技术摘要：
本发明提供了一种适用于航天器一体化高稳定多头星敏感器的安装支架，属于航天器结构技术领域，包括铝基碳化硅壳体以及隔热垫，所述铝基碳化硅壳体上设置有敞开面，所述敞开面沿周向延伸出连接法兰，安装支架通过隔热垫和连接法兰安装到有效载荷上，其中采用多孔钛合金  全部
背景技术：
卫星在轨运行时，星敏感器能提供卫星高精度的三轴姿态测量信息，有效载荷以 星敏感器为基准实现高精度在轨标定，因此，星敏感器要求极高的指向精度。 由于星敏感器配置的限制，三台星敏感器首先按照规定的角度安装在安装支架 上，然后再与有效载荷基板连接。星敏感器安装支架设计常规要求具有轻量化、高刚度、良 好的电导通及传热特性。卫星在轨运行时，星敏感器安装支架处于反复交变的空间热环境 中，但由于安装支架结构材料的“热胀冷缩”导致星敏感器的指向发生变化，从而导致有效 载荷无法正常工作。 专利文献CN104691790A公开了一种高精度微变形星敏感器安装支架，其中，星敏 安装板连接在薄壁壳体结构外面上；导热体位于薄壁壳体结构的内部，导热体的一端连接 在星敏安装板上，另一端与热量收集板连接；热量收集板连接在薄壁壳体结构的顶部内侧， 且部分伸出薄壁壳体结构的顶部；第一隔热垫安装在热量收集板与薄壁壳体结构之间；后 盖板连接到薄壁壳体结构的背面，从而形成安装支架头部；支撑杆组件的一端与安装支架 头部连接，支撑杆组件的另一端用于安装航天器光学成像有效载荷结构本体，但该设计具 有多个组件且设计有专门的导热结构，结构不合理且加工工艺复杂。
技术实现要素：
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于航天器一体化高稳定多 头星敏感器的安装支架。 根据本发明提供的一种适用于航天器一体化高稳定多头星敏感器的安装支架，包 括铝基碳化硅壳体1以及隔热垫2； 所述铝基碳化硅壳体1上设置有敞开面，所述敞开面沿周向延伸出连接法兰3； 所述安装支架通过隔热垫2和连接法兰3安装在有效载荷基板上。 优选地，所述铝基碳化硅壳体采用一体化多面的壳体结构； 所述隔热垫2采用多孔设计结构。 优选地，所述铝基碳化硅壳体包括第一安装面4、第二安装面5以及三个第三安装 面6； 所述第一安装面4提供视轴监测组件的接口； 所述第二安装面5提供安装支架与有效载荷基板连接的接口； 所述第三安装面6提供星敏感器的接口。 优选地，所述三个第三安装面6的法线呈空间分布。 优选地，所述第一安装面4、第三安装面6上都安装有安装脚凸台； 3 CN 111572819 A 说　明　书 2/4 页 所述视轴监测组件的接口、星敏感器的接口都设置在安装脚凸台上。 优选地，所述第三安装面6上的安装脚凸台厚度为3㎜； 所述第一安装面4上的安装脚凸台厚度为2㎜。 优选地，所述隔热垫2通过胶接和/或螺接的方式安装在连接法兰3上。 优选地，所述铝基碳化硅壳体1的壁厚为5㎜； 所述连接法兰3的厚度为6㎜； 所述隔热垫2的厚度为10㎜。 优选地，所述铝基碳化硅壳体1采用体积分数为60％的铝基碳化硅材料。 优选地，所述隔热垫2采用钛合金材料。 与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果： 1、本发明采用一体化高体分铝基碳化硅材料，具有高导热性能和低膨胀性能，通 过合理的精密温控可以有效控制星敏感器安装支架的温度分布，从而提高安装支架的热稳 定性。 2、敏感仪器安装面采用凸台设计，确保了高精度加工的工艺性，且提供了补偿加 热片的安装空间。 3、采用多孔钛合金隔热措施，阻断了星敏感器安装支架安装环境对安装支架主体 结构的热传导影响。 4、本发明中星敏感器安装支架采用连接法兰，结构简单，安装方便，实用性强。 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为本发明的结构示意图； 图2为铝基碳化硅壳体1的结构示意图； 图3为隔热垫2的结构示意图； 图4为一个第三安装面6星敏感器的接口的示意图； 图5为另一个第三安装面6星敏感器的接口的示意图； 图6为第三个第三安装面6星敏感器的接口的示意图； 图7为第一安装面4视轴监视组件的接口的示意图。 图中示出：