基于載荷共基準的高分七號衛星構型設計與驗證

盧清榮 徐慶鶴 殷亞州 羅文波 錢志英 白剛

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

高分七號(GF-7)衛星是我國首顆民用亞米級高分辨率光學傳輸型立體測繪衛星，衛星兼有測繪和資源調查功能，用于1∶10 000比例尺立體測圖及更大比例尺基礎地理信息產品的生產和更新，以及開展國土資源調查與監測。高分七號衛星包含2種有效載荷：雙線陣相機和激光測高儀。衛星載荷質量大、數量多，在軌工作環境要求高，總裝時間短的特點對整星構型布局設計提出了新的需求，也給衛星的總裝設計及實現帶來了新的挑戰[1-2]。

本文針對高分七號衛星的特殊需求，在傳統遙感衛星構型設計的基礎上，研究了衛星構型特點，提出了適應衛星載荷高精度的構型設計方案，可為我國未來衛星構型設計提供參考。

1 衛星構型布局需求分析

1.1 高精度測繪要求

高分七號衛星采用雙線陣測繪體制，測繪工作方式如圖1所示。衛星可連續觀測獲取地面重疊影像，可實現條帶成像，用于獲得立體影像。激光測高儀在1景影像內可獲取18個激光測量點數據，用于對地理條件惡劣的地區，在少控制點情況下，進一步提高衛星的高程定位精度。

圖1 高分七號衛星測繪工作原理示意圖Fig.1 Sketch map of the operating principle of the GF-7 satellite

高分七號衛星的測圖精度由資源三號(ZY-3)衛星的1:50 000提升到1:10 000，無控制點定位精度由100 m提升到20 m，有控制點定位精度平面由25 m提高到5 m，高程精度由5 m提升到1.5 m，由此對衛星設計在ZY-3的基礎上又提出了更高的要求，具體見表1。

表1 高分七號與資源三號技術指標對比Table 1 Comparison of technical indicators between ZY-3 and GF-7

針對1:10 000比例尺測繪精度要求提升導致的衛星總體設計要求變化，需要將一體化支架為整星成像測繪任務基準，雙線陣相機、激光測高儀、陀螺均安裝在一體化支架上。選擇星敏感器作為姿態測量部件，為提高相機在軌光軸指向確定精度，縮短相機與星敏感器間的結構連接路徑，將星敏感器與雙線陣相機進行一體化設計。

1.2 ZY1000B平臺強適應要求

高分七號衛星構型基于資源三號衛星平臺狀態，衛星由星本體和太陽翼兩部分組成(見圖2)。星本體采用分艙設計，包括載荷艙和服務艙兩部分，在總裝期間為整星測試。根據雙線陣相機和激光測高儀技術狀態進行了適應性設計，因后續多顆衛星均采用高分七號衛星平臺產品基線，在構型設計時需考慮平臺對后續衛星的繼承性及適應性[3-4]。

圖2 GF-7衛星構型示意Fig.2 Configuration of GF-7 satellite

2 衛星構型布局設計

2.1 載荷共基準構型設計

為保證1:10 000測繪精度，根據雙線陣相機(單臺305 kg，共2臺)和激光測高儀(295 kg)技術狀態，同時考慮測繪衛星對穩定性的要求，在載荷艙頂部設置一體化支架。以一體化支架為整星成像測繪任務基準[5]，將雙線陣相機安裝在一體化支架+X面，激光測高儀吊裝在一體化支架-X面，確保雙線陣相機和激光測高儀共基準，如圖3所示。

圖3 載荷共基準構型示意Fig.3 Configuration of common reference payload

一體化支架采用M55J高模量碳纖維復合材料模壓工藝制成，具有良好的熱穩定性，有助于保持3臺主載荷相互之間以及與姿態敏感器之間的在軌夾角穩定性。支架設計成截面工字梁、厚度4 mm的框架結構，材料選用M55J/BS-4，外形尺寸1780 mm×1980 mm×842 mm。一體化支架-X面與載荷艙結構板連接，從底面向上100 mm高的基準面上設計4處凸臺，形成兩臺相機俯仰角關系，如圖4所示。

2.2 星敏感器與雙線陣相機一體化構型布局設計

為保證衛星相機在軌光軸指向的確定精度，除要求相機與星敏感器實施在軌標定外，還需要從總體構型布局設計方面進行保障。為最大限度減小有效載荷與星敏感器在發射段及在軌飛行期間的熱變形，以及在軌期間結構熱變形的同步性，必須將有效載荷與星敏感器安裝于同一主結構；同時，需保證主結構的強度與剛度，以此來降低二者之間的相對形變；此外，結構要滿足一定的精度要求，提供結構精度基準，保證有效載荷與星敏感器安裝所需要的特殊安裝精度；為進一步提高星敏感器相對雙線陣相機的連接剛度，實現共基準安裝，星敏感器支架采用碳纖維復合材料，在保證連接剛度的基礎上，實現了結構的輕量化。衛星共配置4臺星敏感器，星敏感器與雙線陣相機一體化安裝布局，其中其中：兩臺進口星敏布局在后視相機-Z面，兩臺國產星敏布局在前視相機-Z面，如圖5所示。

圖5 星敏感器與相機一體化安裝布局Fig.5 Integrated installation of star sensor and camera

2.3 ZY1000B平臺模塊化構型設計

根據衛星平臺強適應的需求，整星構型采提出“π”平臺方案，通過數傳下移、模塊化布局等方式實現兩艙對接面以下π弧度空間內集成所有平臺產品[6]。

衛星采用模塊化的“π”平臺分艙段構型設計，即利于服務艙在后續星的繼承使用，也有利于有高分七號衛星將載荷艙空間得到釋放，大幅增加載荷可布局空間，實現3臺大型載荷，4個星敏感器，3個陀螺的一體化、集成式布局。載荷艙的獨立設計，可以使后續型號有效載荷更靈活地根據用戶的需求而進行定制、改變，且易于實現載荷艙的布局、總裝和測試。

衛星整星發射質量2699.5 kg，衛星本體為立方體構型，橫截面尺寸為1980 mm×1780 mm。服務艙高度為1.6 m，載荷艙高度為1 m。衛星±Y面均安裝太陽翼，發射時，太陽翼折疊收攏壓緊在衛星兩側,發射狀態衛星的輪廓尺寸為Φ2.9 m×5.1 m，衛星發射狀態構型如圖6所示；入軌后，衛星太陽翼展開狀態的橫向尺寸為11 m，衛星入軌太陽翼展開狀態構型如圖7所示。

圖6 衛星發射狀態構型Fig.6 Configuration of launch

圖7 衛星飛行狀態構型Fig.7 Configuration of flight

3 衛星構型布局設計結果分析與驗證

3.1 整星剛度分析與驗證

高分七號衛星整星采用服務艙+服務艙的構型形式，其中服務艙基本結構布局基于資源三號衛星平臺狀態并根據產品狀態進行適應性更改；載荷艙結構和服務艙結構通過載荷艙底板與服務艙承力筒上端框進行連接。整星傳力路徑為相機通過一體化支架傳遞到載荷艙隔板及載荷艙外板上，載荷艙隔板通過主承力接頭及承力筒加強角盒，傳遞到承力筒上，整個一體化支架、載荷艙隔板、載荷艙底板、承力筒、對接段為主傳力路徑，部分載荷通過載荷艙外板傳遞到隔板、載荷艙底板傳至到承力筒上(見圖8)。衛星經歷了力學試驗驗證，整星縱向基頻為45.31 Hz，橫向基頻為10.2 Hz和10.5 Hz，均滿足運載火箭的基頻要求。同時衛星的成功發射亦驗證了整星構型布局設計的合理性。

圖8 整星一階振型Fig.8 First order modal pattern of satellite

3.2 運載相容性分析與驗證

長征-4B(CZ-4B)Y38火箭用于執行GF-7衛星發射任務，同時采用支承艙側壁搭載的方式搭載3顆小衛星。高分七號衛星加注后整星質量為2699.5 kg，輪廓尺寸為Φ2.9 m×5.1 m，衛星滿足運載火箭的質量約束和整流罩內包絡尺寸約束。衛星與整流罩許用包絡最近距離為9 mm，與進入星箭共用區的搭載星最近距離為182 mm，距搭載星最近距離為263 mm，如圖9所示。衛星與運載火箭在上海順利對接、太原衛星發射基地發射成功驗證了整星構型尺寸及布局設計的合理性。

圖9 衛星在整流罩內的發射狀態Fig.9 Launch state in fairing

3.3 載荷共基準穩定性分析與驗證

高分七號衛星設計以一體化支架為整星成像測繪任務基準，雙線陣相機、激光測高儀均安裝在一體化支架上實現共基準，同時對一體化支架進行整個結構的高精度溫控，減少熱變形對設備間夾角穩定性的影響。

研制過程中一體化支架、載荷艙聯合相機共同開展了熱穩定試驗，如圖10所示，通過在試驗對象上制造溫度拉偏，測量各種溫度工況下載荷艙結構和一體化支架變形信息，獲得相機安裝面及相機夾角變化情況。依據載荷艙(含一體化支架)與相機組合體熱穩定性試驗結果、正樣一體化支架設計驗收結果，修正有限元分析模型，開展了正樣一體化支架前視相機和后視相機安裝面的穩定性分析[7-8]。

圖10 熱穩定性試驗Fig.10 Thermal stability test

根據熱穩定性試驗結果和仿真分析結果綜合計算可知，成像期間前后視相機視軸夾角穩定性為0.58″，可滿足成像期間前后視相機視軸夾角穩定性優于1″的指標要求，一個標定周期內前后視相機視軸穩定性預估為1.08″(見表2)。

表2 前后視相機視軸夾角穩定性Table 2 Stability of the angle between the payloads (″)

3.4 星敏載荷一體化設計穩定性分析與驗證

為保證星敏感器與相機之間的夾角穩定性，通過星敏感器支架設計和高精度溫控，要求成像期間夾角穩定性應優于0.5″，在軌長期(一個標定周期內對同一區域成像)夾角穩定性優于2″。

為保證星敏感器指向降低外熱流對星敏感器支架的影響，設計了星敏感器支架外罩，正樣相機熱平衡試驗結果見表3，平衡態溫度穩定度0.06 ℃。根據試驗結果修正熱分析模型，分析得出成像期間星敏感器夾角最大變化量為0.21″，一個標定周期內過同一緯度星敏感器夾角最大變化量為0.63″，滿足穩定度要求，分析結果見表4。

表3 星敏感器支架溫度Table 3 Temperature of the star sensor bracket ℃

表4 星敏感器指向變化情況分析結果Table 4 Variation of the star sensor axis

3.5 總裝與測量實施性分析與驗證

高分七號衛星有效載荷布局在載荷艙，數傳分系統布局在服務艙，有效載荷與數傳分系統連接的電纜使用2711型電纜，這種電纜不能使用過渡插頭，若每次分艙必須斷開所有該種電纜插頭，拆下電纜位于載荷艙的部分，為總裝和電測帶來多余工作量，降低衛星總裝測試效率。衛星采用兩艙對接狀態下的總裝方式，即取消兩艙分解總裝狀態。

在總裝過程中，衛星兩艙外板不安裝，先進行有精度要求設備的安裝及調測，然后再進行艙內設備安裝。星上有精度要求的設備主要為控制、推進、有效載荷分系統設備。艙內精測設備通過在外板設置相應精測通路及轉移基準即可滿足總裝測量需求。

雙線陣相機與激光測高儀的安裝屬于大質量、大尺寸、高精度、小空間的星上產品裝配，總裝提出了機器人結合柔性力控的解決方案，建立了重型機器人精密裝配系統，并對前后視相機及激光測高儀進行了數次裝星操作，保證了雙線陣相機與激光測高儀安裝精度1′的要求。

衛星整個衛星總裝、集成和測試過程中均順利完成，驗證了構型布局設計的合理性。

4 結論

本文分析總結了高分七號衛星構型總裝特點，介紹了基于載荷共基準的衛星構型設計方案，有效滿足了衛星指標及總裝需求。結果表明：①衛星載荷共基準構型成像期間，前后視相機視軸夾角穩定性為0.58″，可滿足成像期間前后視相機視軸夾角穩定性優于1″的指標要求；成像期間星敏感器夾角最大變化量為0.21″，滿足星敏感器成像期間夾角穩定性應優于0.5″的指標要求；②衛星采用模塊化的“π”平臺分艙段構型設計，實現了服務艙在后續星的繼承使用，增強了平臺的強適應性；③衛星構型布局設計的合理性與正確性，在衛星總裝與測量、綜合測試、力/熱試驗考核、衛星發射與在軌運行等各階段均得到了驗證，亦為我國后續高精度測繪衛星的構型布局設計提供了參考。