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仪器安装面高精度加工的工艺性。
[0038]进一步地，所述的仪器安装板与薄壁壳体结构连接点位于仪器安装板与仪器连接点内圈。这样可以释放仪器安装板四个凸台的热变形，保证仪器安装板四个凸台与姿控仪器壳体底板热变形的匹配性，防止由于变形不匹配致破坏姿控仪器内部光学元件。
[0039]进一步地，所述的仪器安装板第二翼板采用平面结构形式，柔性连接到导热体对接法兰上，柔性装置选取碟簧，连接点位于法兰边缘。柔性连接可以释放导热体与星敏安装板对接法兰面间热应力，减小导热体对仪器安装板的拉扯效应。
[0040]进一步地，所述的导热体采用高导热低膨胀铝基碳化硅材料，为一体化结构，其一端提供平面对接法兰，用于连接仪器安装板翼板，另一端固定在封盖板上，导热体同时提供航天器用热管安装面。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，减小对仪器安装板变形的影响。
[0041]进一步地，所述的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。
[0042]进一步地，所述的支撑杆组件包括接头、杆件、隔热垫，所述杆件为五根，每一根杆件的一端通过接头连接到安装结构头部，每一根杆件的另一端通过接头与隔热垫结合的形式连接到航天器光学成像有效载荷结构本体上。。
[0043]进一步地，所述的杆件采用碳纤维复合材料，铺层设计为[±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。
[0044]进一步地，所述的隔热垫采用钛合金材料，设计为镂空结构形式，减少与航天器光学成像有效载荷结构本体接触面积，从而降低与支撑杆组件之间热交换。
[0045]下面结合附图对本实施例作详细说明。
[0046]如图1、2所示，本实施例包括:薄壁壳体结构1、封盖板4、仪器安装板2、导热体5以及支撑杆组件3。连接关系为:仪器安装板2有三个，每一个仪器安装板均包括第一翼板、第二翼板和腹板，其中，第一翼板用于安装姿控仪器，固定在薄壁壳体结构I上，第二翼板连接到导热体5平面对接法兰上；导热体另一端连接到封盖板上，封盖板4再与薄壁壳体结构I连接，形成安装结构头部；支撑杆组件3 —端与安装结构头部连接，另一端安装在航天器光学成像有效载荷结构本体上。
[0047]如图3所示，给出了仪器安装板2与导热体5的连接关系，仪器安装板2通过翼板12的形式连接到导热体5平面对接法兰上，在仪器安装板2与导热体5翼板四个角点采用螺钉7进行连接，同时垫圈选用碟簧6，弱化连接刚度。
[0048]所述的薄壁壳体结构I采用碳纤维复合材料，设计为一体化结构。
[0049]所述的仪器安装板2用于安装仪器的第一翼板11采用四角凸台14设计。
[0050]所述的仪器安装板2与薄壁壳体结构I连接点15位于仪器安装板与仪器连接点13内圈。
[0051]所述的导热体5采用高导热低膨胀铝基碳化硅材料，为一体化结构，其一端提供平面对接法兰，用于连接仪器安装板第二翼板12，另一端固定在封盖板4上，导热体5同时提供航天器上热管安装面。
[0052]如图4(a)、(b)所示，支撑杆组件3包括接头8、杆件9、隔热垫10，该组件一端连接到安装结构头部，另一端连接到航天器光学成像有效载荷结构上。
[0053]所述的杆件9采用碳纤维复合材料，铺层设计为[±35° /0° /90° ]的“零”膨胀形式，接头8也采用碳纤维复合材料，整体模压而成。
[0054]所述的隔热垫10采用钛合金材料，设计为孔隙结构形式，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。
[0055]本发明工作时，姿控仪器安装在仪器安装板2的第一翼板11上，当仪器工作时产生热量，这些热量通过仪器安装板腹板16传递到第二翼板12，第二翼板12与导热体5平面对接法兰配合，将热量传递导热体上，导热体外部安装面与航天器外部热管连接，从而最终将热量传递到航天器散热面，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。
[0056]本实施例解决了姿控仪器安装结构苛刻的热变形技术难题，具有传热性能优与热变形隔离两种特性，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。
[0057]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】
1.一种航天器用高精度微变形姿控仪器安装结构，其特征在于:包括:薄壁壳体结构、封盖板、仪器安装板、导热体以及支撑杆组件；其中，所述仪器安装板整体呈工字型结构，包括第一翼板、第二翼板和腹板，所述第一翼板固定在薄壁壳体结构的外表面，用于安装姿控仪器，所述第二翼板设置于薄壁壳体结构的内部，并与导热体的平面对接法兰连接，所述仪器安装板的第一翼板和第二翼板之间通过腹板连接，并通过腹板进行热交换；所述导热体的安装面连接到封盖板上；所述封盖板与薄壁壳体结构连接，形成安装结构头部；所述支撑杆组件的一端与安装结构头部连接，支撑杆组件的另一端安装在航天器光学成像有效载荷结构本体上。
2.根据权利要求1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:所述仪器安装板采用为铝合金材质；其中，第一翼板采用四角凸台结构。
3.根据权利要求1或2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:所述仪器安装板的第一翼板与薄壁壳体结构之间的连接点位置位于仪器安装板的第一翼板与姿控仪器之间的连接点位置的内圈。
4.根据权利要求1或2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:所述仪器安装板的第二翼板采用平面结构形式，并通过柔性装置连接到导热体的一端上。
5.根据权利要求4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:所述柔性装置采用碟簧，所述仪器安装板的第二翼板与导热体之间的连接点位于第二翼板的四个角点上。
6.根据权利要求1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:所述导热体采用高导热低膨胀铝基碳化硅材料形成一体化结构。
7.根据权利要求1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:所述薄壁壳体结构采用碳纤维复合材料，并为一体化结构。
8.根据权利要求1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:所述支撑杆组件包括接头、杆件以及隔热垫，其中，所述杆件共为五根，其中，每一根杆件的一端通过接头连接到安装结构头部，每一根杆件的另一端通过接头与隔热垫结合的形式连接到航天器光学成像有效载荷结构本体上。
9.根据权利要求8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，构成杆件的碳纤维复合材料的铺层角度设计为[±35° /0° /90° ]的零膨胀形式；所述接头采用碳纤维复合材料。
10.根据权利要求8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:所述隔热垫采用钛合金材料，并为孔隙结构。
【专利摘要】本发明公开了一种航天器用高精度微变形姿控仪器安装结构，仪器安装板包括第一翼板、第二翼板和腹板，第一翼板固定在薄壁壳体结构的外表面，第二翼板设置在薄壁壳体结构的内部，并与导热体的平面对接法兰连接，第一翼板和第二翼板之间通过腹板连接，并通过腹板进行热交换；导热体的安装面连接到封盖板上；封盖板与薄壁壳体结构连接，形成安装结构头部；支撑杆组件的一端与安装结构头部连接，支撑杆组件的另一端安装在航天器光学成像有效载荷结构本体上。本发明解决了姿控仪器安装结构苛刻的热变形技术难题，具有传热性能优与热变形隔离两种特性，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】CN104743138
【申请号】CN201510079961
【发明人】王志国, 周徐斌, 任友良, 杨金军, 江世臣, 胡炳亭, 满孝颖
【申请人】上海卫星工程研究所
【公开日】2015年7月1日
【申请日】2015年2月13日