分體式主動像元星敏感器高溫度穩定度熱設計及在軌驗證

孫 鵬，魏 然，趙 欣，江 海

（北京空間飛行器總體設計部 空間熱控技術北京市重點實驗室，北京 100094）

0 引言

星敏感器在航天器的姿態測量和控制系統中起著重要的作用，是十分精密的姿態測量部件。其定姿精度及重復精度直接決定衛星地面觀測區域的準確性及長時間觀測的連續性。星敏感器在軌測量時的主要誤差源是溫度變化引起的熱變形，對于高分辨率的空間光學遙感衛星，其星敏感器組件的溫度設計指標范圍較窄，一般為基準溫度±2 ℃，甚至±1 ℃[1-3]。

分體式主動像元星敏感器（active pixel sensor,APS）在軌測量精度高，在衛星中的應用越來越多。對于很多衛星尤其是小衛星而言，星敏感器的熱設計需要以較少資源實現在復雜外熱流變化情況下的高溫度穩定度[4-5]。本文以某太陽同步軌道衛星為例，針對T±2 ℃的高溫度穩定度控溫要求，對3臺分體式APS集中布局的情況采用常規熱控措施進行熱控設計，并給出熱分析計算和在軌驗證結果。

1 星敏感器熱控設計原理

1.1 星敏感器結構特點

分體式APS由探頭和數據處理線路盒2部分組成（見圖1）。其中線路盒安裝在航天器艙內，故在熱控設計中，將探頭和線路盒分開考慮[6]。

圖1 分體式APS外形Fig.1 Configuration of separated type APS

目前，針對分體式APS的控溫需求一般為基準溫度±2 ℃，下文將分別針對2種不同的安裝法蘭控溫需求，結合具體案例進行熱控設計和驗證。

1.2 星敏感器空間熱環境特點

以軌道高度645 km、降交點地方時為10:30AM的某太陽同步軌道衛星為例，其星敏感器通過支架安裝在航天器外表面。由于星敏感器需要對空間目標成像，為減小地球視場的干擾，其最佳安裝位置為航天器的對天面。對天面一般不受地球紅外熱流的影響，但受太陽光的周期性直接照射影響——太陽光可以直接照射到星敏感器法蘭和遮光罩外表面，甚至距離安裝法蘭較遠的遮光罩內表面也會受到陽光照射。

圖2為安裝在某航天器對天面側板上的星敏感器遮光罩內部于2月9日接收的太陽輻照功率，3個星敏感器遮光罩內部接收到的太陽輻照功率平均值分別為1.7、3.7、4.2 W。分體式APS功耗較小，制冷器不開啟時約為1 W；而星敏感器在軌長期工作時，制冷器一般不會開啟。由圖2可見該星敏感器所處的空間熱流環境惡劣，同時其內部構型復雜、熱耗集中，給熱控設計及實現帶來困難。

圖2 某太陽同步軌道衛星星敏感器遮光罩內部接收的太陽輻照功率Fig.2 Received solar heat power in the lens hood for star sensor of an SSO satellite

1.3 星敏感器熱控設計途徑

星敏感器內部熱耗通過傳導的方式傳輸至安裝法蘭，而安裝法蘭主要通過以下途徑向外散熱：

1）在法蘭表面噴涂熱控涂層或貼膜，依靠其自身輻射能力散熱。但法蘭面積有限，且受太陽直照影響大，難以將熱量散除。

2）安裝法蘭與遮光罩連接，遮光罩開口直接對外輻射能量，這部分為遮光罩的固定散熱能力；還可以在遮光罩外表面噴涂熱控涂層或貼膜，以降低遮光罩溫度，從而降低安裝法蘭的溫度。但遮光罩所接收的空間外熱流的變化幅度很大，因此，在對1個軌道周期內星敏感器溫度變化范圍要求較窄的情況下，應謹慎采用此方法。

3）安裝法蘭向后部電子學殼體導熱，再通過輻射的方式向外散熱。但電子學殼體受支架遮擋，對外界空間的視角系數比較小，對星體的視角系數比較大，因此散熱能力非常有限。

4）安裝法蘭向支架傳熱，再通過支架向星體導熱或由支架直接輻射散熱。當支架材料為導熱性能較好的鋁合金材料，且支架安裝環境溫度控制得比較合適時，此種方法散熱能力較強；當支架材料為導熱性能較差的鈦合金材料時，此種方法散熱能力非常有限。

5）直接在法蘭或支架上安裝熱管等高導熱性能產品或材料，將熱量傳導至熱環境較好的獨立散熱面。此方法散熱能力強，但設計及實施的復雜性增加。

綜上，一般當星敏感器支架為鋁合金材料時，通過整星合理設計為星敏感器提供良好的散熱邊界，即可解決星敏感器散熱問題；當星敏感器支架為鈦合金等導熱性能差的材料且外熱流條件不是非常惡劣時，需要協同采用途徑1、2、3等多種方法來實現星敏感器的散熱；在星敏感器外熱流條件非常惡劣的情況下，途徑5是解決星敏感器散熱問題的較佳途徑。因此，在星敏感器的熱設計過程中，需要綜合考慮結構導熱能力、重量限制、資源需求及總裝可實現性等約束條件，合理選擇適合的散熱途徑。

2 星敏感器熱設計實現及驗證

星敏感器熱設計的目標是控制星敏感器安裝法蘭的溫度水平和穩定度，而星敏感器法蘭的溫度水平和穩定度主要受外熱流波動和內熱源影響，因此，在熱設計中需盡量降低星敏感器吸收的外熱流，同時設計合理的散熱途徑將所吸收外熱流和自身內熱源產生的熱量排散出去。此外，當星敏感器處于軌道陰影區時，外熱流突降會加劇星敏感器法蘭的溫度波動，需要設計合理的主動控溫回路[7-11]。

下面，在1.3節基礎上，結合具體案例中2種不同的控溫需求，介紹分體式APS的熱設計實現方法、熱分析結果及其在軌表現。

2.1 分體式 APS-I

星敏法蘭控溫需求：(20±2) ℃。

2.1.1 熱設計輸入

1）軌道參數

該星敏感器安裝于某太陽同步軌道衛星，其軌道參數見表1。

表1 分體式 APS-I的衛星軌道參數Table 1 Satellite orbit parameters of the separated APS-I

2）星敏感器布局

衛星上的3臺星敏感器通過一體化支架安裝于星體-z面，具體安裝位置參見圖3。

圖3 分體式APS-I安裝位置示意Fig.3 Schematic diagram of the separated APS-I in assembly

3）溫度指標要求

星敏感器的工作溫度指標要求見表2。

表2 分體式 APS-I溫度指標Table 2 Temperature requirement of the separated APS-I

2.1.2 熱設計實現

針對分體式APS安裝法蘭(20±2) ℃的控溫需求，在星敏感器的設計中利用1.3節介紹的熱控設計途徑2和4，分別以遮光罩和支架作為散熱面，具體實現方法如表3和圖4所示。

表3 分體式 APS-I組合件熱設計狀態Table 3 Schematic thermal design states of the separated APS-I

圖4 分體式APS-I的多層安裝及白漆噴涂位置示意Fig.4 Locations of MLIs and white paint outside the separated APS-I

鑒于星敏感器法蘭的控溫穩定度要求較高，每個星敏感器均設計了一主一備控溫回路對安裝法蘭進行主動控溫，選用測溫精度為±0.1 ℃的熱敏電阻作為控溫器件，加熱回路為開關控制。控溫設備A/D使用位數為9位，測控溫分辨率（分層值）為0.23 ℃，控溫區間設計為2個分層值（即約0.5 ℃）。主動控溫回路如表4所示，星敏感器的Thermal Desktop熱分析計算結果見表5。

表4 分體式 APS-I主動控溫回路Table 4 Active thermal control loop of the separated APS-I

表5 分體式 APS-I熱分析計算結果Table 5 Thermal analysis results of the separated APS-I

2.1.3 在軌驗證情況

衛星于2018年上半年成功發射，于入軌第2圈轉為對地姿態，至第4日12:48AM，已經連續工作3天，整星溫度達到平衡。圖5為第4日星敏感器安裝法蘭在軌溫度實測數據，衛星三軸對地姿態下星敏感器1～3法蘭在軌溫度控制在18.4～20.2 ℃之間，均滿足(20±2) ℃的溫度控制指標要求，3臺星敏感器法蘭補償加熱回路的占空比均在75%左右。

圖5 分體式APS-I安裝法蘭在軌溫度曲線Fig.5 On-orbit temperatures of the flanges for the separated APS-I

2.2 分體式 APS-II

星敏法蘭控溫需求：(8±2) ℃。

2.2.1 熱設計輸入

1）軌道參數

該星敏感器安裝于某太陽同步軌道衛星，其軌道參數見表6。

表6 分體式 APS-II的衛星軌道參數Table 6 Satellite orbit parameters of the separated APS-II

2）星敏感器布局

衛星上的3臺星敏感器通過一體化支架安裝于星體-z面，具體安裝位置參見圖6。

圖6 分體式APS-II安裝位置示意Fig.6 Schematic diagram of the separated APS-II in assembly

3）溫度指標要求

星敏感器的工作溫度指標要求見表7。

表7 分體式 APS-II溫度指標Table 7 Temperature design objective of the separated APS-II

2.2.2 熱設計實現

針對分體式APS安裝法蘭(8±2) ℃的控溫需求，在星敏感器的設計中利用1.3節介紹的熱控設計途徑2，以遮光罩作為散熱面；同時，由于遮光罩散熱面吸收的外熱流主要來自附近艙板多層對太陽輻射的反射，所以在各星敏感器之間及星敏感器與艙板之間安裝15單元多層，以減少反射。具體實現方法如表8和圖7所示。

表8 分體式 APS-II組合件熱設計狀態Table 8 Thermal design states of the separated APS-II

圖7 分體式APS-II的多層安裝及白漆噴涂位置示意Fig.7 Locations of MLIs and white paint outside the separated APS-II

鑒于星敏感器法蘭的控溫穩定度要求較高，每個星敏感器均設計了一主一備控溫回路對法蘭進行主動控溫，選用測溫精度為±0.3 ℃的熱敏電阻作為控溫器件，加熱回路為開關控制。控溫設備A/D使用位數為8位，測控溫分辨率（分層值）為0.46 ℃，控溫區間設計為2個分層值（即約1 ℃）。主動控溫回路如表9所示，星敏感器的Thermal Desktop熱分析計算結果見表10。

表9 分體式 APS-II主動控溫回路（部分）Table 9 (Parts of) active thermal control loop of the separated APS-II

表10 分體式 APS-II熱分析計算結果Table 10 Thermal analysis results of the separated APS-II

2.2.3 在軌驗證情況

衛星飛行姿態于發射次日1:12AM左右由對日定向轉為三軸對地，由于星敏感器及其支架熱容較小，至同日下午星敏感器溫度已經達到平衡，整星三軸對地姿態下星敏感器1～3法蘭和星敏支架達到在軌溫度平衡時的溫度最大和最小值參見表11和表12。從表中數據可以看出：星敏感器法蘭溫度水平控制在6.4～10.2 ℃之間，所有測溫點溫度波動均在±2 ℃范圍內，3臺星敏感器法蘭的補償加熱回路占空比均在70%左右；星敏感器3法蘭測點（TK32）的最高溫度為10.22 ℃，通過調整控溫門限及控溫區間可將溫度水平控制在(8±2) ℃，但由于不影響星敏正常使用，在軌未做調整；星敏感器支架溫度控制在7.9～10.3 ℃，溫差最大2.4 ℃，滿足溫度指標要求，支架補償加熱回路占空比均在75%左右。

表11 分體式 APS-II法蘭在軌溫度匯總Table 11 On-orbit temperature curves of the separated APS-II's flanges

表12 分體式 APS-II支架在軌溫度匯總Table 12 On-orbit temperature curves of the separated APS-II's bracket

3 結束語

星敏感器熱控設計的關鍵是控制安裝法蘭的溫度水平及穩定度。本文結合具體案例，針對分體式APS高溫度穩定度的要求，歸納總結采用常規熱控措施，以較少的資源應對復雜熱流環境，實現高穩定度控溫的熱設計方法，并根據熱分析數據和在軌運行情況對該熱設計方法的有效性進行了評價。結果表明，該方法在軌實現了星敏感器法蘭溫度波動在±2 ℃內的熱控效果，可為后續分體式星敏感器的熱設計提供參考。