分体式主动像元星敏感器高温度稳定度热设计及在轨验证

孙 鹏，魏 然，赵 欣，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）

0 引言

星敏感器在航天器的姿态测量和控制系统中起着重要的作用，是十分精密的姿态测量部件。其定姿精度及重复精度直接决定卫星地面观测区域的准确性及长时间观测的连续性。星敏感器在轨测量时的主要误差源是温度变化引起的热变形，对于高分辨率的空间光学遥感卫星，其星敏感器组件的温度设计指标范围较窄，一般为基准温度±2 ℃，甚至±1 ℃[1-3]。

分体式主动像元星敏感器（active pixel sensor,APS）在轨测量精度高，在卫星中的应用越来越多。对于很多卫星尤其是小卫星而言，星敏感器的热设计需要以较少资源实现在复杂外热流变化情况下的高温度稳定度[4-5]。本文以某太阳同步轨道卫星为例，针对T±2 ℃的高温度稳定度控温要求，对3台分体式APS集中布局的情况采用常规热控措施进行热控设计，并给出热分析计算和在轨验证结果。

1 星敏感器热控设计原理

1.1 星敏感器结构特点

分体式APS由探头和数据处理线路盒2部分组成（见图1）。其中线路盒安装在航天器舱内，故在热控设计中，将探头和线路盒分开考虑[6]。

图1 分体式APS外形Fig.1 Configuration of separated type APS

目前，针对分体式APS的控温需求一般为基准温度±2 ℃，下文将分别针对2种不同的安装法兰控温需求，结合具体案例进行热控设计和验证。

1.2 星敏感器空间热环境特点

以轨道高度645 km、降交点地方时为10:30AM的某太阳同步轨道卫星为例，其星敏感器通过支架安装在航天器外表面。由于星敏感器需要对空间目标成像，为减小地球视场的干扰，其最佳安装位置为航天器的对天面。对天面一般不受地球红外热流的影响，但受太阳光的周期性直接照射影响——太阳光可以直接照射到星敏感器法兰和遮光罩外表面，甚至距离安装法兰较远的遮光罩内表面也会受到阳光照射。

图2为安装在某航天器对天面侧板上的星敏感器遮光罩内部于2月9日接收的太阳辐照功率，3个星敏感器遮光罩内部接收到的太阳辐照功率平均值分别为1.7、3.7、4.2 W。分体式APS功耗较小，制冷器不开启时约为1 W；而星敏感器在轨长期工作时，制冷器一般不会开启。由图2可见该星敏感器所处的空间热流环境恶劣，同时其内部构型复杂、热耗集中，给热控设计及实现带来困难。

图2 某太阳同步轨道卫星星敏感器遮光罩内部接收的太阳辐照功率Fig.2 Received solar heat power in the lens hood for star sensor of an SSO satellite

1.3 星敏感器热控设计途径

星敏感器内部热耗通过传导的方式传输至安装法兰，而安装法兰主要通过以下途径向外散热：

1）在法兰表面喷涂热控涂层或贴膜，依靠其自身辐射能力散热。但法兰面积有限，且受太阳直照影响大，难以将热量散除。

2）安装法兰与遮光罩连接，遮光罩开口直接对外辐射能量，这部分为遮光罩的固定散热能力；还可以在遮光罩外表面喷涂热控涂层或贴膜，以降低遮光罩温度，从而降低安装法兰的温度。但遮光罩所接收的空间外热流的变化幅度很大，因此，在对1个轨道周期内星敏感器温度变化范围要求较窄的情况下，应谨慎采用此方法。

3）安装法兰向后部电子学壳体导热，再通过辐射的方式向外散热。但电子学壳体受支架遮挡，对外界空间的视角系数比较小，对星体的视角系数比较大，因此散热能力非常有限。

4）安装法兰向支架传热，再通过支架向星体导热或由支架直接辐射散热。当支架材料为导热性能较好的铝合金材料，且支架安装环境温度控制得比较合适时，此种方法散热能力较强；当支架材料为导热性能较差的钛合金材料时，此种方法散热能力非常有限。

5）直接在法兰或支架上安装热管等高导热性能产品或材料，将热量传导至热环境较好的独立散热面。此方法散热能力强，但设计及实施的复杂性增加。

综上，一般当星敏感器支架为铝合金材料时，通过整星合理设计为星敏感器提供良好的散热边界，即可解决星敏感器散热问题；当星敏感器支架为钛合金等导热性能差的材料且外热流条件不是非常恶劣时，需要协同采用途径1、2、3等多种方法来实现星敏感器的散热；在星敏感器外热流条件非常恶劣的情况下，途径5是解决星敏感器散热问题的较佳途径。因此，在星敏感器的热设计过程中，需要综合考虑结构导热能力、重量限制、资源需求及总装可实现性等约束条件，合理选择适合的散热途径。

2 星敏感器热设计实现及验证

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，因此，在热设计中需尽量降低星敏感器吸收的外热流，同时设计合理的散热途径将所吸收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[7-11]。

下面，在1.3节基础上，结合具体案例中2种不同的控温需求，介绍分体式APS的热设计实现方法、热分析结果及其在轨表现。

2.1 分体式 APS-I

星敏法兰控温需求：(20±2) ℃。

2.1.1 热设计输入

1）轨道参数

该星敏感器安装于某太阳同步轨道卫星，其轨道参数见表1。

表1 分体式 APS-I的卫星轨道参数Table 1 Satellite orbit parameters of the separated APS-I

2）星敏感器布局

卫星上的3台星敏感器通过一体化支架安装于星体-z面，具体安装位置参见图3。

图3 分体式APS-I安装位置示意Fig.3 Schematic diagram of the separated APS-I in assembly

3）温度指标要求

星敏感器的工作温度指标要求见表2。

表2 分体式 APS-I温度指标Table 2 Temperature requirement of the separated APS-I

2.1.2 热设计实现

针对分体式APS安装法兰(20±2) ℃的控温需求，在星敏感器的设计中利用1.3节介绍的热控设计途径2和4，分别以遮光罩和支架作为散热面，具体实现方法如表3和图4所示。

表3 分体式 APS-I组合件热设计状态Table 3 Schematic thermal design states of the separated APS-I

图4 分体式APS-I的多层安装及白漆喷涂位置示意Fig.4 Locations of MLIs and white paint outside the separated APS-I

鉴于星敏感器法兰的控温稳定度要求较高，每个星敏感器均设计了一主一备控温回路对安装法兰进行主动控温，选用测温精度为±0.1 ℃的热敏电阻作为控温器件，加热回路为开关控制。控温设备A/D使用位数为9位，测控温分辨率（分层值）为0.23 ℃，控温区间设计为2个分层值（即约0.5 ℃）。主动控温回路如表4所示，星敏感器的Thermal Desktop热分析计算结果见表5。

表4 分体式 APS-I主动控温回路Table 4 Active thermal control loop of the separated APS-I

表5 分体式 APS-I热分析计算结果Table 5 Thermal analysis results of the separated APS-I

2.1.3 在轨验证情况

卫星于2018年上半年成功发射，于入轨第2圈转为对地姿态，至第4日12:48AM，已经连续工作3天，整星温度达到平衡。图5为第4日星敏感器安装法兰在轨温度实测数据，卫星三轴对地姿态下星敏感器1～3法兰在轨温度控制在18.4～20.2 ℃之间，均满足(20±2) ℃的温度控制指标要求，3台星敏感器法兰补偿加热回路的占空比均在75%左右。

图5 分体式APS-I安装法兰在轨温度曲线Fig.5 On-orbit temperatures of the flanges for the separated APS-I

2.2 分体式 APS-II

星敏法兰控温需求：(8±2) ℃。

2.2.1 热设计输入

1）轨道参数

该星敏感器安装于某太阳同步轨道卫星，其轨道参数见表6。

表6 分体式 APS-II的卫星轨道参数Table 6 Satellite orbit parameters of the separated APS-II

2）星敏感器布局

卫星上的3台星敏感器通过一体化支架安装于星体-z面，具体安装位置参见图6。

图6 分体式APS-II安装位置示意Fig.6 Schematic diagram of the separated APS-II in assembly

3）温度指标要求

星敏感器的工作温度指标要求见表7。

表7 分体式 APS-II温度指标Table 7 Temperature design objective of the separated APS-II

2.2.2 热设计实现

针对分体式APS安装法兰(8±2) ℃的控温需求，在星敏感器的设计中利用1.3节介绍的热控设计途径2，以遮光罩作为散热面；同时，由于遮光罩散热面吸收的外热流主要来自附近舱板多层对太阳辐射的反射，所以在各星敏感器之间及星敏感器与舱板之间安装15单元多层，以减少反射。具体实现方法如表8和图7所示。

表8 分体式 APS-II组合件热设计状态Table 8 Thermal design states of the separated APS-II

图7 分体式APS-II的多层安装及白漆喷涂位置示意Fig.7 Locations of MLIs and white paint outside the separated APS-II

鉴于星敏感器法兰的控温稳定度要求较高，每个星敏感器均设计了一主一备控温回路对法兰进行主动控温，选用测温精度为±0.3 ℃的热敏电阻作为控温器件，加热回路为开关控制。控温设备A/D使用位数为8位，测控温分辨率（分层值）为0.46 ℃，控温区间设计为2个分层值（即约1 ℃）。主动控温回路如表9所示，星敏感器的Thermal Desktop热分析计算结果见表10。

表9 分体式 APS-II主动控温回路（部分）Table 9 (Parts of) active thermal control loop of the separated APS-II

表10 分体式 APS-II热分析计算结果Table 10 Thermal analysis results of the separated APS-II

2.2.3 在轨验证情况

卫星飞行姿态于发射次日1:12AM左右由对日定向转为三轴对地，由于星敏感器及其支架热容较小，至同日下午星敏感器温度已经达到平衡，整星三轴对地姿态下星敏感器1～3法兰和星敏支架达到在轨温度平衡时的温度最大和最小值参见表11和表12。从表中数据可以看出：星敏感器法兰温度水平控制在6.4～10.2 ℃之间，所有测温点温度波动均在±2 ℃范围内，3台星敏感器法兰的补偿加热回路占空比均在70%左右；星敏感器3法兰测点（TK32）的最高温度为10.22 ℃，通过调整控温门限及控温区间可将温度水平控制在(8±2) ℃，但由于不影响星敏正常使用，在轨未做调整；星敏感器支架温度控制在7.9～10.3 ℃，温差最大2.4 ℃，满足温度指标要求，支架补偿加热回路占空比均在75%左右。

表11 分体式 APS-II法兰在轨温度汇总Table 11 On-orbit temperature curves of the separated APS-II's flanges

表12 分体式 APS-II支架在轨温度汇总Table 12 On-orbit temperature curves of the separated APS-II's bracket

3 结束语

星敏感器热控设计的关键是控制安装法兰的温度水平及稳定度。本文结合具体案例，针对分体式APS高温度稳定度的要求，归纳总结采用常规热控措施，以较少的资源应对复杂热流环境，实现高稳定度控温的热设计方法，并根据热分析数据和在轨运行情况对该热设计方法的有效性进行了评价。结果表明，该方法在轨实现了星敏感器法兰温度波动在±2 ℃内的热控效果，可为后续分体式星敏感器的热设计提供参考。