星敏感器热稳定性地面验证技术

孟小迪，王晓燕，齐静雅，武延鹏，王艳宝，王苗苗

（北京控制工程研究所，北京 100190）

0 引言

星敏感器是高精度的姿态测量敏感器，在航天器的控制系统中起到至关重要的作用。航天器在轨运行期间，星敏感器因受到太阳辐射等复杂空间热环境和真空深冷背景的影响而导致其光轴出现漂移（热漂移或温度漂移）。光轴热漂移是星敏感器姿态测量低频误差的主要来源之一[1-3]。对于测绘卫星等对星敏感器精度要求较高的卫星平台，空间热环境导致的光轴热漂移更为明显。为减小空间热环境对星敏感器姿态测量的影响，要求对星敏感器进行热控设计，使星敏感器整体温度稳定在一定范围内[4]。对于热设计有效性的评价，目前大多采取仿真分析验证的手段，但更精确的光轴热稳定水平的测量和评价则需要在真空热环境试验系统中测试得到[4]。隋杰等开发了热-力-光联合仿真分析模型，基于星敏感器光机模型建立有限元分析模型，设置温度界面后仿真得到星敏感器的温度场和应力场；通过分析结果，计算了光学系统的光轴变化情况，最后得出光轴的热漂移量[4]。金荷等建立了热稳定性试验系统，将星敏感器放置于真空罐内，真空罐外采用静态星模拟器模拟恒星，通过加热安装面和遮光罩模拟外热流对星敏感器影响[5]。目前，星敏感器热稳定的研究多集中在光机结构热力学的仿真，仿真分析时条件较理想化，仿真结果往往优于实际热稳定性结果；而试验方案将静态星模拟器放在真空罐外，真空罐窗口玻璃内外环境差异会带来额外的误差，且无法消除。

本文提出一种星敏感器热稳定性试验总体方案，包括试验流程、试验剖面及热稳定性计算方法等；建立热稳定性试验系统，给出关键组件和指标；依据航天器真空热环境试验规范，制定星敏感器热稳定性试验判据与条件；提出热稳定性试验过程中试验系统的误差控制方法；最后给出某型星敏感器热稳定性试验结果。

1 热稳定性试验方案设计

1.1 热稳定性定义

热稳定性是衡量星敏感器光轴受温度变化影响时的稳定能力的指标，以工作温度范围内每摄氏度变化引起的光轴漂移等结构；由于星敏感器的温度场发生变化，其不同结构、不同组件的热弹性变形不同使其光学系统与像面对准关系发生变化，导致其光轴漂移。热稳定性试验的目的是验证星敏感器隔热设计能否满足星敏感器光轴热稳定性指标[4,6-8]。

1.2 热稳定性计算方法

在进行地面测试时，可通过星点坐标变化结果或者计算星敏感器姿态的变化得到光轴漂移量。

1）星点坐标方法（单星模拟器）

根据温度稳定判据，待温度稳定后采集星点坐标位置；根据星敏感器瞬时视场，计算得到光轴热稳定性结果。星点坐标方法测试光轴热稳定性简单且易于实现。

2）姿态测量方法（多星模拟器）

对比以上两种评价方法：星点坐标方法虽简单且易于实现，但测试精度受单星点质心定位精度影响；姿态测量方法计算复杂，但由于使用了视场中不同位置的星点信息，所以减小了单星点的随机误差等对结果的影响，且评价方法更接近于在轨工况。本文星敏感器热稳定性试验采用姿态测量方法。

1.3 试验流程设计

在星敏感器热稳定性试验准备阶段，需要建立完整的外热流模拟环境。将星敏感器与稳定平台隔热安装，同时用隔热多层包覆星敏感器，减小其与环境的热量交换，以保证星敏感器除自身工作产生的热量外，只受到模拟产生的外热流的影响。试验准备阶段需要对试验设备功能的有效性进行测试。

在星敏感器热稳定性试验过程阶段，需要控制星敏感器结构温度到不同温度水平；待星敏感器温度稳定后，计算星敏感器光轴与温度的关系，得到星敏感器光轴热稳定性指标。从试验系统安装调试阶段布设的测温点中选取控制点，将控温点温度作为星敏感器温度是否稳定的判断依据。

1.4 试验剖面设计

设置试验工况时，以星敏感器工作温度为基准，使试验温度覆盖工作范围。以某型星敏感器为例，设计工作温度为(20±3) ℃时，可设置温度循环如图1 所示。

图1 星敏感器热稳定性试验温度设置Fig.1 Temperature setting for thermal stability test of star sensor

2 热稳定性试验方案实施

2.1 试验系统建立

热稳定性试验系统包括试验室环境控制、稳定支撑平台、高精度星场模拟、高精度空间角度测量、空间多物理场模拟等装置或分系统（如图2 所示），具有真空深冷环境模拟、在轨热场模拟、杂光光场模拟、目标星场模拟、卫星平台运动模拟、星点抖动补偿等功能，可为星敏感器提供标定测试、低频误差测试、动态性能测试，以及为多物理场作用机理前沿技术研究提供研究平台。该系统的主要功能和指标如表1 所示。

表1 星敏感器热稳定性试验系统的主要功能和指标Table 1 Main functions and indexes of thermal stability test system for star sensor

图2 星敏感器热稳定性试验系统示意Fig.2 Schematic of the thermal stability test system for star sensor

进行热稳定性试验时，将星敏感器安装在真空罐内地基稳定平台上，使其光轴方向对准星点模拟分系统光轴方向。根据某太阳同步轨道卫星搭载星敏感器热控数据分析，星敏感器安装法兰的温度水平及稳定度是影响光轴热稳定性的关键因素[9]，因此在进行光轴热稳定性试验时，利用试验系统的浴油控温分系统对星敏感器安装法兰进行界面控温，测试光轴热漂移与安装法兰温度的关系。热稳定性试验状态准备流程如图3 所示。

图3 星敏感器热稳定性试验状态准备流程Fig.3 Preparation of thermal stability test for star sensor

2.2 试验过程控制

2.2.1 热稳定性试验过程

光轴热稳定性试验中先控制星敏感器安装法兰界面温度处于不同温度水平；待温度稳定后，采集数据，评估光轴热稳定水平。试验系统的星点模拟分系统可以模拟单星或多星工况；光轴热稳定性试验选择单星模拟器，分别采集不同温度下的星敏感器测量结果，将安装法兰界面温度为20 ℃时的星敏感器测量结果作为基准，计算得到星敏感器测量结果随温度变化水平，即为光轴热稳定性。热稳定性试验过程如图4 所示。

图4 星敏感器热稳定性试验过程Fig.4 Procedure of thermal stability test for star sensor

图5 星敏感器结构热应力释放温度曲线Fig.5 Temperature profile of structural thermal stress release for star sensor

2）平台稳定性

稳定支撑平台是在地基上固定安装的光学平台，通过穿舱结构嵌入真空罐内，提供真空环境下的安装台面。该平台通过钛合金垫块与底板隔热相连，与穿舱支架固定法兰绝热，使得平台的热量不能传递到穿舱支架以上，保证了系统的热稳定性。

通过在稳定支撑平台上粘贴加热片的方式对其采取主动控温措施（如图6 所示），外部采用多层包覆，采用航天器常用的热管理方式保证稳定支撑平台在不同环境工况下的温度场稳定。

图6 稳定支撑平台主动热控措施Fig.6 Active thermal control measures for stable support platform

2.2.2 试验过程误差控制

由于星敏感器热稳定性在角秒至亚角秒水平，所以试验过程中的误差隔离与抑制对于试验效果至关重要。热稳定性试验持续时间长，因此星敏感器安装支架以及试验系统的平台的温度稳定性直接影响热稳定性指标。安装支架的热稳定性主要取决于试验过程中温度变化导致的应力变化，可以通过温度拉偏进行应力释放；试验系统平台的温度稳定性和振动稳定性可通过采取主动温控和隔振措施来保证。

1）应力释放

热应力释放试验的目的是通过控制星敏感器结构温度在一定范围内循环来充分释放结构热应力，避免应力释放不充分对光轴热稳定结果产生影响。根据产品设计方案和结构特性，设定热应力释放阶段的温度循环（单循环）如图5，共进行高低温两个循环。

为了保证支撑稳定性，设计了稳定支撑平台的隔振方案。稳定支撑平台的振动源主要来自实验室地面振动和真空罐体平台的振动。试验中将稳定支撑平台直接固定于隔振地基上来降低实验室地面振动影响。对于真空罐体平台振动，采用波纹管连接件将平台与真空罐体相连，波纹管的阻尼作用可以降低传递到稳定支撑平台上的振动的影响。为了减少各设备间的低频扰动，将支撑平台分割成中间支撑部分和平台支撑部分，两者之间做隔热处理并采取独立控温方式，以在保证刚度的同时抑制设备间的内热源干扰，提高组件的控温精度。

经测试，平台热漂移≤0.2 (″)/(℃·h-1)，满足星敏感器热稳定性测试要求。

2.3 试验判据与设计

真空热环境试验是航天器发射入轨前必须进行的试验项目，国内外都制定了相应的试验标准，其中：ECSS-E-ST-10-03C 和GSFC-D-7000 都对航天器热平衡试验的试验条件和试验稳定判据等进行了针对性介绍[10-11]，涵盖产品研制全流程；我国借鉴国外环境试验标准和技术成果，结合我国航天技术多年发展和积累的经验，发布GB/T 34515—2017（《航天器热平衡试验方法》），可对航天器试验要求制定和方案设计提供指导[12]。但目前仍缺乏星敏感器热稳定性试验的相关标准。本文结合航天器真空热环境试验规范，提出星敏感器热稳定性试验判据。

对于星敏感器而言，ECSS-E-ST-60-20C 规定星敏感器的热弹性误差需要通过热分析模型得出，光轴热漂移指标需要通过热稳定性试验得出。

根据GB/T 34515—2017 要求，应在真空环境压力≤6.65×10-3Pa 时开始进行热稳定性试验；若连续4 h 的温度变化不超过±0.5 ℃，或者温度单调变化率＜0.1 ℃/h，即视为温度稳定状态。

3 热稳定性试验结果

3.1 试验工况

根据前文所述试验总体方案以及试验判据等内容，设置试验工况如表2 所示。

表2 星敏感器热稳定性试验工况Table 2 Conditions of the star sensor thermal stability test

3.2 试验结果分析

光轴热稳定阶段，控制星敏感器安装法兰界面温度稳定在17 ℃、20 ℃、23 ℃这3 个温度水平（如图7 所示），利用星点坐标方法评价光轴热稳定性。

图7 星敏感器安装法兰温度曲线Fig.7 Temperature profile for the installed flange of star sensor

按照温度稳定判据，每个阶段连续4 h 内的温度变化不超过±0.5 ℃时，获得星点坐标信息，不同温度阶段星点位置变化如图8 所示。

图8 星敏感器热稳定性试验星点坐标变化曲线Fig.8 Point coordinate change curves in the star sensor thermal stability test

4 结束语

光轴热漂移是星敏感器在轨测量误差中低频误差主要来源之一。通过对星敏感器进行热设计，可有效提升其热稳定性。本文以某型星敏感器为例，为测量其光轴热漂移，设计并开展了星敏感器热稳定性试验；针对主要误差源，给出了试验系统的环境和设备误差的抑制措施；测试结果表明，误差控制措施有效，星敏感器光轴热稳定度为0.114 (″)/℃，满足设计指标要求。该试验方案可推广至其他星敏感器光轴热稳定性测试试验。