一体化星敏感器温度控制措施及试验验证

孙鹏 赵欣 刘伟 江海

(北京空间飞行器总体设计部，空间热控技术北京市重点实验室，北京 100094)

一体化有源像元(APS)星敏感器由于其姿态测量精度高，在要求高地面定位精度的光学遥感卫星上获得越来越多地应用[1-2]。该星敏感器由于采用一体化结构，单机热耗集中且在不开启制冷器时高达8 W，对星敏感器法兰的温度水平及稳定度影响较大。此外，由于星敏感器大都安装在卫星对天面，空间外热流波动较大，也会对星敏感器法兰的温度水平及稳定度产生较大影响。由于星敏感器的光学组件直接安装在法兰上，法兰的温度水平及稳定度直接影响星敏感器的姿态测量精度，进而影响卫星的地面定位精度。因此，在热设计过程中必须考虑星敏感器法兰的高精度高稳定性的温度控制措施[3-4]。

目前,在轨航天器较少对星敏感器提出(T±1)℃(T为针对不同类型航天器星敏感器的温度要求)高稳定度的温度控制需求，尚未见关于小型APS星敏感器集中布局的高稳定度热设计和试验研究报道。本文以太阳同步轨道卫星为例，针对(20±1)℃高稳定度的温度控制要求，对3台一体化APS星敏感器集中布局的情况进行了全新热控设计并进行了试验验证[5-6]。

1 星敏感器组成及布局

一体化APS星敏感器主要由星敏感器本体、光学系统、遮光罩、制冷器、电路等组成，其外形和在卫星上的安装位置如图1和图2所示[7-8]。3台星敏感器通过1个一体化支架安装在整星-Z侧。

单台星敏感器不开制冷器时热耗为8 W，制冷器开启后热耗为12.1 W。星敏感器组热耗集中，且法兰接口温度要求在整个寿命期间控制在(20±1)℃。

2 星敏感器组件温度控制措施

星敏感器热设计的目标是控制星敏感器安装法兰的温度水平和稳定度，而星敏感器法兰的温度水平和稳定度主要受外热流波动和内热源影响，在热设计中，需尽量减少星敏感器吸收的外热流，同时设计合理的散热途径将星敏感器吸收的外热流和自身内热源产生的热量排散出去。此外，当星敏感器处于轨道阴影区时，外热流突降会加剧星敏感器法兰的温度波动，需要设计合理的主动控温回路。

综上，下文通过热扰动源波动控制、热量传递路径设计和高精度温度控制参数选择3方面，对星敏感器进行热设计。

2.1 热扰动源波动控制

由于星敏感器组件位于整星-Z侧，外热流在一个轨道周期内可从0变化到1300 W/m2。需针对外热流峰值和星敏感器热耗最大极端工况进行热设计，且热设计需同时满足卫星正常飞行和姿态机动飞行姿态。

为有效抑制热扰动源的波动，采取如下措施：

(1)星敏感器外表面包覆多层隔热组件，尽量减少星敏感器(进光口除外)的吸收外热流，减少其热扰动源的总量；

(2)通过星敏感器遮光罩设计逐层消弱进光口的吸收外热流，并通过星敏感器遮光罩与本体的隔热手段，降低外热流对星敏感器本体的影响；

(3)在星敏感器集热冷板布置主动控温加热回路，以抑制星敏感器外热流突降情况下造成的温度波动。

2.2 热量传递路径设计

为将星敏感器热扰动源波动疏散出去，需要构建快速有效的传热通道，将传递到星敏感器的热扰动快速排散，从而保证星敏感器法兰具有极高的温度稳定度，具体措施如下：

(1)在星敏感器法兰与星敏感器支架之间设计集热冷板，收集外热流波动和星敏感器自身热耗波动带来的热量变化；

(2)在整星外热流波动最小的舱板外建立星敏感器的独立散热面，以快速排散星敏感器的热扰动；

(3)在集热冷板和散热面之间构建三维热管网络作为传热通道。

由于热管的传热能力随着长度的增加而减小，单根热管无法满足长距离热量的传递，且热量传递为三维立体路径，单根热管需要多次弯扭才能实现热量的传递，为保证热量传递路径的有效性和可靠性，在集热冷板与散热面之间的热量传递路径中设计过渡冷板，单台星敏感器先使用2根三维小热管将热量从集热冷板传递至过渡冷板上，再使用1根大热管将热量从过渡冷板传递至星敏感器独立散热面。

由于整个热量传递路径复杂，需要精确计算传递路径每一环节的热阻，其中小热管与集热冷板的接触热阻在热量传递路径中较为关键，在热设计过程中需合理设计传热阻值，并做相应的敏感性分析。

2.3 高精度温度控制参数选择

为保证星敏感器法兰接口温度在光照区和阴影区均满足要求，在星敏感器集热冷板布置主动控温加热回路，选用精度为±0.1 ℃的热敏电阻进行控温，并选用控温精度为12 bit的控温仪对加热回路进行比例温度控制。

基于以上热设计方法的星敏感器组件最终热控措施如图3所示。

3 星敏感器热仿真分析

3.1 计算模型及网格划分

本文使用Thermal Desktop热分析软件求解热网络模型，考虑整星舱板外表面对星敏感器的遮挡和红外辐射影响、以及星内设备对星敏感器的辐射影响。针对第2节采用的热控措施，在热仿真分析中主要进行如下操作：

(1)对星敏感器进行精细建模，精确计算星敏感器遮光罩之间以及遮光罩与星敏感器本体之间的热阻；

(2)对三维热管网络精细建模，将地面等效热管传热试验数据代入热分析模型，以保证热管传热能力的正确性；

(3)对集热冷板主动控温回路进行比例控温设置，以对热设计方案进行等效仿真分析。

热分析模型节点共4423个，热分析模型见图4。

3.2 热分析结果分析

根据任务需求，综合考虑在轨姿态机动、整星工作模式等因素，在整星热分析模型中单独对星敏感器设计工况进行分析[9]，极端高低温计算结果见表1。图5分别显示了高温工况下星敏感器组件的温度和法兰温度。

在三轴稳定对地定向飞行姿态下，由于星敏感器散热面不受照，外热流波动对集热冷板的温度影响较小。低温工况和高温工况集热冷板温度差别不大，高温工况比低温工况略有增加。低温工况和高温工况最大温差分别为0.93 ℃和0.90 ℃，满足(20±1)℃的指标要求。

表1 一体化星敏感器在轨极端工况下计算温度Table 1 Numerical temperature of integrated star sensor in on orbit extreme case ℃

4 星敏感器热平衡试验验证

4.1 热平衡试验的等效性

由于星敏感器使用的热管为三维结构，无法保证在整星热平衡试验过程中正常启动，为了验证热设计的正确性，对星敏感器进行部组件级热平衡试验。由于3台星敏感器光轴指向各不相同，调整星敏感器支架只能保证一台星敏感器的小热管处于水平位置能正常启动，故热平衡试验只能有1台星敏感器参加。因3台星敏感器热设计相同，通过控制其它2台未参加热平衡试验星敏感器热接口及参试星敏感器外热流，可对3台星敏感器均进行验证[10]。

为保证热管在试验过程中正常启动，试验中热管均水平放置，且试验热管与热设计热管长度、弯曲半径及数量一致，从而试验热管与热设计热管具有等效的传热能力。星敏感器热平衡试验状态如图6所示。

在试验组件安装时，用水平仪测试热管的水平度。关闭真空模拟器前，在真空模拟器内用经纬仪复测并调节热管的水平度，以保证试验热管的水平度满足要求。

综上所述，使用单台星敏感器参加热平衡试验，其传热路径、热阻、散热能力等均能与正样设计状态等效，且能覆盖3台星敏感器的外热流状态。

4.2 试验结果及分析

高温工况星敏感器集热冷板的温度试验结果如图7所示。集热冷板1共放置4个热敏电阻，热敏电阻温度在19.49～20.18 ℃之间，4个热敏电阻测点温度差最大值为0.69 ℃(见图7)；而高温工况下，集热冷板1的热分析温度结果为19.50～20.34 ℃，最大温差为0.84 ℃。无论是温度水平还是温差试验结果与热仿真分析结果均吻合较好(见表2)。

℃

5 结束语

本文提出了对星敏感器组件进行温度控制的措施，以太阳同步轨道卫星为例，针对(20±1)℃高稳定度的控温要求，对3台星敏感器集中布局的情况从控制热扰动源波动、控制热量传递路径和高精度温度控制参数选择等方面分析并采取了有效的措施，热设计仿真分析结果为星敏感器法兰接口温度波动在1 ℃以内。针对热设计开展了星敏感器的热平衡试验，试验结果充分验证了热设计的正确性。

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