适用于航天器一体化高稳定多头星敏感器的安装支架的制作方法

本发明涉及航天器结构技术领域，具体地，涉及一种适用于航天器一体化高稳定多头星敏感器的安装支架。

背景技术：

卫星在轨运行时，星敏感器能提供卫星高精度的三轴姿态测量信息，有效载荷以星敏感器为基准实现高精度在轨标定，因此，星敏感器要求极高的指向精度。

由于星敏感器配置的限制，三台星敏感器首先按照规定的角度安装在安装支架上，然后再与有效载荷基板连接。星敏感器安装支架设计常规要求具有轻量化、高刚度、良好的电导通及传热特性。卫星在轨运行时，星敏感器安装支架处于反复交变的空间热环境中，但由于安装支架结构材料的“热胀冷缩”导致星敏感器的指向发生变化，从而导致有效载荷无法正常工作。

专利文献cn104691790a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；导热体位于薄壁壳体结构的内部，导热体的一端连接在星敏安装板上，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，但该设计具有多个组件且设计有专门的导热结构，结构不合理且加工工艺复杂。

技术实现要素：

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于航天器一体化高稳定多头星敏感器的安装支架。

根据本发明提供的一种适用于航天器一体化高稳定多头星敏感器的安装支架，包括铝基碳化硅壳体1以及隔热垫2；

所述铝基碳化硅壳体1上设置有敞开面，所述敞开面沿周向延伸出连接法兰3；

所述安装支架通过隔热垫2和连接法兰3安装在有效载荷基板上。

优选地，所述铝基碳化硅壳体采用一体化多面的壳体结构；

所述隔热垫2采用多孔设计结构。

优选地，所述铝基碳化硅壳体包括第一安装面4、第二安装面5以及三个第三安装面6；

所述第一安装面4提供视轴监测组件的接口；

所述第二安装面5提供安装支架与有效载荷基板连接的接口；

所述第三安装面6提供星敏感器的接口。

优选地，所述三个第三安装面6的法线呈空间分布。

优选地，所述第一安装面4、第三安装面6上都安装有安装脚凸台；

所述视轴监测组件的接口、星敏感器的接口都设置在安装脚凸台上。

优选地，所述第三安装面6上的安装脚凸台厚度为3㎜；

所述第一安装面4上的安装脚凸台厚度为2㎜。

优选地，所述隔热垫2通过胶接和/或螺接的方式安装在连接法兰3上。

优选地，所述铝基碳化硅壳体1的壁厚为5㎜；

所述连接法兰3的厚度为6㎜；

所述隔热垫2的厚度为10㎜。

优选地，所述铝基碳化硅壳体1采用体积分数为60％的铝基碳化硅材料。

优选地，所述隔热垫2采用钛合金材料。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明采用一体化高体分铝基碳化硅材料，具有高导热性能和低膨胀性能，通过合理的精密温控可以有效控制星敏感器安装支架的温度分布，从而提高安装支架的热稳定性。

2、敏感仪器安装面采用凸台设计，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。

3、采用多孔钛合金隔热措施，阻断了星敏感器安装支架安装环境对安装支架主体结构的热传导影响。

4、本发明中星敏感器安装支架采用连接法兰，结构简单，安装方便，实用性强。

附图说明

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：

图1为本发明的结构示意图；

图2为铝基碳化硅壳体1的结构示意图；

图3为隔热垫2的结构示意图；

图4为一个第三安装面6星敏感器的接口的示意图；

图5为另一个第三安装面6星敏感器的接口的示意图；

图6为第三个第三安装面6星敏感器的接口的示意图；

图7为第一安装面4视轴监视组件的接口的示意图。

图中示出：

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

本发明针对采用传统设计的星敏感器安装支架不能满足航天器的高精度姿态确定以及有效载荷对星敏感器安装支架苛刻的热变形要求的问题，提供了一种适用于航天器一体化高稳定多头星敏感器的安装支架，如图1、图2、图3所示，包括铝基碳化硅壳体1以及隔热垫2，所述铝基碳化硅壳体1上设置有敞开面，所述敞开面沿周向延伸出连接法兰3，所述安装支架通过隔热垫2和连接法兰3安装到有效载荷基板上；在一个优选例中，所述铝基碳化硅壳体采用一体化多面的壳体结构，多个面的设置采用不规则的空间布置形式；本发明通过铝基碳化硅壳体1的结构设置解决了星敏感器安装支架热致不稳定性的技术难题，同时也解决了星敏感器的多头多角度共基准的设计难题。

具体地，如图2、图3所示，所述隔热垫2采用多孔设计结构，减少了与有效载荷基板的接触面积，从而降低有效载荷基板温度变化对星敏感器安装支架的影响。

具体地，如图1、图2、图4、图5、图6、图7所示，所述铝基碳化硅壳体包括第一安装面4、第二安装面5以及三个第三安装面6；所述第一安装面4提供视轴监测组件的接口；所述第二安装面5提供安装支架与有效载荷基板连接的接口；所述第三安装面6提供星敏感器的接口，在一个优选例中，所述第一安装面4、第三安装面6上都安装有安装脚凸台；所述视轴监测组件的接口、星敏感器的接口都设置在安装脚凸台上；安装面采用凸台设计，确保了高精度加工的工艺性，同时也提供了补偿加热片的安装空间。

具体地，如图1所示，所述三个第三安装面6的法线呈空间分布，即三个第三安装面6的法线中任意两个不在同一个平面上，三个第三安装面6的法线呈空间立体布置。

具体地，在一个优选例中，如图4～6所示，所述的三个第三安装面(6)分别为星敏感器提供了4-m6的机械接口，螺纹规格为st6×1；所述的三个第三安装面(6)分别与连接法兰3的垂线呈90°、45°、40°夹角，从而实现了星敏感器复杂的空间角度安装。

具体地，在一个优选例中，所述第三安装面6上的安装脚凸台厚度为3㎜；所述第一安装面4上的安装脚凸台厚度为2㎜，所述铝基碳化硅壳体1的壁厚为5㎜；所述连接法兰3的厚度为6㎜；所述隔热垫2的厚度为10㎜。

具体地，如图1所示，为确保星敏感器安装支架连接的可靠性及星敏感器安装支架安装面的高精度要求，所述隔热垫2通过胶接和/或螺接的方式安装在连接法兰3上。

具体地，如图1所示，所述隔热垫2采用钛合金材料，所述铝基碳化硅壳体采用体积分数为60％的铝基碳化硅材料，铝基碳化硅材料与铝合金、钛合金等航天用常规材料比较，同时具有更高的导热系数和更低的热膨胀系数，能够满足星敏感器安装支架高稳定性的要求，既可以利用材料本身的高导热性能，又可以利用其低膨胀性能，通过合理的精密温控可以有效控制星敏感器安装支架的温度分布，从而降低安装支架的热变形。

具体地，在一个优选例中，如图7所示，为确保视轴监测组件的高精度安装和视轴监测光发射单元光轴要求，所述的第一安装面(4)在有限的空间提供了1套14-m3的机械接口，其中，螺纹规格为st3×0.5。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。