航天器艙內星敏感器簡化熱分析方法及在軌驗證

潘維 羅強 斯東波 鐘奇

(北京空間飛行器總體設計部 航天器熱控全國重點實驗室,北京 100094)

星敏感器(以下簡稱星敏)是目前精度最高的矢量姿態敏感器,廣泛應用于航天器姿態控制系統中。惡劣的空間熱環境會使得星敏光學系統發生熱-結構變形,嚴重影響其測量精度[1-3]。為確保星敏高觀測精度,有必要對星敏在軌溫度進行準確的熱分析仿真研究。

很多學者都對星敏進行了分析研究。文獻[4-8]分別對工作于太陽同步低軌道、GEO高軌道和環月軌道的星敏進行了熱設計及仿真計算。這些文獻研究的都是艙外星敏,對于安裝于航天器艙內的星敏研究卻鮮有見到。對于某些特殊航天器,如返回類飛行器,為了防止再入段強烈的氣動加熱高溫損害,星敏只能安裝于艙內,同時為了兼顧在軌觀測需求,在航天器艙板上正對星敏遮光罩位置,集成有透光的光窗[9]。

艙外和艙內星敏的熱仿真存在極大的差別。首先,兩者的熱邊界條件不同,艙外星敏一般只需要考慮與星敏存在視角關系的航天器艙板,艙板熱容大,熱分析時一般可作為定溫的導熱和輻射邊界處理;艙內星敏,由于其與艙內其它設備、結構、艙體壁面均存在輻射、導熱換熱關系,故需要利用整器熱分析模型體現真實的熱邊界。其次,對于艙內星敏,光窗的存在對其在軌溫度有影響,必須在熱分析中加以考慮。實際上,在航天器研制流程中,艙板上集成的光窗的結構形式往往很晚才確定,故前期整器熱分析模型并未考慮光窗的存在。后期若需要評估光窗的影響,可直接修改整器模型,但是時間成本比較大,影響航天器研制進度。本文從工程實用的角度出發,提出一種考慮光窗影響的艙內星敏在軌溫度的快速評估方法。即利用局部精細模型準確求解透過光窗到達星敏各個位置上的外熱流,再配合整器熱模型準確求解艙內星敏溫度。仿真結果與在軌飛行數據進行比對,一致性良好。為所有航天器艙內星敏在軌溫度的快速評估提供思路和工程借鑒。

1 仿真分析模型

以某航天器艙內星敏為研究對象。該星敏通過支架安裝于艙內結構上,星敏光軸與航天器縱軸夾角為40°。星敏包括盒體和遮光罩兩部分,艙體結構上正對遮光罩位置有光窗,光窗通過窗框固定于艙壁結構上。光窗由雙層玻璃組成,兩層玻璃之間有12mm的間隙,玻璃穿透率大于98%。窗框表面涂黑處理以消除雜光,見圖1。

為了研究光窗的影響,建立獨立的局部細化模型,見圖2。該模型僅包含艙板、星敏、支架以及艙板上的光窗,用于準確求解透過光窗到達星敏盒體、遮光罩、支架上的瞬態軌道外熱流。艙內星敏的熱分析仿真需要在整器的熱分析模型上進行,綜合考慮艙內設備、結構輻射、導熱效應,整器熱節點網絡模型見圖3。

圖1 星敏與光窗幾何模型Fig.1 Star sensor optical window

圖2 局部細化熱模型Fig.2 Thermal analysis model

2 分析研究

航天器在軌道上運行,陽光將透過光窗到達星敏及支架不同位置上,光照的大小和方向呈周期性瞬態變化。星敏安裝的幾何光軸與航天器縱軸夾角為40°,故選擇陽光與軌道夾角β為40°時,作為星敏在軌熱分析高溫惡劣工況。

具體步驟如下。

1)建立局部細化模型,求解星敏及支架不同位置上瞬態軌道外熱流

圖4是透過光窗到達星敏盒體上的太陽瞬態熱流。圖5是到達遮光罩上(不同位置熱節點編號為star.1010～1021)的太陽瞬態熱流。從圖中可以看出,到達星敏盒體上的太陽熱流持續時間是17.8min,峰值熱流為195W/m2,太陽反照、地球紅外均為0;太陽依次可照射到遮光罩不同部位,同一遮光罩部位有陽光的持續時間為25.4min,峰值熱流為300W/m2,太陽反照、地球紅外均為0。

圖4 星敏盒體上到達的太陽瞬態熱流 Fig.4 Incident solar heat flux on star sensor box

圖5 星敏遮光罩上到達的太陽瞬態熱流Fig.5 Incident solar heat flux on star sensor lens hood

圖6是到達星敏支架上(支架不同位置熱節點編號為star.1001～1008)的瞬態太陽熱流?？梢?太陽也可照射到星敏支架的局部位置,持續時間很短,約為5min,峰值熱流為124W/m2。太陽反照、地球紅外均為0。

根據簡化模型的熱流計算結果可知,透過光窗,到達星敏以及星敏支架上的軌道外熱流僅有太陽熱流,不同位置上太陽熱流的大小和持續時間不同,分別是:遮光罩300W/m2,星敏盒體195W/m2,支架124W/m2;受照時間分別為25.4min、17.8min、5min。星敏盒體、遮光罩、支架上均無太陽反照熱流和地球紅外熱流。

圖6 星敏支架上到達的太陽瞬態熱流密度Fig.6 Incident solar heat flux on star sensor bracket

2)在整器模型上的精確求解星敏溫度

將在上述局部精細化模型中求解的星敏、支架上的瞬態軌道外熱流,在整器模型中,賦值于星敏、支架對應位置節點上,進一步精確求解得到星敏在軌瞬態溫度。

各個部件在軌溫度曲線見圖7～圖9。星敏盒體5～8℃;遮光罩(不同位置熱節點編號為star.1010～1021)3～21℃;支架(不同位置熱節點編號為star.1001～1008)-1.3～+4℃。

可見,按照方法2,可準確考慮透過光窗進入艙內的軌道瞬態外熱流對星敏溫度的影響,且沒有修改整器模型,不影響研制進度。

圖7 星敏盒體在軌計算溫度Fig.7 Star sensor box analysis temperature

圖8 遮光罩在軌計算溫度Fig.8 Lens hood analysis temperature

圖9 星敏支架在軌計算溫度Fig.9 Star sensor bracket analysis temperature

3 在軌飛行驗證

航天器在軌飛行時,β為-41°。從簡化模型外熱流分析結果可知,此時星敏、支架上均無太陽熱流、反照熱流和地球紅外熱流,只有光窗部分位置有少量太陽熱流(≤140W/m2),持續時間17.7min;反照熱流(≤15W/m2),持續時間27.9min,紅外熱流(≤10W/m2)。此工況,沒有軌道外熱流透過光窗到達星敏和支架上。

圖10為計算仿真值,星敏溫度為-4.2℃,圖11為在軌飛行實際測試值,為-4.5℃,兩者數據相對一致,驗證了艙內星敏在軌簡化熱分析方法的有效性。

圖10 艙內星敏在軌溫度(分析值)Fig.10 Star sensor analysis temperature

圖11 艙內星敏在軌溫度(在軌遙測值)Fig.11 Star sensor temperature(telemetry data in orbit)

4 研究結論

某類特殊航天器的星敏安裝于艙內,艙內星敏與艙外星敏熱分析是不同的。首先兩者的熱邊界不同,艙內星敏需要綜合考慮艙內其它設備、結構、艙壁等真實的輻射、導熱影響,必須在整器熱模型求解。其次,對于艙內星敏而言,必須考慮光窗的影響。然而,在航天器實際研制流程中,一般較晚才確定光窗的技術狀態。后期為了評估光窗的影響,需要修改整器模型,時間代價較大,影響工程研制進度。為了解決此問題,本文提出一種簡化處理方法。建立獨立簡化模型,求解透過光窗到達星敏及支架上的瞬態軌道外熱流,再將求解出外熱流施加于整器模型中的星敏、支架對應位置節點上,快速求解出星敏實際溫度。在軌飛行溫度數據驗證了該方法的可行性、正確性,為艙內星敏提供了一種滿足工程需求的高效準確的在軌熱分析方法。