高精度微变形星敏感器安装支架的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及的是航天器结构设计领域的装置，具体为一种高精度微变形星敏感器安装支架。
【背景技术】
[0002]航天器用星敏感器安装一股不直接安装航天器本体结构上，往往需要专用安装结构转接，安装结构上提供仪器安装面以及与航天器结构本体的安装面。常规的安装结构一股要求具有轻量化、高刚度、良好的电导通及传热特性，同时具有足够的强度，因此往往采用轻质铝合金或者镁合金材料整体机加工而成。航天器在轨运行时，这些安装结构处于反复交变的恶劣环境中，安装结构由于金属材料的高热膨胀率将导致热变形极大，姿控仪器指向将发生很大变化，这样必将导致航天器定姿精度差，拍摄图像模糊，航天器功能大为降低，甚至丧失。
[0003]随着我国对航天器高精度、高分辨率成像的需求，特别是高轨航天器对星敏感器安装结构在轨热变形提出了苛刻要求，目前传统的设计形式几乎不可能满足高轨航天器高精度姿态确定以及图像导航配准要求。
【发明内容】
[0004]本发明针对采用传统设计的星敏感器安装结构不能满足高轨道航天器高精度姿态确定以及图像导航配准要求不足，提出了一种高精度微变形星敏感器安装支架，其中星敏安装板通过热管散热，同时与热管通过柔性装置连接，使其兼顾具有导热性能良好和热变形隔离的两种特性，同时薄壁腔体结构和杆件组件采用碳纤维复合材料确保了该装置既具有较大的刚度，又质量很轻。
[0005]本发明是通过以下技术方案实现的。
[0006]一种高精度微变形星敏感器安装支架，包括:薄壁壳体结构、后盖板、星敏安装板、热量收集板、第一隔热垫、热管及支撑杆组件，其中，所述星敏安装板连接在薄壁壳体结构外面上，用于安装星敏感器；所述热管位于薄壁壳体结构的内部，热管的一端连接在星敏安装板上，热管的另一端与热量收集板连接；所述热量收集板连接在薄壁壳体结构的顶部内侦U，且至少部分伸出薄壁壳体结构的顶部；所述第一隔热垫安装在热量收集板与薄壁壳体结构之间；所述后盖板连接到薄壁壳体结构的背面，从而形成安装支架头部；所述支撑杆组件的一端与安装支架头部连接，支撑杆组件的另一端用于安装航天器光学成像有效载荷结构本体。
[0007]优选地，所述薄壁壳体结构设有多个外面，所述星敏安装板为三块，分别为第一星敏安装板、第二星敏安装板和第三星敏安装板，三块星敏安装板分别连接在薄壁壳体结构多个外面中的三个外面上，所述热管包括第一热管和第二热管，其中，第一热管的一端分别与第一星敏安装板和第二星敏安装板连接，第二热管的一端与第三星敏安装板连接，所述第一热管和第二热管的另一端均与热量收集板连接。
[0008]优选地，所述星敏安装板采用铝合金材料；星敏安装板的外表面四角分别设有第一凸台，所述第一凸台用于安装星敏感器；星敏安装板的内表面设有第二凸台，所述第二凸台位于星敏安装板的中心线位置，用于提供热管连接面。
[0009]优选地，所述第二凸台的两侧设有内外贯通卸载槽，所述内外贯通卸载槽呈星敏安装板中心线对称分布。
[0010]所述星敏安装板与薄壁壳体结构之间的连接点位置位于星敏安装板与星敏感器之间的连接点位置的内圈。
[0011]所述热管与星敏安装板之间以及热管与热量收集板之间的连接均选用柔性连接装置连接，所述柔性连接装置采用碟簧。
[0012]所述热量收集板采用高导热低膨胀铝基碳化硅材料，热量收集板上的安装螺纹使用钛合金衬套。
[0013]所述薄壁壳体结构采用碳纤维复合材料，并采用一体化结构。
[0014]所述支撑杆组件包括杆件和第二隔热垫，所述杆件的一端设有用于连接到安装支架头部上的接头，杆件的另一端通过第二隔热垫连接到航天器光学成像有效载荷结构本体上。
[0015]所述杆件采用碳纤维复合材料，碳纤维复合材料的铺层角度为[±35° /0° /90° ]的零膨胀设计，并与接头一体化成型；所述第二隔热垫采用钛合金材料，且为中空结构。
[0016]本发明工作时，星敏感器安装在星敏安装板上，当星敏感器工作时产生热量，这些热量通过与星敏安装板连接的热管将热量传递到热量收集板上，热量收集板上热量再通过航天器外部热管将热量传递到航天器散热面。由于整个装置合理的布局和结构、连接设计以及材料选择，使得该装置具有足够的热稳定性以及强度、刚度，且质量较轻。
[0017]与现有技术相对，本发明具有如下有效效果:航天器在轨运行时，该装置处于反复交变的恶劣热环境中，特别是热量收集板由于受航天器散热面低温环境的影响，热环境极为恶劣，极端低温达到_30°C，且周期性变化，而星敏安装面必须保证20°C ±0.5°C，本发明采用如上
【发明内容】
，使得该装置具有足够的热稳定性以及强度、刚度，且质量较轻。航天器在轨工作时，该装置星敏安装面绝对热变形(即星敏安装面相对于支撑杆根部)小于15"，三个星敏安装面之间相对热变形小于5"，相对常规设计降低I个数量级，满足高轨航天器高精度姿态确定以及图像导航配准要求。该装置采用了诸多创新设计，对类似结构热变形控制有良好的借鉴意义，具体表现在如下几点:
[0018]I)采用热管进行传热的技术方案，解决了星敏感器的高效传热问题；
[0019]2)热管与星敏安装板、热管与热量收集板采用碟簧的柔性连接设计形式，减小了对星敏安装板的拉扭效应；
[0020]3)星敏安装板四角采用凸台设计，确保了高精度加工的工艺性，且提供了补偿加热片的安装空间，同时星敏安装板采用对称的卸载槽设计，可以释放星敏安装板内部热应力，又可保证四个凸台的温度均匀性，以降低热变形；
[0021]4)星敏安装板与薄壁壳体结构连接点位置位于星敏安装板与星敏连接点位置内圈，这样可以释放星敏安装板外部四个凸台的热变形，保证星敏安装板四个凸台与星敏感器壳体底板热变形的匹配性；
[0022]5)热量收集板使用高导热低膨胀材料，使其具有良好的导热、传热特性，同时自身热变形较小，降低对其它结构的影响；
[0023]6)热量收集板与薄壁壳体结构之间选用玻璃钢隔热设计，减小了热量收集板对薄壁壳体结构的热辐射效应，支撑杆组件采取了中空钛合金结构隔热措施，减小光学成像载荷对支撑杆的热量传递；
[0024]7)支撑杆采用“零”膨胀铺层设计，降低了支撑杆热变形；
[0025]8)采用碳纤维复合材料的薄壁腔体结构、后盖板及支撑杆组件，使得整个装置具有足够的刚度和热稳定性，同时结构轻量化。
【附图说明】
[0026]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:
[0027]图1是本发明正面结构图；
[0028]图2是本发明反面结构图；
[0029]图3是本发明内部结构图；
[0030]图4是本发明热管与星敏安装板、热量收集板连接图，其中，(a)为整体示意图，(b)为局部放大图；
[0031]图5是本发明星敏安装板图，其中，(a)为主视图，(b)为侧视图，(C)为俯视图；
[0032]图6是本发明支撑杆组件图；
[0033]图7是本发明热量收集板图；
[0034]图中:I为第一星敏安装板，2为第二星敏安装板，3为热量收集板，4为薄壁壳体结构，5为第三星敏安装板，6为第一支撑杆组件，7为第二支撑杆组件，8为后盖板，9为第一隔热垫，10为第一热管，11为第二热管，12为碟簧，13为螺钉，14为第二凸台，15为薄壁壳体结构连接点，16为星敏感器连接点，17为内外贯通卸载槽，18为第一凸台，19为杆件，20为第二隔热垫。
【具体实施方式】
[0035]下面对本发明的实施例作详细说明:本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。
[0036]请同时参阅图1至图7。
[0037]本实施例提供了一种高精度微变形星敏感器安装支架，包括:薄壁壳体结构、后盖板、星敏安装板、热量收集板、隔热垫、热管及支撑杆组件，其中，所述星敏安装板连接在薄壁壳体结构外面上，用于安装星敏感器；所述热管位于薄壁壳体结构的内部，热管的一端连接在星敏安装板上，热管的另一端与热量收集板连接；所述热量收集板连接在薄壁壳体结构的顶部内侧，且至少部分伸出薄壁壳体结构的顶部；所述第一隔热垫安装在热量收集板与薄壁壳体结构之间；所述后盖板连接到薄壁壳体结构的背面，从而形成安装支架头部；所述支撑杆组件的一端与安装支架头部连接，支撑杆组件的另一端用于安装航天器光学成像有效载荷结构本体。
[0038]进一步地，薄壁壳体结构设有多个外面，星敏安装板为三块，分别为第一星敏安装板、第二星敏安装板和第三星敏安装板，三块星敏安装板分别连接在薄壁壳体结构多个外面中的三个外面上，热管包括第一热管和第二热管，其中，第一热管的一端分别与第一星敏安装板和第二星敏安装板连接，第二热管的一端与第三星敏安装板连接，第一热管和第二热管的另一端均与热量收集板连接。
[0039]进一步地，星敏安装板选取铝合金材料，外表面四角采用凸台设计，内表面也采用凸台设计，位于安装板中心线位置。外表面四个凸台，提供星敏感器四个安装脚，凸台外区域用于提供补偿加热片安装空间，同时采用凸台设计能提高星敏安装面高精度加工的工艺性；内表面凸台用于安装热管。
[0040]进一步地，星敏安装板内表面凸台两侧设置内外贯通卸载槽，呈星敏安装板中心线对称分布。卸载槽能够释放星敏安装板热