天地環(huán)境差異對(duì)航天器設(shè)備安裝精度 影響分析

張 鵬，任春珍，尚明友，沈鋒鋼

（1.中國(guó)空間技術(shù)研究院 載人航天總體部；2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所：北京 100094）

0 引言

有在軌安裝精度要求的航天器設(shè)備主要包括光學(xué)設(shè)備、測(cè)控天線設(shè)備、陀螺組件及姿軌控敏感器等[1]。將這些設(shè)備的安裝精度調(diào)整到滿足在軌要求是航天器地面總裝的重要任務(wù)之一[2]。地面環(huán)境與在軌環(huán)境存在較大差異，而這種差異是導(dǎo)致安裝 精度不相符的重要原因。例如，地面通過機(jī)械調(diào)整手段補(bǔ)償了航天器結(jié)構(gòu)因重力環(huán)境而產(chǎn)生的彈性變形對(duì)精度影響，使設(shè)備地面安裝精度達(dá)到了在軌要求。但在空間失重環(huán)境下，由于應(yīng)力釋放和航天器結(jié)構(gòu)的彈性變形在軌消除，致使原有的安裝精度發(fā)生改變。另外，由于受操作條件限制，部分設(shè)備的地面精度調(diào)測(cè)工作只能在常壓環(huán)境（即航天器內(nèi)外壓差為0）下進(jìn)行，而航天器特別是載人航天器在軌內(nèi)外壓差保持為1 個(gè)大氣壓，這種壓力環(huán)境的改變可能帶來航天器結(jié)構(gòu)變形，也會(huì)影響設(shè)備的原有安裝精度。因此，分析天地環(huán)境差異對(duì)航天器設(shè)備安裝精度的影響，并采取措施減小這種影響，對(duì)保證航天器在軌正常飛行和任務(wù)圓滿完成具有重要意義。

目前為止，許多文獻(xiàn)對(duì)航天器設(shè)備安裝精度方面的研究主要聚焦在精測(cè)工具、精測(cè)方法、精測(cè)工藝及測(cè)量算法上[2-10]，很少專門分析天地環(huán)境差異對(duì)精度帶來的影響。本文以航天器陀螺組件及姿軌控敏感器設(shè)備為例，首先分析比較了在空載、滿載、水平停放、垂直停放4 種狀態(tài)下由地面重力引起的航天器結(jié)構(gòu)變形對(duì)設(shè)備安裝精度的影響；然后模擬在軌內(nèi)壓環(huán)境開展航天器受壓分析，比較研究地面常壓環(huán)境和在軌內(nèi)壓環(huán)境對(duì)設(shè)備安裝精度的影響；最后進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，針對(duì)分析驗(yàn)證結(jié)果提出設(shè)備地面總裝精測(cè)的合理化建議。

1 設(shè)備布局及在軌精度要求

1.1 設(shè)備布局

圖1所示為載人航天器構(gòu)型及設(shè)備布局。航天器由密封艙和非密封艙組成，沿航天器周向0°、 90°、180°、270°對(duì)應(yīng)的母線分別定義為I 象限線、II 象限線、III 象限線和IV 象限線。姿軌控敏感器A 布局在III 象限的非密封艙艙外靠近“結(jié)構(gòu)框0”處，姿軌控敏感器B 布置在I 象限的密封艙艙外“結(jié)構(gòu)框1”與“壁板1”交接處，姿軌控敏感器C 設(shè)置在III 象限的密封艙艙外“壁板4”的中部，陀螺組件布局在III 象限的密封艙內(nèi)“結(jié)構(gòu)框2”處。

圖1 載人航天器構(gòu)型及設(shè)備布局 Fig.1 Configuration and equipment layout of manned spacecraft

1.2 坐標(biāo)系定義

圖1中的各坐標(biāo)系定義如下：O-XYZ為航天器坐標(biāo)系（結(jié)構(gòu)基準(zhǔn)），原點(diǎn)O取在“結(jié)構(gòu)框0”的圓心位置，OX軸指向密封艙方向，OY軸指向正III 象限線，OZ軸遵守右手法則。

O0-X0Y0Z0為陀螺組件坐標(biāo)系，O1-X1Y1Z1為姿軌控敏感器A 坐標(biāo)系，O2-X2Y2Z2為姿軌控敏感器B 坐標(biāo)系，O3-X3Y3Z3為姿軌控敏感器C 坐標(biāo)系：它們的坐標(biāo)軸指向與航天器坐標(biāo)系指向一致。

1.3 設(shè)備在軌安裝精度要求

陀螺組件的安裝精度以航天器坐標(biāo)系為基準(zhǔn)，姿軌控敏感器A～C的安裝精度以陀螺組件坐標(biāo)系為基準(zhǔn)，如表1所示。

表1 設(shè)備安裝精度要求 Table1 Requirements of installation precision of equipment

2 地面重力環(huán)境的影響分析與驗(yàn)證

航天器地面總裝有水平停放和垂直停放兩種狀態(tài)，在重力作用下會(huì)使航天器結(jié)構(gòu)分別產(chǎn)生垂直于OX軸的彎曲變形和平行于OX軸的壓縮變形。下面采用有限元方法計(jì)算分析兩種停放狀態(tài)下結(jié)構(gòu)因重力作用變形對(duì)設(shè)備安裝精度的影響，并進(jìn)行地面試驗(yàn)驗(yàn)證。

2.1 航天器水平停放狀態(tài)

水平停放狀態(tài)是航天器I 象限朝地，利用地面工裝支撐結(jié)構(gòu)框1 和結(jié)構(gòu)框5。

1）空載條件

圖2是航天器空載水平停放狀態(tài)下受重力作用影響的結(jié)構(gòu)變形云圖，從圖中可以看出航天器整體向-Y向發(fā)生彎曲變形，其中兩支撐點(diǎn)中部變形最大，因?yàn)閺澢冃问沟猛勇萁M件及姿軌控敏感器設(shè)備發(fā)生角度誤差。圖3是計(jì)算得到的航天器結(jié)構(gòu)變形曲線，通過對(duì)變形量進(jìn)行角度轉(zhuǎn)換后可知：航天器受地面重力作用影響使陀螺組件相對(duì)結(jié)構(gòu)基準(zhǔn)產(chǎn)生0.048′的角度誤差，姿軌控敏感器A 相對(duì)陀螺組件產(chǎn)生0.048′的角度誤差，姿軌控敏感器B 相對(duì)陀螺組件產(chǎn)生0.034′的角度誤差，姿軌控敏感器C相對(duì)陀螺組件產(chǎn)生0.064′的角度誤差。

圖2 空載水平停放狀態(tài)下航天器結(jié)構(gòu)變形 Fig.2 Deformation of spacecraft structure under level parking condition without load

圖3 空載水平停放狀態(tài)下航天器變形曲線 Fig.3 Curve of spacecraft deformation under level parking condition without load

2）滿載條件

圖4是航天器滿載水平停放狀態(tài)下，受重力作用影響的結(jié)構(gòu)變形曲線，從圖中看出，相比空載，滿載受地面重力影響的變形趨勢(shì)一致，只是量級(jí)明顯增大。例如滿載水平狀態(tài)下，姿軌控敏感器A 相對(duì)陀螺組件角度誤差由空載時(shí)的0.048′變?yōu)?.23′。

圖4滿載水平停放狀態(tài)下航天器變形曲線 Fig.4 Curve of spacecraft deformation under level parking condition with full load

2.2 航天器垂直停放狀態(tài)

垂直停放是航天器+X軸朝天，利用地面工裝支撐結(jié)構(gòu)框0 實(shí)現(xiàn)垂直停放。

1）空載條件

圖5是航天器空載垂直停放狀態(tài)下受地面重力作用影響的變形云圖，從圖中看出航天器結(jié)構(gòu)同時(shí)發(fā)生軸向壓縮變形和徑向膨脹變形。兩種變形綜合影響使布局在航天器錐形非密封艙上的姿軌控敏感器A 產(chǎn)生了角度誤差；軸向壓縮變形使安裝在航天器柱形密封艙上的陀螺組件及姿軌控敏感器B、C 僅發(fā)生縱向平移而不會(huì)產(chǎn)生角度變化，但徑向變形會(huì)使得柱形密封艙上的設(shè)備產(chǎn)生角度誤差。

圖5 空載垂直停放狀態(tài)下航天器結(jié)構(gòu)變形 Fig.5 Deformation of spacecraft structure under vertical parking condition without load

圖6是航天器結(jié)構(gòu)變形曲線，通過對(duì)變形量進(jìn)行角度轉(zhuǎn)換后可知：航天器受重力影響作用使陀螺組件相對(duì)結(jié)構(gòu)基準(zhǔn)產(chǎn)生0.001 8′的角度誤差，姿軌控敏感器A、B、C 相對(duì)陀螺組件產(chǎn)生的角度誤差分別為0.028′、0.000 5′和0.002 2′。

圖6 空載垂直停放狀態(tài)下航天器變形曲線 Fig.6 Curve of spacecraft deformation under vertical parking condition without load

2）滿載條件

圖7是航天器滿載垂直停放狀態(tài)下，受重力作用影響的結(jié)構(gòu)變形曲線。同樣，滿載相比空載變形趨勢(shì)一致，只是量級(jí)明顯增大，例如滿載垂直狀態(tài)下，姿軌控敏感器A 相對(duì)陀螺組件角度誤差由空載時(shí)的0.028′變?yōu)?.11′。

圖7 滿載垂直停放狀態(tài)下航天器結(jié)構(gòu)變形曲線 Fig.7 Curve of spacecraft deformation under vertical parking condition with full load

2.3 計(jì)算結(jié)果分析比較及試驗(yàn)驗(yàn)證

分析可知，地面重力環(huán)境對(duì)航天器設(shè)備安裝精度的影響遠(yuǎn)小于表1所列的設(shè)備安裝精度要求。與滿載狀態(tài)相比，空載下設(shè)備相對(duì)基準(zhǔn)的角度誤差明顯較小；與垂直停放狀態(tài)相比，水平停放狀態(tài)下設(shè)備相對(duì)基準(zhǔn)的角度誤差明顯較大，如表2所示。

表2 地面重力環(huán)境對(duì)設(shè)備安裝精度影響（計(jì)算結(jié)果） Table2 Influence of ground gravity environment on the installation precision of equipment (calculation result)

地面總裝時(shí)直接測(cè)量航天器變形來驗(yàn)證分析結(jié)果存在一定困難，因此通過比較設(shè)備在垂直、水平兩種狀態(tài)下的角度變化來驗(yàn)證分析結(jié)果的一致性。表3是航天器在滿載條件下選取姿軌控敏感器A 進(jìn)行精測(cè)試驗(yàn)的數(shù)據(jù)，結(jié)果顯示姿軌控敏感器A在垂直、水平兩種停放狀態(tài)下的角度變化在0.1′量級(jí)范圍內(nèi)。根據(jù)表2分析結(jié)果，滿載條件下姿軌控敏感器A 在兩種停放狀態(tài)下相對(duì)陀螺組件坐標(biāo)系的角度誤差變化值為0.12′，與試驗(yàn)數(shù)據(jù)處于同一 量級(jí)，分析結(jié)果一致性較好。

表3 姿軌控敏感器A 精測(cè)試驗(yàn)數(shù)據(jù) Table3 Data of precision measurement experiment of attitude- and orbit-control sensor A

表3 （續(xù)）

3 在軌內(nèi)壓環(huán)境的影響分析與驗(yàn)證

航天器在軌失重條件下承受1 個(gè)大氣壓的內(nèi)壓影響。因航天器是一個(gè)軸對(duì)稱的旋轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)，故采用平面軸對(duì)稱模型對(duì)結(jié)構(gòu)在軌受力情況進(jìn)行分析。圖8為密封艙內(nèi)施加1 個(gè)大氣壓后的結(jié)構(gòu)變形圖，圖9為部分結(jié)構(gòu)框變形的放大圖。

圖8 在軌內(nèi)壓環(huán)境下航天器結(jié)構(gòu)變形 Fig.8 Deformation of spacecraft structure in space pressure environment

圖9 在軌壓力環(huán)境下結(jié)構(gòu)框變形 Fig.9 Deformation of frame structure in space pressure environment

從圖中看出：

1）在軌內(nèi)壓環(huán)境對(duì)航天器非密封艙結(jié)構(gòu)沒有明顯影響，不會(huì)使安裝在非密封艙的姿軌控敏感器A 及結(jié)構(gòu)框0 產(chǎn)生較大角度變化；

2）在軌內(nèi)壓環(huán)境對(duì)航天器密封艙結(jié)構(gòu)影響顯著，其中結(jié)構(gòu)框2 雖然發(fā)生了明顯的徑向膨脹變形，但自身并未產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)，因此不會(huì)使安裝在其上的陀螺組件產(chǎn)生角度變化；

3）結(jié)構(gòu)框1 和結(jié)構(gòu)框5 在內(nèi)壓環(huán)境下發(fā)生了明顯扭轉(zhuǎn)變形，所以安裝在結(jié)構(gòu)框1 上的姿軌控敏感器B 產(chǎn)生了角度誤差。圖10是姿軌控敏感器B安裝面的變形曲線，通過對(duì)變形量進(jìn)行角度轉(zhuǎn)換后可知：姿軌控敏感器B 產(chǎn)生了20.4′的角度誤差。

圖10 姿軌控敏感器B 的安裝面變形曲線 Fig.10 Deformation curve of assembly surface of attitude-control and orbit-control sensor B

由以上分析，可以認(rèn)為：

1）在地面常壓環(huán)境下調(diào)測(cè)所確立的陀螺組件相對(duì)結(jié)構(gòu)基準(zhǔn)、姿軌控敏感器A 相對(duì)陀螺組件的角度關(guān)系不會(huì)因航天器在軌內(nèi)壓而發(fā)生明顯變化，即地面精測(cè)結(jié)果能夠反映在軌狀態(tài)；

2）在地面常壓環(huán)境下所確立的姿軌控敏感器B 相對(duì)陀螺組件的角度關(guān)系會(huì)因航天器在軌內(nèi)壓而產(chǎn)生較大的影響。

為驗(yàn)證分析結(jié)果的有效性，通過對(duì)密封艙內(nèi)充2 個(gè)大氣壓的方式來模擬航天器在軌時(shí)“密封艙外真空、艙內(nèi)一個(gè)大氣壓”的狀態(tài)進(jìn)行了地面驗(yàn)證試驗(yàn)。表4是姿軌控敏感器B 在內(nèi)壓作用影響下的地面驗(yàn)證試驗(yàn)精測(cè)數(shù)據(jù)，可知常壓與內(nèi)壓狀態(tài)下姿軌控敏感器B 相對(duì)陀螺組件的最大角度變化為19.884′，分析結(jié)果與試驗(yàn)值一致性較好。

表4 姿軌控敏感器B 精測(cè)試驗(yàn)數(shù)據(jù) Table4 Data of precision measurement experiment of attitude -and orbit-control sensor B

4 結(jié)論與建議

通過計(jì)算分析了天地重力環(huán)境和壓力環(huán)境的差異對(duì)航天器特別是載人航天器設(shè)備在軌安裝精度的影響，并進(jìn)行了地面試驗(yàn)驗(yàn)證，主要結(jié)論如下：

1）地面重力環(huán)境引起的航天器設(shè)備精度誤差遠(yuǎn)小于設(shè)備自身精度要求。在空載、垂直停放狀態(tài)下，設(shè)備安裝精度受地面重力影響比滿載、水平停放狀態(tài)明顯較小。航天器地面總裝期間應(yīng)該盡量采用空載、垂直停放方式進(jìn)行設(shè)備精度測(cè)量。

2）對(duì)于安裝在非密封艙及結(jié)構(gòu)框2 上的姿軌控敏感器A 和陀螺組件，它們的安裝精度受航天器密封艙內(nèi)壓影響較小，常壓環(huán)境下的精測(cè)結(jié)果能夠反映其在軌狀態(tài)。

3）對(duì)于安裝在結(jié)構(gòu)框1 上的姿軌控敏感器B，其安裝精度受航天器密封艙內(nèi)壓影響較大。這類設(shè)備應(yīng)在地面充壓狀態(tài)下進(jìn)行精測(cè)，以保證它們?cè)谲墐?nèi)壓環(huán)境下的安裝精度要求。

（References）

[1] 譚維熾,胡金剛.航天器系統(tǒng)工程[M].北京: 中國(guó)科學(xué)技術(shù)出版社,2009: 89-93

[2] 楊再華.航天器總裝精度測(cè)量方法分析[J].航天器環(huán)境工程,2007,24(6): 390-392 Yang Zaihua.An analysis of measurement technology in spacecraft assembly[J].Spacecraft Environment Engineering,2007,24(6): 390-392

[3] 任春珍,楊再華,孫剛,等.太空環(huán)境飛行器交會(huì)對(duì)接設(shè)備精測(cè)工藝方法研究[J].航天器環(huán)境工程,2010,27(6): 768-771 Ren Chunzhen,Yang Zaihua,Sun Gang,et al.Ground- based alignment of rendezvous and docking device used for objective space vehicle[J].Spacecraft Environment Engineering,2010,27(6): 768-771

[4] 任春珍,賈世錦,劉浩淼,等.激光跟蹤儀在交會(huì)對(duì)接微波雷達(dá)多徑試驗(yàn)中的應(yīng)用[J].航天器環(huán)境工程,2013,30(5): 550-554 Ren Chunzhen,Jia Shijin,Liu Haomiao,et al.Laser tracker used in multi-radius test of microwave radar for rendezvous and docking[J].Spacecraft Environment Engineering,2013,30(5): 550-554

[5] 陶力,楊再華,阮國(guó)偉,等.基于激光雷達(dá)的衛(wèi)星發(fā)動(dòng)機(jī)精度測(cè)量方法[J].航天器環(huán)境工程,2013,30(3): 328-331 Tao Li,Yang Zaihua,Ruan Guowei,et al.Alignment precision measurement method of satellite engine based on laser radar[J].Spacecraft Environment Engineering,2013,30(3): 328-331

[6] 劉建新.飛船精度測(cè)量技術(shù)方案及評(píng)定[J].航天器工程,2007,16(3): 106-113 Liu Jianxin.Measuring scheme of a certain spacecraft module and its evaluation[J].Spacecraft Engineering,2007,16(3): 106-113

[7] 徐彥,關(guān)富玲,馬燕紅.充氣可展開天線的反射面設(shè)計(jì)及精度測(cè)量[J].浙江大學(xué)學(xué)報(bào): 工學(xué)版,2007,41(11): 1921-1926 Xu Yan,Guan Fuling,Ma Yanhong.Reflector design and precision measurement of inflatable antenna[J].Journal of Zhejiang University: Engineering Science,2007,41(11): 1921-1926

[8] 郭宏偉,鄧宗全,劉榮強(qiáng).空間索桿鉸接式伸展臂參數(shù)設(shè)計(jì)與精度測(cè)量[J].光學(xué)精密工程,2010,18(5): 1105-1111 Guo Hongwei,Deng Zongquan,Liu Rongqiang.Parameter design and precision measurement of space cable-strut deployable articulated mast[J].Optics and Precision Engineering,2010,18(5): 1105-1111

[9] 鄧勇,李宗春,范百興,等.Metroin 在飛船精度測(cè)量中的應(yīng)用[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù),2009(4): 47-51 Deng Yong,Li Zongchun,Fan Baixing,et al.Application of Metroin in spaceship precision measurement[J].Missile and Space Vehicle,2009(4): 47-51

[10] 王偉,劉笑,郭潔瑛,等.航天器總裝精度測(cè)量中的一種不規(guī)則棱鏡矢量計(jì)算方法[J].航天器環(huán)境工程,2013,30(1): 103-106 Wang Wei,Liu Xiao,Guo Jieying,et al.A vector calculation method of irregular prism for spacecraft integration precision measurement[J].Spacecraft Environment Engineering,2013,30(1): 103-106