CN111959830B - 卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法 - Google Patents
卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111959830B CN111959830B CN202010857201.9A CN202010857201A CN111959830B CN 111959830 B CN111959830 B CN 111959830B CN 202010857201 A CN202010857201 A CN 202010857201A CN 111959830 B CN111959830 B CN 111959830B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- load
- satellite
- precision optical
- temperature
- platform
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 title claims abstract description 102
- 238000009434 installation Methods 0.000 title claims abstract description 57
- 238000000034 method Methods 0.000 title abstract description 23
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 96
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims abstract description 68
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims description 29
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 claims description 11
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 11
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 8
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 5
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 5
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 5
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 5
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 5
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 5
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 5
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical group [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 13
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 8
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 5
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 5
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 5
- 230000008569 process Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 3
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 3
- 239000002775 capsule Substances 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 230000005489 elastic deformation Effects 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 238000012806 monitoring device Methods 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
- B64G1/58—Thermal protection, e.g. heat shields
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
- B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Critical Care (AREA)
- Emergency Medicine (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- Environmental Sciences (AREA)
- Toxicology (AREA)
- Light Guides In General And Applications Therefor (AREA)
Abstract
本发明提供了一种卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法，包括：外部环境热控模块，被配置为通过外部热流遮挡单元、边界温度控制单元及安装部件隔热单元来减小外部环境对所述卫星高精度光学载荷安装平台本体的温度均匀性的影响；平台本体热控模块，被配置为通过表面隔热保温单元、加热回路布置单元及PI闭环控温单元来均匀其自身温度。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法。
背景技术
某科学卫星配备三台载荷，且要求三载荷要求对太阳共视，光轴偏差要求小于30″，光轴平行度主要受总装环境、载荷安装方式(无重力安装)、热弹变形和动量轮微振动扰动的影响，其中载荷安装平台的热弹变形的影响是其中重要一环，因此保证载荷安装平台温度及梯度稳定性，减小载荷安装平台的热弹变形，是保证载荷光轴平行度的重要技术措施。
结合载荷地面装调环境温度(载荷在轨控制温度)为22℃，按总体技术指标分解，载荷安装平台的温度要求控制在22±5℃。该卫星轨道为720KM轨道高度太阳同步轨道，由于卫星需时刻观测太阳，卫星姿态为+X向正对日定向，且该轨道姿态下，±Y向一轨内轮流受到地球红外和反照影响；因此造成卫星各方向热流相差较大，载荷安装平台位于卫星+Z向的舱外，完全暴露于舱外受外部热流影响，各面的温度相差较大；另一方面载荷安装平台尺寸大(1.6m*1.6m*0.8m)，且结构方面采用了弹性模量小的碳纤维材料作为光学基准板蒙皮、框架和支撑杆的材料，由于碳纤维导热性能差，载荷安装平台各部件的温度均匀性控制困难，因此要求把载荷安装平台的温度控制在22±5℃以内比较困难。
发明内容
本发明的目的在于提供一种卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法，以解决现有的卫星各向热流差异大、载荷安装平台尺寸大、材料导热差带来的平台温度均匀性控制困难的问题。
为解决上述技术问题，本发明提供一种卫星高精度光学载荷安装平台热控系统，包括：
外部环境热控模块，被配置为通过外部热流遮挡单元、边界温度控制单元及安装部件隔热单元来减小外部环境对所述卫星高精度光学载荷安装平台本体的温度均匀性的影响；
平台本体热控模块，被配置为通过表面隔热保温单元、加热回路布置单元及PI闭环控温单元来均匀其自身温度。
可选的，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，
带有所述卫星高精度光学载荷安装平台的卫星位于高度为720KM的太阳同步轨道；
带有所述卫星高精度光学载荷安装平台的卫星的姿态为+X向正对日定向；
带有所述卫星高精度光学载荷安装平台的卫星的姿态为±Y向一轨内轮流受到地球红外和反照影响；
所述卫星高精度光学载荷安装平台完全暴露于卫星+Z向的舱外；
所述载荷包括三台载荷及其辐射板，单机包括星敏及星敏辐射板、光纤陀螺及测控天线；
三台载荷对太阳共视，光轴偏差小于30″。
可选的，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述外部热流遮挡单元包括：
封舱多层隔热组件，被配置为对载荷舱舱体进行封舱式包覆，以减少外热流变化引起有效载荷的温度波动；
遮阳板，被布置在对日定向的一侧卫星舱体上；
所述遮阳板为8mm～12mm厚的铝蜂窝遮阳板；
所述遮阳板与卫星平台之间具有玻璃钢隔热垫。
可选的，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述安装部件隔热单元包括：
多个钛合金隔热支座，被布置在卫星平台舱顶部进行隔热安装，并支撑所述的卫星高精度光学载荷安装平台；
单机玻璃钢隔热垫，被配置为用于多个载荷及单机与所述卫星高精度光学载荷安装平台之间的隔热安装，以减小多个载荷及单机与所述卫星高精度光学载荷安装平台之间的热耦合，所述单机玻璃钢隔热垫的厚度为8mm～12mm。
可选的，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述边界温度控制单元被配置为采用主动热控使三台载荷及光纤陀螺目标温度均在22±3℃的范围内，以保证有效载荷安装面的温度均匀性。
可选的，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述表面隔热保温单元包括：
载荷安装板多层隔热组件，被配置为包覆载荷安装板，减小载荷安装板与所述外部热流遮挡单元之间的辐射漏热；
载荷支撑杆多层隔热组件，被配置为包覆载荷支撑杆，减小载荷支撑杆与所述外部热流遮挡单元之间的辐射漏热。
可选的，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述加热回路布置单元包括：
载荷支撑杆加热回路，被布置在多个X方向平齐的载荷支撑杆上，对载荷支撑杆进行主动加热控温；
载荷安装板加热回路：被配置为根据载荷及单机在载荷安装板上的布局，对载荷安装板进行主动加热控温；
在卫星+Z侧两个载荷及其辐射板安装区域，布置四个加热区域，每个加热区域布置一个主加热回路和一个备用加热回路；
在卫星-Z侧一个载荷及其辐射板安装区域，布置两个加热区域，每个加热区域布置一个主加热回路和一个备用加热回路；
在卫星-Z侧星敏安装区域，布置四个加热区域，每个加热区域布置1路加热回路；
在遮阳板安装区域设计1路加热回路，在星敏辐射板安装区域设计1路加热回路。
可选的，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述PI闭环控温单元，被配置为通过计算机对载荷支撑杆加热回路和载荷安装板加热回路进行PI主动闭环控制，目标温度22℃。
可选的，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述卫星高精度光学载荷安装平台的尺寸为1.6m*1.6m*0.8m，采用碳纤维材料作为光学基准板蒙皮、框架和支撑杆的材料。
本发明还提供一种卫星高精度光学载荷安装平台热控系统，包括：
外部环境热控模块通过外部热流遮挡单元、边界温度控制单元及安装部件隔热单元来减小外部环境对所述卫星高精度光学载荷安装平台本体的温度均匀性的影响；
平台本体热控模块通过表面隔热保温单元、加热回路布置单元及PI闭环控温单元来均匀其自身温度。
在本发明提供的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法中，通过外部热流遮挡单元、边界温度控制单元及安装部件隔热单元来减小外部环境对所述卫星高精度光学载荷安装平台本体的温度均匀性的影响，通过表面隔热保温单元、加热回路布置单元及PI闭环控温单元来均匀其自身温度，实现了该大尺寸载荷安装平台的温度均匀性控制，最终实现载荷安装平台温度均匀性可控制在22±3℃，载荷安装平台的热弹性变形，配合总装环境、载荷安装方式(无重力安装)等方案，最终达到三载荷对太阳共视，光轴偏差小于30″的要求；同时也为相关科学卫星超精超稳平台，热弹变形控制提供相关的技术参考。
附图说明
图1是本发明一实施例卫星高精度光学载荷安装平台示意图；
图2是本发明一实施例卫星高精度光学载荷安装平台热控系统示意图；
图3是本发明一实施例卫星高精度光学载荷安装平台载荷安装板+Z面示意图；
图4是本发明一实施例卫星高精度光学载荷安装平台载荷安装板-Z面示意图；
图5是本发明一实施例卫星及平行度监测装置真空罐内状态图；
图6是本发明一实施例光学载荷安装平台支撑杆热平衡试验中温度变化；
图7是本发明一实施例光学载荷安装平台+Z侧热平衡试验中温度变化；
图8是本发明一实施例光学载荷安装平台-Z侧热平衡试验中温度变化；
图9是本发明一实施例全试验周期载荷光轴间平行度测试结果；
图中所示：10-星敏；20-测控天线；30-陀螺；40-光学载荷一；50-光学载荷二；60-光学载荷三。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
本发明的核心思想在于提供一种卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法，以解决现有的卫星各向热流差异大、载荷安装平台尺寸大、材料导热差带来的平台温度均匀性控制困难的问题。
为了解决该卫星各向热流差异大、载荷安装平台尺寸大、材料导热差带来的平台温度均匀性控制困难的问题，本发明提供了一种载荷安装平台温度均匀性控制的热控方法，满足此载荷安装平台在轨任务时温度均匀性控制在22±5℃以内，控制该平台的热弹性变形，最终达到三载荷对太阳共视，光轴偏差小于30″的要求。
为实现上述思想，本发明提供了一种卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法，包括：外部环境热控模块，被配置为通过外部热流遮挡单元、边界温度控制单元及安装部件隔热单元来减小外部环境对所述卫星高精度光学载荷安装平台本体的温度均匀性的影响；平台本体热控模块，被配置为通过表面隔热保温单元、加热回路布置单元及PI闭环控温单元来均匀其自身温度。
本实施例提供一种卫星高精度光学载荷安装平台热控系统，如图2所示，包括：外部环境热控模块，被配置为通过外部热流遮挡单元、边界温度控制单元及安装部件隔热单元来减小外部环境对所述卫星高精度光学载荷安装平台本体的温度均匀性的影响；平台本体热控模块，被配置为通过表面隔热保温单元、加热回路布置单元及PI闭环控温单元来均匀其自身温度。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，如图1所示，带有所述卫星高精度光学载荷安装平台的卫星位于高度为720KM的太阳同步轨道；带有所述卫星高精度光学载荷安装平台的卫星的姿态为+X向正对日定向；带有所述卫星高精度光学载荷安装平台的卫星的姿态为±Y向一轨内轮流受到地球红外和反照影响；所述卫星高精度光学载荷安装平台完全暴露于卫星+Z向的舱外；所述载荷包括三台载荷(光学载荷一40；光学载荷二50、光学载荷三60)及其辐射板，单机包括星敏10及星敏辐射板、光纤陀螺30及测控天线20；三台载荷对太阳共视，光轴偏差小于30″。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述外部热流遮挡单元包括：封舱多层隔热组件S1，被配置为对载荷舱舱体进行封舱式包覆，以减少外热流变化引起有效载荷的温度波动；遮阳板S2，被布置在对日定向的一侧卫星舱体上；所述遮阳板为8mm～12mm厚的铝蜂窝遮阳板；所述遮阳板与卫星平台之间具有玻璃钢隔热垫。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述安装部件隔热单元包括：多个钛合金隔热支座S3，被布置在卫星平台舱顶部进行隔热安装，并支撑所述的卫星高精度光学载荷安装平台；单机玻璃钢隔热垫S4，被配置为用于多个载荷及单机与所述卫星高精度光学载荷安装平台之间的隔热安装，以减小多个载荷及单机与所述卫星高精度光学载荷安装平台之间的热耦合，所述单机玻璃钢隔热垫的厚度为8mm～12mm。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述边界温度控制单元(载荷及单机温度控制S5)被配置为采用主动热控使三台载荷及光纤陀螺目标温度均在22±3℃的范围内，以保证有效载荷安装面的温度均匀性。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述表面隔热保温单元包括：载荷安装板多层隔热组件S6，被配置为包覆载荷安装板，减小载荷安装板与所述外部热流遮挡单元之间的辐射漏热；载荷支撑杆多层隔热组件S6，被配置为包覆载荷支撑杆，减小载荷支撑杆与所述外部热流遮挡单元之间的辐射漏热。
如图3、4所示，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述加热回路布置单元包括：载荷支撑杆加热回路S7，被布置在多个X方向平齐的载荷支撑杆上，对载荷支撑杆进行主动加热控温；载荷安装板加热回路S8：被配置为根据载荷及单机在载荷安装板上的布局，对载荷安装板进行主动加热控温；在卫星+Z侧两个载荷及其辐射板安装区域，布置四个加热区域，每个加热区域布置一个主加热回路和一个备用加热回路；在卫星-Z侧一个载荷及其辐射板安装区域，布置两个加热区域，每个加热区域布置一个主加热回路和一个备用加热回路；在卫星-Z侧星敏安装区域，布置四个加热区域，每个加热区域布置1路加热回路；在遮阳板安装区域设计1路加热回路，在星敏辐射板安装区域设计1路加热回路。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述PI闭环控温单元S9，被配置为通过计算机对载荷支撑杆加热回路和载荷安装板加热回路进行PI主动闭环控制，目标温度22℃。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统中，所述卫星高精度光学载荷安装平台的尺寸为1.6m*1.6m*0.8m，采用碳纤维材料作为光学基准板蒙皮、框架和支撑杆的材料。
本实施例还提供一种卫星高精度光学载荷安装平台热控系统，包括：外部环境热控模块通过外部热流遮挡单元、边界温度控制单元及安装部件隔热单元来减小外部环境对所述卫星高精度光学载荷安装平台本体的温度均匀性的影响；平台本体热控模块通过表面隔热保温单元、加热回路布置单元及PI闭环控温单元来均匀其自身温度。
在本发明提供的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法中，通过外部热流遮挡单元、边界温度控制单元及安装部件隔热单元来减小外部环境对所述卫星高精度光学载荷安装平台本体的温度均匀性的影响，通过表面隔热保温单元、加热回路布置单元及PI闭环控温单元来均匀其自身温度，实现了该大尺寸载荷安装平台的温度均匀性控制，最终实现载荷安装平台温度均匀性可控制在22±3℃，载荷安装平台的热弹性变形，配合总装环境、载荷安装方式(无重力安装)等方案，最终达到三载荷对太阳共视，光轴偏差小于30″的要求；同时也为相关科学卫星超精超稳平台，热弹变形控制提供相关的技术参考。
本发明载荷安装平台热控技术可分为外部环境热控技术和平台本体热控技术，外部环境热控技术是通过外部热流遮挡、边界温度控制、安装部件隔热来减小外部环境对平台温度均匀性影响，平台本体热控技术是通过表面隔热保温、加热回路布置及PI闭环控温来保证平遥温度均匀性。
封舱多层隔热组件S1：由于载荷舱无四侧封舱板，为减小外界热流对载荷安装平台热辐射影响，在载荷舱外围采用15层多层隔热组件进行封舱式包覆，减少外热流变化引起的有效载荷温度波动；
遮阳板S2：卫星+X对日定向，为减小+X侧太阳辐射热流对平台温度影响，在平台+X侧设计10mm厚铝蜂窝遮阳板，遮阳板与平台采用30mm玻璃钢隔热垫隔热安装，且在遮阳板背面包覆15层多层隔热组件，减小遮阳板对安装平台漏热；
钛合金隔热支座S3：载荷安装平台安装于卫星平台舱顶部，平台舱温度在10～30℃波动，为减小平台舱温度波动影响，且同时保证支撑的强度与刚度，采用四个100mm高钛合金支座进行隔热安装；
单机玻璃钢隔热S4：如图1所示，载荷安装平台布置有三台载荷及其辐射板、星敏及星敏辐射板、光纤陀螺及测控天线，为减小各单机与载荷安装平台之间的热耦合，各载荷与载荷安装平台之间采用10mm厚玻璃钢隔热垫隔热安装；
载荷及单机温度控制S5：为了减小载荷及单机对其在载荷安装平台安装位置温度的影响，载荷及单机采用主动热控设计，控制三个有效载荷及光纤陀螺目标温度都在22±3℃以内，以保证有效载荷安装面的温度均匀性；
安装板及撑杆多层隔热组件S6：在通过封舱多层及遮阳板对外部热流及星体辐射隔热的基础上，进一步对载荷安装板和支撑杆包覆15层多层隔热组件，减小载荷安装板和支撑杆与封舱多层及遮阳板辐射漏热，降低载荷安装平台温度均匀性控制难度；
撑杆加热回路布置S7：为保证载荷安装平台支撑杆的温度均匀性，在撑杆上布置主动加热回路，由于+X向阳，撑杆温度沿X方向逐步降低，加热回路布置是X方向平齐的杆架上布置1路加热回路，共7路主动加热回路进行主动加热控温；
安装板加热回路布置S8：为了保证载荷安装板的温度均匀性，根据载荷及单机在其上的布局，对加热回路进行布置，+Z侧针对两个载荷及两载荷辐射板(低温)安装区域，布置四个加热区域，每个加热区域布置1主1备2路加热回路，-Z侧针对一个载荷及星敏(低温)安装区域，布置六个加热区域，8路加热回路，同时在遮阳板和星敏辐射板安装区域各设计1路加热回路，共计18路加热回路；
主动加热回路PI闭环温控S9：通过计算机对撑杆和安装板布置加热回路进行PI主动闭环控制，目标温度22℃。
在复杂在轨环境下，为大尺寸载荷安装平台提供一种温度均匀性的热控方法，可满足此温度均匀性在22±5℃以内，控制该平台的热弹性变形，最终达到三载荷对太阳共视，光轴偏差小于30″的要求。
载荷安装平台外围布置15层多层隔热组件，隔绝外热热流影响；向阳面+X向设置遮阳板，减小向阳面太阳辐射热流影响；与卫星平台采用100mm高钛合金支座隔热安装，减小平台舱温度波动影响；安装平台单机及辐射板采用10mm玻璃钢隔热安装，减小单机及辐射板与安装平台热耦合；安装平台三载荷及光纤陀螺通过主动加热，温度控制在22±3℃以内；安装板及撑杆表面设置15层多层隔热组件，减小载荷安装板和支撑杆与封舱多层及遮阳板辐射漏热；撑杆沿X方向，平齐的杆架上布置1路加热回路，共7路主动加热回路，对撑杆进行主动加热控温；根据载荷及单机在载荷安装板布局，对加热回路进行布置，+Z侧针对两个载荷及两载荷辐射板(低温)安装区域，布置四个加热区域，主备8路加热回路，-Z侧针对一个载荷及星敏(低温)安装区域，布置六个加热区域，8路加热回路，同时在遮阳板和星敏辐射板安装区域各设计1路加热回路，共计18路加热回路；通过计算机对撑杆和安装板布置加热回路进行PI主动闭环控制，目标温度22℃。
为了验证该热控方案的有效性，载荷安装平台随整星进行了真空环境下的热平衡试验，并在真空罐内安装了平行度检测装置，在试验过程中对载荷光轴平行度进行了实时监测，罐内状态如图5所示。
如图6～8所示，该热控方案下，光学载荷安装平台在热平衡试验高低温工况中，支撑杆温度控制在19.5℃～22.5℃之间，温差能控制在3℃以内，测温点温度波动控制在0.4℃之内；平台+Z侧温度在19.1℃～22.6℃之间，温差能控制在3.5℃以内，测温点温度波动控制在0.5℃之内；平台-Z侧温度在20.1℃～22.6℃之间，温差能控制在2.5℃以内，测温点温度波动控制在0.5℃之内，其中该侧载荷安装面温度在21.0℃～22.6℃之间。该热控方案下，通过PI温控，对载荷安装平台进行补偿加热，高温工况补偿38W；低温工况补偿41W。试验结果显示载荷安装平台所有部分温度均匀性可以控制在22±3℃以内。
同时在整个试验过程中，通过平行度监测装置对三载荷光轴平行度进行了实时监测，测试过程以载荷单机自带基准棱镜代替载荷单机光轴，1、2、3号棱镜分别表示三台载荷的光轴，测试结果如图9所示。
由图9可知，三台有效载荷光轴间平行度在整个热平衡试验过程中随时间变化波动，波动区间基本处于工况均值±5″范围内，最大波动量小于15″，整个试验过程载荷光轴间平行度变化可控。
综上，上述实施例对卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。
Claims (7)
1.一种卫星高精度光学载荷安装平台热控系统，其特征在于，包括：
所述卫星配备三台载荷，三台载荷对太阳共视，光轴偏差要求小于30″，载荷在轨控制温度为22℃；
外部环境热控模块，被配置为通过外部热流遮挡单元、边界温度控制单元及安装部件隔热单元来减小外部环境对所述卫星高精度光学载荷安装平台本体的温度均匀性的影响；
平台本体热控模块，被配置为通过表面隔热保温单元、加热回路布置单元及PI闭环控温单元来均匀其自身温度；
带有所述卫星高精度光学载荷安装平台的卫星的姿态为+X向正对日定向；
带有所述卫星高精度光学载荷安装平台的卫星的姿态为±Y向一轨内轮流受到地球红外和反照影响；
所述卫星高精度光学载荷安装平台完全暴露于卫星+Z向的舱外；
所述载荷包括三台载荷及其辐射板，单机包括星敏及星敏辐射板、光纤陀螺及测控天线；
所述外部热流遮挡单元包括：
封舱多层隔热组件，被配置为对载荷舱舱体进行封舱式包覆，以减少外热流变化引起有效载荷的温度波动；
遮阳板，被布置在对日定向的一侧卫星舱体上；
所述安装部件隔热单元包括：
多个钛合金隔热支座，被布置在卫星平台舱顶部进行隔热安装，并支撑所述的卫星高精度光学载荷安装平台；
单机玻璃钢隔热垫，被配置为用于多个载荷及单机与所述卫星高精度光学载荷安装平台之间的隔热安装；
所述表面隔热保温单元包括：
载荷安装板多层隔热组件，被配置为包覆载荷安装板，减小载荷安装板与所述外部热流遮挡单元之间的辐射漏热；
载荷支撑杆多层隔热组件，被配置为包覆载荷支撑杆，减小载荷支撑杆与所述外部热流遮挡单元之间的辐射漏热；
所述加热回路布置单元包括：
载荷支撑杆加热回路，被布置在多个X方向平齐的载荷支撑杆上，对载荷支撑杆进行主动加热控温；
载荷安装板加热回路：被配置为根据载荷及单机在载荷安装板上的布局，对载荷安装板进行主动加热控温；
在卫星+Z侧两个载荷及其辐射板安装区域，布置四个加热区域，每个加热区域布置一个主加热回路和一个备用加热回路；
在卫星-Z侧一个载荷及其辐射板安装区域，布置两个加热区域，每个加热区域布置一个主加热回路和一个备用加热回路；
在卫星-Z侧星敏安装区域，布置四个加热区域，每个加热区域布置1路加热回路；
在遮阳板安装区域设计1路加热回路，在星敏辐射板安装区域设计1路加热回路。
2.如权利要求1所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统，其特征在于，
带有所述卫星高精度光学载荷安装平台的卫星位于高度为720KM的太阳同步轨道；
三台载荷对太阳共视，光轴偏差小于30″。
3.如权利要求2所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统，其特征在于，
所述遮阳板为8mm～12mm厚的铝蜂窝遮阳板；
所述遮阳板与卫星平台之间具有玻璃钢隔热垫。
4.如权利要求3所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统，其特征在于，
单机玻璃钢隔热垫减小多个载荷及单机与所述卫星高精度光学载荷安装平台之间的热耦合，所述单机玻璃钢隔热垫的厚度为8mm～12mm。
5.如权利要求3所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统，其特征在于，所述边界温度控制单元被配置为采用主动热控使三台载荷及光纤陀螺目标温度均在22±3℃的范围内，以保证有效载荷安装面的温度均匀性。
6.如权利要求1所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统，其特征在于，所述PI闭环控温单元，被配置为通过计算机对载荷支撑杆加热回路和载荷安装板加热回路进行PI主动闭环控制，目标温度22℃。
7.如权利要求1所述的卫星高精度光学载荷安装平台热控系统，其特征在于，所述卫星高精度光学载荷安装平台的尺寸为1.6m*1.6m*0.8m，采用碳纤维材料作为光学基准板蒙皮、框架和支撑杆的材料。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010857201.9A CN111959830B (zh) | 2020-08-24 | 2020-08-24 | 卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010857201.9A CN111959830B (zh) | 2020-08-24 | 2020-08-24 | 卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN111959830A CN111959830A (zh) | 2020-11-20 |
| CN111959830B true CN111959830B (zh) | 2021-10-15 |
Family
ID=73390142
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202010857201.9A Active CN111959830B (zh) | 2020-08-24 | 2020-08-24 | 卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN111959830B (zh) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113212798B (zh) * | 2021-04-28 | 2022-12-02 | 中国科学院高能物理研究所 | 一种全天监测高能望远镜的载荷热控系统设计方法 |
| CN114655471A (zh) * | 2022-03-01 | 2022-06-24 | 深圳航天东方红卫星有限公司 | 运行于低倾角轨道的航天器舱外设备的热控系统与方法 |
| CN115743630A (zh) * | 2022-11-21 | 2023-03-07 | 上海穹窿科技有限公司 | 星间激光通信终端光学箱热控系统及方法 |
| CN116639268B (zh) * | 2023-04-28 | 2026-01-27 | 上海卫星工程研究所 | 用于高精度光学仪器安装的热稳定基板 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6215458B1 (en) * | 1996-03-20 | 2001-04-10 | Centre National D'etudes Spatiales | Observation or telecommunication satellites |
| US6769792B1 (en) * | 1991-04-30 | 2004-08-03 | Genlyte Thomas Group Llc | High intensity lighting projectors |
| CN105301795A (zh) * | 2015-10-29 | 2016-02-03 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种高精度共轴光学系统计算机辅助装调及波前检测方法 |
| CN106569521A (zh) * | 2016-11-04 | 2017-04-19 | 北京控制工程研究所 | 一种用于x射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置 |
| CN107444677A (zh) * | 2017-09-08 | 2017-12-08 | 长光卫星技术有限公司 | 用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构 |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2812271B1 (fr) * | 2000-07-31 | 2002-12-06 | Cit Alcatel | Satellite comprenant un instrument d'observation et un pare-soleil decouples l'un de l'autre |
| US6607167B2 (en) * | 2001-02-01 | 2003-08-19 | The Boeing Company | Spacecraft thermal shock suppression system |
| AT410929B (de) * | 2002-01-29 | 2003-08-25 | Nikolai Dr Korpan | Vorrichtung zur kühlung von bauteilen in raumflugkörpern |
| FR2942774B1 (fr) * | 2009-03-06 | 2011-05-06 | Thales Sa | Dispositif de controle thermique pour un engin spatial |
| FR2985808B1 (fr) * | 2012-01-13 | 2018-06-15 | Airbus Defence And Space | Dispositif de refroidissement adapte a la regulation thermique d'une source de chaleur d'un satellite, procede de realisation du dispositif de refroidissement et satellite associes |
| CN103407582B (zh) * | 2013-08-08 | 2015-09-23 | 北京空间机电研究所 | 一种空间大型载荷的热管理系统 |
| EP3095714A1 (de) * | 2015-05-19 | 2016-11-23 | Airbus DS GmbH | Modularer satellit |
| FR3047813B1 (fr) * | 2016-02-16 | 2019-11-08 | Airbus Defence And Space Sas | Procede de commande de guidage d'attitude d'un satellite, satellite, pluralites de satellites et programme d'ordinateur associe |
| WO2018075964A1 (en) * | 2016-10-21 | 2018-04-26 | Rebellion Photonics, Inc. | Mobile gas and chemical imaging camera |
| US10345562B2 (en) * | 2017-02-07 | 2019-07-09 | Raytheon Company | All-reflective solar coronagraph sensor and thermal control subsystem |
| JP2019083501A (ja) * | 2017-10-27 | 2019-05-30 | ソニーセミコンダクタソリューションズ株式会社 | 撮像装置 |
| FR3073952B1 (fr) * | 2017-11-20 | 2021-07-30 | Airbus Defence & Space Sas | Module de charge utile pour drone stratospherique |
| CN108528760A (zh) * | 2018-03-12 | 2018-09-14 | 上海卫星工程研究所 | 一种卫星顶板精细化热设计装置 |
| CN108490775B (zh) * | 2018-03-19 | 2020-12-08 | 上海微小卫星工程中心 | 航天器用温度稳定度控制装置及控制方法 |
| CN110395411A (zh) * | 2019-08-13 | 2019-11-01 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 一种低轨遥感微纳卫星及其热设计方法 |
| CN111498146A (zh) * | 2020-06-03 | 2020-08-07 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统及方法 |
-
2020
- 2020-08-24 CN CN202010857201.9A patent/CN111959830B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6769792B1 (en) * | 1991-04-30 | 2004-08-03 | Genlyte Thomas Group Llc | High intensity lighting projectors |
| US6215458B1 (en) * | 1996-03-20 | 2001-04-10 | Centre National D'etudes Spatiales | Observation or telecommunication satellites |
| CN105301795A (zh) * | 2015-10-29 | 2016-02-03 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种高精度共轴光学系统计算机辅助装调及波前检测方法 |
| CN106569521A (zh) * | 2016-11-04 | 2017-04-19 | 北京控制工程研究所 | 一种用于x射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置 |
| CN107444677A (zh) * | 2017-09-08 | 2017-12-08 | 长光卫星技术有限公司 | 用于多载荷高精度拼接的光机热一体化结构 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 微纳卫星光学载荷技术发展综述;叶钊，李熹微，王超，董小静，尹欢，曹启鹏;《航天器工程》;20161231;第25卷(第6期);全文 * |
| 月基望远镜反射镜转台的热－结构耦合分析及验证;上官爱红，王晨洁，张昊苏，秦德金，刘朝晖;《光学精密工程》;20160831;第24卷(第8期);全文 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN111959830A (zh) | 2020-11-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN111959830B (zh) | 卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法 | |
| McElwain et al. | The James Webb Space Telescope Mission: optical telescope element design, development, and performance | |
| CN110395411A (zh) | 一种低轨遥感微纳卫星及其热设计方法 | |
| Arenberg et al. | Status of the JWST sunshield and spacecraft | |
| CN111498146A (zh) | 用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统及方法 | |
| Wang et al. | Long-term thermal stability of TianQin satellites | |
| Hoffman et al. | Near-earth object surveyor overview | |
| Bradford et al. | Piezocomposite actuator arrays for correcting and controlling wavefront error in reflectors | |
| CN219806970U (zh) | 一种用于地心高轨空间引力波探测的卫星平台构型 | |
| CN116674770A (zh) | 一种适应日地拉格朗日点l2飞行器的望远镜热控方法 | |
| Goullioud et al. | Wide Field Infrared Survey Telescope [WFIRST]: telescope design and simulated performance | |
| Neill et al. | Final design of the LSST primary/tertiary mirror cell assembly | |
| Li et al. | Thermal design of detector for the solar X-Ray and extreme ultraviolet imager | |
| RU132422U1 (ru) | Космическая платформа для малых космических аппаратов | |
| Yang et al. | Thermal deformation analysis of the Advanced Space-Based Solar Observatory (ASO-S) in orbit based on payloads measurement | |
| Petro | Origins Space Telescope integration and testing | |
| Merkowitz et al. | Current LISA spacecraft design | |
| Liu et al. | Optimized design of support points in solar panels based on thermal deformation analysis | |
| Gonzalo et al. | TuMag optical unit thermal control for a stratospheric balloon-borne mission | |
| Needels et al. | Limits on adaptive optics systems for lightweight space telescopes | |
| Li et al. | Thermal control system design and thermal test of high-resolution space camera | |
| Worden et al. | STEP payload development | |
| Minesugi et al. | Telescope Co-Alignment Design and Its Performance On-Orbit of Solar Observational Satellite``Hinode'' | |
| McElwain et al. | The James Webb Space Telescope Mission | |
| Kissil et al. | Integrated modeling applied to the Terrestrial Planet Finder mission |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |