CN117508649A - 一种适用于姿态敏感器的安装结构及安装方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种适用于姿态敏感器的安装结构，其包括支座、镜筒、封装加强盒；支座包括壳体，所述壳体内设有消光栅连接面、光学镜头固紧面、光学镜头配合面、印制板固紧面、对外安装面；姿态敏感器的消光栅通过消光栅连接面固定在壳体内；姿态敏感器的光学透镜安设在镜筒内，镜筒通过光学镜头固紧面、光学镜头配合面固定在壳体内；姿态敏感器的电子学单元安设在封装加强盒内，封装加强盒通过印制板固紧面安设在壳体上；壳体通过对外安装面安设在航天器上。本发明还提供一种姿态敏感器的安装方法。本发明能保证姿态敏感器以及其中的电子学单元头在大振动、强冲击以及宽温度变化条件下稳定可靠，满足姿态敏感器使用环境和使用要求。
Description
技术领域
本发明涉及一种安装结构，具体涉及一种适用于姿态敏感器的安装结构及安装方法。
背景技术
姿态敏感器是航天器姿态测量的基本器件之一，其工作的可靠性对航天器姿态控制起着非常重要的作用。很多姿态敏感器是独立安装在航天器上，无外在缓冲和减振装置。因为直接固连于航天器，姿态敏感器会直接承受来自航天器起飞助推阶段高频随机振动(总均方根可能达到18.5g)和高频冲击(冲击响应谱可能达到或超过8000g)。
有时姿态敏感器需要采用较大功耗和体积的元器件，在使用中，较大功耗和体积的元器件会发热。如果热量导出不均匀会使姿态敏感器局部变形，从而影响测量精度。同时，在航天器抛头罩后过渡流区会承受比较大的热流，飞行过程中的自由分子流、红外辐射热流、反照热流等都会造成姿态敏感器温度发生变化，热环境较为恶劣。
姿态敏感器主要由消光栅、光学透镜、电子学单元和结构件等组成。其中电子学单元对强冲击、大振动、热环境更为敏感，也更容易出现损伤和故障。在恶劣空间环境中需要对姿态敏感器，特别是电子学单元进行抗力学设计和抗热环境设计。
发明内容
本发明的主要目的在于提供一种适用于姿态敏感器的安装结构及安装方法，该结构和方法能保证姿态敏感器以及其中的电子学单元头在大振动、强冲击以及宽温度变化条件下稳定可靠，满足姿态敏感器使用环境和使用要求。
本发明所采用的技术方案是：
一种适用于姿态敏感器的安装结构，其包括支座、镜筒、封装加强盒；
所述支座包括壳体，所述壳体内设有消光栅连接面、光学镜头固紧面、光学镜头配合面、印制板固紧面、对外安装面；姿态敏感器的消光栅通过消光栅连接面固定在壳体内；姿态敏感器的光学透镜通过光学透镜配合面、镜筒透镜配合面安设在镜筒内，镜筒通过光学镜头固紧面、光学镜头配合面固定在壳体内；姿态敏感器的电子学单元安设在封装加强盒内，封装加强盒通过印制板固紧面安设在壳体上；壳体通过对外安装面安设在航天器上。
优选的，所述电子学单元包括印制板和位于印制板上的元器件；每一块印制板对应一个封装加强盒(根据每一块印制板的外形和尺寸，设计了相应的封装加强盒)；
封装加强盒包括盒体、第一导热垫；印制板安设在盒体上的印制板安装面上；所述第一导热垫置于盒体内，且位于印制板下，将印制板上元器件的热量传递给盒体；盒体安设在壳体的印制板固紧面上。安设时，首先将第一导热垫粘贴在印制板元器件上，然后将两者一起放入盒体中，采用带平垫、弹垫的螺钉将带第一导热垫的印制板固紧在盒体上，使三者成为一个整体，之后将三者一起安装到支座的印制板固紧面上，完成印制板的加固封装。这种结构使印制板刚性得到极大的提高，元器件及其焊接引脚在大振动、强冲击条件下得到很好的保护。
优选的，在盒体与壳体之间设有第二导热垫，能将印制板元器件的热量传递给壳体，然后沿壳体导入到姿态敏感器安装平台，很好地保证了姿态敏感器内部的热平衡。经过仿真和实际测试，12W功耗的姿态敏感器温度升高不超过10℃。
优选的，减小高频冲击对姿态敏感器，特别是印制板元器件的影响，将安设了印制板的封装加强盒安装到支座的印制板固紧面前，在两者之间增加过渡件(盒体通过过渡件与壳体连接)，通过带平垫和弹垫的螺钉固紧。当姿态敏感器在遭到高频冲击时，过渡件会对高频冲击的量级进行部分衰减，达到最终保护印制板元器件的目的。
优选的，第一导热垫的压缩量为10％～15％，即：封装加强的内腔深度为印制板元器件高度加上85％～90％导热垫厚度；增强印制板抗热力学能力。
优选的，印制板的厚度不小于2mm；印制板固紧面、印制板安装面的平面度不大于0.04mm。上述结构可以提高印制板抗变形能力，并且减小印制板安装固紧时的内应力，从而减小印制板上焊接器件焊脚的受力。
优选的，支座的一阶模态比姿态敏感器的最高振动频率大，使支座在全频率振动区间，不产生共振点。支座是姿态敏感器中消光栅、光学镜头、电子学单元等所有部件的最终承载单元，通常支座最小固有频率达到2000Hz以上；如果姿态敏感器振动频率范围小于2000Hz，支座一阶模态也可以相应减小，保证支座一阶模态比姿态敏感器最高振动频率大即可。本发明能够有效降低内部各部件承载位置的振动位移和加速度，保证姿态敏感器在大振动、强冲击以及宽温度变化条件下稳定可靠，满足使用要求。
优选的，所述镜筒内设有镜筒透镜配合面、光学透镜配合面；镜筒透镜配合面直径均采用G7公差，光学透镜配合面直径采用f7公差；
所述镜筒透镜配合面上涂覆厚度为0.05mm的硅橡胶；所述硅橡胶有3处，均布在镜筒透镜配合面上(将镜筒透镜配合面均分为6，间隔涂覆厚度为0.05mm的硅橡胶)。安设时，对每一片透镜调节中心偏，使光学镜头光学参数达到使用要求后，依次取出透镜，并用记号笔在其侧面做好进出箭头标记，在镜筒透镜配合面均布三处涂覆黑色硅橡胶，涂覆硅橡胶厚度值约0.05mm，涂覆均匀。涂覆完成后，将光学透镜按侧面箭头标记轻轻放入镜筒中，完成光学镜头的装配；采用以上步骤完成装配的光学镜头具有很强的抗变形能力，稳定可靠。
本发明还提供一种采用上述适用于姿态敏感器的安装结构进行姿态敏感器安设的方法，其包括如下步骤：
1)将姿态敏感器的光学镜头安设在镜筒内，镜筒通过光学镜头固紧面、光学镜头配合面固定在壳体内；将姿态敏感器的电子学单元安设在封装加强盒内，封装加强盒通过印制板固紧面安设在壳体上；
2)将姿态敏感器的消光栅通过消光栅连接面固定在壳体内；
3)将壳体通过对外安装面安设在航天器上。
本发明的有益效果在于：
本发明通过设置支座、镜筒、封装加强盒，能够保证姿态敏感器在大振动、强冲击以及宽温度变化条件下稳定可靠，满足使用要求；
通过精密公差设计(G7/f7)、各光学透镜均布封胶等方式增强光学镜头抗变形能力；
通过增加印制板厚度，同时提高印制板安装位置平面度(0.04mm)，保证印制板安装无内应力，提高电子元器件的稳定性；
通过在印制板(厚重)元器件垂向加设第一导热垫，同时控制第一导热垫压缩量，增强印制板抗热力学能力；第一导热垫同时起导热和缓冲作用，有效减小印制板厚重器件管脚焊锡的受力，增强印制板上元器件抗变形能力，同时可以将元器件的热量通过传递的方式导出，并传递给支座和航空器安装台，减小姿态敏感器温升和整体形变；
通过在各印制板周向设计封装加强盒，使每一块印制板均成为一个带盒体的封装组件，可以极大地增加印制板的刚性；
本发明针对高频冲击可能对姿态敏感器可能产生较大的破坏作用，通过增加导热垫和过渡件的方式，有效降低高频冲击对姿态敏感器的影响。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是支座的结构示意图；
图2是镜筒的剖视结构示意图；
图3是镜筒的结构示意图；
图4是封装加强盒的结构示意图；
图5是印制板与封装加强盒的安设剖面图；
图6是过渡件安设示意图；
图7是过渡件的另一个视角的安设示意图；
图中：1、支座，1-1、消光栅连接面，1-2、光学镜头固紧面，1-3、光学镜头配合面，1-4、印制板固紧面，1-5、对外安装面，1-6、壳体，2、镜筒，2-1、镜筒透镜配合面，3、光学透镜，3-1、光学透镜配合面，4、印制板，5、第一导热垫，6、盒体，6-1、印制板安装面，7、第二导热垫，9、带平垫和弹垫的螺钉，10、过渡件，11、硅橡胶。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1
参见图1-图7，一种适用于姿态敏感器的安装结构，其包括支座1、镜筒2、封装加强盒。
支座1包括壳体1-6，所述壳体内设有消光栅连接面1-1、光学镜头固紧面1-2、光学镜头配合面1-3、印制板固紧面1-4、对外安装面1-5。姿态敏感器的消光栅通过消光栅连接面1-1固定在壳体1-6上。姿态敏感器的光学透镜3通过光学透镜配合面3-1、镜筒透镜配合面2-1安设在镜筒2内，镜筒2通过光学镜头固紧面1-2、光学镜头配合面1-3固定在壳体1-6内(镜筒2径向的固定是孔轴配合，轴向的固定是通过螺栓压紧)。姿态敏感器的电子学单元安设在封装加强盒内，封装加强盒通过印制板固紧面1-4安设在壳体1-6上；壳体1-6通过对外安装面1-5安设在航天器上。
电子学单元包括印制板4和位于印制板4上的元器件；每一块印制板4对应一个封装加强盒(根据每一块印制板的外形和尺寸，设计相应的封装加强盒)。封装加强盒包括盒体6、第一导热垫5；印制板4安设在盒体6上的印制板安装面6-1上。第一导热垫5置于盒体6内，且位于印制板4下，将印制板4上的元器件的热量传递给盒体6。盒体6通过过渡件10、带平垫和弹垫的螺钉9安设在壳体1-6的印制板固紧面1-4上，且在盒体6与壳体1-6之间设有第二导热垫7。在封装加强盒和支座1的壳体1-6之间敷设第二导热垫，能将印制板上的元器件的热量导出到支座1，然后沿支座1导入到姿态敏感器安装平台，很好地保证了姿态敏感器内部的热平衡。经过仿真和实际测试，12W功耗的姿态敏感器温度升高不超过10℃。姿态敏感器在遭到高频冲击时，过渡件10会对高频冲击的量级进行部分衰减，达到最终保护印制板上的元器件的目的。
实施例2
与实施例1所不同的是，第一导热垫5的压缩量为10％～15％，以增强印制板4抗热力学能力。印制板4的厚度不小于2mm；印制板固紧面1-4、印制板安装面6-1的平面度不大于0.04mm。以提高印制板4抗变形能力，并且减小印制板4安装固紧时的内应力，从而减小印制板4上焊接器件焊脚的受力。
实施例3
与实施例1所不同的是，支座1的一阶模态比姿态敏感器的最高振动频率大，从而使支座1在全频率振动区间，不产生共振点。这是因为将支座1导入有限元仿真软件进行模态仿真，姿态敏感器振动频率范围为20～2000Hz，支座一阶模态达到2000Hz以上，在全频率振动区间，不产生共振点。支座1是姿态敏感器中消光栅、光学镜头、电子学单元等所有部件的最终承载单元。如果姿态敏感器振动频率范围小于2000Hz，支座1一阶模态也可以相应减小，只要保证支座1一阶模态比姿态敏感器最高振动频率大即可。该结构能保证姿态敏感器在大振动、强冲击以及宽温度变化条件下稳定可靠，满足使用要求。
实施例4
镜筒2内设有镜筒透镜配合面2-1、光学透镜配合面3-1；镜筒透镜配合面2-1直径均采用G7公差，光学透镜配合面3-1直径采用f7公差。镜筒透镜配合面2-1上涂覆厚度为0.05mm的硅橡胶11。硅橡胶11有3处，均布在镜筒透镜配合面2-1上(将镜筒透镜配合面2-1均分为6，间隔涂覆厚度为0.05mm的硅橡胶11)。
实施例5
一种适用于姿态敏感器的安设方法，其包括如下步骤：
1)将姿态敏感器的光学镜头安设在镜筒内，镜筒通过光学镜头固紧面、光学镜头配合面固定在壳体内；将姿态敏感器的电子学单元安设在封装加强盒内，封装加强盒通过印制板固紧面安设在壳体上；
其中，将姿态敏感器的光学镜头安设在镜筒内，镜筒通过光学镜头固紧面、光学镜头配合面固定在壳体内的步骤为：对每一片透镜调节中心偏，使光学镜头光学参数达到使用要求后，依次取出光学透镜，并用记号笔在其侧面做好进出箭头标记，在镜筒透镜配合面2-1均布三处涂覆黑色硅橡胶，涂覆硅橡胶厚度值约0.05mm，涂覆均匀；涂覆完成后，将光学透镜按侧面箭头标记轻轻放入镜筒2中，完成光学镜头的装配；采用以上步骤完成装配的光学镜头具有很强的抗变形能力，稳定可靠。
将姿态敏感器的电子学单元安设在封装加强盒内，封装加强盒通过印制板固紧面安设在壳体上的步骤为：首先将第一导热垫5粘贴在印制板4的元器件上，然后将两者一起放入盒体6中，采用带平垫、弹垫的螺钉9将带第一导热垫5的印制板4固紧在盒体6上，使三者成为一个整体；然后在盒体6和壳体1-6之间安设第二导热垫7；之后通过过渡件10、带平垫和弹垫的螺钉将盒体6安装到支座1的印制板固紧面1-4上，完成印制板4的加固封装。这种封装结构使印制板4刚性得到极大的提高，元器件及其焊接引脚在大振动、强冲击条件下得到很好的保护。通过设置第一导热垫5、第二导热垫7将元器件产生的的热量传递给壳体1-6，进而传递给航空器，导出了元器件的热量，避免元器件热量不均匀使姿态敏感器局部变形，影响测量精度的问题。经过仿真和实际测试，12W功耗的姿态敏感器温度升高不超过10℃。
2)将姿态敏感器的消光栅通过消光栅连接面1-1固定在壳体1-6内.
3)将壳体1-6通过对外安装面1-5安设在航天器上。
目前安装结构已应用于多个航天项目的姿态敏感器中，在太空环境中经受住了大振动、强冲击和宽温度变化的考验，满足使用要求。支座的结构形态和样式可根据实际姿态敏感器具体安装方式和性能要求进行相应的变化，而且，该结构也可用在其他具有恶劣空间、海洋和陆地环境等的其他设备。
本说明书未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
应当理解的是，对本领域普通技术人员来说，可以根据上述说明加以改进或变换，而所有这些改进和变换都应属于本发明所附权利要求的保护范围。
Claims (10)
1.一种适用于姿态敏感器的安装结构，其特征在于：包括支座、镜筒、封装加强盒；
所述支座包括壳体，所述壳体内设有消光栅连接面、光学镜头固紧面、光学镜头配合面、印制板固紧面、对外安装面；姿态敏感器的消光栅通过消光栅连接面固定在壳体内；姿态敏感器的光学透镜通过光学透镜配合面、镜筒透镜配合面安设在镜筒内，镜筒通过光学镜头固紧面、光学镜头配合面固定在壳体内；姿态敏感器的电子学单元安设在封装加强盒内，封装加强盒通过印制板固紧面安设在壳体上；壳体通过对外安装面安设在航天器上。
2.根据权利要求1所述的适用于姿态敏感器的安装结构，其特征在于：所述电子学单元包括印制板和位于印制板上的元器件；每一块印制板对应一个封装加强盒；
封装加强盒包括盒体、第一导热垫；印制板安设在盒体上的印制板安装面上；所述第一导热垫置于盒体内，且位于印制板下，将印制板上元器件的热量传递给盒体；盒体安设在壳体的印制板固紧面上。
3.根据权利要求2所述的适用于姿态敏感器的安装结构，其特征在于：在盒体与壳体之间设有第二导热垫，将盒体的热量传递给壳体。
4.根据权利要求2或3所述的适用于姿态敏感器的安装结构，其特征在于：盒体通过过渡件、带平垫和弹垫的螺钉与壳体连接。
5.根据权利要求2所述的适用于姿态敏感器的安装结构，其特征在于：第一导热垫的压缩量为10％～15％，即：封装加强的内腔深度为印制板元器件高度加上85％～90％导热垫厚度。
6.根据权利要求2所述的适用于姿态敏感器的安装结构，其特征在于：印制板的厚度不小于2mm。
7.根据权利要求2所述的适用于姿态敏感器的安装结构，其特征在于：印制板固紧面、印制板安装面的平面度不大于0.04mm。
8.根据权利要求1所述的适用于姿态敏感器的安装结构，其特征在于：支座的一阶模态比姿态敏感器的最高振动频率大。
9.根据权利要求1或8所述的适用于姿态敏感器的安装结构，其特征在于：所述镜筒内设有镜筒透镜配合面、光学透镜配合面；镜筒透镜配合面直径均采用G7公差，光学透镜配合面直径采用f7公差；
所述镜筒透镜配合面上涂覆厚度为0.05mm的硅橡胶；所述硅橡胶有3处，均布在镜筒透镜配合面上。
10.采用权利要求1-9中任一所述的适用于姿态敏感器的安装结构进行姿态敏感器安装的方法，其特征在于：包括如下步骤：
1)将姿态敏感器的光学镜头安设在镜筒内，镜筒通过光学镜头固紧面、光学镜头配合面固定在壳体内；将姿态敏感器的电子学单元安设在封装加强盒内，封装加强盒通过印制板固紧面安设在壳体上；
2)将姿态敏感器的消光栅通过消光栅连接面固定在壳体内；
3)将壳体通过对外安装面安设在航天器上。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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