硬X射線調制望遠鏡衛星及有效載荷環境條件設計與試驗驗證

劉欣 張也弛 王曉姝 張龍 元勇

(北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

硬X射線調制望遠鏡(HXMT)衛星配置了由18個主探測器、3個中能探測器、3個低能探測器組合而成的X射線望遠鏡,開展宇宙X射線探測,具有高靈敏度和高空間分辨率特點,研究宇宙X射線背景輻射和活動星系核的統計性質[1-2]。

HXMT衛星具有以下特點:①全新研制的有效載荷,技術新,規模大。X射線望遠鏡采用我國學者提出的直接解調成像方法,沒有成熟技術與經驗可借鑒;載荷設計、研制以及驗證難度大。②為滿足載荷觀測需求,衛星采用3種姿態指向控制的空間觀測模式,姿態指向控制使衛星無固定對地面指向,增加了整星能源、測控、數傳、熱控難度。③載荷對力、熱環境保障要求高。精密探測器抗沖擊性能差,溫度梯度范圍廣,溫度控制精度要求高,平臺對載荷的力學環境以及熱環境保障難度大。

本文探討的重點問題是,通過合理的有效載荷、整星環境條件制定試驗驗證方案,確保對有效載荷、衛星設計、研制質量的充分考核,并降低有效載荷、衛星設計與驗證難度與風險。

1 衛星特點分析

1.1 衛星平臺特點分析

HXMT衛星構型由服務艙、載荷艙和X射線望遠鏡3部分組成,其結構按照縱向串聯方式連接。服務艙和載荷艙的構型與結構基本繼承了我國資源二號衛星平臺的設計,與原平臺最大的不同在于,X射線望遠鏡作為主體載荷安裝于載荷艙頂部,提高了衛星質心高度。此外,服務艙內部布局包括動量輪支架等大部件以及平臺設備根據新的任務需求進行了重新設計。由于對天觀測的特殊模式設計,整星熱控設計與原平臺熱設計發生了較大變化。

綜上,HXMT衛星平臺相對于資源二號平臺在總體構型上有一定繼承性,但具體結構、布局以及載荷承載、熱控設計等方面產生了較大變化,整星力學與熱環境適應性設計與試驗驗證將是衛星設計研制過程中的關鍵環節。

1.2 有效載荷特點分析

HXMT衛星有效載荷主體為X射線望遠鏡,24個探測器集成在X射線望遠鏡主結構上,X射線望遠鏡總質量970 kg,包絡尺寸約1900 mm×1600 mm×1000 mm,載荷規模大。

X射線望遠鏡的探測面積較大,探測器數量多,探測器內部結構、裝配復雜,大量配置有諸如NaI(Tl)/CsI(Na)復合晶體、NaI(Tl)晶體、大面積CCD器件、光電倍增管等對力學環境敏感、抗力學環境能力差的器件。

此外,由于高能、中能、低能望遠鏡提出了溫度差異較大的溫度保障需求,工作溫差超過100℃。差異較大的溫度保障需求一方面對載荷熱控設計提出了挑戰,另一方面較大的溫度梯度將導致熱變形,影響望遠鏡探測精度。

綜上,望遠鏡的力、熱學環境適應性設計和試驗驗證方案設計在望遠鏡以及整星設計研制過程中尤為關鍵。

2 環境條件與試驗方案設計

衛星環境適應性包括發射段力學環境適應性、空間運行段空間環境適應性,環境試驗驗證按照環境特性可分為加速度、噪聲、振動、沖擊等力學環境適應性驗證,溫度循環、低溫等熱環境適應性驗證,真空、輻照、高能粒子等空間環境適應性驗證等[3]。本文重點分析HXMT衛星力學環境試驗和熱環境試驗的需求與方案。

2.1 力學環境條件設計與試驗驗證方案

1)基于“下凹”控制的大型望遠鏡力學環境條件制定方法

主動段力學環境有過載、正弦振動、隨機振動和沖擊等條件。對于大型載荷,高頻的隨機振動主要為噪聲激勵的結構振動,大面值比結構對噪聲環境敏感,而望遠鏡結構特性決定其對噪聲環境不敏感[4],故可不重點關注。沖擊環境主要有星箭分離火工沖擊和太陽翼壓緊釋放裝置火工沖擊,由于載荷安裝面距離星箭分離面以及太陽翼壓緊釋放裝置較遠,基于該平臺地面試驗數據,上述火工品沖擊引起載荷安裝位置的沖擊較小,可不重點關注。過載環境為準靜態載荷,對于該望遠鏡構型和結構形式,承受準靜態載荷的能力較好,也不做重點關注。正弦振動是主動段以及地面試驗階段重要的環境條件,是望遠鏡最為關注的環境條件。

正如前文所述,X射線望遠鏡具有規模大、結構復雜、力學環境敏感等特點,望遠鏡正弦振動環境條件是決定望遠鏡設計與研制難易的最為關鍵的頂層約束之一。顯然,基于對常規儀器設備分解力學環境條件的做法是行不通的,過嚴格力學環境要求必將造成望遠鏡嚴重的“過設計”[3],如何為載荷制定較為合理的環境條件是在方案設計初期面臨的主要難題。

方案階段,綜合HXMT衛星星箭力學環境耦合分析、HXMT衛星正弦響應分析以及同平臺衛星主動段飛行力學環境測量數據分析,制定了整星力學試驗階段的下凹控制策略;再基于“下凹”控制策略的整星邊界輸入,分析望遠鏡安裝界面的響應;以該響應為基礎,增加20%～30%左右的不確定性,作為望遠鏡主體邊界的正弦激勵條件。圖1～圖3分別給出了望遠鏡X、Y、Z三個方向在整星無“下凹”控制和有“下凹”控制兩種情況下的安裝邊界響應分析結果與試驗條件。

通過該方法,將望遠鏡正弦振動力學環境條件由不下凹控制的14gn降低為6gn,降低了約57%,有效降低了望遠鏡抗力學環境設計的難度。

圖1 X方向激勵X方向響應及環境條件Fig.1 Response and test requirement of X

圖2 Y方向激勵Y方向響應及環境條件Fig.2 Response and test requirement of Y

圖3 Z方向激勵Z方向響應及環境條件Fig.3 Response and test requirement of Z

初樣整星鑒定級正弦振動試驗時,對望遠鏡安裝界面的響應進行了測量,獲取整星X、Y、Z向振動時望遠鏡安裝界面的響應數據,在X向振動時界面最大響應值為3.9gn,Y向振動時界面最大響應值為3.7gn,Z向振動時界面最大響應為5.5gn,未超出6gn的設計載荷條件,并有一定余量,證明了基于下凹控制策略的大型載荷環境條件制定方法的合理性。

2)望遠鏡力學環境試驗方案

望遠鏡作為整星最為關鍵的載荷設備,怎樣確認望遠鏡主體及望遠鏡上各個探測器設計與研制狀態的正確性是HXMT衛星研制階段面臨的一個難題。

按照傳統做法,望遠鏡需要作為整體單機開展相關試驗驗證,通過所有試驗后再交付整星集成。望遠鏡作為大型載荷,如果按照整個望遠鏡獨立開展振動試驗的方案,則由于試驗邊界剛度相對于整星狀態下的剛度大幅提高,必將造成望遠鏡主結構以及各探測器的嚴重“過試驗”,即便采取響應限幅或者力限控制可避免部分位置的過試驗,但由于激勵邊界的不同造成各探測器的響應特性與整星狀態下有嚴重偏離,降低了試驗驗證的有效性[5-6]。

基于上述原因,決定望遠鏡不單獨開展整器的力學試驗,通過各探測器組件狀態的力學試驗驗證各組件設計與研制狀態的正確性,各探測器組件完成試驗后集成為望遠鏡整體,集成過程中嚴格控制裝配與安裝工藝狀態和參數,確保集成狀態滿足設計要求。望遠鏡集成為整體后參與整星狀態下的力學試驗,對望遠鏡整體以及主體結構的力學特性進行驗證。各探測器組件狀態的力學試驗條件根據整星狀態下的響應分析進行分解。

初樣階段以及正樣階段的整星力學試驗中,望遠鏡順利通過試驗,狀態良好。望遠鏡通過各探測器組件的力學試驗驗證組件設計與研制的正確性,通過整星狀態的試驗驗證望遠鏡主體設計的正確性,避免了望遠鏡整體試驗的“過試驗”風險,也控制了組件研制狀態。

3)整星鑒定級力學試驗需求分析

HXMT衛星平臺結構部分繼承我國成熟的資源二號平臺結構,但是以下方面有較大變化:①服務艙結構基本繼承資源二號平臺服務艙狀態,但肼瓶、動量輪、蓄電池組等大型部件的質量特性、安裝形式、布局位置發生重大變化。②為適應載荷安裝,載荷艙為全新設計。③有效載荷主體質量970 kg,超過資源二號平臺歷次載荷質量,且載荷安裝形式不同。鑒于此,初樣階段有必要研制結構星以開展鑒定級力學試驗驗證。

4)結構星鑒定試驗方案

基于前文分析,初樣階段需要開展整星鑒定級力學試驗,鑒于HXMT衛星服務艙繼承資源二號平臺服務艙結構,資源二號平臺結構星已開展過整星級鑒定試驗,且結構星狀態良好。為節約研制經費,開展了服務艙基于資源二號平臺結構星服務艙改造,載荷艙及載荷新投的整星力學試驗方案論證。分析認為,資源二號衛星服務艙結構構型與相關結構參數與HXMT衛星服務艙基本一致,部分艙板承載可根據HXMT衛星狀態進行重新配重改造,確保整星質量特性以及各艙板質量特性狀態一致,確保整星基頻以及各艙板響應特性一致。

由于HXMT衛星動量輪支架安裝在服務艙承力筒內,安裝方式、構型以及其上動量輪布局與資源二號平臺不同,且承力筒不能改造,則動量輪安裝支架以及其上動量輪安裝狀態不能與HXMT衛星設計狀態一致。分析認為,該動量輪安裝支架以及動量輪安裝狀態的不一致不影響整星力學特性,僅動量輪局部力學響應特性不同。由于HXMT衛星動量輪支架構型為新研,且動量輪布局變化較大,為確保動量輪支架設計的正確性,并獲取動量輪支架上各動量輪的響應,專門開展了動量輪支架動力學特性專項測試。通過設計專用工裝,模擬動量輪支架在艙體上的安裝狀態,測量動量輪正弦振動放大特性,并結合整星試驗數據,分析動量輪支架以及動量輪在整星條件下的動態響應。試驗結果與分析表明,動量輪支架強度以及響應特性滿足要求。正樣階段整星驗收級振動試驗也證明了初樣試驗與分析的正確性。

通過局部試驗驗證方法,對整星不能完全模擬的環節進行專項驗證,即解決了重用其他衛星結構開展力學試驗的狀態不一致問題,降低整星驗證不充分的風險,又節約了整星研制經費。

2.2 熱環境試驗驗證方案

1)整星熱環境試驗需求分析

HXMT衛星熱控設計面臨以下難點:①衛星觀測模式導致衛星在慣性空間無固定指向,使衛星軌道外熱流復雜;②探測載荷提出嚴格分區控溫需求,同一結構板上工作溫差超過100℃,控溫精度需優于±2℃。尚無成熟的溫控方法可繼承和借鑒,需要開展關鍵技術攻關。因此,初樣階段有必要研制熱控星以開展整星熱平衡試驗。

2)望遠鏡熱環境試驗方案

如前文所述,X射線望遠鏡上多個探測器對溫度保障提出嚴格的需求,需要通過試驗驗證載荷熱試驗的正確性。但是由于載荷單獨開展熱平衡試驗的代價較大,需要配置一套完整的載荷測試支持設備,如需要模擬載荷與平臺的熱邊界,需要模擬整星各個工作模式下的外熱流與內熱源,而這些工況和工作模式與整星狀態的熱平衡試驗一致。綜上,決定望遠鏡載荷不單獨開展熱平衡試驗與熱真空試驗,直接參與整星狀態下的熱平衡試驗與熱真空試驗。對于望遠鏡內部各探測器,單獨按照各自的工作溫度范圍開展熱真空試驗。

3)熱試驗中的熱變形測量方案

HXMT衛星望遠鏡的高能、中能、低能探測器提出了溫度差異較大的溫度保障需求,在同一結構板上溫度梯度達60℃,較大的溫度梯度將會導致熱變形,影響望遠鏡探測精度[7]。在方案階段,通過仿真分析對載荷安裝板的熱變形量進行分析,在整星熱平衡試驗時,開展載荷安裝板的熱變形測量,獲取載荷安裝板的在極限高溫與極限低溫工況下的變形情況。

載荷安裝板變形測量利用安裝在其上的5個傾角傳感器測量,編號依次為AT01～AT05,通過傾角傳感器測量安裝板局部法線的偏轉,以表征附近探測器指向的偏轉。

在熱試驗過程中,傾角傳感器AT01～AT05測得沿Y、Z方向傾角實時變化情況,根據Y、Z兩個方向的傾角值取均方根可得出該測量位置的總傾角。圖4給出了觀測模式工況下的5個傾角傳感器的傾角變化情況,AT01和AT02位置的在低溫工況下的傾角變化明顯,AT01位置Y、Z方向傾角分別為9.94′、2.98′,AT02位置Y、Z方向傾角分別為12.90′、1.72′,則總傾角分別為10.38′和13.01′,表征該傳感器位置附件的探測器指向產生了相應角度的指向偏轉。通過試驗獲取的數據為載荷開展在軌標定提供了支撐,并為載荷在軌標定提供參考。

圖4 熱平衡試驗傾角傳感器的傾角變化情況Fig.4 Change of inclination angle of sensor in thermal balance test

2.3 空間環境試驗方案

對于HXMT衛星,主要面臨的空間環境有真空環境、電磁輻射環境、粒子輻射環境、中性大氣等。電磁輻射、粒子輻射以及中性大氣空間環境對航天器的效應主要體現在元器件、原材料層面,通過元器件和原材料選型控制、單粒子防護等措施提高環境適應能力。真空環境是衛星系統需整體面臨的環境,試驗驗證是最有效的驗證方法,在正樣階段通過真空熱試驗驗證衛星在真空環境下的功能性能。

2.4 試驗驗證模型設計

HXMT衛星研制過程,共研制了3個系統級試驗驗證模型,初樣階段分別研制了力、熱驗證模型,正樣階段研制了1個飛行模型。

(1)初樣力學驗證模型:用于整星力學試驗,考核衛星在靜力和動力學條件下衛星結構強度和剛度,獲取整星動力學特性數據,驗證衛星的構型、結構設計、加工和裝配工藝的合理性,并驗證衛星組件力學環境規范制定的合理性。服務艙結構借用資源二號平臺服務艙結構,并進行適應性改造;載荷艙和望遠鏡載荷為新研結構;借用的服務艙結構與新投產的結構總裝形成HXMT結構星的結構模型。

(2)初樣熱驗證模型:力學驗證模型完成力學試驗后,改裝為熱控星,進行熱平衡試驗,驗證衛星熱設計的正確性和合理性,并為熱數學模型修改提供依據。服務艙熱控模型在服務艙結構模型上改造而來,艙體外形、材料與初樣設計狀態一致;載荷艙以及望遠鏡的外形結構、材料、儀器設備布局、電纜網和各種熱控措施符合初樣狀態的要求。

(3)正樣飛行模型:飛行星用于最終的飛行發射。在進行飛行發射前,飛行星將經歷電性能測試、EMC試驗、質量特性測量與配準、精度測量與配準、檢漏、力學環境試驗、熱平衡試驗和熱真空試驗等測試和試驗。飛行模型所有設備為驗收合格的正樣飛行件。

3 環境試驗效果分析

HXMT衛星初樣階段,開展了以結構星力學試驗、熱控星熱平衡試驗的系統級試驗驗證,針對大型望遠鏡載荷,取消了望遠鏡力學試驗和熱試驗,通過組件試驗與整星狀態的試驗對望遠鏡力學性能和熱性能進行確認,初樣試驗表明整星以及望遠鏡力學性能、熱性能滿足設計要求,證明了方案設計的正確性,為正樣設計奠定了基礎。

HXMT衛星正樣階段,開展了以飛行模型為對象的力、熱、電性能驗證,驗證表明,衛星各項功能性能滿足設計要求,為衛星在軌穩定運行奠定了基礎。

HXMT衛星于2017年6月15日在酒泉衛星發射中心由CZ-4B運載火箭發射入軌,衛星通過了主動段力學環境的考核,衛星狀態良好。入軌后,衛星開展了為期10天的平臺測試和15天的載荷測試,期間未發生任何異常問題,測試結果表明衛星平臺、載荷所有功能性能滿足設計要求,證明衛星研制階段的各項環境試驗驗證充分、正確。

4 結束語

本文針對HXMT衛星配置有大型望遠鏡載荷的特點,針對性地開展了有效載荷與衛星環境條件制定、試驗驗證方案的研究。對于大型有效載荷力學環境條件制定,采用基于“下凹”控制策略的環境條件制定方案,有效降低有效載荷界面振動力學環境條件達57%,通過初樣與正樣試驗證明,試驗條件制定正確、合理。通過論證,取消了大型望遠鏡載荷整體力學試驗,避免了載荷“過試驗”風險。初樣階段通過局部試驗驗證的方法,降低了整星驗證狀態非1∶1的驗證不充分的風險。通過衛星研制過程實踐以及衛星在軌飛行結果表明,衛星功能性能滿足設計要求,期間未發生任何異常問題,證明了衛星系統環境試驗驗證方案的充分性和正確性。

參考文獻(References)

[1]李惕碚,吳枚．空間硬X射線調制望遠鏡[J]．物理,2008,37(9):648-651 Li Tipei,Wu Mei．The hard X-ray modulation telescope mission[J]．Physics,2008,37(9):648-651(in Chinese)

[2]Tipei Li．HXMT:A Chinese high-energy astrophysics mission[J]．Nuclear Physics B,2007(166):131-139

[3]馬興瑞,韓增堯,鄒元杰,等．航天器力學環境分析與條件設計研究進展[J]．宇航學報,2012,33(1):1-12 Ma Xingrui,Han Zengyao,Zou Yuanjie,et al．Review and assessment of spacecraft mechanical environment analysis and specification determination[J]．Journal of Astronautics,2012,33(1):1-12(in Chinese)

[4]朱衛紅,韓增堯,鄒元杰,等．航天器聲振力學環境預示與驗證[J]．宇航學報,2016,37(9):1142-1149 Zhu Weihong,Han Zengyao,Zou Yuanjie,et al．Prediction and validation of vibro-acoustic mechanical environment of large complex spacecraft[J]．Journal of Astronautics,2016,37(9):1142-1149(in Chinese)

[5]汪陽豐,劉兵山,張立憲,等．航天產品振動試驗力限控制技術綜述[J]．載人航天,2015,21(2):163-170 Wang Yangfeng,Liu Bingshan,Zhang Lixian,et al．Review of force limiting technique in aerospace products vibration tests[J]．Manned Spaceflight,2015,21(2):163-170(in Chinese)

[6]NASA．7004C Force limited vibration testing[S]．Washington D．C．:NASA,2012

[7]劉國青,阮劍華,羅文波,等．航天器高穩定結構熱變形分析與試驗驗證方法研究[J]．航天器工程,2014,23(2):64-70 Liu Guoqing,Ruan Jianhua,Luo Wenbo,et al．Research on thermal deformation analysis and test verification method for spacecraft high-stability structure[J]．Spacecraft Engineering,2014,23(2):64-70(in Chinese)