应力，同时对称的设计形式能够保证星敏安装板四个安装脚温度的均匀性，以降低热变形。
[0041]进一步地，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，防止由于变形不匹配致破坏星敏感器内部光学元件。
[0042]进一步地，热管与星敏安装板、热管与热量收集板之间连接均选用柔性连接形式，同时柔性装置选用碟簧。柔性连接可以减小热管以及热量收集板对星敏安装板的拉扯效应，降低热变形。
[0043]进一步地，热量收集板采用高导热低膨胀铝基碳化硅材料，安装螺纹使用钛合金衬套。采用高导热低膨胀材料使得该结构具有良好的导热、传热特性，又可以降低由于其恶劣的热环境而产生的自身热变形，减小对其它结构有变形影响。
[0044]进一步地，薄壁壳体结构采用碳纤维复合材料，设计为一体化结构。采用一体化的碳纤维复合材料结构具有良好的热稳定性以及力学稳定性。
[0045]进一步地，支撑杆组件包括杆件、隔热垫，该组件一端连接到安装支架头部，另一端连接到航天器光学成像有效载荷结构本体上。
[0046]进一步地，杆件采用碳纤维复合材料，铺层形式设计为[±35° /0° /90° ]的“零”膨胀形式，接头也采用碳纤维复合材料，这样能够降低支撑杆热变形。
[0047]进一步地，支撑杆组件处隔热垫采用钛合金材料，设计为中空结构形式，减少与航天器光学成像有效载荷结构接触面积，从而降低与支撑杆组件之间热交换，减小支撑杆热变形。
[0048]下面结合附图，对本实施例做进一步的描述。
[0049]如图1、2、3所示，本实施例提供的高精度微变形星敏感器安装支架，包括:薄壁壳体结构4、后盖板8、星敏安装板、热量收集板3、隔热垫9、20、热管10、11及支撑杆组件6、7。其中，第一星敏安装板1、第二星敏安装板2、第三星敏安装板5，分别连接在薄壁壳体结构4外部的三个外面上，第一热管10、第二热管11位于薄壁壳体结构4内部，第一热管10其一端连接在第一星敏安装板I的第二凸台，第一热管10中部连接在第二星敏安装板2的第二凸台，第一热管10的另一端连接在热量收集板3，第二热管11 一端连接在第三星敏安装板5的第二凸台，第二热管11另一端连接在热量收集板3上。热量收集板3连接在薄壁壳体结构4顶部内侧，同时部分伸出，第一隔热垫9安装在热量收集板3与薄壁壳体结构4之间，后盖板8连接到薄壁壳体结构4背面，从而形成安装支架头部；第一支撑杆组件6、第二支撑杆组件7的一端与安装支架头部连接，另一端安装在航天器光学成像有效载荷结构上。
[0050]如图4(a)、(b)所示，给出了第一热管10、第二热管11与热量收集板3、第一星敏安装板1、第二星敏安装板2、第三星敏安装板5的连接关系，第一热管和第二热管在翼板设置了螺钉13安装孔，同时使用碟簧8，弱化了连接刚度。
[0051]如图5(a)、(b)、(C)所示，第一星敏安装板1、第二星敏安装板2、第三星敏安装板5选取铝合金材料，外表面四角采用第一凸台18设计，用于安装星敏感器，内表面也采用第二凸台14设计，位于安装板中心线位置，用于提供热管连接面。
[0052]第一星敏安装板1、第二星敏安装板2、第三星敏安装板5内表面第二凸台两侧提供内外贯通卸载槽17，呈星敏安装板中心线对称分布。
[0053]第一星敏安装板1、第二星敏安装板2、第三星敏安装板5与薄壁壳体结构4连接点15位于第一星敏安装板1、第二星敏安装板2、第三星敏安装板5与星敏感器连接点16内圈。
[0054]如图6所示，第一支撑杆组件6、第二支撑杆组件7均包括一体化杆件19、第二隔热垫20，该组件一端连接到安装支架头部，另一端连接到航天器光学成像有效载荷结构本体上。
[0055]所述的杆件19采用碳纤维复合材料，铺层形式设计为±35° /0° /90°的“零”膨胀形式，接头也采用碳纤维复合材料。
[0056]第二隔热垫20采用钛合金材料，设计为中空结构形式，减少与航天器光学成像有效载荷结构接触面积，从而降低与支撑杆组件之间热交换。
[0057]热量收集板3采用高导热低膨胀铝基碳化硅材料，安装螺纹使用钛合金衬套。
[0058]薄壁壳体结构4采用碳纤维复合材料，设计为一体化结构。
[0059]本实施例工作时，三台星敏感器分别安装在第一星敏安装板1、第二星敏安装板2、第三星敏安装板5上，当星敏感器工作时产生热量，第一星敏安装板1、第二星敏安装板2上热量通过支架内部第一热管10传递到热量收集板3上，第三星敏安装板5上热量通过第二热管11传递到热量收集板3上。热量收集板3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。本发明相对常规设计使得在轨热变形降低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。
[0060]本实施例解决了高轨航天器星敏感器安装支架苛刻的热变形技术难题，从而满足了航天器高精度姿态确定以及图像导航配准要求，同时具有结构形式新颖，质量轻等优点。
[0061]以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
【主权项】
1.一种高精度微变形星敏感器安装支架，其特征在于: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，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。
2.根据权利要求1所述的高精度微变形星敏感器安装支架，其特征在于: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。
3.根据权利要求1所述的高精度微变形星敏感器安装支架，其特征在于: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。
4.根据权利要求3所述的高精度微变形星敏感器安装支架，其特征在于: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。
5.根据权利要求1所述的高精度微变形星敏感器安装支架，其特征在于: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。
6.根据权利要求1所述的高精度微变形星敏感器安装支架，其特征在于: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。
7.根据权利要求1所述的高精度微变形星敏感器安装支架，其特征在于: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。
8.根据权利要求1所述的高精度微变形星敏感器安装支架，其特征在于: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。
9.根据权利要求1所述的高精度微变形星敏感器安装支架，其特征在于: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。
10.根据权利要求9所述的航天器用高精度微变形姿控仪器安装结构，其特征在于: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。
【专利摘要】本发明公开了一种高精度微变形星敏感器安装支架，其中，星敏安装板连接在薄壁壳体结构外面上；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；热量收集板连接在薄壁壳体结构的顶部内侧，且部分伸出薄壁壳体结构的顶部；第一隔热垫安装在热量收集板与薄壁壳体结构之间；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；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。本发明解决了高轨航天器星敏感器安装支架苛刻的热变形技术难题，从而满足了航天器高精度姿态确定以及图像导航配准要求，同时具有结构形式新颖，质量轻等优点。
【IPC分类】B64G1-66
【公开号】CN104691790
【申请号】CN201510080467
【发明人】王志国, 满孝颖, 周徐斌, 陈双全, 付鑫, 杨金军, 顾亦磊
【申请人】上海卫星工程研究所
【公开日】2015年6月10日
【申请日】2015年2月13日