小衛(wèi)星AIT流程簡化探討

李麗瓊 曾春平 呂高見

（北京控制工程研究所，北京 100094）

1 引言

總裝、測試與試驗（AIT）是航天器研制過程中重要的驗證環(huán)節(jié)之一。通過AIT，可以盡早發(fā)現(xiàn)問題，保證產品質量，確保飛行任務成功。隨著我國航天事業(yè)的穩(wěn)步發(fā)展，航天器的數(shù)量越來越多，這就需要在確保航天器測試質量的同時提高測試效率，而傳統(tǒng)的測試方法已逐漸不能滿足緊迫的研制周期要求。另外，快速進入太空的需求，如在幾周內建造并發(fā)射一顆具有特定功能的衛(wèi)星，也對傳統(tǒng)AIT 流程提出了改進和優(yōu)化的要求。

國外快速AIT 已發(fā)展多年且頗具成效，已逐漸由試驗驗證向實際應用轉變，具有代表性的是針對美國“快速響應太空”（ORS）計劃的快速AIT。本文在調研國外快速AIT 流程和技術的基礎上，以國內小衛(wèi)星傳統(tǒng)AIT 流程為出發(fā)點，針對首發(fā)衛(wèi)星、繼承衛(wèi)星和快速響應衛(wèi)星提出了國內AIT 流程簡化方案，給出了未來衛(wèi)星設計和測試模式發(fā)展的若干建議，可為衛(wèi)星設計和測試提供一定的參考。

2 國外AIT 流程

國外AIT 流程經歷了從傳統(tǒng)繁雜到簡化的過程，以滿足快速發(fā)射的需求，其中美國的發(fā)展最具代表性。美國一直非常重視快速進入太空的能力建設，為尋求快速AIT 的最優(yōu)方案，調研并參考了多個國家航天器的研制經驗，進行了一系列快速AIT 演示試驗，并最終總結出適用于ORS系統(tǒng)的AIT 流程。以下以美國為例，探討國外AIT流程的改進。

2．1 國外傳統(tǒng)AIT流程

圖1給出了美國航天器傳統(tǒng)AIT 流程［1］，整個流程一般至少需要半年時間，很多情況下甚至需要若干年。

圖1 美國航天器傳統(tǒng)AIT 流程示例Fig．1 Example of traditional AIT flow for spacecraft in USA

2．2 快速AIT演示試驗

為制定一套優(yōu)化的AIT 流程方案，美國ORS辦公室調研并總結了多個系列衛(wèi)星的成功經驗，包括“軌道通信”（Orbcomm）衛(wèi)星、“全球星”（Globalstar）和“銥”（Iridium）衛(wèi)星等。

為適應Orbcomm 系統(tǒng)的36顆衛(wèi)星密集測試和發(fā)射任務，美國采用了8顆衛(wèi)星并行測試方法，并用基本功能測試替代性能測試。另外，隨著后續(xù)衛(wèi)星的設計趨于成熟和可靠，在AIT 中刪減了一些測試，如只在前4顆后繼衛(wèi)星中進行熱真空試驗等。其他縮短流程的措施包括改變傳統(tǒng)的測試標準、嚴格AIT 紀律等［2］。

為達到Globalstar系統(tǒng)每周一顆衛(wèi)星的發(fā)射速度，美國拋棄了傳統(tǒng)的AIT 測試方法。首發(fā)衛(wèi)星作為模型衛(wèi)星進行完整的質量評定測試，而后繼衛(wèi)星只進行簡化的驗收測試，見圖2［3］。后繼衛(wèi)星的熱真空試驗和熱平衡試驗均縮略成一個熱循環(huán)，振動試驗減少為只做一個隨機振動。最終，AIT 流程縮短至1周，一年半內完成了64顆衛(wèi)星的發(fā)射工作。

Iridium 衛(wèi)星系統(tǒng)通過采用標準化的設計工具、自動化開發(fā)環(huán)境和自動化測試方法，以及簡化發(fā)射場測試等手段，將AIT 過程縮短至22d，一年之內完成了66顆衛(wèi)星和12顆備份衛(wèi)星的發(fā)射。

圖2 Globalstar后續(xù)衛(wèi)星AIT 流程Fig．2 Globalstar follow-on satellite AIT flow

結合上述經驗，美國空軍航天司令部針對ORS衛(wèi)星的測試需求，進行了一系列的快速AIT 演示試驗，共完成了6次試驗流程。結果表明：①在6個AIT 試驗流程中，快速AIT 平均耗時約22h；②自動化測試更能提高效率；③由于采用自動化測試，測試的時間較穩(wěn)定，但總裝操作時間波動比較大，這主要受人員訓練程度及總裝隊伍技術水平的影響，而非衛(wèi)星配置改變的影響；④總裝操作流程的描述圖形化，配以盡可能少的文字，比用很多文字描述操作步驟的文檔更能提高總裝效率。

2．3 快速AIT流程

利用快速AIT 演示試驗的研究成果和經驗，美國提出了快速AIT 流程，見圖3。

圖3 快速AIT 流程Fig．3 Rapid AIT flow

從圖3可以看出，快速AIT 流程的測試環(huán)節(jié)相比傳統(tǒng)流程并無太多的刪減，但測試時間卻能夠大幅縮短，其原因如下。

（1）力學試驗簡化為側軸力學試驗，重點在于暴露工藝問題。其方法是將衛(wèi)星放置在振動臺上，衛(wèi)星本體坐標系的X、Y軸與振動方向夾角均為45°，使兩軸均能被激勵，盡可能在最短時間內收集到最多的信息，見圖4。

圖4 單軸（側軸）力學試驗方位示意（45°夾角）Fig．4 Single-axis vibration test orientation（45deg off X，Yaxes）

（2）參考Orbcomm 系統(tǒng)和Globalstar系統(tǒng)的成功經驗，刪減了熱試驗環(huán)節(jié)。

（3）在部組件及分系統(tǒng)級進行長時間的測試，以提前暴露問題。另外，根據(jù)系統(tǒng)的復雜度來決定AIT 最低程度的測試標準［4］。在此基礎上，AIT 階段只進行簡單的測試。圖3中的平臺測試均為短期測試，重點在于驗證產品的功能而非性能。

（4）沒有軟件落焊環(huán)節(jié)。軟件測試與AIT 并行，測試完成后直接在AIT 進行裝訂。

（5）熱控實施與軟件裝訂、模飛等并行。

（6）采用自動化的測試手段。

（7）總裝操作流程圖形化，總裝效率高。

3 國內AIT 流程

3．1 國內傳統(tǒng)AIT流程

國內小衛(wèi)星的傳統(tǒng)AIT 流程示例見圖5。該流程相對較為繁雜，在整個測試流程中，衛(wèi)星需要多次開合板總裝操作，因而約需要201d，其原因如下。

（1）軟件落焊：軟件落焊要將衛(wèi)星返回研制單位1個月的時間，增加了衛(wèi)星總裝的工作量，延長了測試時間。

（2）體系構架：現(xiàn)有衛(wèi)星的體系構架過于復雜，分系統(tǒng)多且龐大，AIT 階段耗費了大量時間進行產品及分系統(tǒng)性能測試。

（3）熱試驗和力學試驗：這兩個試驗耗時較長，且熱試驗循環(huán)次數(shù)多。

圖5 國內小衛(wèi)星傳統(tǒng)AIT 流程示例Fig．5 Example of traditional AIT flow for small satellites in China

3．2 國內AIT流程簡化探討

借鑒國外快速AIT 技術的研究結果，建議對國內現(xiàn)有的小衛(wèi)星AIT 流程進行簡化。由于不同類型的衛(wèi)星測試需求不同，現(xiàn)分為首發(fā)衛(wèi)星、繼承衛(wèi)星和快速響應衛(wèi)星3種情況進行討論。

3．2．1 首發(fā)衛(wèi)星

由于首發(fā)衛(wèi)星沒有前面衛(wèi)星的成功作為基礎，因此不建議刪減熱試驗和力學試驗等。首發(fā)衛(wèi)星流程簡化思路可以從刪除或修改軟件落焊方式入手。從圖5中可以看出，傳統(tǒng)流程中的軟件落焊環(huán)節(jié)不但增加了衛(wèi)星總裝工作量，而且要在產品回歸整星后增加綜合測試，大大延長了流程時間。因此，應大力加強軟件的產品級測試及分系統(tǒng)級測試，在軟件確認測試階段以及分系統(tǒng)測試階段對軟件進行充分測試，AIT 試驗前將軟件落焊。個別需要在最后階段才確定的裝訂參數(shù)，可采用注入修改方式進行。另一思路是整套軟件采用可燒寫的方式，通過監(jiān)控注入方式上傳，而無須將產品返回研制單位進行落焊。

簡化后的測試流程如圖6所示。流程工作時間為73d，即與傳統(tǒng)AIT 測試流程相比縮短了至少128d。

圖6 國內首發(fā)衛(wèi)星的簡化AIT 流程Fig．6 Minimization of AIT flow for first satellites in China

3．2．2 繼承衛(wèi)星

繼承衛(wèi)星在設計上完全可以信賴已發(fā)射衛(wèi)星的成功，測試重點應在于暴露工藝問題。參照國外快速AIT 流程的成功經驗，刪減熱試驗，只進行側軸力學試驗，簡化綜合測試，提高總裝效率，具體流程建議見圖7。簡化后的AIT 流程工作時間為30d，包括節(jié)假日等，整個流程約需要1．5個月。

利用繼承性簡化測試的關鍵條件在于：工程數(shù)據(jù)（包括各種過程性文件）完整有效，工藝過程完善，并能保證依據(jù)相同的數(shù)據(jù)文件設計出來的部件產品具有相同的狀態(tài)。對于不具備批生產特性或狀態(tài)有差別的產品，必須深入研究差別化帶來的風險，并將測試關注點集中在驗證狀態(tài)變化對可靠性的影響程度上。

對于批量（10顆及以上）生產的小衛(wèi)星（1000kg以下），還可以從以下幾個方面縮短AIT 時間：①推進系統(tǒng)的管路嚴格按照樣件批量生產，不必等衛(wèi)星結構到后才開始焊接；②敏感器（如太陽敏感器、紅外地球敏感器、星敏感器）和執(zhí)行機構（如動量輪、推力器等）在總裝中只進行精度測量，不作調整；③檢漏只在力學環(huán)境試驗前（或后）進行1次。

圖7 國內繼承衛(wèi)星的簡化AIT 流程Fig．7 Minimization of AIT flow for follow-on satellites in China

3．2．3 快速響應衛(wèi)星

對于戰(zhàn)時或救災的快速響應衛(wèi)星，由于任務要求的緊急性，往往只有幾天時間用于AIT，如果只進行簡單的流程統(tǒng)籌優(yōu)化，無法實現(xiàn)整個測試流程的大幅縮減。因此，要根據(jù)任務要求進行非常規(guī)測試，對現(xiàn)有的測試流程進行較大的改動和裁減。

參考ORS快速AIT 演示試驗，設想一種快速響應衛(wèi)星的簡化流程如圖8所示。各環(huán)節(jié)所需時間非常短，整個AIT 流程僅需要27h。

圖8 國內快速響應衛(wèi)星的簡化AIT 流程設想Fig．8 Minimization of AIT flow for rapid responsive satellites in China

3．3 流程簡化的實現(xiàn)途徑

為逐步實現(xiàn)圖8所示的快速AIT 測試流程，對國內現(xiàn)有小衛(wèi)星的設計和測試模式提出如下幾點建議，首發(fā)衛(wèi)星和繼承衛(wèi)星在設計時也可參考。

（1）衛(wèi)星設計模塊化：衛(wèi)星設計應易于總裝和測試，減少測試復雜度和時間；可發(fā)展接口標準化的模塊化衛(wèi)星［5］。具有典型代表的是美國的PnPsat-1，由6塊標準的即插即用式模塊化機械及電接口面板組成，面板帶有鉸鏈鎖扣，方便快速總裝。這些模塊化的組件經過地面詳細測試后封存于倉庫中，有緊急任務時，能夠以最快速度組合成一個整體，并只要進行簡單的接口測試和功能檢查；測試中發(fā)現(xiàn)有缺陷的模塊直接移除，并用新的模塊來替代，不會影響快速AIT 的測試進程。國內衛(wèi)星可借鑒國外衛(wèi)星的模塊化設計思路，減小測試復雜度，縮短AIT時間。

（2）測試設備通用化：采用信號梳理箱的設計構架，通過梳理箱將來自星上設備不同種類、不同方向的信號整合成標準工業(yè)板卡所要求的形式，減少測試設備中定制板卡的種類和數(shù)量，這樣，只須通過配置軟件模塊便可適應不同類型衛(wèi)星控制系統(tǒng)的測試需求［6］。

（3）測試設備小型化：發(fā)展小型化的地球模擬器、太陽模擬器等測試設備，盡可能便于安裝和使用，減少總裝工作時間。目前，國內已有不少小型化模擬器用于測試，大大減少了測試復雜度和時間。

（4）測試自動化：目前測試系統(tǒng)的自動化和通用化已經成為衛(wèi)星測試的發(fā)展方向［7-8］。國外的自動化測試發(fā)展比較成熟，國內目前已加大對自動化測試的重視程度。建議大力發(fā)展自動化測試，測試標準化及流程化；引入專家智能系統(tǒng)，能夠自主分析測試結果并打印報告。

（5）總裝工作自動化：總裝工作在AIT 流程中占了很大比重，因此總裝工作自動化也是加快流程的一個重要途徑。例如：研究熱控包覆和散熱片的自動化制作方法，縮短總裝工作時間；研發(fā)或引進三軸振動臺，只要進行一次裝卸即可完成三軸的振動試驗；研發(fā)或引進綜合質量特性測試臺，只要一次裝卸就可完成質心、三軸轉動慣量及整星質量的測試。

（6）操作文件圖形化：參考ORS快速AIT 演示試驗的經驗，總裝操作步驟盡量圖形化，配以精簡的描述文字，更能提高效率。

（7）人員專業(yè)化：專人專職，責任明確。

4 結束語

本文調研了國外成功經驗，提出了國內小衛(wèi)星AIT 流程的簡化方案，并探討了其實現(xiàn)途徑。未來，針對密集型任務的測試需求，如何在保證質量的前提下簡化衛(wèi)星的測試流程，將成為衛(wèi)星測試的一個重要研究方向。與之相輔相成的是，應大力發(fā)展通用化、自動化、信息化、智能化的測試設備，建立起一套完善的測試技術新體系，提高測試效率。

（References）

［1］Wertz J，Larson W．Spacecraft mission analysis and design（SMAD）III［M］．Holland Amsterdam：Kluwer Academic Publisher，1999

［2］Lisa A Baghal．Assembly，integration，and test methods for operationally responsive space satellites［D］．Maxwell：Department of the Air Force，Air University，2010

［3］Casola A，Castelmani F，Di Serio M．New objectives of vibration testing during intensive rate satellite productions［C］／／Proceedings of the 4th International Symposium on Environmental Testing for Space Programmes．Paris：ESA，2001：341-346

［4］Wendler B．Establishing minimum environmental test standards for space vehicles［C］／／Proceedings of the 21st Aerospace Testing Seminar．Washington D．C．：NASA，2003

［5］黃志澄．美國“太空快速響應”計劃［J］．國際太空，2006（10）：14-17 Huang Zhicheng．USA ORS plan［J］．Space International，2006（10）：14-17（in Chinese）

［6］戴居峰，袁利，王躍．基于開放式結構的航天器控制系統(tǒng)測試技術研究［J］．空間控制技術與應用，2012，38（5）：34-37 Dai Jufeng，Yuan Li，Wang Yue．OSA-based testing technology of spacecraft control system ［J］．Aerospace Control and Application，2012，38（5）：34-37（in Chinese）

［7］黃小虎．衛(wèi)星測試系統(tǒng)研究與應用［D］．上海：上海交通大學，2007 Huang Xiaohu．The research and application of satellite testing system［D］．Shanghai：Shanghai Jiaotong University，2007（in Chinese）

［8］James Canoy．Improving electrical ground support equipment development for satellite testing［C］／／Proceedings of 2011IEEE Systems Readiness Technology Conference（AUTOTESTCON 2011）．New York：IEEE，2011：92-101