深空光学载荷主镜部件的高精度温控装置的制作方法

1.本发明涉及航天航空技术领域，具体地，涉及一种深空光学载荷主镜部件的高精度温控装置。


背景技术：

2.当今航天器所搭载的主载荷越来越多的涌现光学载荷，其中光学类载荷中的主要工作部件主镜对温度有着十分严苛的温度要求，对整个主镜的温度梯度有着很高的要求，因为主镜随温度的变形将深刻影响载荷的正常工作。所以，对光学类载荷的主镜的温控技术提出了更高的要求。传统的粘贴加热器的温度控制方法会造成主镜的加热不均匀进而形成主镜有较大的温度梯度，造成主镜局部热变形而影响正常工作。然而辐射温控的方式是具有极好的温度均匀性，可以很好的解决主镜对温度梯度的要求并且有着十分高的温度精度。
3.专利文献为cn109141628b的发明专利公开了一种一种星载光纤焦平面探测器装置，包括：入光焦面端、扰模光纤、温控盒、光纤出光头、准直镜筒、准直镜、衰减片、光电倍增管、热敏电阻、半导体制冷片、热管、散热板、高压电源与信号箱、温控电子学箱；入光焦面与扰模光纤相连；扰模光纤穿过温控盒与光纤出光头相连；光纤出光头插入准直镜筒；准直镜和衰减片安装于准直镜筒内；光电倍增管安装于准直镜筒后端；热敏电阻和半导体制冷片粘贴于光电倍增管外壳上；热管冷端粘贴于半导体制冷片背部，热端粘贴于散热板内侧；高压电源与信号箱与光电倍增管相连接；温控电子学箱与热敏电阻和半导体制冷片连接。但是上述方案主要描述卫星光学载荷在弱光条件下探测器响应装置，与本专利区别较大。
4.专利文献为cn110395411a的发明专利公开了一种低轨遥感微纳卫星及其热设计方法，卫星包括卫星平台、体装帆板、光学载荷。热设计方法包括卫星平台热设计和光学载荷热设计；其中，卫星平台热设计进一步包括散热面设计、隔热设计、等温性设计；光学载荷热设计进一步包括调焦环与主次镜、矫正镜热控设计，主次镜支撑筒热控设计，以及，电子学热控设计。本发明的有益效果：通过对该型号低轨遥感卫星的研制，实现了小型微纳卫星在平台与载荷上的一体化热控设计，热控设计合理可行，满足各项指标要求，达到预期热控效果，并留有足够的余量。上述方案描述了小微卫星和载荷一体化的热设计，与本专利区别较大。
5.专利文献为cn105549653b的发明专利公开了一种用于太阳望远镜主镜镜面视宁度效应控制的高效温控装置，包括主镜、镜面温度传感器、制冷机组、制冷机外循环冷却系统、表冷器、抽运泵、风机、电加热器、密封箱、控制器和环境温度测量装置；该温控装置目标是实现对主镜表面进行温度控制，使镜面温度传感器的测量值与环境温度测量装置的测量值一致，从而达到控制镜面视宁度效应的目的。上述方案主要描述了通过增加大冷媒接触面积，通过风机增大换热效率进而实现主镜的温度控制，与本专利区别较大。


技术实现要素：

6.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种深空光学类载荷主镜部件的高精度温控装置。
7.根据本发明提供的一种深空光学类载荷主镜部件的高精度温控装置，包括载荷外壳、遮光罩、主镜、底板、主镜背板以及内置遮光罩，其中：
8.所述主镜通过安装固定附件固定在主镜背板上；
9.所述主镜背板光滑面一端与主镜的凹槽面一端相对安装；
10.主镜背板通过安装固定附件紧固于底板表面；
11.所述底板安装在载荷外壳上；
12.遮光罩设置在所述载荷外壳的前端；
13.主镜背板光滑面分多个区域粘贴加热片与铂电阻并喷涂黑漆，在主镜圆柱面粘贴加热器与铂电阻；
14.主镜背板凹槽面和主镜凹槽面喷涂黑漆；
15.所述内置遮光罩设置在所述主镜背板的光滑面的中部。
16.优选地，所述载荷外壳与遮光罩采用碳纤维材料。
17.优选地，所述底板、主镜及主镜背板材料为铝基碳化硅。
18.优选地，所述安装固定附件为隔热材料。
19.优选地，主镜包括主镜光滑面和主镜凹槽面，主镜背板包括主镜背板光滑面和主镜背板凹槽面；
20.底板、主镜背板凹槽面与主镜凹槽面喷涂黑漆热控涂层；
21.主镜背板光滑面先粘贴加热片再喷涂黑漆热控涂层；
22.主镜凹槽端最外圈圆柱面和最内圈圆柱面粘贴加热器和铂电阻并喷涂黑漆。
23.优选地，所述载荷外壳与遮光罩内表面喷涂黑漆热控涂层，外表面先粘贴加热器和铂电阻再包覆多层隔热组件。
24.优选地，主镜背板加热器沿径向划分为多个扇形区域分别进行温度控制，进而实现整个主镜背板温度控制。
25.优选地，每层隔热组件由一层反射层和一层间隔层相间隔组成。
26.优选地，所述铂电阻采用pt100电阻。
27.优选地，所述安装固定附件包括螺钉。
28.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
29.1、本发明通过主镜背板、加热片、热控涂层以及隔热组件等结合形成的辐射换热设计，将整个主镜温度控制在合适的工作温度范围内，同时解决了主镜对高温度梯度的要求并且有着十分高的温度精度。
30.2、本发明能够极大程度上减小空间外热流对主镜温度梯度的影响，实现整个主镜的温度均匀性；
31.3、本发明通过主镜背板辐射换热方式来控制主镜的温度均匀性更加可靠，相对其他方法主镜更具均匀性，可靠性高；
32.4、本发明应用范围广泛，深空光学类载荷的主镜、次镜、反光镜等有着严格温度要求的零部件。
33.5、本发明的热设计方法合理可行，材料来源充分，工艺实现简单可靠，成本较低。
附图说明
34.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：
35.图1为本发明实施例一种深空光学类载荷主镜部件的高精度温控装置示意图。
36.图2和3为主镜的结构示意图。
37.图4和5为载荷部件结构示意图。
38.图6和7为主镜背板结构示意图。
39.图8为主镜背板的控温区域划分示意图。
40.图9为载荷部件相对位置剖面图。
41.图中示出：
42.主镜背板1
43.内置遮光罩2
44.主镜3
45.安装固定附件4
46.遮光罩5
47.底板6
48.外壳7
49.背板凹槽8
50.主镜凹槽9
51.铂电阻10
具体实施方式
52.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。
53.如图1至图9所示，根据本发明提供的一种深空光学类载荷主镜部件的高精度温控装置，包括主镜背板1、内置遮光罩2、主镜3、安装固定附件4、遮光罩5、底板6、外壳7、背板凹槽8以及主镜凹槽9。
54.所述主镜3通过安装固定附件4固定在主镜背板1结构本体上，主镜背板1光滑面一端与主镜3凹槽面一端相对安装。主镜背板1凹槽面喷涂热控黑漆，主镜背板1光滑面先粘贴加热器再喷涂热控黑漆；主镜3凹槽面喷涂热控黑漆，主镜3光滑面保持镜面本色。内置遮光罩2表面喷涂热控黑漆。主镜背板1通过安装固定附件4固定在底板6的结构本体上。主镜背板1光滑面一端分多个区域粘贴加热片与铂电阻并喷涂黑漆，并在主镜圆柱面粘贴加热器与铂电阻，主镜背板1凹槽面一端喷涂黑漆，主镜凹槽面一端喷涂黑漆，黑漆喷涂方法和加热器、铂电阻10粘贴方法依据空间热控产品实施的相关规范。
55.所述外壳7、遮光罩5和底板6的外表面都包覆多层，外壳7、遮光罩5和底板6的内表
面都喷涂热控黑漆。其中遮光罩5和底板6通过安装固定附件4固定在外壳7结构本体上。喷涂方法依据空间热控涂层的相关规范。所述多层隔热组件一个单元由一层反射层和一层间隔层相间隔组成。所述热控涂层种类可根据航天器的轨道条件(低轨道、中轨道、高轨等)选取。
56.所述载荷外壳7、遮光罩5由碳纤维材料等非金属材料制成。所述底板6由铝合金等金属材料制成。所述主镜3、主镜室由铝基碳化硅等良好导热材料制成。所述主镜背板1由55％sic/al等良好导热材料制成。所述加热片可根据航天器的轨道条件(低轨道、中轨道、高轨等)选取及主镜背板1尺寸具体设计。所述铂电阻宇航级的,型号为pt100。所述安装固定附件4为特定规格的螺钉，用以将主镜背板1固定在结构本体上。所述安装固定附件为隔热材料。
57.更为详细的，主镜分为光滑面和凹槽面，主镜背板也分为光滑面和凹槽面；底板、主镜背板凹槽面与主镜凹槽面喷涂黑漆热控涂层，主镜背板光滑面先粘贴加热片再喷涂黑漆热控涂层；主镜凹槽端最外圈圆柱面和最内圈圆柱面粘贴加热器和铂电阻并喷涂黑漆；载荷外壳与遮光罩内表面喷涂黑漆热控涂层，外表面先粘贴加热器和铂电阻再包覆多层隔热组件。
58.主镜背板加热器划分为多个区域分别进行温度控制，划分方式为：沿径向等分为6个扇形区域，通过6个区域分别控温实现整个主镜背板温度控制。
59.本发明满足了光学类载荷主镜3的高温度精度要求，同时实现了主镜3温度梯度的最小化，整个主镜3具有很高的温度均匀性。对类似光学载荷的主镜3、次镜都有很广的应用之处。
60.采用以上热控设计方法和装置，对某深空光学类载荷主镜3部件进行了分析计算，模型进行了必要的简化和假设，卫星基本参数，如轨道、姿态等按照总体技术要求进行设置；卫星热控涂层及材料的热物性参数选取按按总体技术要求规定设置。根据某型号光学载荷热试验数据可知，采用本发明所述的热设计方法和措施后主镜3的温度精准的控制在规定的温度范围内，光学载荷主镜3工作稳定，性能满足要求。同时验证了本发明所述的热设计方法和措施的有效性、合理性。
61.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
62.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，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。