高精度星敏感器热设计研究及仿真验证

吴永康，胡雄超，毛晓楠，闫晓军，王燕清

(1.上海市空间智能控制技术重点实验室，上海 201109； 2.上海航天控制技术研究所，上海 201109)

0 引言

作为卫星姿态测量的重要单机，星敏感器通过其光学系统对星空进行成像，测量恒星矢量在星敏感器坐标系下的分量，与导航星库中的恒星信息进行匹配，得到光学系统视场内恒星在惯性坐标系下的方位；并由姿态确定算法得到星敏感器在惯性坐标系下的姿态信息，从而实现“星光入，姿态出”。星敏感器通常安装在卫星舱体之外，因其受轨道周期热流和冷黑空间背景的影响，温度容易波动，不利于光学系统的长期稳定测量[1-2]；同时，温度过高会导致探测器的暗电流噪声增大，影响星敏感器测量精度[3-4]，因此需重点关注星敏感器的热控实施。从便于监测控制的角度，一般要求星敏感器与卫星舱体之间的安装接口温度处于合适范围。为此，国内学者针对不同星敏感器的任务特点，开展了相应设计，如：韩崇巍等[5]提出一种辐射小舱式星敏感器的热控设计方案，以小舱遮挡外热流，同时将小舱作为星敏感器热沉，该方法可使星敏感器在轨温度控制在-26.2～22.2 ℃；杨昌鹏等[6]提出了一种倾斜轨道星敏感器热设计方案，在星敏感器法兰面粘贴电加热片，支架上粘贴OSR(强化超薄型二次表面镜)膜片，在轨实测温度为-19.8～-5.1 ℃；江帆等[7]通过仿真分析与试验，对星敏感器组件进行热设计，采取包覆多层隔热组件、设置加热区等措施，使3台星敏感器及其支架的温度控制在16～19 ℃。

以上方法需考虑星敏感器、卫星平台和空间环境的因素。总体而言，热设计以保证星敏感器在轨温度稳定适宜为原则，以减小外热流和加热补偿为设计思路，采取被动热控和主动热控相结合的方式。具体措施包括：选用热控涂层、多层隔热组件、薄膜电加热片、热管、红外加热笼等；同时结合热设计与结构装配技术，进行合理的散热设计，并采取有效的隔热措施。

目前，国产星敏感器由针对卫星型号定制生产，逐步向货架式产品方向转变。同一款星敏感器，根据不同的任务需求，需要制定相应的热控解决方案。本文以某国产高精度星敏感器为例，分析研究其热设计方案，并重点讨论了典型工况下该产品的温度水平，为整星热控实施提供参考。

1 星敏感器的热设计概述

星敏感器热设计的目的是为星敏感器内部元器件、光学系统提供良好的热环境，保证其可靠工作。对于应用而言，结合在轨工况，采用合理的热控措施，减小空间复杂热环境的影响，可使星敏感器安装面温度处于合理区间，满足产品正常工作的需求。

本文所述的高精度星敏感器的热设计方案为：

1)器件级。功率器件安装在金属框架上，并在接触面涂覆导热硅脂；为探测器配置热电制冷器，以实现主动控温。

2)组件级。电路板采用四周布局的方式，使热耗分布均匀；产品内部采用内遮光罩隔离电子学组件和光学系统。

3)整机。选配隔热垫圈，使外遮光罩与产品盒体之间具备导热和隔热2种配置状态，适应不同热控需求。

该星敏感器的爆炸图如图1所示。当制冷器关闭时，星敏感器功耗为8.4 W；当制冷器工作时，星敏感器最大功耗为14.4 W。从抑制探测器噪声的角度，该星敏感器安装面温度控制在-40～0 ℃为宜；考虑到热控实施的难度，以及热变形对测量精度的影响，安装面温度控制在-15～0 ℃为宜。本文借鉴已有型号对各类星敏感器热控实施的经验，采取包覆多层隔热组件、喷涂热控白漆、设置电加热片等措施，讨论该星敏感器与卫星舱体导热、隔热2种安装方式下的热控措施，评估星敏感器的温度水平。

图1 星敏感器爆炸图Fig.1 Exploded view of star sensor

2 热网络计算分析

建立星敏感器热网络模型，以表征零部件级的热特性，评估星敏感器在不同工况下的温度。热网络法将研究对象的物理模型划分为多个单元，将单元之间的换热关系用节点之间的传导、对流和辐射热阻来表示，形成热网络图[8-9]，在建模和分析时进行如下假设：

1)星敏感器外部包覆多层隔热组件，忽略机壳外侧与外界热量交换；分析时仅考虑遮光罩内表面与外界的辐射换热。

2)忽略星敏感器内部组件之间的辐射换热，事实上，星敏感器内表面采用的涂层发射率较小，热传导仍是决定热平衡状态的主要因素。

3)模型中仅纳入主要的结构零部件，合并同类零件；外遮光罩与盒体之间默认为导热安装状态。

4)内部制冷器默认为关闭状态，忽略产品热功耗分布的差异，分析时将总功耗纳入模型。

星敏感器的热网络模型如图2所示。图中各热阻的定义见表1、2。表中，零件的热阻与材料、形状相关，由仿真软件计算所得。为尽可能准确地定义接触热阻，在外遮光罩顶端粘贴加热片，以恒定功耗加热星敏感器，在星敏感器机壳上粘贴热敏电阻，测量遮光罩、顶盖、盖板等零件的温度，并按图2中的热网络，等效估算出接触热阻。

图2 星敏感器热网络模型Fig.2 Thermal network model of star sensor

节点序号零件热阻/(K·W-1)R1外遮光罩3.600R2顶盖0.028R3盖板0.460R4印制板固定框7.250R5内遮光罩3.447R6底座0.100

表2 接触热阻定义

星敏感器受空间外热流影响，温度升高。空间外热流以太阳辐射、地球反照、地球红外辐射3种方式为主[10]，确定高温工况仅考虑太阳辐射。星敏感器的强光保护角指标为30°，这意味着当太阳光入射角小于30°时，星敏感器将无法正常输出姿态；在整星布局时通常会提前计算，避免出现该情况。因此将高温工况设置为：太阳光入射角为30°，星敏感器正常工作。同时，将星敏感器工作在阴影区(无外热流)作为低温工况。

2.1 星敏感器导热安装分析

在条件允许的情况下，将星敏感器与卫星舱体导热安装，在舱板下方采用铺设热管等方式，将星敏感器安装面温度控制在合适范围内。假设星敏感器安装面温度控制在-15～0 ℃，计算产品的高温工况和低温工况。

2.1.1 高温工况

当太阳光入射角为30°，星敏感器正常工作，且安装面温度为0 ℃时，星敏感器处于高温工况。该工况下的星敏感器热网络如图3所示。

图3 星敏感器导热安装热网络Fig.3 Thermal network of star sensor with thermal coupling installation

当星敏感器温度达到平衡时，根据能量守恒定律，有

Φin1+Φin2=Φout1+Φout2

(1)

空间背景温度为3 K，为便于计算，忽略该值影响，则

αAaqcosθ+Φin2=σεArT1a4+Φout2

(2)

式中：Φin1为星敏感器吸收的外热流能量；Φin2为星敏感器的功耗，当致冷器关闭时，Φin2=8.4 W；Φout1为星敏感器对外辐射的热量；Φout2为星敏感器与卫星舱体的换热量；α为遮光罩表面涂层的吸收率，α=0.95；ε为遮光罩表面涂层的发射率，ε=0.8；σ为斯蒂芬-波尔兹曼常数，σ=5.67×10-8W/(m2·K4)；Aa为太阳照射面积(不含包覆多层隔热组件区域)；Ar为有效辐射面积；θ为太阳光入射角；q为太阳热流，q=1.4 kW/m2。

同时，根据导热定律，星敏感器与卫星舱体的换热量为

Φout2=(T1a-T6b)/Rt

(3)

式中：T1a为外遮光罩热端温度；T6b为安装面温度；Rt为从外遮光罩到安装面的总热阻。

由式(2)、(3)计算可得，外遮光罩的顶端温度为375 K，即102 ℃，由安装面流向舱体的热量约为9.5 W。通过热网络可进一步求得各点温度，高温工况下的温度分布见表3。

2.1.2 低温工况

当星敏感器工作在阴影区，安装面温度为-15 ℃时，星敏感器处于低温工况。由于无外热流(q=0)，按式(1)、(2)计算可得：外遮光罩顶端温度为3 ℃，由安装面流出的热量为1.71 W。

2.1.3 小结

当导热安装时，星敏感器外壳包覆多层隔热组件，由热控保证星敏感器安装面温度在-15～0 ℃，安装面最大换热量为9.5 W；外遮光罩顶端温度在3～102 ℃之间波动，该温度在遮光罩涂层的允许范围内。同时，安装面温度适宜，不需要使用制冷器对探测器主动控温。

2.2 星敏感器隔热安装分析

若热控实施条件有限，无法将星敏感器安装处的卫星舱板温度控制在较低水平，则可选择对星敏感器隔热安装。

2.2.1 高温工况

当太阳光入射角为30°，星敏感器正常工作时，星敏感器处于高温工况。由于星敏感器隔热安装，故假设星敏感器与卫星舱体之间无热量交换，即Φout2=0，此时可认为星敏感器本身的热耗一路经印制板固定框流向顶盖；另一路经固定框与底座的接触面后，再经盖板和内遮光罩流向顶盖。两路按并联形式计算，并假设每一路中各串联印制板固定框一半的热阻。星敏感器隔热安装的热网络如图4所示，此时求得遮光罩顶端温度为136 ℃，安装面温度为51 ℃。

图4 星敏感器隔热安装热网络Fig.4 Thermal network of star sensor with thermal insulation installation

2.2.2 低温工况

当星敏感器工作在阴影区时，处于低温工况，此时式(2)进一步简化为

(4)

由式(4)可得：遮光罩顶端温度为19 ℃，安装面温度为-66 ℃。

2.2.3 小结

当星敏感器隔热安装时，在高温工况下，安装面温度过高；同时可预见，此时若开启致冷器，由于星敏感器功耗增加，因此安装面温度会进一步上升。由试验数据表明，该星敏感器在制冷器开启后，可探测器与安装面的最大温差为30 ℃，所以当制冷器开启后，探测器的温度依然偏高，并不能有效解决问题。在低温工况下，星敏感器安装面温度较低。

表3 高温工况下的温度分布

因此，在高温工况下，当星敏感器外壳包覆多层隔热组件且与卫星舱体之间隔热安装时，仅靠遮光罩内表面辐射，不能满足星敏感器的散热需求，此时可在遮光罩与星敏感器盒体之间也采用隔热安装。按照试验估计，在隔热安装条件下，当遮光罩与星敏感器盒体之间的热阻大于160 K/W时，可有效阻止外部热流向下传导；同时在盒体外表面喷涂用于散热的热控白漆，取代多层隔热组件。

3 有限元仿真分析

使用有限元分析软件ANSYS Workbench对星敏感器进行稳态热仿真分析。在建立仿真模型时，为控制有限元网格数量和质量，对圆角、螺钉、小孔等模型的细节特征进行简化处理；为保证模型的准确性，检查不同零部件之间接触单元的生成情况，避免出现不真实的热传导路径[11-12]。在分析阶段，计算星敏感器导热安装时的高温工况，与热网络法计算结果进行对比，验证星敏感器隔热安装时的热设计方案。

3.1 星敏感器导热安装的高温工况分析

对星敏感器导热安装时的高温工况进行计算分析，简化星敏感器模型，将外热流及辐射均等效设置在星敏感器的第1片挡光环上。分析结果如图5所示。

图5 整机和零部件温度云图(导热安装高温工况)Fig.5 Temperature distribution in hot case and thermal coupling installation

零部件仿真温度与基于热网络模型的温度计算结果对比见表4。由表可见，两者在同一位置的最大温差在8.2 ℃以内，考虑到2种分析方法在模型简化上的差异，可认为两者互相印证。

3.2 星敏感器隔热安装的热控设计分析

当星敏感器与卫星舱体之间隔热安装时，拟采取的热控措施为：遮光罩外表面包覆多层隔热组件，与盒体之间隔热安装；盒体盖板和顶盖外表面喷涂热控白漆，发射率ε=0.87，吸收率α=0.15。忽略遮光罩与盒体之间的换热，当太阳光平行于星敏感器安装面、与盖板成45°入射时，盒体吸收的外热流最大，以此作为高温工况。分析结果如图6所示。此时，星敏感器安装面的最低温度约为-30 ℃。

当星敏感器工作在阴影区，无外热流时，处于低温工况。整机和零部件温度分析结果如图7所示。此时，星敏感器安装面的最低温度约为-60 ℃。

由以上分析可知，星敏感器安装面的温度为-60～-30 ℃，表明盖板具有较好的散热作用。同时，为避免星敏感器在阴影区温度过低，可在星敏感器盖板上设置用于温度补偿的加热片。为满足具体的控温需求，应结合轨道环境及星敏感器在卫星上的布局，进行更详细的设计。

4 结束语

本文使用热网络模型及有限元仿真手段，对某高精度星敏感器在不同热控设计状态下的温度进行讨论分析。结果表明：当整星热控分系统保证星敏感器安装面温度适宜时，通过星敏感器导热安装，在外壳包覆多层隔热组件，可使整机温度适宜；当星敏感器隔热安装时，可通过选配隔热安装的遮光罩，在盒体四周喷涂热控白漆，并粘贴用于温度补偿的电加热片，以保证星敏感器安装面的温度适宜。所提方法为该星敏感器的卫星型号应用提供了热控设计参考。由于热设计并不局限于温度场的分析，因此今后需从应用角度出发，研究热变形对星敏感器测量精度的影响，根据具体任务需求，进行更为详细的设计，并结合试验数据修正、细化仿真模型。

图7 整机和零部件温度云图(隔热安装低温工况)Fig.7 Temperature distribution in cold case and thermal insulation installation

零部件节点仿真分析温度/℃数值计算温度/℃ΔT/℃外遮光罩顶盖盖板固定框内遮光罩底座T1a99.2102.002.80T1b59.667.808.20T2a32.836.453.65T2b30.836.185.38T3a18.820.051.25T3b14.317.062.76T4a29.627.78-1.82T4b13.09.32-3.68T5a15.011.05-3.95T5b12.39.32-2.98T6a1.00.95-0.05T6b000