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一种四通式星敏感器支架结构设计与分析 总被引:1,自引:0,他引:1
《航天返回与遥感》2021,42(2)
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。 相似文献
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航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析 总被引:2,自引:0,他引:2
蜂窝夹层结构复合材料在航空、航天结构中已得到了广泛的应用。文章从热变形分析角度出发,对蜂窝夹层结构复合材料的热变形分析问题提出了几点看法。 相似文献
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《航天器工程》2021,30(4)
针对高分辨率光学卫星对星敏感器支架结构轻量化和指向精度的严苛需求,文章提出一种基于力学和热学的多学科、多目标拓扑优化方法,并设计了一种高比刚度、高指向精度的圆筒式支架。首先,建立静态柔度最小和动态刚度最大的多目标拓扑优化数学模型,确定优化参数;其次,考虑结构和热稳定性,进行多学科多目标协同优化,获取最优的结构形式;然后,通过有限元法对优化后支架进行热稳定性和动力学分析,利用最小二乘法对热变形数据进行拟合,计算出星敏感器指向精度;最后,进行热真空和振动响应特性试验验证。结果表明:星敏感器组件的结构基频为425.6 Hz,结构轻量化率超过45%,指向精度为2.71″,圆筒式支架具有较高的结构/热稳定性和指向精度,满足卫星对其高性能指标的要求,验证了优化方法的可行性,为高精度器件的结构设计提供了一种有效方法。 相似文献
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一种GEO卫星星敏感器热控设计 总被引:3,自引:1,他引:2
为解决目前地球静止轨道(GEO)卫星星敏感器热控设计复杂、实施难度大的问题,提出了一种辐射小舱式星敏感器热控设计方案。以东方红-4(DFH-4)平台GEO卫星星敏感器采用辐射小舱式热控设计方案为实例,利用热分析软件TMG建模进行了热分析验证,并根据分析结果对其布局进行了优化。优化结果表明:采用辐射小舱式热控设计方案时,星敏感器的在轨预示温度范围在-26.2~+22.2℃,能很好地满足其温度指标要求,设计方案合理可行,可为GEO卫星上同类设备的热控设计提供参考。 相似文献
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传统轻合金金属材料星敏热器支架由于热膨胀系数一般为10-5/℃,空间热环境下,星敏感器安装面热变形较大,不能满足高精度卫星使用需求。文章给出了一种高刚度高精度微变形机热一体化星敏感器安装支架设计方法,试验表明:星敏感器支架与星敏感器组合体一阶固有频率178.4Hz,具有足够的刚度特性,星敏感器安装面力学环境水平远优于允许值,有效保护了星敏感器的光学部件;同时在轨极端工况下,星敏感器安装面指向最大热变形变化量为6.41″,峰值为1.58″,实现了卫星在轨姿态确定精度优于2.8″,满足了卫星高精度定姿及图像导航配准要求。 相似文献
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一种星敏感器中快速星跟踪方法 总被引:1,自引:1,他引:1
提出了一种快速星跟踪算法。在跟踪算法的三个耗时环节,分别采用,分区星表,阈值映射,先排序后匹配识别这三种方法,以提高跟踪过程的快速性。其中分区星表法将整个天区分成了若干个子天区;阈值映射法,设置被跟踪星体的数量阈值,减少映射次数;先排序后匹配识别法,减少了那些距离较大的无谓的星体间的匹配识别。对星跟踪算法进行软硬件仿真测试,在软件仿真测试中,测试了跟踪算法的正确性和成功率。在硬件仿真测试中,测试了跟踪算法在一个跟踪过程中每步的跟踪速度及影响跟踪速度的主要因素。 相似文献
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倾斜轨道星敏感器热控设计及在轨分析 总被引:2,自引:0,他引:2
倾斜轨道卫星星敏感器空间外热流复杂多变,同时兼具内功率集中、热容小等特点,这为星敏感器的热设计带来了很大的困难。文章以某临界倾角轨道卫星星敏感器热设计为背景,在详细外热流分析的基础上,提出了一种倾斜轨道星敏感器热设计方案,利用热分析软件Thermal Desktop对此热控系统进行了具体的热分析。星敏感器在轨遥测温度在-19.8-5.1℃之间,满足温度指标要求,表明星敏感器热设计合理、有效,可为今后倾斜轨道星敏感器热设计提供设计依据。在此基础上,文章利用在轨遥测数据对星敏感器热分析模型进行修正,得出入轨初期星表主要热控涂层退化约为50%的结果,这对于分析近地轨道卫星在轨温度具有一定的参考意义。 相似文献
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为实现某高精度星敏感器在空间复杂热环境下的可靠应用,对该星敏感器的热设计进行了分析研究,并选取典型的高温工况和低温工况进行讨论。基于热网络模型对高温工况和低温工况计算及仿真分析,提出了星敏感器与卫星舱体在导热和隔热2种安装情况下的热控措施。分析结果表明:当星敏感器导热安装时,将安装面温度控制在-15~0℃,在其外表面包覆多层隔热组件,可使整机温度适宜;当星敏感器隔热安装时,在其盖板外表面喷涂热控白漆,将遮光罩与盒体隔热安装,设置用于温度补偿的电加热片,将安装面温度控制在-60~-30℃。 相似文献
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随着空间技术的发展,对卫星姿态测量精度的要求越来越高。星敏支架作为星敏感器与卫星之间的主要连接结构,其热稳定性直接影响星敏感器的测量精度与有效载荷的成像质量。因此,保证星敏支架的热稳定性成为卫星结构研究的重点。基于高体份铝基碳化硅新材料,利用其低膨胀、高导热性等特点,设计了一种适用于多头星敏感器安装的仪器支架,通过外加温控罩和精密温控等措施,对一体化星敏支架进行等温化控制,实现了星敏支架的热稳定性设计,并通过数值仿真和试验验证了设计方案的有效性。 相似文献
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星敏感器光学系统的热/结构/光分析 总被引:3,自引:0,他引:3
星敏感器是高精度的航天器姿态测量器件,其性能受太空温度环境的影响。运用有限元法和光线追迹法,建立星敏感器光学系统的热/结构/光分析模型,研究光学系统温度分布与星敏感器测量误差的关系,得到了算例光学系统在温度均匀分布条件下的温度变化以及轴向温度梯度变化、侧向温度梯度变化与星敏感器测量误差的关系曲线;给出了算例光学系统热误差小于角秒量级的温度条件:均匀温度分布条件下温度变化量≤10℃、轴向温度梯度≤0.1310℃/mm、侧向温度梯度≤0.0325℃/mm,为高精度星敏感器光学系统热控制提供科学的依据。 相似文献
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CMOS图像敏感器应用于星敏感器设计是当前国内外研究的热点。本文采用CMOS图像敏感器STAR2 5 0结合当前先进的ARM (RISC)技术 ,设计了具有自主性的轻型嵌入式星敏感器 ,具有抗辐射、体积小、质量轻、低功耗、可靠性高等特点 相似文献