1.本发明涉及航天热控制技术领域，尤其涉及一种空间光学遥感卫星星敏感器高效高精度控温装置。
背景技术：2.现行方式中，星敏感器是卫星姿态控制的关键组件，为卫星姿态修正提供重要数据。星敏感器在轨工作时面临剧烈的外热流变化，光学系统的热变形将会产生离焦量的变化，影响星敏感器的指向稳定性，对于高精度的星敏感器来说，必须采取有效措施控制星敏感器的热变形。
3.空间光学遥感卫星的指向稳定性、姿态稳定性对成像质量有着极其重要的影响。目前空间光学遥感载荷的性能指标不断提升，对于姿态控制的精度要求愈发严苛，星敏感器逐步由搭载于卫星平台向直接搭载于空间光学遥感载荷转变。由于空间光学遥感载荷自身的温度控制精度要求很高，所以在有效控制星敏感器自身温度水平的同时，还需要控制星敏感器温度水平及温度变化对光学遥感器的热扰动。
4.此外，中小卫星载荷的能源供给能力有限，热控系统为在轨长期工作的系统，需要持续稳定的能源供给，尤其当卫星运行至阴影区时，卫星太阳帆板没有能量输入，而热控系统所需功耗会显著增大，所以实现高效低能耗的热控具有重要意义。
5.综合来看，星敏感器组件的高效高精度热控具有重要的应用价值。
技术实现要素：6.本发明解决的技术问题：目的在于显著区别于现有的辐射器与热管、遮光罩开设散热面等常用设计方式，提出一种更为安全可靠的、一体化热控程度高的，以有效解决搭载于空间光学遥感载荷的高精度星敏感器温度稳定性问题，重点是解决星敏感器法兰的温度控制问题，同时满足低热控能耗要求；为此，本发明提出一种空间光学遥感卫星星敏感器高效高精度控温装置。
7.为了解决上述技术问题，本发明的技术方案具体如下：
8.一种空间光学遥感卫星星敏感器高精度控温装置，包括：
9.星敏感器组件支架11，其能够与空间光学遥感载荷主体框架连接；
10.多个星敏感器底座12，其连接在所述星敏感器组件支架11上，并依据各只星敏感器10的光轴指向而确定其延伸方向；
11.每个所述星敏感器底座12上通过隔热的方式机械连接有一星敏感器支座13，以降低星敏感器支座13温度变化对所述星敏感器底座12的热扰动；
12.各只星敏感器10安装于相应的星敏感器支座13上，且与相应的所述星敏感器支座13之间并形成有一安装面，所述安装面按照预设精度加工表面处理并涂覆导热硅脂。
13.优选地，所述隔热的方式为：所述星敏感器支座13与所述星敏感器底座12之间设置环形钛合金隔热垫14进行隔热，所述环形钛合金隔热垫14具有机械连接的安装点。
14.优选地，所述隔热的方式为：所述星敏感器支座13与所述星敏感器底座12之间在安装点之间的位置外铺设多层隔热组件17，以进一步阻止星敏感器支座13温度变化对星敏感器底座12的热扰动；
15.所述多层隔热组件17由双面镀铝聚酯薄膜和涤纶网组成。
16.进一步地，所述各只星敏感器10与所述星敏感器支座13通过法兰盘连接。
17.进一步地，所述星敏感器支座13的为内部带有横梁的中空薄壁圆柱；
18.所述横梁的顶面、底面以及所述星敏感器支座13的安装面按照一第二预设加工精度要求加工。
19.进一步地，所述星敏感器支座13的外表面涂有白漆，以使得所述星敏感器支座13的外表面能够作为散热面。
20.进一步地，所述星敏感器10包括：
21.星敏感器电路盒24，其与所述横梁之间保持有一预留间隙，所述预留间隙之中填充有绝缘导热垫。
22.进一步地，所述星敏感器电路盒24外表面及所述星敏感器支座13内表面进行黑色阳极氧化处理，以强化相互间辐射换热。
23.进一步地，所述星敏感器10包括：
24.电加热器15设置在所述星敏感器支座13内部的所述横梁底面；
25.与所述电加热器15连接的控温点热敏电阻16，所述控温点热敏电阻16设置在星敏感器10的法兰盘23的周向。
26.进一步地，所述星敏感器10包括：
27.依次连接的星敏感器遮光罩前段21、星敏感器遮光罩后段22；
28.所述星敏感器遮光罩后段22连接所述法兰盘23
29.所述星敏感器遮光罩前段21与所述星敏感器遮光罩后段22之间、所述星敏感器遮光罩后段22与所述法兰盘23之间分别设置有聚酰亚胺隔热垫25。
30.本发明具有以下的有益效果：
31.通过该技术方案，可实现星敏感器法兰温度变化范围10
±
2℃的高精度控制；与相比现有技术方案，散热面可有效缩减，热补偿功耗降低，尤其是在阴影区可以将星敏感器电路盒的热耗引导至法兰盘，作为热补偿功耗使用，由此进一步降低热补偿功耗，节约卫星能源；星敏感器支座集结构支撑、散热、热补偿等功能于一体，极大简化了热控系统的复杂度，安全可靠。
附图说明
32.下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。
33.图1是本发明提供的星敏感器高精度控温装置的结构示意图；
34.图2是星敏感器组件的结构示意图；
35.图3是星敏感器支座的结构示意图；
36.图4是星敏感器支座的内部结构配置示意图。
37.图中的附图标记表示为：
38.星敏感器组件支架11、星敏感器底座12、星敏感器10、星敏感器支座13；
39.环形钛合金隔热垫14、多层隔热组件17、横梁18；
40.星敏感器电路盒24；
41.电加热器15、控温点热敏电阻16；
42.星敏感器遮光罩前段21、星敏感器遮光罩后段22、法兰盘23、聚酰亚胺隔热垫25。
具体实施方式
43.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围；需要说明的是，本技术中为了便于描述，以当前视图中“左侧”为“第一端”，“右侧”为“第二端”，“上侧”为“第一端”，“下侧”为“第二端”，如此描述的目的在于清楚的表达该技术方案，不应当理解为对本技术技术方案的不当限定。
44.目的在于显著区别于现有的辐射器与热管、遮光罩开设散热面等常用设计方式，提出一种更为安全可靠的、一体化热控程度高的，以有效解决搭载于空间光学遥感载荷的高精度星敏感器温度稳定性问题，重点是解决星敏感器法兰的温度控制问题，同时满足低热控能耗要求；为此，本发明提出一种空间光学遥感卫星星敏感器高效高精度控温装置。
45.具体地，请参阅图1所示，该空间光学遥感卫星星敏感器高精度控温装置，包括：
46.星敏感器组件支架11能够与空间光学遥感载荷主体框架连接；多个星敏感器底座12连接在星敏感器组件支架11上，并依据各只星敏感器10的光轴指向而确定其延伸方向；每个星敏感器底座12上通过隔热的方式机械连接有一星敏感器支座13，以降低星敏感器支座13温度变化对星敏感器底座12的热扰动；各只星敏感器10安装于相应的星敏感器支座13上，且与相应的星敏感器支座13之间并形成有一安装面，安装面按照预设精度加工表面处理并涂覆导热硅脂。
47.在本技术方案中，星敏感器组件支架11与空间光学遥感载荷主体框架直接机械连接，其中，星敏感器底座12为过渡件，依据各只星敏感器的光轴指向而定，星敏感器支座13通过钛合金隔热垫与星敏感器底座机械连接；各只星敏感器通过法兰盘安装于相应的支座上，安装面为高精度加工表面，并且涂覆导热硅脂。
48.为降低空间外热流及卫星、相机组件对星敏感器的辐射热流影响。星敏感器及相应组件表面除入光口、连接面、散热面外均包覆20单元多层隔热组件17。
49.星敏感器支座13与星敏感器底座12之间设置环形钛合金隔热垫14进行隔热，隔热垫两侧的部件通过安装点处进行机械连接，星敏感器支座13与星敏感器底座12之间除连接点外铺设10单元多层隔热组件17，以进一步阻止星敏感器支座13温度变化对星敏感器底座12的热扰动。
50.星敏感器支座13的外表面开设散热面，以排散星敏感器内部工作热耗和吸收的外部热流，在散热面表面喷涂低吸收率、高发射率的白漆以增强散热效果。散热面的选取根据热分析结果，以星敏感器在轨运行时阳照区综合吸收热流最少为原则，同时考虑星敏感器之间的遮挡关系。通过该技术方案，可实现星敏感器法兰温度变化范围10
±
2℃的高精度控制；与相比现有技术方案，散热面可有效缩减，热补偿功耗降低，尤其是在阴影区可以将星敏感器电路盒的热耗引导至法兰盘，作为热补偿功耗使用，由此进一步降低热补偿功耗，节
约卫星能源；星敏感器支座集结构支撑、散热、热补偿等功能于一体，极大简化了热控系统的复杂度，安全可靠。
51.在一个可选的实施例中，具体的隔热的方式为：星敏感器支座13与星敏感器底座12之间设置环形钛合金隔热垫14进行隔热，环形钛合金隔热垫14具有机械连接的安装点。
52.在一个可选的实施例中，隔热的方式为：星敏感器支座13与星敏感器底座12之间在安装点之间的位置外铺设多层隔热组件17，以进一步阻止星敏感器支座13温度变化对星敏感器底座12的热扰动；
53.多层隔热组件17由双面镀铝聚酯薄膜和涤纶网组成。
54.进一步地，请参阅图1-3所示，各只星敏感器10与星敏感器支座13通过法兰盘连接。
55.请参阅图1-4所示，星敏感器支座13的为内部带有横梁18的中空薄壁圆柱；
56.横梁的顶面、底面以及星敏感器支座13的安装面按照一第二预设加工精度要求加工。
57.星敏感器支座13为内部带有横梁的中空薄壁圆柱结构，横梁的顶面、底面以及支座的安装面均为高精度加工表面。支座外表面喷涂高发射率、低吸收率白漆，各支座外表面均裸露部分表面作为散热面，散热面的方位和大小依据有限元仿真热分析结果确定。
58.在一个具体地实施方式中，请参阅图1-3所示，星敏感器支座13的外表面涂有白漆，以使得星敏感器支座13的外表面能够作为散热面。
59.在一个具体地实施方式中，星敏感器10包括：星敏感器电路盒24，其与横梁之间保持有一预留间隙，预留间隙之中填充有绝缘导热垫。
60.在一个具体地实施方式中，星敏感器电路盒24外表面及星敏感器支座13内表面进行黑色阳极氧化处理，以强化相互间辐射换热。
61.在具体的配置方式中，星敏感器电路盒24外表底面与星敏感器支座13的横梁之间留有间隙，间隙之中填充绝缘导热垫；电加热器15设置在星敏感器支座13内部横梁底面，控温点热敏电阻16设置在星敏感器法兰盘上。星敏感器的遮光罩前段与后段之间，以及遮光罩后段与法兰盘之间均设置聚酰亚胺隔热环，为增强隔热效果，聚酰亚胺隔热环在除安装点以外的区域均减薄0.5mm。
62.请参阅图1-3所示，星敏感器10包括：电加热器15设置在星敏感器支座13内部的横梁底面；与电加热器15连接的控温点热敏电阻16，控温点热敏电阻16设置在星敏感器10的法兰盘23的周向。
63.请参阅图1-3所示，星敏感器10包括：依次连接的星敏感器遮光罩前段21、星敏感器遮光罩后段22；星敏感器遮光罩后段22连接法兰盘23星敏感器遮光罩前段21与星敏感器遮光罩后段22之间、星敏感器遮光罩后段22与法兰盘23之间分别设置有聚酰亚胺隔热垫25。
64.星敏感器由遮光罩前段21、遮光罩后段22、法兰23、电路盒24、聚酰亚胺隔热垫25组成。星敏感器电路盒24与星敏感器支座13内部横梁之间铺设绝缘导热垫。在星敏感器支座13内部横面与星敏感器电路盒24之间留有适当间隙，可实施的为0.25mm，以铺设绝缘导热垫10mil厚。绝缘导热垫的底侧采用导热硅橡胶粘贴于星敏感器支座内部横梁上，顶侧与星敏感器电路盒24表面贴合良好。
65.星敏感器电路盒24外表面及星敏感器支座13内表面进行黑色阳极氧化处理，以强化相互间辐射换热，红外发射率ε≥0.8。
66.每只星敏感器支座内部横梁底侧设置主动热控加热区，每个加热区包括主备份各一路电加热器15、热敏电阻16，电加热器15设置于星敏支座13内部横梁上，控温点热敏电阻16设置于星敏感器法兰23周向。
67.3组星敏感器安装于共用的星敏感器支架11上，为避免星敏感器组件对空间光学遥感器的热扰动，对星敏感器支架11与空间光学遥感器进行等温控制，即控温目标与空间光学遥感器框架一致。星敏感器支架上设置一个主动热控加热区，包括主备份各一路控温回路，每个控温回路包括一个电加热器15和一个热敏电阻16。星敏感器支架外表面包覆20单元多层隔热组件17。
68.为阻止空间外热流对星敏感器的剧烈扰动，在整个星敏感器组件的外表面包覆多层隔热组件17。由于星敏感器10在轨道上运行期间，入光口会在部分时间内受到太阳照射，进入入光口的热流绝大部分会被星敏感器遮光罩前段21吸收，所以在星敏感器遮光罩前段21与星敏感器遮光罩后段22之间，以及星敏感器遮光罩后段22与法兰盘23之间均设置聚酰亚胺隔热垫25，厚度为5mm。以大幅削弱星敏感器遮光罩前段21吸收的热流向星敏感器遮光罩后段22以及法兰23传递，从而显著降低对法兰盘23的热扰动。
69.显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。