CN107444677B - 用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构 - Google Patents

Abstract

用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构，属于航天技术领域；本结构为了解决保证了卫星在轨在进行多载荷同时成像时的高质量图像拼接以及提高各卫星部件之间的耦合性的技术问题；本结构的翻边梁设置在工字梁的四周，热管通过热管卡子安装于工字梁的表面。光学载荷安装面位于工字梁上表面，星敏感器安装面设置在工字梁上表面，星敏感器A、星敏感器B和星敏感器C安装在星敏感器安装面上；本结构利用光机热一体化设计方法对多载荷拼接结构进行设计，利用拼接融合技术扩大幅宽的同时保证了成像质量主被动热控相结合，避免了结构热变形引起的无控定位精度的下降，进而保证了卫星在轨在进行多载荷同时成像时的高质量图像拼接。

Description

用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构

技术领域

本发明属于航天技术领域，具体涉及一种用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构。

背景技术

目前，光学卫星常采用多载荷图像拼接成像的方式来增大幅宽，来解决低幅宽卫星载荷因幅宽小而导致成像覆盖物面窄、效率低的缺陷。但现有光学卫星多载荷安装平台通常面临两个问题：其一，光学载荷间、光学载荷与星载星敏感器间的强耦合性难以得到满足。多载荷光学卫星，尤其是小卫星由于火箭包络空间有限，一体化设计困难，常采用多个光学载荷分离安装或光学载荷与星敏感器分离安装的结构形式，导致多光轴间及光轴与星敏感器间的结构稳定性差。其二，发热设备的存在会造成热场环境的不稳定，导致载荷结构热稳定性下降，从而影响多载荷图像拼接融合精度和卫星无控定位精度。

发明内容

本发明为了解决保证了卫星在轨在进行多载荷同时成像时的高质量图像拼接以及提高各卫星部件之间的耦合性的技术问题，提供了一种用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构。

本发明技术方案如下：

用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构，包括翻边梁、星敏感器安装面、光学载荷安装面组、工字梁和热管；

所述翻边梁固定在工字梁的四周，所述热管通过热管卡子环绕安装于工字梁下表面四周；

所述光学载荷安装面组和星敏感器安装面设置在工字梁上表面。

还包括加热片，所述加热片粘贴在工字梁的下表面。

所述光学载荷安装面组为多个，每个光学载荷安装面组由三个光学载荷安装面组成，相邻光学载荷安装面组之间形成一定角度。

所述星敏感器安装面为多个，多个星敏感器安装面之间形成一定角度。

所述光机热一体化结构采用钛合金材料ZTC4。

本发明的有益效果：

1、本发明针对光学卫星多载荷拼接结构，利用光机热一体化设计方法对多载荷拼接结构进行设计，统筹考虑了光学载荷之间的耦合问题，星载星敏感器之间的耦合问题，及光学载荷与星敏感器之间的耦合问题，有效降低了由于光学相机分离安装以及光学相机与星敏感器分离安装而导致的系统误差。

2、本发明利用主被动热控相结合的方法，避免了结构热变形引起的无控定位精度的下降。

3、本发明通过光机热一体化分析手段，选用线胀系数小的钛合金材料，并对筋结构进行了改良，使该结构在提高刚度、减小热变形的同时保证结构体积小、质量轻。

4、本发明有效提高了光学卫星多载荷的安装精度，进而保证了卫星在轨在进行多载荷同时成像时的高质量图像拼接。

5、本发明利用拼接融合技术扩大幅宽的同时保证了成像质量。

附图说明

图1为本发明用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构与光学载荷安装示意图；

图2为本发明用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构的俯视图；

图3为本发明用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构的仰视图；

图4为本发明用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构的所示的工字梁截面示意图。

其中，1、光学相机A，2、星敏感器A，3、翻边梁，4、星敏感器B，5、星敏感器C，6、光学相机B，7、星敏感器安装面，8、光学载荷安装面，9、工字梁，10、热管，11、热管卡子。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步阐述。

如图1至图3所示，用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构，以卫星平台为装配基准，与卫星主承力结构相连接，在实现光学卫星多载荷拼接成像的同时有效提高载荷安装精度，保证成像质量。该结构采用钛合金材料ZTC4，该材料线胀系数小、弹性模量大，有利于减小结构热变形。

该结构包括翻边梁3、星敏感器安装面7、光学载荷安装面组、工字梁9和热管10。工字梁9的梁截面如图4所示，长度单位为mm，该梁截面的尺寸参数通过光机热一体化分析方法确定，对不同截面尺寸参数下的结构进行模态分析和热分析，选择最优的尺寸参数，从而在有限的结构重量下得到最大的结构刚度和最小的热变形。翻边梁3固定在工字梁9的四周，高于工字梁9主体10mm，该参数同样通过以上光机热一体化分析方法确定，使得在有限的结构重量下结构刚度和热变形达到最优。

热管10与加热片根据热控需求分布于该工字梁9表面，所述热管10属于被动热控手段，用热管卡子11固定，环绕安装于工字梁9下表面四周，以加速热传导，使结构温度趋于一致，有效减小结构热变形。加热片(尺寸为10mm×100mm)属于主动热控手段，分区粘贴于工字梁9的外表面，将工字梁9的温度控制在8～10℃范围内，或可根据热控需求调整热控温度，有效减小结构热变形。

光学载荷安装面组位于工字梁9上表面，所述光学载荷安装面组为多个，每个光学载荷安装面组由三个光学载荷安装面8组成，相邻光学载荷安装面组之间形成一定角度，例如，可以是1.4°，以增大幅宽，实现光学系统的拼接成像。本实施例中的光学卫星安装了光学相机A1和光学相机B 6两个光学载荷，光学相机A1和光学相机B 6分别安装于两个光学载荷安装面组上。

所述星敏感器安装面7设置在工字梁9上表面，星敏感器A2、星敏感器B4和星敏感器C 5分别安装在星敏感器安装面7上。

本发明所述的光机热一体化结构可包括三个星敏感器安装面7和两个光学载荷安装面组，也可以包括多个光学载荷安装面组和多个星敏感器安装面7，可以根据不同的任务需求，可以安装不同数量、不同类型的光学载荷和星敏感器。

星敏感器之间各成一定角度设置。星敏感器A2和星敏感器B 4的星敏感器安装面7之间成一定角度，星敏感器B 4和星敏感器C 5的星敏感器安装面7之间成一定角度，以实现卫星姿态控制。光学卫星的星敏感器的光轴与星体之间的角度根据卫星不同的轨道参数以及不同在轨任务需求而变化，以实现卫星高精度姿态控制。星敏感器A2、星敏感器B 4及星敏感器C 5三个星敏元件的安装方位角如表1所示。

表1星敏感器A、B、C安装方位角

Claims (1)

1.用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构，包括翻边梁(3)、星敏感器安装面(7)、光学载荷安装面组、工字梁(9)和热管(10)；

其特征是，所述翻边梁(3)固定在工字梁(9)的四周，所述热管(10)通过热管卡子(11)环绕安装于工字梁(9)下表面四周；所述光学载荷安装面组和星敏感器安装面(7)设置在工字梁(9)上表面；

还包括加热片，所述加热片粘贴在工字梁(9)的下表面；

所述光学载荷安装面组为多个，每个光学载荷安装面组由三个光学载荷安装面(8)组成，相邻光学载荷安装面组之间形成一定角度；

所述星敏感器安装面(7)为多个，多个星敏感器安装面(7)之间形成一定角度；

所述光机热一体化结构采用钛合金材料ZTC4。

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