高分七號衛(wèi)星多探頭甚高精度星敏感器熱設計與驗證

余成武 隋杰 陳超 童葉龍 程會艷 陳建峰 王曉燕 武延鵬

(1 北京控制工程研究所，北京 100094)(2 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

星敏感器屬于高精度光學姿態(tài)測量敏感器，廣泛應用于衛(wèi)星及飛船控制系統(tǒng)。它以恒星作為參照目標，通過星圖識別技術(shù)計算三軸慣性姿態(tài)信息。星敏感器的測量誤差[1]主要包括隨機誤差、低頻誤差[2]和系統(tǒng)誤差。其中：隨機誤差可以通過與陀螺聯(lián)合濾波的方法加以克服。系統(tǒng)誤差引起的姿態(tài)確定誤差是固定常值，可以利用已知地面控制點信息加以標定與補償。低頻誤差引起的姿態(tài)確定誤差呈現(xiàn)出與低頻誤差特性一致的周期波動，難以通過上述方法加以消除。

低頻誤差是星敏感器影響衛(wèi)星姿態(tài)控制精度的重要誤差源，主要包括視場相關(guān)誤差(短周期項誤差)和熱穩(wěn)定性誤差(長周期項誤差)。熱穩(wěn)定性誤差是低頻誤差的重要組成部分，占星敏感器在軌低頻誤差的60%，占星敏感器總測量誤差的40%。因此，熱穩(wěn)定性誤差已成為制約星敏感器精度進一步提升的瓶頸。對于高分辨率遙感、測繪等衛(wèi)星，星敏感器的測量精度及熱穩(wěn)定性直接決定了地面觀測區(qū)域的準確性及長時間觀測的連續(xù)性，因此需要盡可能減小熱穩(wěn)定性誤差。

高分七號(GF-7)衛(wèi)星是我國首顆亞米級高分辨率光學傳輸型立體測繪衛(wèi)星，配置了2臺國產(chǎn)多探頭甚高精度星敏感器，對單臺星敏感器提出了光軸姿態(tài)測量精度優(yōu)于1″、光軸熱漂移優(yōu)于0.3(″)/℃的技術(shù)指標需求。本文針對星敏感器高熱穩(wěn)定性的任務需求進行熱設計，完成了地面熱試驗和在軌測試，驗證了熱設計的合理性。這種高熱穩(wěn)定性熱設計思路，可應用于后續(xù)航天器星敏感器的熱設計中。

1 星敏感器高熱穩(wěn)定性熱設計

針對GF-7衛(wèi)星星敏感器的高熱穩(wěn)定性要求，本文提出了星敏感器內(nèi)部熱設計與整機的熱控設計耦合進行的方案。

1.1 星敏感器結(jié)構(gòu)及內(nèi)部熱設計

星敏感器構(gòu)型如圖1所示，安裝法蘭作為主承力結(jié)構(gòu)，位于星敏感器中部，光學系統(tǒng)直接安裝在安裝法蘭上，而遮光罩組件通過遮光罩支撐結(jié)構(gòu)安裝在安裝法蘭上，線路盒通過線路盒支撐結(jié)構(gòu)安裝在安裝法蘭上。

圖1 星敏感器構(gòu)型示意Fig.1 Structure diagram of star sensor

星敏感器整機高熱穩(wěn)定設計采用一體化全局熱設計思路[3]，以安裝法蘭和光學鏡頭為結(jié)構(gòu)和熱設計核心，綜合考慮結(jié)構(gòu)材料、熱源分布、散熱路徑、工作環(huán)境等因素，保證熱分布滿足整機的溫度梯度要求。①以安裝法蘭、光學鏡頭為整機的主體結(jié)構(gòu)進行設計；②光學結(jié)構(gòu)選型和光機結(jié)構(gòu)選擇設計應盡量采用對稱結(jié)構(gòu)形式，應具有對熱不敏感或熱匹配、熱穩(wěn)定性較好的性能要求；③通過選擇低線脹系數(shù)材料并合理設計重要零件形狀，減小可能出現(xiàn)的熱變形；④通過選用不同線脹系數(shù)結(jié)構(gòu)材料并合理搭配，在關(guān)鍵尺寸鏈中形成補償環(huán)，可在一定程度上使熱變形自動抵消；⑤進行傳熱通道設計，使星敏感器內(nèi)部溫度場分布更趨合理，有利于抑制熱變形；⑥降低內(nèi)部熱源互擾，采用各組件隔熱設計及大功率器件快速導熱設計。

由于星敏感器在軌長期工作，整機功耗為2 W，集中在線路盒組件，而整機功耗相對于星敏感器整機產(chǎn)品所承受的外熱流(≥20 W)為小量，因此星敏感器內(nèi)部主要零組件之間的隔熱設計是熱設計的重點。

遮光罩是星敏感器中主要受到太陽光、地氣光等外熱流輻射的重要部件，其主要功能是用來抑制太陽光、地氣光等雜光，因此其內(nèi)部噴涂太陽吸收比較高的黑漆。這樣，在受到太陽光的直接照射時，溫度升高很快且溫度較高；在進入陰影區(qū)無太陽光照射時，溫度又很快下降。

在設計星敏感器結(jié)構(gòu)時，通常在遮光罩與安裝法蘭之間采用隔熱設計。遮光罩與安裝法蘭之間通過一個圓錐臺式的支撐結(jié)構(gòu)連接。這種支撐結(jié)構(gòu)強度較好，但剛度較大，遮光罩受熱變形極易傳遞至星敏感器安裝法蘭上，且遮光罩的熱量也會隨著遮光罩支撐結(jié)構(gòu)直接快速傳遞至星敏感器安裝法蘭上。為提高星敏感器的熱穩(wěn)定性，采用基于兩腳架(Bipod)結(jié)構(gòu)[4]的遮光罩柔性支撐形式。Bipod結(jié)構(gòu)與遮光罩組件之間為3點接觸，Bipod結(jié)構(gòu)與星敏感器本體結(jié)構(gòu)的安裝法蘭間為6點接觸，6個點沿圓周均布。為增加星敏感器的強度及剛度，Bipod選用鈦合金TC4材料，并在兩腳之間設計了加強梁，如圖2所示。

圖2 Bipod結(jié)構(gòu)示意Fig.2 Diagram of bipod structure

1.2 星敏感器熱控設計

考慮到星敏感器支架的目標溫度為常溫，也是基準溫度[5]，為減小星敏感器與支架的相互影響，設定支架與星敏感器的目標溫度相同。根據(jù)相關(guān)的熱變形分析，最終確定星敏感器安裝法蘭和光學鏡頭的熱控指標為基準溫度±1 ℃。星敏感器熱控采用機熱一體化設計方案，在星敏感器本體上完成散熱與控溫設計。線路盒組件建立一個散熱通道，實現(xiàn)廢熱排散，在鏡頭與安裝法蘭上布置主動控溫回路，采用偏低溫設計方法，確保安裝法蘭、光學鏡頭始終處于主動控溫狀態(tài)，最終實現(xiàn)安裝法蘭、光學鏡頭較好的溫度穩(wěn)定性和均勻性控制。

星敏感器熱控設計的主要思路包括：①采用線路盒組件散熱通道設計，即散熱通道設計在單機層面解決，與整星無接口，同時考慮通用性、可實施性，能夠適應不同星敏感器布局和不同軌道熱環(huán)境。②加強安裝法蘭與線路盒之間的隔熱設計，同時加強線路盒周向均溫擴熱能力，達到減小安裝法蘭溫度波動、溫度梯度、散熱面積及控溫功率的目的。③加強遮光罩與安裝法蘭之間的隔熱設計，減小遮光罩對法安裝蘭溫度的影響，達到減小安裝法蘭溫度波動的目的。④安裝法蘭及光學鏡頭鏡筒布置主動控溫回路，確保安裝法蘭及光學鏡頭鏡筒溫度穩(wěn)定度及溫度梯度。

為滿足星敏感器安裝法蘭和光學鏡頭的熱控指標要求，并考慮星敏感器熱控的通用化設計，星敏感器熱控設計結(jié)果為：①在光學鏡頭組件上布置主動控溫回路，以保證其溫度穩(wěn)定性和溫度梯度，根據(jù)光學鏡頭組件周圍熱環(huán)境情況分別在光學鏡頭前段、中段、后段各布置1路控溫回路；為了保證安裝法蘭溫度穩(wěn)定度及溫度梯度，根據(jù)線路盒組件熱管布局，在安裝法蘭上布置了2路主動控溫回路。②為了保證安裝法蘭與光學鏡頭組件的溫度穩(wěn)定性，強化隔熱措施，在安裝法蘭與星敏感器支架、遮光罩與安裝法蘭、線路盒組件與安裝法蘭之間均加裝聚酰亞胺隔熱墊。除遮光罩前段、散熱板正面噴涂KS-ZA白漆外，其余部位包覆多層隔熱組件，鏡頭組件中段部分包覆多層隔熱組件。

2 星敏感器熱穩(wěn)定性仿真分析

采用“熱-力-光一體化”的分析方法進行星敏感器熱穩(wěn)定性仿真分析[6]。該方法的主要流程是：①使用熱分析軟件進行星敏感器在軌熱分析；②將溫度場結(jié)果導入有限元軟件進行模型熱應力和熱變形等的計算；③使用SigFit軟件導出光學系統(tǒng)(如鏡片的變形)數(shù)據(jù)，經(jīng)過相關(guān)擬合后構(gòu)造CodeV光學模型文件；④利用MatLab和CodeV軟件聯(lián)合仿真，計算光軸指向誤差，即熱漂移角度。

2.1 基于外熱流的星敏感器熱分析

根據(jù)衛(wèi)星運行軌道參數(shù)、β角(衛(wèi)星外表面上某一微元面積的法線與衛(wèi)星-地球連線的夾角)[7]和星敏感器熱控方案及星敏感器內(nèi)部電子元器件的功率等，設置好邊界條件及約束條件，進行高溫、低溫工況條件下的瞬態(tài)熱分析。此處的高溫、低溫工況均指軌道條件，高溫工況與低溫工況條件如表1所示。通過分析計算和試驗分別獲得高溫、低溫工況下的星敏感器溫度分布(如表2所示)，結(jié)果均可滿足指標要求。

表1 工況設置Table 1 Working condition setting

表2 分析和試驗結(jié)果Table 2 Results of analysis and testing ℃

2.2 星敏感器成像分析與光軸熱漂移計算

以星敏感器光學系統(tǒng)光軸與探測器靶面交點為坐標原點O，以光軸為Z軸(滾動方向)，垂直于Z軸并平行于探測器靶面行方向為X軸(俯仰方向)，列方向為Y軸(偏航方向)，X軸、Y軸、Z軸成右手正交坐標系，如圖3所示。

圖3 星敏感器坐標系Fig.3 Star sensor coordinate system

星敏感器整機及其光學系統(tǒng)受熱產(chǎn)生溫度波動，進而導致熱變形，通過光學系統(tǒng)成像的星點像斑位置和能量分布在像面上均會發(fā)生變化，因而星點質(zhì)心也會發(fā)生位置偏差，給星點識別及姿態(tài)計算帶來誤差，也就是熱變形導致的光軸熱漂移。光軸熱漂移分析結(jié)果如表3所示。可知，在一個軌道周期中的光軸熱漂移優(yōu)于±0.3″，達到了設計指標。

表3 繞X，Y軸光軸熱漂移Table 3 Thermal drifts of optical axis around X-axis and around Y-axis (″)

3 星敏感器熱試驗

3.1 星敏感器熱穩(wěn)定試驗

熱穩(wěn)定試驗[8-9]通過模擬星敏感器在軌工作時所處的熱工況，使星敏感器內(nèi)部形成相應的溫度場分布，測量在不同熱環(huán)境下的熱穩(wěn)定性。熱穩(wěn)定性試驗的目的是測試星敏感器在不同熱環(huán)境下的光軸指向漂移，驗證指向漂移是否滿足精度分配指標，并驗證星敏感器的熱(結(jié)構(gòu))設計的合理性。

熱穩(wěn)定性試驗要求將星敏感器放置在真空罐內(nèi)的控溫平臺上，星模擬器放置在真空罐外的光學平臺上，如圖4所示。對星敏感器安裝法蘭進行控溫，控溫范圍為17→19→20→21→23(℃)，被測星敏感器外部及內(nèi)部特定組件處貼有熱敏電阻，試驗過程可采集溫度數(shù)據(jù)并記錄。

圖4 星敏感器熱穩(wěn)定試驗布局示意Fig.4 Layout diagram of thermal stability test for star sensor

星敏感器透過真空罐上的光學玻璃窗口可以對星模擬器星點成像，從輸出星點坐標的變化情況監(jiān)測光軸指向變化。以溫度循環(huán)17→19→20→21→23(℃)中20 ℃漂移均值為基礎(chǔ)，考察其他溫度水平下漂移角度的相對值，并依此計算單位溫度漂移。

各溫度水平下漂移相對值如表4所示，光軸漂移-溫度曲線及線性擬合如圖5所示。

表4 光軸熱漂移-溫度關(guān)系Table 4 Relationship between thermal drifts of optical axis and temperature

圖5 光軸漂移-溫度曲線及線性擬合Fig.5 Curves and linear fits of thermal drifts of optical axis changes with temperature

擬合后得到星敏感器繞X軸方向光軸漂移為±0.223(″)/℃，繞Y軸方向光軸漂移為±0.168(″)/℃，均優(yōu)于±0.3″，達到了技術(shù)指標要求。

3.2 星敏感器熱平衡試驗

星敏感器熱平衡試驗主要用于驗證熱控設計的正確性，同時測試在該環(huán)境下的光軸漂移情況。星敏感器熱平衡試驗在真空低溫環(huán)境下進行，模擬星敏感器真實在軌狀態(tài)。罐內(nèi)真空度優(yōu)于1×10-3Pa，熱沉填充液氮以保持100 K低溫環(huán)境。星敏感器熱控實施后，安裝于罐內(nèi)試驗支架上。試驗時通過加熱器模擬星敏感器在軌所受的外熱流，并通過星敏感器安裝邊界溫度的控制模擬星敏感器在軌的真實溫度環(huán)境。設置不同工況以驗證熱控設計是否滿足相關(guān)技術(shù)要求。

試驗中星敏感器正常工作，并對平行光管(星模擬器)的星點成像。通過星點提取算法計算星點質(zhì)心位置。假設星模擬器與星敏感器安裝支架之間無相對位置變化，則由成像原理可知，星點在像面上坐標位置的變化，可近似表征星敏感器光軸的變化。結(jié)合不同的熱工況，可計算星敏感器在一個軌道周期內(nèi)的光軸漂移量。

根據(jù)星敏感器的在軌受照等不同情況，設置如表1所示工況。各工況的周期按軌道周期95 min模擬。每圈時間開始為光照區(qū)起始時間，光照區(qū)時間按60 min模擬，陰影區(qū)為35 min。不同工況的差別主要體現(xiàn)在邊界溫度、外熱流大小的不同。

星敏感器熱平衡試驗溫度試驗結(jié)果如表5所示。熱平衡試驗結(jié)果表明：①在高低溫工況下星敏感器鏡頭組件溫度水平在19.39～21.13 ℃，軸向溫差、周向溫差均小于1.3 ℃，溫度波動優(yōu)于0.44 ℃。②熱分析結(jié)果與熱試驗結(jié)果接近，表明熱分析模型正確。③熱控設計能夠滿足星敏感器熱控需求。

表5 熱平衡試驗結(jié)果Table 5 Temperature results of thermal stability test ℃

采集低溫工況和高溫工況的星點數(shù)據(jù)，得到光軸熱漂移結(jié)果，如表6所示。從表6可知，在繞X軸方向光軸熱漂移在±0.55″左右，在繞Y軸方向光軸熱漂移在±0.16″左右。經(jīng)過分析，繞X軸方向超差可能與試驗布局在上下方向不對稱相關(guān)。

表6 熱平衡試驗中光軸漂移量

4 星敏感器在軌驗證

4.1 星敏感器在軌溫度數(shù)據(jù)

本文統(tǒng)計了GF-7衛(wèi)星入軌1個月內(nèi)的溫度數(shù)據(jù)，具體見圖6。入軌初期，星敏感器光學鏡頭組件溫度范圍為19.85～20.30 ℃，周向溫度梯度不大于0.3 ℃，軸向溫度梯度不大于0.4 ℃，溫度波動范圍為0.1～0.2 ℃，星敏感器安裝法蘭溫度范圍為19.97～20.15 ℃，溫度梯度不大于0.2 ℃，溫度波動范圍為0.1～0.2 ℃，滿足設計指標要求。

圖6 入軌初期星敏感器安裝法蘭與 光學鏡頭組件溫度曲線Fig.6 Temperature of interface and optical lens of star sensor at early stage on orbit

4.2 星敏感器指標在軌驗證情況

GF-7衛(wèi)星配置2臺國產(chǎn)多探頭甚高精度APS星敏感器(星敏感器1a和1b)，2個星敏感器光軸夾角在慣性空間的安裝位置保持不變，由于在軌外熱流的影響，星敏感器及星敏感器支架都會產(chǎn)生熱變形，導致單個星敏感器光軸發(fā)生漂移，因此通常用2個星敏感器光軸夾角誤差[10]來衡量星敏感器及其支架的熱穩(wěn)定性。

星敏感器1a與1b光軸夾角誤差如圖7所示。它們的光軸夾角誤差為±1.8″，而以往星敏感器光軸夾角誤差最小為±7″，可見GF-7衛(wèi)星星敏感器的熱穩(wěn)定性能優(yōu)異。

圖7 國產(chǎn)多探頭甚高精度星敏感器1a與 1b光軸夾角誤差Fig.7 Optical axis included angle error between star sensor 1a and 1b

5 結(jié)束語

本文針對應用于GF-7衛(wèi)星上的國產(chǎn)多探頭甚高精度星敏感器進行了高熱穩(wěn)定性的詳細熱設計。仿真分析、地面熱試驗結(jié)果表明，各種工況下星敏感器安裝法蘭、光學鏡頭鏡筒的溫度均能滿足星敏感器熱控指標要求，熱穩(wěn)定性指標也能滿足任務需求。在軌測試驗證結(jié)果顯示：星敏感器安裝法蘭、光學鏡頭鏡筒的溫度也均在熱控指標范圍內(nèi)，且星敏感器光軸夾角誤差遠優(yōu)于以往星敏感器最小的光軸夾角誤差，驗證了國產(chǎn)多探頭甚高精度星敏感器熱設計的合理與有效性。本文中的熱設計及驗證方法，可應用于其他航天器上的星敏感器、交會對接敏感器和導航避障相機的熱設計中。