CN108190052A - 一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构，包括复材面板、主体基座、盖板、底板、外罩、遮光罩组件、隔振器和火工锁，主体基座和外罩分别连接在复材面板的上下两平面上，主体基座为框架结构，侧面为米字型加强筋结构，加强筋结构之间连接盖板，底部连接底板，使内部形成封闭空间；在主体基座底部框架上对称连接4个火工锁，在复材面板的下面板4个角上，连接隔振器，遥感器通过火工锁及隔振器与卫星舱板连接；盖板、底板和外罩表面均粘贴加热片，加热片通过温控器控温，使主体基座和外罩内部温度为20±3℃。

Description

一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构

技术领域

本发明涉及一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构，属于空间光学技术领域，可直接应用于空间遥感器主体布局或构型设计。

背景技术

随着科技的发展，对空间光学遥感器性能要求越来越高，其功能也逐步地多样化，使得某些遥感器体积增大、质量增加、结构复杂化。

传统的航天光学遥感器主体结构支撑形式一般为单层平板安装于卫星舱板，遥感器的所有光机组件、电子学设备和其余辅助设备(例如外罩和遮光罩等)安装于此平板上。由于光机组件多呈不规则形状布局，电子学设备众多、外形各异，导致遥感器主体外形尺寸较大，占据了卫星载荷舱段空间。而传统的卫星布局形式为星体对地面平铺分布若干载荷，载荷横向尺寸增大，卫星携带遥感器数量减少，功能受限。卫星为了减小重量，携带更多遥感器，对遥感器小型化和轻量化的需求日益迫切。

发明内容

本发明的技术解决问题是：为克服现有技术的不足，提供一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构，由传统的单面承载改为双面承载，以优化遥感器主体布局。

本发明的技术解决方案是：

一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构，包括复材面板、主体基座、盖板、底板、外罩、遮光罩组件、隔振器和火工锁；

主体基座和外罩分别连接在复材面板的上下两平面上，主体基座为框架结构，侧面为米字型加强筋结构，加强筋结构之间连接盖板，底部连接底板，使内部形成封闭空间；在主体基座底部框架上对称连接4个火工锁，在复材面板的下面板4个角上，连接隔振器，遥感器通过火工锁及隔振器与卫星舱板连接；

盖板、底板和外罩表面均粘贴加热片，加热片通过温控器控温，使主体基座和外罩内部温度为20±3℃；

外罩为封闭的金属蒙皮结构，在其一端开有连接遮光罩组件的口，遮光罩组件的开口角度确保遥感器在轨8年期间，太阳矢量不被遮挡，且能隔绝视场外部杂散光。

复材面板包括上面板、下面板、蜂窝芯子、加强框架和金属预埋件，蜂窝芯子置于上面板和下面板之间，加强框架整体内嵌在蜂窝芯子内，加强框架和金属预埋件根据主体基座和外罩内部组件的具体位置进行设置，在金属预埋件上连接有凸台，凸台凸出上面板、下面板表面。

遥感器内部设备安装点由金属预埋件提供，与上面板、下面板、蜂窝芯子和加强框架胶接成整体结构。

上面板和下面板材料为碳纤维，拉伸模量不低于540GPa，拉伸强度不低于4020MPa。

凸台平面度不大于0.1mm，粗糙度优于3.2Ra。

上面板和下面板厚度为1-3mm，蜂窝芯子厚度为30～80mm。

遮光罩组件包括遮光罩法兰、罩筒和置于罩筒内部的光阑，罩筒采用碳纤维复合材料，遮光罩法兰材料为铝合金。

罩筒内部及光阑所有表面，喷涂消光黑漆，黑漆表面吸收率≥0.95，厚度为0.04～0.08mm。

在遮光罩组件与外罩之间安装隔热垫。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明可根据各类光学设计，适当改变复材面板、主体基座的形状和加强框架的布局，即可应用于不同类型的光学遥感器，可实现遥感器与卫星舱板之间的可靠连接，保证遥感器的支撑刚度；能够抵抗遥感器在卫星发射阶段过载、振动及冲击等力学环境；

(2)本发明整机结构刚度好，这种超紧凑、高稳定性的双层结构在完成加工和总装后，进行了扫频试验和振动试验，双层结构一阶频率88.96Hz，符合卫星总体提出的遥感器主体基频≥78Hz的要求；

(3)本发明可在遥感器入轨解锁后，隔离20～800z范围内卫星平台传递至光学遥感器主体的振动干扰，保证遥感器安装面在轨的动力学环境，隔振前安装面最大振动量级9.5mg，经过本发明结构的隔振器隔振后衰减到1.42mg，已通过整星和分系统隔振性能试验。

附图说明

图1、图2为本发明整体结构装配示意图；

图3为本发明复材面板上层和侧面示意图；

图4为本发明复材面板金属预埋件和加强框架示意图；

图5为本发明遮光罩组件示意图；

图6为本发明遮光罩组件喷白漆示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行详细描述。

一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构，如图1、图2所示，包括复材面板1、主体基座2、盖板3、底板4、外罩5、遮光罩组件6、隔振器7和火工锁8和隔热垫片9。

遥感器内部包含安装跟踪机构、输入光学组件、折镜组件、干涉仪组件、输出光学组件、探测器制冷机组件等光机组件以及前置放大器、信号处理器、跟踪控制器等电子学设备，此外还包括热控组件，用来整体控温，使遥感器各部组件能在需求的温度范围内工作。

上层组件(即由复材面板和外罩包覆的空间)内部包含跟踪机构、输入光学组件、折镜组件和跟踪控制器，以及上层热控组件。下层组件(即由复材面板和主体基座包覆的空间)内部包含干涉仪组件、输出光学组件、探测器制冷机组件、前置放大器、信号处理器和下层热控组件。下层组件又分为三层，光机组件为一层、电子学设备一层、热控组件为一层。整个遥感器内部组件数量众多，结构紧凑，是高度集成化的结构形式。

复材面板1包括上面板10、下面板11、蜂窝芯子12、加强框架13和金属预埋件14。如图3、图4所示，为提高复材面板1结构刚度和局部连接点连接强度，加强框架13整体内嵌在蜂窝芯子12内。遥感器内部设备安装点由金属预埋件提供，与上面板10、下面板11和蜂窝芯子12、加强框架13胶接成整体结构。加强框架13和金属预埋件14根据主体基座2和外罩5内部组件的具体位置进行设置，在金属预埋件上连接有凸台，凸台凸出上面板11、下面板12表面，为保证安装点的平面度和位置度要求，安装面采取后加工的工艺措施，加工后的凸台平面度不大于0.1mm，粗糙度优于3.2Ra。

上面板10和下面板11材料为碳纤维，拉伸模量为540GPa，拉伸强度为4020MPa，上面板10和下面板11厚度一般为2mm，蜂窝芯子12厚度应根据整个复材面板的长宽、承载部件的重量和振动条件来决定，约30～80mm。加强框架13为整体结构形式，截面尺寸根据安装预埋件位置进行适当调整。加强框架13高度34mm，壁厚1mm。为了满足遥感器整体控温和消杂光的要求，需要对复材面板1外部表面喷涂黑漆，并做真空放气处理。

主体基座2和外罩5分别连接在复材面板1的上下两平面上。主体基座2材料为铸造钛合金，其示意图见图5和图6所示。主体基座2为框架结构，侧面为米字型加强筋结构，最薄的加强筋厚度为4mm，加强筋结构之间连接盖板3，底部连接底板4，使内部形成封闭空间；在主体基座2底部框架上对称连接4个火工锁8，在复材面板1的下面板114个角上，连接隔振器，遥感器通过火工锁及隔振器与卫星舱板连接。

如图5所示，外罩5为封闭的金属蒙皮结构，在其一端开有连接遮光罩组件6的口，遮光罩组件6主要功能是抑制外部杂散光，由遮光罩法兰15和罩筒16组成，罩筒采用碳纤维复合材料，遮光罩法兰15为材料为铝合金。罩筒16与遮光罩法兰15依靠胶粘接固定。罩筒内部及光阑17所有表面，喷涂消光黑漆，黑漆表面吸收率≥0.95，厚度为0.04～0.08mm。

遥感器在轨运行期间，会受到恶劣空间热环境(包括冷黑空间背景辐射和轨道外热流)，为了降低遮光罩组件6对外热流的吸收，在如图6所示区域喷涂白漆，为了减小遮光罩组件6对遥感器主体的温度影响，在遮光罩组件6与外罩5之间安装隔热垫。

遮光罩光阑17开口角度主要根据遥感器在轨8年观测寿命期间，观测目标(本遥感器观测目标为太阳)对卫星的太阳矢量，其中还增加了卫星地方时偏移、偏流角、遥感器在卫星上的安装误差等因素，光阑17长轴方向26.793°，短轴方向张角为10.403°。此张角能保证遥感器在轨8年期间，太阳矢量不被遮挡，且能有效隔绝视场外部杂散光。

盖板3、底板4和外罩5表面均粘贴加热片，加热片通过温控器控温，使主体基座2和外罩5内部温度为20±3℃。

隔振器7主要由隔振弹簧和支架组成，其主要隔离在轨段卫星传递至遥感器的振动响应，确保遥感器性能正常。火工锁8主要保证发射期间遥感器与卫星的可靠连接。

本发明结构简单、装配可操作性强，结构适应强，可根据各类光学设计，适当改变复材面板、主体基座的形状和加强框架的布局，即可应用于不同类型的光学遥感器。

本发明使遥感器主体外形尺寸减小：遥感器单层布局时，其X向和Y向尺寸为1.2米×1.2米，采用了这种双层结构后，其X向和Y向尺寸减小为0.7米×0.6米。

本发明具有高稳定性，在遥感器主体整机装调完成后，内部光机组件静力学位移最大值为0.003mm。

本发明整机结构刚度好，这种超紧凑、高稳定性的双层结构在完成加工和总装后，进行了扫频试验和振动试验，双层结构一阶频率88.96Hz，符合卫星总体提出的遥感器主体基频≥78Hz的要求。

本发明可达到遥感器整体控温的效果，使得遥感器在0.7米×0.6米×0.6米空间内、内部组件布局复杂的条件下，达到整机20±3℃(局部温度梯度达≤0.5℃)的控温效果。

本发明可实现遥感器与卫星舱板之间的可靠连接，保证遥感器的支撑刚度；能够抵抗遥感器在卫星发射阶段过载、振动及冲击等力学环境。

本发明的结构可有效缓解火工锁对光学遥感器光机组件的冲击，使火工锁解锁时传递到光机组件的冲击力比解锁点处的值降低了97％。

本发明可在遥感器入轨解锁后，隔离20～800z范围内卫星平台传递至光学遥感器主体的振动干扰，保证遥感器安装面在轨的动力学环境。隔振前安装面最大振动量级9.5mg，经过本发明结构的隔振器隔振后衰减到1.42mg。已通过整星和分系统隔振性能试验。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (9)

1.一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构，其特征在于：包括复材面板(1)、主体基座(2)、盖板(3)、底板(4)、外罩(5)、遮光罩组件(6)、隔振器(7)和火工锁(8)，

主体基座(2)和外罩(5)分别连接在复材面板(1)的上下两平面上，主体基座(2)为框架结构，侧面为米字型加强筋结构，加强筋结构之间连接盖板(3)，底部连接底板(4)，使遥感器内部形成封闭空间；在主体基座(2)底部框架上对称连接4个火工锁(8)，在复材面板(1)的下面板(11)4个角上，连接隔振器(7)，遥感器通过火工锁(8)及隔振器(7)与卫星舱板连接；

盖板(3)、底板(4)和外罩(5)表面均粘贴加热片，加热片通过温控器控温，使主体基座(2)和外罩(5)内部温度为20±3℃；

外罩(5)为封闭的金属蒙皮结构，在其一端开有连接遮光罩组件(6)的口，遮光罩组件(6)的开口角度确保遥感器在轨8年期间，太阳矢量不被遮挡，且能隔绝视场外部杂散光。

2.如权利要求1所述的一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构,其特征在于：复材面板(1)包括上面板(10)、下面板(11)、蜂窝芯子(12)、加强框架(13)和金属预埋件(14)，蜂窝芯子(12)置于上面板(10)和下面板(11)之间，加强框架(13)整体内嵌在蜂窝芯子(12)内，加强框架(13)和金属预埋件(14)根据主体基座(2)和外罩(5)内部组件的具体位置进行设置，在金属预埋件(14)上连接有凸台，凸台凸出上面板(11)、下面板(12)表面。

3.如权利要求1所述的一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构,其特征在于：遥感器内部设备安装点由金属预埋件提供，与上面板(10)、下面板(11)、蜂窝芯子(12)和加强框架(13)胶接成整体结构。

4.如权利要求1所述的一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构,其特征在于：上面板(10)和下面板(11)材料为碳纤维，拉伸模量不低于540GPa，拉伸强度不低于4020MPa。

5.如权利要求1所述的一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构,其特征在于：凸台平面度不大于0.1mm，粗糙度优于3.2Ra。

6.如权利要求1所述的一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构,其特征在于：上面板(10)和下面板(11)厚度为1～3mm，蜂窝芯子(12)厚度为30～80mm。

7.如权利要求1所述的一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构,其特征在于：遮光罩组件(6)包括遮光罩法兰(15)、罩筒(16)和置于罩筒内部的光阑(17)，罩筒(6)采用碳纤维复合材料，遮光罩法兰(15)材料为铝合金。

8.如权利要求7所述的一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构,其特征在于：罩筒(16)内部及光阑(17)所有表面，喷涂消光黑漆，黑漆表面吸收率≥0.95，厚度为0.04～0.08mm。

9.如权利要求7所述的一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构,其特征在于：在遮光罩组件(6)与外罩(5)之间安装隔热垫。