一种星敏感器支架热变形控制方法

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。     

光学遥感卫星平台结构热变形试验及测量技术研究

太空复杂外界热环境是平台结构热变形的关键影响因素,为了满足某高轨光学遥感卫星对热变形的特殊要求,更准确获取平台结构热变形引起两台相机安装面指向变化,及两相机安装面之间的相对指向变化,进而推导卫星在轨热变形规律。文章设计了卫星平台结构热变形试验,模拟在轨典型外热流工况对卫星平台实施加热控制,使用数字近景摄影测量技术实时测量和分析热变形引起两台相机安装面的绝对指向变化和两相机安装面之间的相对指向变化情况。热变形测量结果表明:A相机安装面指向最大变形57.5″,B相机安装面指向最大变形79.3″,模拟试验的结果可以作为卫星在轨运行期间热变形预测的依据。     

研究蜂窝夹层结构工艺与特性的模拟试验板

文章介绍了一种适用在实验室范围研究蜂窝夹层结构加工过程中芯子倒塌问题的模拟试验板。所得结果与大型试验板相比,有较高的可靠性。其结果可按照芯子倒塌机理以及从其他分析方法所得的数据来说明,这些分析方法包括:渗透测试,芯子内部压力测试,以及示差扫描量热法和热重法。这种模拟试验板可有效地用于研究热压罐压力,芯子高度,胶粘剂,铺层方式对芯子倒塌的影响。因此,可把它作为研究材料性能,工艺条件和蜂窝结构外观之间相互关系的有效工具。另外,文中述引入了一个无量纲参数,即蜂窝芯子倒塌数(HCCN),可用于定量评估芯子倒塌倾向。     

星载激光雷达高精高稳探测卫星系统保证技术

激光雷达探测精度高,具备全天时工作和垂直探测能力,在大气环境天基遥感领域应用广泛。基于CO_2柱线浓度激光遥感探测原理,分析了积分路径差分吸收星载激光雷达测量系统的激光波长、能量精度和稳定性及光轴指向精度等关键指标要求和功能模块配置,重点开展了星载激光雷达光机头部稳定安装、良好机热环境保障及星敏载荷一体化布局等整星层面系统设计保证,仿真结果初步表明设计方案可行。同时,提出了激光雷达波长、能量精度及稳定性实时监测、卫星对地光轴指向高精度测定和星地载荷光轴指向测量误差标定的地面试验验证要求,以确保系统设计的有效性,为激光雷达遥感卫星的研制提供了技术参考。     

新一代地球同步轨道气象卫星结构热变形分析

根据用MSC.PATRAN软件建立的整星有限元模型,对某地球同步轨道(GEO)气象卫星的结构热变形进行了计算。分析建模中铝蜂窝夹芯板线膨胀系数和未考虑板厚时热载荷场的影响。给出了高/低温、铝合金/碳纤维蒙皮四种不同工况的整星最大变形和有效载荷安装板对地变形角,并由此得到了整星和有效载荷板Y向的热变形图。分析结果表明,结合相关型号热真空试验数据,该法可有效地准确获得整星的热变形,对工程设计具有一定的参考价值。     

一种四通式星敏感器支架结构设计与分析

为了提高在轨几何定标精度,遥感卫星高精度姿态测量和控制是关键环节之一;星敏感器是最精密的姿态测量部件,提高星敏感器的在轨指向精度意义重大。星敏感器的指向误差主要是由星敏感器支架(以下简称星敏支架)受空间环境影响产生的变形所导致。文章针对某遥感卫星星敏感器指向小于2″精度需求,设计了一种四通式星敏支架,可提供3台星敏感器的安装接口,实现星敏感器一体化安装,并对星敏支架的热稳定性进行了研究。采用有限元法对星敏支架进行了刚度分析,并结合最小二乘法分析了在轨极端工况下温度变化引起星敏感器光轴的变形量。结果表明:星敏支架的带载基频为119Hz,整机振动工况下,星敏感器安装面最大响应不超过8gn,可为星敏感器提供良好的力学环境安装界面;在轨期间星敏支架最大温度波动小于0.5℃,星敏感器指向精度为1.2″,能够实现星敏感器指向精度要求,可为后续星敏支架设计提供参考。     

星载微带相控阵天线游离板结构设计

文章针对星载微带相控阵天线的结构,首先对非对称蜂窝夹层板加边框、非对称板加平衡铜箔层以及对称蜂窝夹层板三种阵面设计方案进行了分析、总结,指出了三种方案的不足之处。然后介绍了游离板设计的原理,建立了单板的有限元模型,进行了加工成型变形和在轨热变形分析。根据星载微带阵天线的结构指标要求,通过分析比较,得出游离板设计方案具有热变形最小、可以满足星载微带阵天线的结构性能指标的结论。     

大椭圆轨道遥感卫星有效载荷安装面热变形抑制方法

针对大椭圆轨道遥感卫星有效载荷安装面在复杂外热流环境下存在较大热变形的问题,文章提出了碳纤维结构铺层优化和柔性连接两个热变形抑制的方案,并分析了两个方案的优缺点。以某大椭圆轨道遥感卫星为例,进行了分析验证,结果表明:采用柔性连接设计方案优于碳纤维结构铺层优化方案,可将因热变形引起的载荷安装面法向变化从672μrad减小至185μrad,更适用于大椭圆轨道卫星不规律多变外热流下有效载荷安装面的热变形抑制。     

研究蜂窝夹层结构工艺与特性的模拟试验板

文章介绍了一种适用于实验室范围研究蜂窝夹层结构加工过程中芯子例塌问题的模拟试验。板。所得结果与大型试验板相比，有较高的可靠性性。     

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

星敏感器是航天器姿态控制和天文导航系统的重要组成部分。遥感卫星在轨运行时,须降低其星敏感器温度波动,减小热环境变化带来的星敏感器光轴指向偏差,以提高卫星的姿态控制精度。文章以某太阳同步轨道卫星为例,采用常规热控措施实现分体式主动像元星敏感器安装法兰及支架高温度稳定度(T±2℃)的热设计,并在轨实施取得满意效果,可为后续分体式星敏感器热设计提供参考。