潘維 羅強(qiáng) 斯東波 鐘奇

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部 航天器熱控全國(guó)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100094)

星敏感器(以下簡(jiǎn)稱(chēng)星敏)是目前精度最高的矢量姿態(tài)敏感器,廣泛應(yīng)用于航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中。惡劣的空間熱環(huán)境會(huì)使得星敏光學(xué)系統(tǒng)發(fā)生熱-結(jié)構(gòu)變形,嚴(yán)重影響其測(cè)量精度[1-3]。為確保星敏高觀測(cè)精度,有必要對(duì)星敏在軌溫度進(jìn)行準(zhǔn)確的熱分析仿真研究。

很多學(xué)者都對(duì)星敏進(jìn)行了分析研究。文獻(xiàn)[4-8]分別對(duì)工作于太陽(yáng)同步低軌道、GEO高軌道和環(huán)月軌道的星敏進(jìn)行了熱設(shè)計(jì)及仿真計(jì)算。這些文獻(xiàn)研究的都是艙外星敏,對(duì)于安裝于航天器艙內(nèi)的星敏研究卻鮮有見(jiàn)到。對(duì)于某些特殊航天器,如返回類(lèi)飛行器,為了防止再入段強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱高溫?fù)p害,星敏只能安裝于艙內(nèi),同時(shí)為了兼顧在軌觀測(cè)需求,在航天器艙板上正對(duì)星敏遮光罩位置,集成有透光的光窗[9]。

艙外和艙內(nèi)星敏的熱仿真存在極大的差別。首先,兩者的熱邊界條件不同,艙外星敏一般只需要考慮與星敏存在視角關(guān)系的航天器艙板,艙板熱容大,熱分析時(shí)一般可作為定溫的導(dǎo)熱和輻射邊界處理;艙內(nèi)星敏,由于其與艙內(nèi)其它設(shè)備、結(jié)構(gòu)、艙體壁面均存在輻射、導(dǎo)熱換熱關(guān)系,故需要利用整器熱分析模型體現(xiàn)真實(shí)的熱邊界。其次,對(duì)于艙內(nèi)星敏,光窗的存在對(duì)其在軌溫度有影響,必須在熱分析中加以考慮。實(shí)際上,在航天器研制流程中,艙板上集成的光窗的結(jié)構(gòu)形式往往很晚才確定,故前期整器熱分析模型并未考慮光窗的存在。后期若需要評(píng)估光窗的影響,可直接修改整器模型,但是時(shí)間成本比較大,影響航天器研制進(jìn)度。本文從工程實(shí)用的角度出發(fā),提出一種考慮光窗影響的艙內(nèi)星敏在軌溫度的快速評(píng)估方法。即利用局部精細(xì)模型準(zhǔn)確求解透過(guò)光窗到達(dá)星敏各個(gè)位置上的外熱流,再配合整器熱模型準(zhǔn)確求解艙內(nèi)星敏溫度。仿真結(jié)果與在軌飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行比對(duì),一致性良好。為所有航天器艙內(nèi)星敏在軌溫度的快速評(píng)估提供思路和工程借鑒。

1 仿真分析模型

以某航天器艙內(nèi)星敏為研究對(duì)象。該星敏通過(guò)支架安裝于艙內(nèi)結(jié)構(gòu)上,星敏光軸與航天器縱軸夾角為40°。星敏包括盒體和遮光罩兩部分,艙體結(jié)構(gòu)上正對(duì)遮光罩位置有光窗,光窗通過(guò)窗框固定于艙壁結(jié)構(gòu)上。光窗由雙層玻璃組成,兩層玻璃之間有12mm的間隙,玻璃穿透率大于98%。窗框表面涂黑處理以消除雜光,見(jiàn)圖1。

為了研究光窗的影響,建立獨(dú)立的局部細(xì)化模型,見(jiàn)圖2。該模型僅包含艙板、星敏、支架以及艙板上的光窗,用于準(zhǔn)確求解透過(guò)光窗到達(dá)星敏盒體、遮光罩、支架上的瞬態(tài)軌道外熱流。艙內(nèi)星敏的熱分析仿真需要在整器的熱分析模型上進(jìn)行,綜合考慮艙內(nèi)設(shè)備、結(jié)構(gòu)輻射、導(dǎo)熱效應(yīng),整器熱節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)模型見(jiàn)圖3。

圖1 星敏與光窗幾何模型Fig.1 Star sensor optical window

圖2 局部細(xì)化熱模型Fig.2 Thermal analysis model

2 分析研究

航天器在軌道上運(yùn)行,陽(yáng)光將透過(guò)光窗到達(dá)星敏及支架不同位置上,光照的大小和方向呈周期性瞬態(tài)變化。星敏安裝的幾何光軸與航天器縱軸夾角為40°,故選擇陽(yáng)光與軌道夾角β為40°時(shí),作為星敏在軌熱分析高溫惡劣工況。

具體步驟如下。

1)建立局部細(xì)化模型,求解星敏及支架不同位置上瞬態(tài)軌道外熱流

圖4是透過(guò)光窗到達(dá)星敏盒體上的太陽(yáng)瞬態(tài)熱流。圖5是到達(dá)遮光罩上(不同位置熱節(jié)點(diǎn)編號(hào)為star.1010～1021)的太陽(yáng)瞬態(tài)熱流。從圖中可以看出,到達(dá)星敏盒體上的太陽(yáng)熱流持續(xù)時(shí)間是17.8min,峰值熱流為195W/m2,太陽(yáng)反照、地球紅外均為0;太陽(yáng)依次可照射到遮光罩不同部位,同一遮光罩部位有陽(yáng)光的持續(xù)時(shí)間為25.4min,峰值熱流為300W/m2,太陽(yáng)反照、地球紅外均為0。

圖4 星敏盒體上到達(dá)的太陽(yáng)瞬態(tài)熱流 Fig.4 Incident solar heat flux on star sensor box

圖5 星敏遮光罩上到達(dá)的太陽(yáng)瞬態(tài)熱流Fig.5 Incident solar heat flux on star sensor lens hood

圖6是到達(dá)星敏支架上(支架不同位置熱節(jié)點(diǎn)編號(hào)為star.1001～1008)的瞬態(tài)太陽(yáng)熱流?？梢?jiàn),太陽(yáng)也可照射到星敏支架的局部位置,持續(xù)時(shí)間很短,約為5min,峰值熱流為124W/m2。太陽(yáng)反照、地球紅外均為0。

根據(jù)簡(jiǎn)化模型的熱流計(jì)算結(jié)果可知,透過(guò)光窗,到達(dá)星敏以及星敏支架上的軌道外熱流僅有太陽(yáng)熱流,不同位置上太陽(yáng)熱流的大小和持續(xù)時(shí)間不同,分別是:遮光罩300W/m2,星敏盒體195W/m2,支架124W/m2;受照時(shí)間分別為25.4min、17.8min、5min。星敏盒體、遮光罩、支架上均無(wú)太陽(yáng)反照熱流和地球紅外熱流。

圖6 星敏支架上到達(dá)的太陽(yáng)瞬態(tài)熱流密度Fig.6 Incident solar heat flux on star sensor bracket

2)在整器模型上的精確求解星敏溫度

將在上述局部精細(xì)化模型中求解的星敏、支架上的瞬態(tài)軌道外熱流,在整器模型中,賦值于星敏、支架對(duì)應(yīng)位置節(jié)點(diǎn)上,進(jìn)一步精確求解得到星敏在軌瞬態(tài)溫度。

各個(gè)部件在軌溫度曲線見(jiàn)圖7～圖9。星敏盒體5～8℃;遮光罩(不同位置熱節(jié)點(diǎn)編號(hào)為star.1010～1021)3～21℃;支架(不同位置熱節(jié)點(diǎn)編號(hào)為star.1001～1008)-1.3～+4℃。

可見(jiàn),按照方法2,可準(zhǔn)確考慮透過(guò)光窗進(jìn)入艙內(nèi)的軌道瞬態(tài)外熱流對(duì)星敏溫度的影響,且沒(méi)有修改整器模型,不影響研制進(jìn)度。

圖7 星敏盒體在軌計(jì)算溫度Fig.7 Star sensor box analysis temperature

圖8 遮光罩在軌計(jì)算溫度Fig.8 Lens hood analysis temperature

圖9 星敏支架在軌計(jì)算溫度Fig.9 Star sensor bracket analysis temperature

3 在軌飛行驗(yàn)證

航天器在軌飛行時(shí),β為-41°。從簡(jiǎn)化模型外熱流分析結(jié)果可知,此時(shí)星敏、支架上均無(wú)太陽(yáng)熱流、反照熱流和地球紅外熱流,只有光窗部分位置有少量太陽(yáng)熱流(≤140W/m2),持續(xù)時(shí)間17.7min;反照熱流(≤15W/m2),持續(xù)時(shí)間27.9min,紅外熱流(≤10W/m2)。此工況,沒(méi)有軌道外熱流透過(guò)光窗到達(dá)星敏和支架上。

圖10為計(jì)算仿真值,星敏溫度為-4.2℃,圖11為在軌飛行實(shí)際測(cè)試值,為-4.5℃,兩者數(shù)據(jù)相對(duì)一致,驗(yàn)證了艙內(nèi)星敏在軌簡(jiǎn)化熱分析方法的有效性。

圖10 艙內(nèi)星敏在軌溫度(分析值)Fig.10 Star sensor analysis temperature

圖11 艙內(nèi)星敏在軌溫度(在軌遙測(cè)值)Fig.11 Star sensor temperature(telemetry data in orbit)

4 研究結(jié)論

某類(lèi)特殊航天器的星敏安裝于艙內(nèi),艙內(nèi)星敏與艙外星敏熱分析是不同的。首先兩者的熱邊界不同,艙內(nèi)星敏需要綜合考慮艙內(nèi)其它設(shè)備、結(jié)構(gòu)、艙壁等真實(shí)的輻射、導(dǎo)熱影響,必須在整器熱模型求解。其次,對(duì)于艙內(nèi)星敏而言,必須考慮光窗的影響。然而,在航天器實(shí)際研制流程中,一般較晚才確定光窗的技術(shù)狀態(tài)。后期為了評(píng)估光窗的影響,需要修改整器模型,時(shí)間代價(jià)較大,影響工程研制進(jìn)度。為了解決此問(wèn)題,本文提出一種簡(jiǎn)化處理方法。建立獨(dú)立簡(jiǎn)化模型,求解透過(guò)光窗到達(dá)星敏及支架上的瞬態(tài)軌道外熱流,再將求解出外熱流施加于整器模型中的星敏、支架對(duì)應(yīng)位置節(jié)點(diǎn)上,快速求解出星敏實(shí)際溫度。在軌飛行溫度數(shù)據(jù)驗(yàn)證了該方法的可行性、正確性,為艙內(nèi)星敏提供了一種滿足工程需求的高效準(zhǔn)確的在軌熱分析方法。