任友良 王志国 胡炳亭

(上海卫星工程研究所，上海 201109)



一种星敏感器支架热变形控制方法

任友良 王志国 胡炳亭

(上海卫星工程研究所，上海 201109)

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。

星敏支架；热变形；钛合金蜂窝夹层结构；隔热材料

1 引言

随着空间技术的发展，高分辨率卫星对星敏感器指向精度的需求越来越高[1-2]，星敏感器的指向精度需达到角秒量级。但是，高轨高分辨率成像卫星中热变形对图像定位与配准系统有较大的影响[3]，为提高卫星定姿精度，通常将多台星敏感器按照特定角度安装在星敏感器支架(以下简称星敏支架)上，以控制星敏感器由于在轨温度变化引起的热变形，星敏支架则通常安装在有效载荷的安装基板上(如美国地球静止环境业务卫星GOES等)，当有效载荷工作时，其产生的热量将通过安装基板传递至星敏支架，导致星敏支架产生变形。可通过在两者连接界面上增加隔热材料，以达到减少热传、控制热变形的目的。

目前星上常用的隔热材料主要包括钛合金、玻璃钢和聚酰亚胺[4-5]。玻璃钢和聚酰亚胺的隔热能力明显优于钛合金，但聚酰亚胺的热膨胀系数较大，另外玻璃钢和聚酰亚胺在经过振动后会出现形状改变，尺寸稳定性较差，无法保证其安装精度。钛合金热膨胀系数低、尺寸稳定性好，国内对钛合金蜂窝夹层结构研究较少，主要集中在成型工艺[6-9]、力学性能[10-11]、传热性能[12-13]等方面。随着我国钛合金蜂窝夹层结构制造技术的日益成熟，在飞机上已经大量使用了钛合金蜂窝夹层结构。但在航天器上钛合金蜂窝夹层结构的应用较少。目前已有在星敏支架与有效载荷之间采用钛合金实体结构进行热隔离的先例。热变形分析表明，由于有效载荷结构热量传递导致的星敏支架热变形高达10″，仍无法满足星敏感器安装精度的要求。

针对某卫星星敏支架热变形较大的问题，本文设计了一种钛合金蜂窝夹层结构代替原有的钛合金实体结构，减小了有效载荷传递至星敏支架热量同时，降低了有效载荷和星敏支架间的连接刚度。通过热变形仿真分析与试验，验证了本方法的有效性，表明钛合金蜂窝夹层结构能有效提高星敏感器的指向精度。

2 钛合金蜂窝夹层结构的变形控制原理

星敏支架通过有效载荷连接座安装在有效载荷基板上，星敏支架和有效载荷连接座结构的有限元离散准静态热变形方程[4]可以写为

Ku=R

(1)

式中：R称为结构温度结点载荷列阵，u为结构结点的位移列阵，K称为结构整体刚度矩阵。

平板的导热公式[14]为

(2)

式中：A为平板的表面积；λ为平板材料的导热系数；δ平板的厚度；φ为导热过程中的热流量；Δt=t1-t2，为平板热源面温度t1与平板非热源面温度t2之差。

有效载荷连接座采用钛合金蜂窝夹层结构，相比原有的实体结构，星敏支架和有效载荷连接座的整体刚度降低，从式(1)可以看出，当结构的温度结点载荷列阵不变时，结构整体的刚度变小，则结构结点的位移越大，结构的热变形变大。从式(2)可以看出，当热流量φ、导热系数λ和平板的厚度δ不变的情况下，采用钛合金蜂窝夹层结构的传热面积远小于钛合金实体结构，平板的两侧温差Δt增大，热源面的温度t1升高，非热源面温度t2降低，星敏支架和有效载荷连接座结构，除了有效载荷连接座与有效载荷连接区域的温度升高外，结构的其他大部分区域的温度降低，结构整体热变形降低。

基于以上分析，钛合金蜂窝夹层结构比钛合金实体结构传热面积更小，等效导热系数更低，通过合理设计钛合金蜂窝夹层连接结构，在减少传递热量的同时控制刚度的降低程度(如频率降低小于10%)，能有效减小星敏支架的热变形。

3 结构设计

3.1 星敏支架隔热设计

某卫星星敏支架由支架头部壳体结构、封盖板、星敏安装板1、星敏安装板2、星敏安装板3、支架与有效载荷连接座、内部导热体及支撑杆组件等组成，连接关系如图1所示。支架与有效载荷连接座底部为钛合金实体结构，为进一步减小星敏支架的热变形，将钛合金实体结构更改为刚度更低、隔热性能更好的钛合金蜂窝夹层结构，设计方案如图2所示。

图1 星敏支架Fig.1 Star sensor bracket

图2 星敏支架与有效载荷连接座的钛合金夹层结构Fig.2 Titanium alloy honeycomb structure between star sensor bracket and payload

3.2 钛合金蜂窝夹层结构的选型设计

采用钛合金蜂窝夹层结构进行连接后，将改变星敏支架的力学和热变形性能。隔热能力和连接刚度由蜂窝芯格的尺寸确定。对星敏支架热变形的控制可通过选择蜂窝芯格的尺寸来进行优化设计。钛合金蜂窝夹层结构芯格的可选尺寸分为6 mm×1 mm、6 mm×0.5 mm、6 mm×0.1 mm、6 mm×0.01 mm四种。随着芯格壁厚减小，热阻依次变大，热变形依次减小[13]。为保证安装精度，将原有的9 mm厚的钛合金实体结构更改为蒙皮厚1 mm和芯子厚8 mm的钛合金蜂窝夹层结构。对隔热结构采用上述芯格尺寸后进行模态分析，结果如表1所示。与原有实体结构相比，为保证支架的一阶频率降低小于10%，选用芯格尺寸为6 mm×0.5 mm的钛合金蜂窝。

表1 芯格尺寸对支架频率的影响

4 星敏支架的计算分析

4.1 热分析

在上述钛合金蜂窝选型的基础上进行热分析。某时刻的温度分布如图3和图4所示。

图3 连接座底部采用钛合金实体结构的温度分布Fig.3 Connecting seat base using titanium alloy solid structural temperature distribution

图4 连接座底部采用钛合金蜂窝夹层结构的温度分布Fig.4 Connecting seat base using titanium alloy honeycomb sandwich structure temperature distribution

在有效载荷正常工作状态下，温度从有效载荷结构通过钛合金蜂窝夹层结构传递至星敏支架，星敏支架头部离安装界面较远，温度与环境温度相同，而支撑杆件和连接界面出现了明显的温度梯度。可以看出采用钛合金蜂窝夹层结构后，支架杆件和星敏支架安装座部分的温度明显降低。

4.2 热变形分析

建立了星敏支架的有限元模型，导热体、星敏安装面和星敏支架安装座均采用三维实体单元，星敏感器采用质量点单元，其余部分采用壳单元。根据4.1节热分析得到的温度数据，通过数据插值将温度数据传递到结构模型上。有限元模型和温度场模型如图5和图6所示。

图5 连接座底部采用钛合金实体结构的支架模型Fig.5 Connecting seat base using titanium alloy solid structural bracket model

分析计算后得到支架的变形数据，提取各个安装面在全局坐标系的原始坐标数据和相应坐标的形变量，采用最小二乘法拟合出各个安装面的法向矢量变化，获得星敏支架对星敏感器指向变化的影响，如表2所示。与实体结构相比，采用钛合金蜂窝夹层结构后，星敏安装面的指向变化降低了40%多。

图6 连接座底部采用钛合金蜂窝夹层结构的支架模型Fig.6 Connecting seat base using titanium alloy honeycomb sandwich structure bracket model

结构星敏安装面1星敏安装面2星敏安装面3钛合金实体结构/(″)11.911.311.5钛合金蜂窝夹层结构/(″)6.95.85.9降低百分比/%42.048.748.7

5 试验验证

试验系统由星敏支架试验件、自准直仪工装(1和2)、基准板、温度加载装置、温度测量装置、数据采集与处理系统、光学隔振平台、光电自准直仪及若干加热器和热电偶等组成。其中星敏支架试验件具有两种状态：①支架与有效载荷连接座之间采用钛合金实体结构；②将钛合金实体结构更改为钛合金蜂窝夹层结构。

将基准板固定在光学隔振平台上，星敏支架安装在基准板上。为减少基准板对热变形试验的影响，星敏支架底座与基准板之间采用玻璃钢垫片进行隔热安装，如图7所示。

棱镜1布置在基准板上，用于监测基准板的变形；棱镜2布置在星敏支架的顶部，远离连接座的位置，用于监测星敏支架的变形，如图7所示。为模拟有效载荷工作时与星敏支架间的传热过程，对两种状态下支架与有效载荷连接座进行加热，温度达到平衡后试验结束。

图7 星敏支架热变形试验Fig.7 Thermal deformation experiment of star sensor bracket

实测温度数据如图8所示。棱镜1和棱镜2的绝对指向变化分别如图9和图10所示。从数据可以看出基准板变形小于0.5″，可以近似认为无变形。星敏感器顶部的棱镜2在采用钛合金实体块时的绝对指向变化为14″，而采用钛合金蜂窝夹层结构隔热装置时绝对指向的变化为7″，变形降低近50%，试验结果与仿真分析基本吻合。

图8 星敏支架温度分布Fig.8 Temperature distribution of star sensor bracket

图9 基准板的热变形Fig.9 Thermal deformation of foundation

图10 星敏支架的热变形Fig.10 Thermal deformation of star sensor bracket

6 结束语

在星敏支架与有效载荷连接座底部之间，本文提出了采用钛合金蜂窝夹层结构代替钛合金实体结构的方法，来降低安装于有效载荷上的星敏支架温度梯度，同时控制星敏支架与有效载荷间的连接刚度降低百分比，从而达到提高星敏感器指向精度的目的。在实际工程中减少热量传递的同时尽可能少地减小刚度损失，使热变形控制达到最优化是需要继续深入研究的课题。本文在保证星敏支架刚度降低不大于10%的前提下，采用钛合金蜂窝夹层结构能使星敏安装面的指向精度提高40%以上，为提高卫星定姿精度和遥感成像质量提供了一种技术手段。此方法可以为其他需要隔热和控制热变形的结构设计提供参考。

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(编辑：张小琳)

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，硕士，工程师，从事卫星结构设计工作。Email：youliangr@126.com。

V414.6

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.02.011