長期貯存對衛星典型結構件的形變影響分析

薛碧潔，鄒 爽，韓明芬，王禹慧

（1.中國空間技術研究院 通信衛星事業部； 2.北京空間飛行器總體設計部： 北京 100094）

0 引言

以往的常規研制流程中，一般衛星的生產模式為單星研制、單星發射，衛星在完成總裝、試驗后隨即發射，即使存放，時間也較短，相比同為航天產品的武器裝備的貯存時間更是短暫[1]。我國成功發射的衛星的地面研制時間一般不超過3年，因此很少有人關注地面貯存對衛星結構的影響情況。

然而，衛星星座和快速響應衛星的研制呈現出“批量化生產、按需發射”的特點：衛星完成總裝、試驗后隨即進入貯存狀態，后期根據任務安排擇機發射。例如，美國空軍的DMSP雙星星座系統，最后一顆衛星發射前已在地面貯存16年[2]。行業內標準明確規定，衛星的存儲時間超過6個月即為長期貯存[3]。星座等類型的衛星地面貯存時間為3～15年不等，因此長期貯存已成為衛星研制中一種新的環境條件和影響衛星性能的重要因素。長期貯存后的星內單機設備存在老化失效風險，星上結構板存在復合材料性能衰退及外形變化等風險，膠黏劑等輔助材料的各項性能指標亦可能退化。因此，經歷長期貯存的衛星在重啟前均須進行大量實驗或測試，逐一檢測各項指標是否滿足發射要求，并對不合格項進行補救，工作量大且經濟效益低下。鑒于此，亟需對貯存后衛星的各項性能進行分析研究，以完善相關標準規范，提高生產效能、降低研制成本。

本文以某顆從星體結構生產完成直至發射升空前后歷時9年的衛星為例，依據此衛星以及同類型其他衛星的工程數據的比對分析，總結長期貯存后衛星結構的形變規律，探尋影響結構變形的原因，以期對后續衛星的貯存設計、貯存試驗以及貯存后影響分析提供指導和借鑒。

1 衛星結構概述

本文研究的長期貯存衛星，其結構主體由推進艙和通信艙組成（如圖1所示），在艙段總裝完成后即轉入貯存狀態。貯存時，推進艙等結構放置于衛星支架車上，在衛星總裝大廳環境下貯存；通信艙安裝在通信艙保持架上，放置于專用包裝箱內貯存。

衛星主體結構由承力筒和結構板連接而成，承力筒與結構板在貯存后呈現不同的形變規律。本文選取承力筒和典型結構板——對地板為例，根據工程數據總結結構在貯存后的形變規律。

圖1 衛星結構主體形式Fig.1 Main structure of the satellite

2 承力筒形變分析

2.1 承力筒貯存形式

承力筒屬于衛星推進艙，是星體中的主承力結構，其結構形式如圖2所示。

圖2 承力筒結構形式Fig.2 Structural configuration of central column shell

推進艙貯存時，承力筒中框至下框之間的部分被14塊結構板組成的封閉箱體固定，其他部分為自由狀態，如圖3所示。貯存結束后，可測量得到承力筒最下端對接框的尺寸；同時，在進行貯箱安裝時，可觀察到承力筒上部和中部的形變規律。

圖3 承力筒貯存時與周邊結構板的連接關系示意Fig.3 Connection between central column shell and structure panels around it

2.2 對接框形變規律分析

對接框是位于承力筒最下端的鋁合金圓環，其通過碳布與承力筒本體膠接固連（如圖4所示），對接框的尺寸和圓度指標可通過±x、±y象限處的直徑測量值來衡量。對某衛星承力筒的對接框±x、±y象限處的直徑，在生產后、部裝后、長期貯存后均進行了測量，測量數據見表1。

圖4 對接框與承力筒的連接關系示意Fig.4 Connection between docking ring and central column shell

表1 承力筒對接框±x、±y象限處直徑測量值Table 1 Diameters at ±x、±y quadrant of the docking ring

對接框與承力筒的連接部分近似于薄壁結構，且承力筒內芯與碳布均為柔性材料，因此兩者連接部分的形狀保持能力較差，此區域的變形將直接影響對接框±x、±y象限處的直徑值。由表1可知，承力筒生產完成后±x象限間比±y象限間的直徑略大0.28 mm；7個月后，結構部裝完成，這一趨勢有所放大；在經歷7年的貯存后，±x象限間與±y象限間的直徑差值已經達到0.85 mm。由于衛星對接框的形變以金屬和復合材料的蠕變為主，變化非常緩慢，可近似認為衛星部裝期間與長期貯存期間的對接框形變均為線性變化，以存放時間與直徑形變量為橫縱坐標繪制折線圖，如圖5所示。

圖5 對接框形變規律Fig.5 Deformations of docking ring

可以認為，由于復合材料的應力釋放、衛星貯存期間所受重力等因素的影響，承力筒一直在發生緩慢的形變。同時，由于承力筒下端與幾塊結構板相連，受力狀態復雜，通過對對接框上均布的48個點進行位置追蹤測量發現，變形后的對接框并非均勻的橢圓形，如圖6所示。

圖6 形變量等比放大300倍的對接框形狀示意Fig.6 Deformation of the docking ring with 300 times scale-up

2.3 貯箱安裝點處形變規律分析

貯箱安裝點包括上貯箱安裝點和下貯箱安裝點，分別位于承力筒的上部和中部，位置參見圖2。貯箱耳片分布為正圓形，緊固件穿過承力筒的貯箱安裝點擰緊于貯箱耳片上。為抵消承力筒的形變誤差并保證貯箱安裝點與貯箱耳片接觸面的完全貼合，需在各安裝點處增加或去除墊片，如圖7所示。

圖7 貯箱安裝示意圖Fig.7 Inatallation diagram of tanks

當貯箱安裝點需增加墊片時，表示承力筒該處凹陷，與貯箱耳片間隙過小，此處承力筒的直徑小于理論值；同理，當貯箱安裝點需去除墊片時，表示承力筒該處外凸，與貯箱耳片間隙過大，此處承力筒的直徑大于理論值。對某衛星安裝上下貯箱時墊片的使用情況進行統計，如圖8所示，圖中標注有數字的位置表示該序號安裝點需增加墊片。由圖可見，安裝上貯箱時，共10處安裝點需增加墊片；安裝下貯箱時，只有1處安裝點需增加墊片。這表明承力筒上貯箱安裝點處的凹陷形變明顯大于下貯箱安裝點。其原因是，在貯存過程中承力筒中部受結構板構成的封閉箱體約束，而上部處于自由狀態。

圖8 安裝上、下貯箱時增加墊片的位置示意Fig.8 Positions of adding fillers during installing tanks

對其他9顆同類衛星貯箱連接點處安裝墊片的增/減情況進行統計，如圖9所示，短線在圓內表示該安裝點處有衛星需增加墊片，在圓外表示需去除墊片，短線的數量代表需增加/去除墊片的衛星數量。例如，圖9(a)上貯箱的11#安裝點處，圓內有6條短線，表示共有6顆衛星在此處需增加墊片。由圖9可以看出，同類型的9顆衛星在上貯箱安裝點處增加墊片的位置幾乎一致，在下貯箱安裝點處去除墊片的位置鄰近，反映出該類型承力筒的形變并非隨機發生，而是在設計、工藝、生產以及結構板連接形式等內外因素的共同影響下，按照相似的規律發生的。因此，同類型9顆衛星在貯箱安裝點處增/減墊片的平均值可代表某衛星按照正常研制流程安裝貯箱時增/減墊片的情況。

圖9 上、下貯箱各安裝點增/減貯箱墊片的數量統計Fig.9 Statistics of adding or subtracting fillers during installing tanks

將某衛星結構部裝時與經歷貯存8年后在安裝貯箱時的墊片使用情況進行統計和對比（如表2所示），可以看出，經歷貯存的衛星，承力筒上貯箱安裝點處增加墊片的數量顯著增多，表明上貯箱安裝點處的形變增大。也就是說，與承力筒下端一樣，承力筒中部及上端也在發生緩慢的形變。

表2 不同安裝時機增/減墊片數量對比Table 2 Comparison table of adding or subtracting fillers

3 結構板形變分析

3.1 典型結構板貯存形式

隸屬于通信艙的對地板是典型結構板，選取其作為結構板形變的研究對象。貯存形式如圖10所示：通信艙固定在通信艙保持架上，保持架與地面支撐平臺相連；對地板的兩側邊與保持架相連，而豁口區域處于自由狀態。

圖10 通信艙貯存形式Fig.10 Storage form of the payload module

3.2 對地板形變規律分析

在衛星結構部裝時和經歷貯存8年后，分別測量對地板上49個安裝點的位置度。以各安裝點與對地板幾何中心的距離為標準劃分區域，統計安裝點的位置變化規律（如表3所示），發現安裝點越靠近對地板邊沿，平均形變量越大；越靠近對地板中心，平均形變量越小。

表3 對地板安裝點形變分布Table 3 Deformations at installation points on the ground panel

按照對地板上安裝點分布區域劃分并取最大值，標出對地板各區域形變方向（用箭頭方向標注）及最大形變量，如圖11所示。在與承力筒對接后，更靠近連接處的最大變形位置甚至產生了裂痕，如圖12所示。由圖可見，在經歷長期貯存后，對地板與承力筒一樣，也發生了緩慢形變，該形變在整板范圍內是連續的，與距離對地板幾何中心的遠近成正比；而在長期貯存過程中復合材料的內部應力和裝配應力逐步釋放，當復合材料可能存在初始缺陷時，即使是通信艙與承力筒對接時較小的沖擊載荷，也將導致結構缺陷擴展，甚至出現結構損傷。

圖11 貯存8年后對地板各部位形變大小及方向Fig.11 Deformations and directions for the ground panel after 8 years storage

圖12 對地板最大形變處的裂痕Fig.12 The craft at the maximum deformation of ground panel

4 衛星結構形變原因分析

地面長期貯存后，衛星結構形變取決于結構板復合材料的性能變化，以及膠黏劑的形狀及性能變化，其主導因素包括復合材料的殘余應力釋放、蠕變及性能退化3個方面。

根據熱彈性理論可知，由于固化溫度的影響，固化成形的復合材料結構內部會存在一定的內應力（殘余應力），這些應力有時很高，足以造成復合材料的損壞[4]。產品脫模后，一部分應力得到釋放，導致結構的固化變形；另一部分應力在工件中以殘余應力的形式長久存在[5]。因此，在衛星的長期貯存過程中，結構會由于殘余應力的逐步釋放而發生形變或破壞。

衛星結構常用的復合材料基體（環氧樹脂）是一種黏彈性材料。黏彈性材料在恒定載荷下變形隨時間增長的現象稱為蠕變[6]。一定應力水平下蠕變的過程分為瞬態蠕變、穩態蠕變和非穩態蠕變3個階段；如果應力水平較低，可不出現第三階段；如果應力水平較高接近材料強度極限，可縮短第二階段而很快進入第三階段[7]。衛星貯存過程中，結構承載著自身和星上設備的重量，此時結構內部應力較小，但在長期作用下，由于蠕變帶來的結構形變逐漸增大，并可能與熱應力、外部載荷等共同造成結構破壞。

衛星結構板中的非金屬材料在貯存過程中存在性能退化的風險。根據實驗數據可知：碳纖維復合材料自然放置8年后，抗壓強度將下降約6%；J78環氧膠貯存10年后，強度性能保持率在80%左右。因此在衛星長期貯存過程中，結構會由于非金屬材料的性能退化產生形變或破壞。

5 結束語

本文討論的衛星經歷9年貯存后，承力筒下端對接框的形變已超出發射條件允許，故采取了更換措施；結構板上出現的裂痕則通過局部補強的形式予以彌補。通過此經歷長期貯存并成功發射的衛星以及其他同類型衛星的工程數據比對分析，總結出長期貯存后衛星典型結構的形變規律如下：

1）在貯存過程中，以承力筒和對地板為代表的典型衛星結構均發生長期且緩慢的形變。

2）對于板筒式結構的衛星，處于自由無約束狀態的結構變形大，而受封閉箱體約束的結構因承受裝配應力，表現出的宏觀變形相對較小。因此，若結構體在衛星后續制造過程中無分拆，則以組合體的形式貯存可較大程度上減小結構的形變。

3）承力筒的形變趨勢由內在因素及結構裝配狀態共同決定，同類型衛星的承力筒具有相似的形變規律。

4）長期貯存狀態下，當衛星結構使用的復合材料存在初始缺陷時，即使是較小的沖擊載荷，也將導致局部缺陷擴展，甚至發生結構損傷。

根據以上衛星貯存后的結構形變規律以及可能導致結構變形的因素分析，可按照自由輔材板、封閉箱體等形式開展衛星結構貯存對比試驗，對衛星的長期貯存設計及影響分析均有借鑒意義。