CN109975830B - Geo卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及卫星总体技术领域内的GEO卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统包括光学遥感仪、舱板结构、卫星外部对地面、卫星散热面；所述光学遥感仪由仪器主体和遮光罩组成，所述仪器主体安装至卫星内部的舱板结构上；所述遮光罩安装于卫星外部对地面上；所述仪器主体通过热传输措施将热量传输至卫星散热面进行散热。与现有技术相比，可提高仪器在轨指向精度10倍以上，是保证GEO卫星光学遥感仪视轴实现高精度指向的一种可行的方法。

Description

GEO卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统
技术领域
本发明涉及卫星总体技术领域，具体地，涉及一种GEO卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统。
背景技术
遥感器是一种常规的光学仪器，而空间遥感器是以卫星为载体的特殊类型的光学仪器。其工作环境极为特殊较普通的光学仪器工作的环境要恶劣得多。它主要工作在太空失重、真空和直接暴露于太阳粒子辐射的环境中。卫星在轨道工作时，其整星处于温度交变的环境下，星体自身在交变温度的作用下将产生难以预测的热变形，而这种热变形产生的热应力将直接向空间光学遥感器进行传递，致使参与成像的各光学元器件光学表面质量和位置精度超出公差要求，最终导致成像质量的降低。为保证遥感器的正常工作，在遥感器及卫星之间需要进行消热结构设计，以降低或消除卫星对遥感器的热应力的影响。
目前静止轨道光学遥感卫星主要是以风云四号、高分四号等为代表，观测谱段在可见光至红外波段，遥感仪的仪器主体和遮光罩均为一体式的，并且整体安装在卫星对地面的外部。静止轨道上，一天之内太阳会绕着卫星及其装载的光学遥感仪旋转一圈，带来复杂的热环境，在轨数据表明，光学遥感仪的视轴指向以天为周期有规律的变化(最大达到0.2°)，与仪器主体本身的温度变化以及仪器主体安装处的温度变化规律均有关，是由外热流日变化引起的仪器主体和安装位置的结构热变形综合作用的结果。此外，遥感仪的遮光罩在阳光直射时温度可达110℃以上，而背阳时又会降到-130℃以下，一天内大范围的温度波动也会对仪器主体产生不利影响，可能导致仪器内部产生更大的热变形。由于静止轨道热环境复杂，在遥感仪和卫星之间采用传统设计和安装方式的情况下，减小热变形的措施分别在遥感仪和卫星平台上实施，而并未从根源上减小遥感仪的外热流，从而抑制热变形、提高仪器的指向精度。在轨数据表明，虽然星体内部温度也发生有规律的日变化，一般在-10～20℃之间，但远小于星体外部超过200℃的温度变化范围，因此星体内部对于遥感仪是一个较理想的安装环境。
经对现有技术的检索，中国发明专利CN201210057658.71，发明名称为卫星-遥感器柔性消热接口，其特征是：包括支撑杆甲(1)、支撑杆乙(2)、卸载槽a(3)、卸载槽b(4)、卸载槽c(5)、卸载槽d(6)、卸载槽e(7)、卸载槽f(8)、卸载槽g(9)、卸载槽h(10)，所述的卸载槽a(3)和卸载槽d(6)位于支撑杆甲(1)上相互平行；所述的卸载槽b(4)和卸载槽c(5)位于支撑杆甲(1)上相互平行，并且与卸载槽a(3)和卸载槽d(6)相互垂直；所述的卸载槽e(7)和卸载槽h(10)位于支撑杆甲(1)上相互平行；所述的卸载槽f(8)和卸载槽g(9)位于支撑杆甲(1)上相互平行；并且与卸载槽e(7)和卸载槽h(10)相互垂直；所述的支撑杆甲(1)、支撑杆乙(2)成三角形布置，且支撑杆乙(2)上的卸载槽与支撑杆甲(1)上的卸载槽完全对称。此发明专利技术无法避免日内温度大范围交变的遮光罩对仪器主体产生影响，也不能可提高仪器在轨指向精度。
发明内容
针对现有技术的缺陷，本发明的目的是提供一种GEO卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统。本发明的仪器主体和遮光罩通过卫星星体结构实现了间接的连接，既实现了遮挡太阳光和杂散光的功能，又实现了两者之间的力和热的解耦，避免两者直接连接的情况下日内温度大范围交变的遮光罩对仪器主体产生影响；同时仪器主体安装处采用高刚度微变形的卫星结构，在减小温度变化范围的同时，进一步减小星体热变形对于仪器指向精度的影响，采用本发明系统结构时仪器视轴指向日内的变化量小于0.02°，与现有技术相比，可提高仪器在轨指向精度10倍以上。
本发明涉及一种GEO卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统，包括光学遥感仪、舱板结构、卫星外部对地面、卫星散热面；
所述光学遥感仪由仪器主体和遮光罩组成，所述仪器主体安装至卫星内部的舱板结构上；所述遮光罩安装于卫星外部对地面上；
所述仪器主体通过热传输措施将热量传输至卫星散热面进行散热。
优选的，仪器主体和遮光罩通过卫星星体结构实现间接的连接，实现了两者之间的力和热的解耦。
优选的，所述遮光罩2通过所述隔热垫安装于卫星外部对地面上。
优选的，所述仪器主体1通过隔热垫嵌入安装至卫星内部的舱板结构上，有利于减小遥感仪内部的热变形。
优选的，仪器主体就近安装在卫星散热面附近，有利于热传输措施在卫星AIT过程中的实施以及提高散热能力和效率。
优选的，隔热垫采用玻璃钢、钛合金航天隔热材料。
优选的，所述仪器主体安装处采用高刚度微变形的卫星结构，有利于在相同的温度变化范围下减小热变形量。
优选的，所述热传输措施为高性能外贴热管。
优选的，所述舱板结构为碳纤维面板+碳纤维蜂窝结构.
优选的，所述舱板结构具有高刚度微变形特征。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、仪器主体和遮光罩通过卫星星体结构实现了间接的连接，既实现了遮挡太阳光和杂散光的功能，又实现了两者之间的力和热的解耦，避免两者直接连接的情况下日内温度大范围交变的遮光罩对仪器主体产生影响。
2、仪器主体安装处采用高刚度微变形的卫星结构，在减小温度变化范围的同时，进一步减小星体热变形对于仪器指向精度的影响。
3、采用本发明系统结构时仪器视轴指向日内的变化量小于0.02°，与现有技术相比，可提高仪器在轨指向精度10倍以上。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是一种GEO卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，本实施例是基于单太阳翼的卫星构型，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。
在结合具体实施例进行说明之前，先对涉及到的坐标系作如下说明：卫星本体坐标系的坐标原点Ob为卫星质心，+Xb轴指向卫星飞行方向，+Zb轴指向星下点，+Yb轴与+Zb、+Xb轴构成右手直角坐标系。
请参阅图1，一种GEO卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统示意图，该方法包括：光学遥感仪的仪器主体1和遮光罩2，两者独立、分体安装；其中仪器主体1，通过隔热垫3嵌入安装至卫星内部的舱板结构4上，避免阳光直射；遮光罩2，通过隔热垫5安装于卫星外部的对地面6上，进一步遮挡入射阳光及杂散光；仪器主体1通过热传输措施7将仪器主体1的热量传输至卫星散热面8进行散热。
具体地，太阳在一天内绕卫星旋转一周，照射至仪器主体1的太阳光被卫星本体所阻挡，极大地减小了仪器主体1的外热流，有利于减小遥感仪内部的热变形。
具体地，隔热垫3和隔热垫5可以采用一定厚度的玻璃钢、钛合金等常用航天隔热材料，减小仪器主体1和舱板结构4、遮光罩2和对地面6之间的热耦合。
所述的仪器主体1就近安装在卫星散热面8附近，通过热传输措施7连接，热传输措施7一般为高性能外贴热管。
优选地，舱板结构4具有高刚度微变形的特征，舱板结构4一般为碳纤维面板+碳纤维蜂窝结构。
优选地，仪器主体1和遮光罩2通过卫星星体结构实现了间接的连接，既实现了遮挡太阳光和杂散光的功能，又实现了两者之间的力和热的解耦，避免两者直接连接的情况下日内温度大范围交变的遮光罩对仪器主体产生影响。
另外，还可将仪器主体1采用悬挂安装的方式连接紧固在对地面6的反面。
综上所述，本发明的仪器主体和遮光罩通过卫星星体结构实现了间接的连接，既实现了遮挡太阳光和杂散光的功能，又实现了两者之间的力和热的解耦，避免两者直接连接的情况下日内温度大范围交变的遮光罩对仪器主体产生影响；同时仪器主体安装处采用高刚度微变形的卫星结构，在减小温度变化范围的同时，进一步减小星体热变形对于仪器指向精度的影响，采用本发明系统结构时仪器视轴指向日内的变化量小于0.02°，与现有技术相比，可提高仪器在轨指向精度10倍以上。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (4)

1.一种GEO卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统，其特征在于，包括光学遥感仪、舱板结构、卫星外部对地面、卫星散热面；
所述光学遥感仪由仪器主体和遮光罩组成，所述仪器主体安装至卫星内部的舱板结构上；所述遮光罩安装于卫星外部对地面上；
所述仪器主体通过热传输措施将热量传输至卫星散热面进行散热；
仪器主体和遮光罩通过卫星星体结构实现间接的连接，实现了两者之间的力和热的解耦；
所述遮光罩通过隔热垫安装于卫星外部对地面上；
所述仪器主体1通过隔热垫嵌入安装至卫星内部的舱板结构上，有利于减小遥感仪内部的热变形；
所述仪器主体安装处采用高刚度微变形的卫星结构，有利于在相同的温度变化范围下减小热变形量；
所述舱板结构为碳纤维面板+碳纤维蜂窝结构；
所述舱板结构具有高刚度微变形特征。
2.根据权利要求1所述的GEO卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统，其特征是，仪器主体就近安装在卫星散热面附近，有利于热传输措施在卫星AIT过程中的实施以及提高散热能力和效率。
3.根据权利要求1所述的GEO卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统，其特征是，隔热垫采用玻璃钢、钛合金航天隔热材料。
4.根据权利要求1所述的GEO卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统，其特征是，所述热传输措施为高性能外贴热管。
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