高分多模衛星結構設計與驗證

張玲 王騰 張歡 高行素 羅文波 祖家國 范立佳

(1 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094) (2 中國空間技術研究院遙感衛星總體部，北京 100094)

從20世紀90年代末開始，世界遙感衛星技術經歷了突飛猛進的發展[1]。以艾科諾斯(IKONOS)衛星、快鳥(QuickBird)衛星、地球之眼(GeoEye-1)衛星、世界觀測(WorldView-1/2)系列衛星等為代表的一系列高分辨率光學遙感衛星的成功和廣泛應用[2]，全面推動了人類航天遙感技術的進步和發展。綜合研究國外先進高分辨率光學遙感衛星的發展趨勢可以發現，平臺功能不斷完備，性能指標不斷提升，具有快速敏捷機動能力的高分辨率遙感衛星是目前發展的主要趨勢，具有典型代表意義的是QuickBird、WorldView-1/2，及其所采用的探路者太空偵察衛星(BCP)系列平臺。BCP平臺是美國Ball Aerospace & Technologies公司為商用遙感開發的系列化遙感衛星平臺，其中，BCP-2000是為光學成像遙感開發的平臺，BCP-4000是為合成孔徑雷達(SAR)成像遙感開發的平臺，而BCP-5000是為更高性能的光學和微波遙感開發的下一代遙感衛星平臺。

資源平臺是我國第一代傳輸遙感衛星平臺，來源于資源一號衛星和資源二號衛星。2007年將資源一號衛星和資源二號衛星平臺整合為中等規模的遙感衛星平臺，命名為資源平臺，同時確定了資源平臺基線及其產品配置，資源平臺的結構包括兩個子型TTS-1和TTS-2。

為了提升我國遙感衛星平臺能力，使我國遙感衛星平臺性能達到國際先進水平，滿足我國未來遙感衛星技術發展的需求，需要研制新一代遙感衛星平臺，同時在衛星結構技術方面也要取代我國資源一號、二號遙感衛星平臺，目前資源衛星平臺是為滿足當時特定的任務需求開發，并經過推廣應用而形成的，平臺產品缺乏統一的需求分析和規劃，公用性和互換性不強，無法實現“公用”。新型遙感衛星結構是充分考慮后續任務需求，進行結構平臺及產品的開發和驗證，發揮結構平臺的通用化、模塊化、結構型式簡單、高承載、周期短、低成本、快速響應、高穩定性等結構特點，后續直接選用平臺產品實現貨架式采購，快速指導設計及生產，促進國內遙感衛星研制管理的新模式。

本文針對新型遙感衛星結構設計技術，對新型遙感衛星結構的設計方案、力學分析和試驗驗證過程進行了描述，最后對研制成果進行了總結，對后續型號的應用進行了展望。

1 結構構型特點和設計需求

通過總體構型布局設計，新型遙感衛星結構可以適應頂部光學相機載荷的布局需求，對結構設計需求具有以下特點。

(1)模塊化的結構設計。設備艙、服務艙、推進模塊、控制力矩陀螺(CMG)模塊、太陽翼模塊等可實現獨立加工及部裝，并行開展，縮短研制周期。

(2)高剛、高穩+小慣量的平臺結構布局。采用四立柱+艙板的結構布局，實現了傳力簡單、高剛度的平臺設計。

(3)并聯隔振理念。CMG群集成布局，使并聯隔振理念得以實現。衛星對一體化CMG支架提出頻率設計要求，并聯隔振裝置效果提出明確要求。

(4)載荷-平臺的高穩定性匹配設計。相機與平臺實現發射鎖定-在軌解鎖，降低平臺對相機的在軌熱穩定性影響。

多用途遮光罩理念貫徹。針對大口徑相機，多用途遮光罩實現雜光抑制+天線、輔助載荷安裝，對防護罩加工精度及輕量化設計提出新要求(見圖1)。

圖1 衛星在軌狀態Fig.1 Satellite in orbit

2 結構設計

新型遙感衛星結構平臺具有通用化、模塊化、結構型式簡單、高承載、高穩定性等結構特點，下文對各個結構及技術創新點進行了描述。

2.1 主要構型配套及組成

平臺主結構外形尺寸為1400 mm×1400 mm×2330 mm，由服務艙結構、設備艙結構組成，兩艙可獨立部裝和總裝，兩艙分別由4根主承力柱、4套V型背架和結構板組成，服務艙內含有推進結構模塊、CMG支撐結構及減隔振裝置(見圖2)。

圖2 衛星模塊化構成Fig.2 Platform modular structure

2.2 模塊化設計

載荷艙和服務艙采用模塊化設計，兩艙結構獨立，具備獨立的裝配和維形功能，無論是部裝階段還是總裝階段，兩艙均可獨立操作實施，將多項串行工作改為并行，極大地提高了裝配和操作效率。

高分多模衛星的模塊化設計還體現在對不同載荷和承載方式的適應性上，不需要對兩艙之間的連接方式進行更改，僅對每個艙體自身進行適應性修改，即可滿足不同載荷、不同安裝方式和承載方式的要求。

2.3 主承力柱設計

主承力柱是整星結構的主承力結構，采用鋁合金機加成形，截面采用梯形。

主承力柱進行了優化設計，以5 mm的截面尺寸，達到了整星4 t的承載需求。兩艙主承力柱之間的連接采用了承力、精度保持的一體化設計，既滿足了力學和裝配要求，又簡化了裝配和連接操作。

2.4 載荷適配結構設計

載荷適配結構的設計是根據有效載荷的布局開展的，衛星通過載荷適配結構主要與相機有效載荷連接，載荷適配結構采用2A12鋁合金機加制造，尺寸為1400 mm×1400 mm的方形結構。

為滿足高分多模相機為尺寸穩定性和微振動抑制需求[3]，載荷適配結構與相機主承力結構進行了聯合一體化設計，解決了主動段分布力到集中力的受力傳遞問題，結構與相機之間熱變形匹配與釋放問題，微振動頻率合理分配問題，保證了相機的在軌尺寸穩定性性能和微振動傳遞的抑制。

2.5 CMG支架設計

CMG設備通過CMG支架與減隔振裝置連接，通過并聯隔振裝置把CMG的載荷傳遞給4根主承力柱，CMG支架底板和五棱支架由2A12鋁合金機加制造及整體焊接成型。CMG通過CMG支架采用集群式安裝，具有占用空間小，減隔振設計效率高的特點。

CMG支架承擔了整星的主要微振動抑制功能，為此，對其頻率分配進行了優化設計。具體完成了兩方面的工作。

1)CMG支架與整星之間的頻率匹配

整星1階橫向固有頻率為14 Hz左右，縱向和橫向二階固有頻率為40 Hz左右，姿控對CMG支架的頻率要求是不能低于10 Hz，為此，需要將CMG支架的整體頻率設計在14 Hz與40 Hz之間，同時，為保證在軌減隔振效果，其頻率應該盡量低。通過在阻尼筒與主承力柱之間增加柔性鉸鏈以及對阻尼筒剛度進行優化設計，最終CMG支架在整星下局部安裝模態為24 Hz左右。既保證了在軌的減隔振性能，又滿足了主動段承載需求。

2)支架局部模態與CMG旋轉頻率的規避

為避免支架自身各階固有頻率與CMG旋轉頻率重合引起局部共振，在支架的詳細設計過程中，對支架CMG安裝局部的支架壁厚，加筋位置，都進行了詳細的分析計算，并最終通過試驗驗證了頻率設計的合理性。

2.6 星敏感器支架設計

基于高分多模衛星星敏感器高精度指向穩定性要求的背景，設計并驗證了一種高熱穩定復合材料星敏感器支架。針對復合材料結構易受工藝影響的問題，通過分解和優化成型工藝，極大地降低了工藝對尺寸穩定性性能的影響。建立了有限元模型，并通過熱變形試驗對計算模型進行了修正，最終的分析以及在軌飛行驗證表明，星敏感器指向滿足要求。

2.7 并聯隔振裝置設計

并聯隔振裝置由8根隔振桿組成。采用8根含隔振器的金屬桿的安裝方式，將CMG支架同服務艙相連接。阻尼桿一端同服務艙結構的立柱相連接，另一端和CMG結構模塊的支架相連接。

隔振桿中安裝有微動隔振器，微動隔振器具有大阻尼微行程的特點，在主動段，CMG支架組合體的響應主要通過微動隔振器抑制。這樣，通過阻尼、剛度的匹配設計，并聯隔振裝置就具備了主動段承載，在軌減隔振的雙重功能，極大的優化了減隔振設計的性能。

2.8 先進點與創新點

1)可適應多種載荷布局的衛星結構通用化設計

通過設計不同的載荷適配結構，可滿足不同類型載荷的布局安裝要求。

(1)頂置安裝大型光學相機。相機通過主鏡支撐框安裝在位于平臺頂部的(平面的)平臺/載荷適配結構上，相機后鏡身沉入平臺內部，最大程度降低相機安裝高度和減小衛星規模，為實現平臺/衛星的敏捷機動能力創造條件。

(2)頂置安裝多臺光學相機。相機通過(立體的)平臺/載荷適配結構安裝在平臺頂部，該適配結構具有很好的空間熱穩定性，保證相機間精確的安裝幾何關系。

(3)頂置安裝多臺微波載荷。微波載荷通過空間形態的載荷適配結構安裝在平臺頂部。

(4)側置安裝大型合成孔徑雷達(SAR)載荷。SAR天線通過加強梁式載荷適配結構安裝在平臺側面。

2)“四立柱+板架式”結構模塊化設計

衛星結構型式設計為“四立柱+板架式”新型構型，設備艙模塊、服務艙模塊的上下接口設計一致，可實現互換，根據不同模塊需求，只需要改變構型尺寸參數即可快速指導設計，各模塊可并行投產，成為“貨架式”結構產品，并且模塊之間可獨立開展工作，相互不影響，優化整個研制流程。

3)形式簡單高承載能力的結構設計

衛星結構型式簡單，利用簡單鋁合金柱子、背架及蜂窩板組合而成，工藝成型簡單穩定，成本低，大大縮短了整個研制周期；衛星結構還具有高承載能力，承載能力可拓展到4～5 t，具有較廣泛的應用范圍。

4)具有高穩定性的結構設計

針對總體的在軌尺寸穩定性要求，開展了整星級的尺寸穩定性設計，在國內率先完成整星全壽命上千工況的在軌熱變形分析工作，開展了國內首次整星艙段級和部件級熱穩定性試驗，在尺寸穩定性的設計、仿真和試驗驗證各方面，均進行了開創性的研究工作。

5)一體化CMG減隔振設計

以CMG支架為裝配主體，將全部CMG一體化集成安裝，通過減隔振裝置與整星主結構連接，既解決了主動段承載問題，也解決了在軌的CMG微振動擾動抑制問題，達到了減隔振設計簡潔高效的效果，是目前國內首個集主動段承載和在軌減隔振功能為一體的裝置。

3 總裝設計

高分多模衛星采用新一代中型敏捷遙感衛星公用平臺，相對傳統筒殼結構衛星，總裝設計具有很多不同的特點，布局更緊湊，模塊化水平更高。總裝設計也為未來大中型遙感衛星總裝設計帶來一定啟示。為了滿足越來越密集的衛星發射需求，模塊化、獨立并行總裝與測試，是未來提高研制效率的有效手段；三維數字化的總裝設計與協同，是遙感衛星總裝設計的發展趨勢，現有數字化工具的完善與發展也是目前的迫切需求；未來遙感衛星總裝設計，應充分利用機械臂等新型地面設備的發展成果，轉換傳統設計思路。下文就總裝設計的內容進行了說明。

3.1 平臺模塊化總裝設計

1)艙段模塊

衛星按艙段分為服務艙和設備艙兩部分。兩艙可獨立總裝，并行開展，提高總裝效率。

2)CMG模塊

CMG模塊(包括CMG、CMG支撐結構、并聯隔振裝置)安裝于服務艙的內部。

CMG模塊可實現CMG群的獨立總裝測試，包括單臺CMG安裝，電纜敷設，安裝精度測試等，完成后通過CMG模塊支架車將CMG模塊安裝到位。

3)推進模塊管路焊裝

管路焊裝工作過程可以為3個階段，分別為管閥件焊裝階段、肼瓶焊裝階段和兩艙組合體焊裝方案。推進模塊設計有可翻轉停放支架車，可實現肼瓶板360°旋轉。調整貯箱總裝順序，可實現對所有焊縫的雙方向探傷。具體流程如下。

經過總體構型布局設計，推進模塊為獨立模塊。可實現管路焊裝并行開展，大大縮短研制周期。管焊工作分為3個階段，包括管閥件焊裝階段、肼瓶焊裝階段和兩艙組合體焊裝。推進模塊設計有可翻轉停放支架車，可實現肼瓶板360°旋轉，增加焊裝操作可達性。優化貯箱總裝流程，實現對所有焊縫的雙方向探傷。

4)太陽翼模塊

太陽翼模塊，采取單機并行研制，在力學試驗前交付總裝。太陽翼采用整星水平狀態裝星與展開測試。針對二維二次展開太陽翼[4]，優化吊掛設計，取消配重，模擬無重力環境。

3.2 載荷總裝設計

1)高分相機總裝

高分相機作為衛星主載荷，位于衛星頂部，其與衛星通過柔性適配裝置連接。柔性適配裝置由剛性解鎖裝置與振動抑制裝置組成。高分相機與平臺之間有電纜連接，平臺為其提供散熱面安裝基礎。高分相機對外為星敏感器提供安裝基礎。

高分相機質量體積大，幾何外形復雜，對外機電熱物理接口多。為減小轉動慣量，采取下沉安裝，帶來總裝實施操作難度和風險。通過一系列精細化的總裝設計與流程策劃，降低了總裝實施難度和操作風險。

高分相機總裝順序依次為起吊柔性適配裝置至載荷適配結構，落至合適位置插接火工電纜；下落柔性適配裝置至衛星載荷適配結構，通過預留操作孔安裝緊固件。

高分相機完成相關在相機本體的電纜綁扎和熱控實施，起吊高分相機本體安裝至柔性適配裝置。安裝過程中，從平臺兩處操作口引出相機電纜，在艙內綁扎固定。

為了實現相機安裝精度。相機與柔性適配裝置作為組合體與平臺通過模板配打完成安裝接口加工。柔性適配裝置與相機、衛星平臺均通過定位銷保證安裝精度。

2)多用途相機防護罩組合體總裝

多用途相機防護罩上布局有大氣同步等多個設備，為主相機提供雜光抑制功能，同時為主相機散熱面提供安裝面。

相機防護罩總裝順序為地面安裝大氣同步校正儀等設備，降低高空作業風險；起吊相機防護罩，通過安裝導向桿定位，降低安裝過程的磕碰風險。

為實現相機防護罩與相機的同軸精度，保證重復安裝精度。相機與防護罩安裝于平臺載荷適配結構[5-8]。通過整體加工，實現相機防護罩與相機接口的共基準。相機防護罩與平臺間設置定位銷，保證重復安裝精度。

為實現相機散熱面與熱管的最小應力安裝。相機熱管側設計轉接板，完成熱管在轉接板上的整體固定。相機散熱面與相機防護罩的安裝通過L型支架，支架采取兩個方向的長腰孔設計，可實現熱管安裝的雙向調整，降低熱管安裝應力(見圖3)。

圖3 多用途相機防護罩Fig.3 Multi-purpose camera protective cover

3.3 平臺通用總裝設計

根據設備布局設計，平臺電子設備采用外掛安裝，極大增加總裝操作便捷性。但蓄電池、電源控制器(PCU)設備體積大、質量重，常規的安裝方案均為采用吊裝或吊裝+翻轉的方式安裝，使用機械臂輔助裝配系統進行裝配，可實現精準安裝，并降低吊裝、翻轉的風險。

3.4 總裝實施

衛星總裝設計通過三維數字化等手段進行了前期的設計與仿真模擬，正樣總裝實施階段進行充分驗證。驗證結果表明：高分多模衛星所有總裝操作實施，可達性好，流程安排合理，相關設備安裝精度、接地等總裝測試結果均滿足要求。衛星于2020年7月3日順利發射，在軌工作一切正常。

3.5 先進性與創新點

1)模塊化構型設計提高了大中型遙感衛星模塊化部裝與總裝水平

各模塊接口設計簡捷，精度保持良好，艙段對接實現便捷。在傳統遙感衛星模塊劃分基礎上，增加了CMG模塊、推進模塊，實現了獨立總裝測試，提高總裝效率，促進研制流程優化。

2)通過精細化總裝設計完成了大口徑主載荷高穩匹配設計的總裝

衛星高分相機規模大，接口復雜，圍繞相機的布局同時保證高穩、高精、小慣量等設計目標，帶來總裝操作難度和風險的幾何級上升。包括相機下沉安裝帶來的操作空間受限，散熱面的安裝應力釋放，柔性適配裝置的復雜功能集成等，通過專題攻關的精細化總裝設計，流程優化，實現了大口徑相機高穩匹配設計的完美實施，為后續相關大口徑相機總裝積累寶貴經驗。

3)實現了大中型遙感衛星的全方位三維總裝設計

作為數字化衛星研制試點，高分多模衛星從部裝到總裝實現了總體-熱控-結構的數字化協同設計。設備布局，管路設計、電纜網設計、熱管布局、總裝開孔、工裝設計等，全部實現整星三維模型下的協同設計，大大提高設計質量和效率。采用三維模型下廠部裝與總裝，替代傳統二維圖紙打通了廠所協同。整星三維模裝功能，對電纜網設計、管路設計、干涉檢查等空間復雜設計，提高迭代設計效率，全模型設計的有效驗證保證了整星一步正樣總裝設計的正確性。

4 結構設計驗證

新型遙感衛星結構的設計研究需要完成分析驗證及多項試驗驗證工作，下文針對新型遙感衛星結構設計技術，對新型遙感衛星結構的力學分析和試驗驗證過程進行了描述，最后對研制成果進行了總結。

4.1 分析驗證

承載光學載荷的整星質量2350 kg，質心高度1645 mm。主承力柱、載荷適配結構、蜂窩板、肼瓶支架、CMG模塊支架、太陽翼等使用板殼元模擬，背架使用梁元模擬，所有艙板之間的連接使用梁單元模擬。整星橫向一階固有頻率14.5 Hz，扭轉一階固有頻率26.6 Hz，縱向一階固有頻率約46.8 Hz，均滿足總體要求。

4.2 整星結構靜力試驗

整星結構的靜力試驗驗證結構設計合理性，考核結構在發射載荷及起吊載荷下的強度、剛度及穩定性是否滿足設計要求，發現結構薄弱環節，為改進結構設計提供依據。

整星結構平臺順利通過驗收級和鑒定級試驗，表明結構設計合理，滿足發射載荷下整星承載3000 kg，質心高度2000 mm配置的靜強度要求；通過超載試驗，表明結構平臺承載能力具有擴展33%的潛力。

4.3 整星振動試驗

承載光學載荷的整星結構完成了加注3個方向整星振動試驗，每個方向試驗均完成了驗收級和鑒定級試驗。整星的橫向基頻14.4 Hz，滿足總體基頻≥10 Hz的要求；縱向基頻47.5 Hz，滿足總體基頻≥30 Hz的要求。衛星結構順利通過了X/Y/Z三個方向的正弦振動試驗的考核，具備承受滿量級鑒定級正弦振動的承載能力；獲取了衛星在振動環境的響應特性，為整星有限元模型的修正提供了數據。整星力學環境試驗表明：衛星結構能夠滿足整星剛度和強度要求，能夠適應發射過程的動態載荷環境。

4.4 相機-星敏組合體結構熱穩定性試驗

相機、星敏和載荷艙組合體的熱穩定性試驗驗證了整星狀態的熱穩定性性能。測量了各種溫度工況下相機、星敏間夾角變化情況。為驗證熱變形分析、改進設計提供支撐數據(見圖4)。

圖4 星敏-相機一體化構型示意圖Fig.4 Schematic diagram of the integrated configuration of the star sensor and camera

相機星敏載荷艙組合體熱穩定性試驗是我國首次在大中型衛星上進行的高精度、全系統熱穩定性試驗。實現了在軌模擬工況下衛星機械系統面位移、點位移、轉角等全系統測量。試驗最終實現了整星艙段級級全場變形10微米量級的高精度一體化熱穩定測試、基于物理試驗實現航天器各系統熱穩定性影響靈敏度驗證等多個“首次”技術突破。

5 結束語

新型遙感衛星結構研制所獲得的技術先進與技術創新在高分多模成像衛星中已經成功應用，此衛星結構承載能力可以拓展到5 t，結構可適應多種載荷構型布局，特別是填補了能夠在星體兩側搭載SAR天線載荷衛星的結構設計空白，并且具有較強的通用性及模塊化設計，已在后續多個民用及軍用衛星型號背景論證中廣泛應用。通過對新型遙感衛星結構的設計研究，滿足總體構型、頻率等各項指標要求，結構設計簡單可靠，制造工藝穩定，完成多項試驗驗證工作，掌握多項結構技術先進點及創新點，達到了國際先進水平，為后續新一代遙感衛星的結構設計應用奠定了堅實的基礎，將在民用以及軍事領域中發揮重要的作用。