分布，可以看到，4 mm厚蓋板的最大受壓變形為0.008 mm，其最大應力位于蝶形螺母下緣與蓋板接觸處，但僅為9.2 MPa，遠小于2A12材料的許用值。

圖12 半卡環形變分布Fig.12 FEA result for the brace: deformation

圖13 蓋板形變分布Fig.13 FEA result for the cover: deformation

圖14 蓋板應力分布Fig.14 FEA result for the cover: stress

4 工程應用

從半卡環的受力形變分布（圖12）可以看到，當連接桿對卡環施加20 kgf的拉力時，卡環耳片向內變形0.006 2 mm，此變形帶來的連接桿頂端向內的變形可由耳片等效懸臂長度（20.0 mm）與連接桿有效長度（74 mm）的比值求得為0.023 mm；考慮雙側均內縮，共有0.046 mm的變形量，參見圖15。

圖15 星敏半卡環受力變形尺寸Fig.15 Screw displacement in the brace’s deformation

從蓋板的受壓形變分布（圖13）可以看到，蓋板中部圓孔有0.002 mm的對稱起翹。通過分析可知，在20 kgf壓力及靜力分析條件2）中所給出的接觸面積下，1 mm軟性襯墊材料的下沉尺度約為0.16 mm，遠大于0.002 mm的起翹尺度，可確保蓋板的遮光性能滿足使用要求。

由圖13還可發現，支撐蓋板的最大變形為0.008 mm，且為對稱分布，不會給標定后的星模光軸角α引入誤差。即使考慮工程上最惡劣的情況，一側完全無變形，另一側反向變形，所引入的誤差也僅為Δα=2×arctan(0.08/160)≈0.002 9°≈0.36′，幾可忽略。

0.1 °的角度允差一般要求優于0.05°的角度調整能力。在本例中，通過在星模測試支架蓋板與產品接觸面間補充粘貼厚度0.1 mm的聚四氟乙烯膠墊來實現精度調整，其最小調整角度值為0.035°。精度調整是一次性的，在首次測試前完成。

衛星總裝狀態下，應用該新型星模測試支架的尺寸兼容性如圖16所示。經過某型號多次專項測試的驗證，該星模測試支架容易安裝和拆除，可準確確定星圖姿態四元數，星模與星敏相對位置實現了設計指標，滿足測試要求。

圖16 整星狀態下新型測試支架的尺寸兼容性Fig.16 Spatial compatibility of the star simulator in systemlevel test

5 結束語

本文根據星模安裝的受限空間特點，通過分析裝配流程，提出新型星模測試支架的設計方案，并從星模的工作原理出發，確定了新型星模測試支架的技術指標。

本設計的工程應用要點為：滿足空間尺寸約束的同時，實現安裝狀態最大變形不大于0.1°的指標。利用支架安裝特點所產生的必要變形，縮小了關鍵構件的尺寸；利用緩沖防護材料，實現精度一次性調整功能，滿足了既定設計指標。

對該新型支架產品進行了實際安裝試驗，驗證了其功能可行性和完備性。新型支架的應用降低了衛星總裝風險，優化了總裝流程，提高了總裝效率。本文設計思路也具有一定的推廣價值。