航天器舱内星敏感器简化热分析方法及在轨验证

潘维 罗强 斯东波 钟奇

(北京空间飞行器总体设计部 航天器热控全国重点实验室,北京 100094)

星敏感器(以下简称星敏)是目前精度最高的矢量姿态敏感器,广泛应用于航天器姿态控制系统中。恶劣的空间热环境会使得星敏光学系统发生热-结构变形,严重影响其测量精度[1-3]。为确保星敏高观测精度,有必要对星敏在轨温度进行准确的热分析仿真研究。

很多学者都对星敏进行了分析研究。文献[4-8]分别对工作于太阳同步低轨道、GEO高轨道和环月轨道的星敏进行了热设计及仿真计算。这些文献研究的都是舱外星敏,对于安装于航天器舱内的星敏研究却鲜有见到。对于某些特殊航天器,如返回类飞行器,为了防止再入段强烈的气动加热高温损害,星敏只能安装于舱内,同时为了兼顾在轨观测需求,在航天器舱板上正对星敏遮光罩位置,集成有透光的光窗[9]。

舱外和舱内星敏的热仿真存在极大的差别。首先,两者的热边界条件不同,舱外星敏一般只需要考虑与星敏存在视角关系的航天器舱板,舱板热容大,热分析时一般可作为定温的导热和辐射边界处理;舱内星敏,由于其与舱内其它设备、结构、舱体壁面均存在辐射、导热换热关系,故需要利用整器热分析模型体现真实的热边界。其次,对于舱内星敏,光窗的存在对其在轨温度有影响,必须在热分析中加以考虑。实际上,在航天器研制流程中,舱板上集成的光窗的结构形式往往很晚才确定,故前期整器热分析模型并未考虑光窗的存在。后期若需要评估光窗的影响,可直接修改整器模型,但是时间成本比较大,影响航天器研制进度。本文从工程实用的角度出发,提出一种考虑光窗影响的舱内星敏在轨温度的快速评估方法。即利用局部精细模型准确求解透过光窗到达星敏各个位置上的外热流,再配合整器热模型准确求解舱内星敏温度。仿真结果与在轨飞行数据进行比对,一致性良好。为所有航天器舱内星敏在轨温度的快速评估提供思路和工程借鉴。

1 仿真分析模型

以某航天器舱内星敏为研究对象。该星敏通过支架安装于舱内结构上,星敏光轴与航天器纵轴夹角为40°。星敏包括盒体和遮光罩两部分,舱体结构上正对遮光罩位置有光窗,光窗通过窗框固定于舱壁结构上。光窗由双层玻璃组成,两层玻璃之间有12mm的间隙,玻璃穿透率大于98%。窗框表面涂黑处理以消除杂光,见图1。

为了研究光窗的影响,建立独立的局部细化模型,见图2。该模型仅包含舱板、星敏、支架以及舱板上的光窗,用于准确求解透过光窗到达星敏盒体、遮光罩、支架上的瞬态轨道外热流。舱内星敏的热分析仿真需要在整器的热分析模型上进行,综合考虑舱内设备、结构辐射、导热效应,整器热节点网络模型见图3。

图1 星敏与光窗几何模型Fig.1 Star sensor optical window

图2 局部细化热模型Fig.2 Thermal analysis model

2 分析研究

航天器在轨道上运行,阳光将透过光窗到达星敏及支架不同位置上,光照的大小和方向呈周期性瞬态变化。星敏安装的几何光轴与航天器纵轴夹角为40°,故选择阳光与轨道夹角β为40°时,作为星敏在轨热分析高温恶劣工况。

具体步骤如下。

1)建立局部细化模型,求解星敏及支架不同位置上瞬态轨道外热流

图4是透过光窗到达星敏盒体上的太阳瞬态热流。图5是到达遮光罩上(不同位置热节点编号为star.1010～1021)的太阳瞬态热流。从图中可以看出,到达星敏盒体上的太阳热流持续时间是17.8min,峰值热流为195W/m2,太阳反照、地球红外均为0;太阳依次可照射到遮光罩不同部位,同一遮光罩部位有阳光的持续时间为25.4min,峰值热流为300W/m2,太阳反照、地球红外均为0。

图4 星敏盒体上到达的太阳瞬态热流 Fig.4 Incident solar heat flux on star sensor box

图5 星敏遮光罩上到达的太阳瞬态热流Fig.5 Incident solar heat flux on star sensor lens hood

图6是到达星敏支架上(支架不同位置热节点编号为star.1001～1008)的瞬态太阳热流。可见,太阳也可照射到星敏支架的局部位置,持续时间很短,约为5min,峰值热流为124W/m2。太阳反照、地球红外均为0。

根据简化模型的热流计算结果可知,透过光窗,到达星敏以及星敏支架上的轨道外热流仅有太阳热流,不同位置上太阳热流的大小和持续时间不同,分别是:遮光罩300W/m2,星敏盒体195W/m2,支架124W/m2;受照时间分别为25.4min、17.8min、5min。星敏盒体、遮光罩、支架上均无太阳反照热流和地球红外热流。

图6 星敏支架上到达的太阳瞬态热流密度Fig.6 Incident solar heat flux on star sensor bracket

2)在整器模型上的精确求解星敏温度

将在上述局部精细化模型中求解的星敏、支架上的瞬态轨道外热流,在整器模型中,赋值于星敏、支架对应位置节点上,进一步精确求解得到星敏在轨瞬态温度。

各个部件在轨温度曲线见图7～图9。星敏盒体5～8℃;遮光罩(不同位置热节点编号为star.1010～1021)3～21℃;支架(不同位置热节点编号为star.1001～1008)-1.3～+4℃。

可见,按照方法2,可准确考虑透过光窗进入舱内的轨道瞬态外热流对星敏温度的影响,且没有修改整器模型,不影响研制进度。

图7 星敏盒体在轨计算温度Fig.7 Star sensor box analysis temperature

图8 遮光罩在轨计算温度Fig.8 Lens hood analysis temperature

图9 星敏支架在轨计算温度Fig.9 Star sensor bracket analysis temperature

3 在轨飞行验证

航天器在轨飞行时,β为-41°。从简化模型外热流分析结果可知,此时星敏、支架上均无太阳热流、反照热流和地球红外热流,只有光窗部分位置有少量太阳热流(≤140W/m2),持续时间17.7min;反照热流(≤15W/m2),持续时间27.9min,红外热流(≤10W/m2)。此工况,没有轨道外热流透过光窗到达星敏和支架上。

图10为计算仿真值,星敏温度为-4.2℃,图11为在轨飞行实际测试值,为-4.5℃,两者数据相对一致,验证了舱内星敏在轨简化热分析方法的有效性。

图10 舱内星敏在轨温度(分析值)Fig.10 Star sensor analysis temperature

图11 舱内星敏在轨温度(在轨遥测值)Fig.11 Star sensor temperature(telemetry data in orbit)

4 研究结论

某类特殊航天器的星敏安装于舱内,舱内星敏与舱外星敏热分析是不同的。首先两者的热边界不同,舱内星敏需要综合考虑舱内其它设备、结构、舱壁等真实的辐射、导热影响,必须在整器热模型求解。其次,对于舱内星敏而言,必须考虑光窗的影响。然而,在航天器实际研制流程中,一般较晚才确定光窗的技术状态。后期为了评估光窗的影响,需要修改整器模型,时间代价较大,影响工程研制进度。为了解决此问题,本文提出一种简化处理方法。建立独立简化模型,求解透过光窗到达星敏及支架上的瞬态轨道外热流,再将求解出外热流施加于整器模型中的星敏、支架对应位置节点上,快速求解出星敏实际温度。在轨飞行温度数据验证了该方法的可行性、正确性,为舱内星敏提供了一种满足工程需求的高效准确的在轨热分析方法。