高分七號衛(wèi)星結構尺寸穩(wěn)定性設計與驗證

錢志英,羅文波, 殷亞州, 張玲, 白剛, 蔡錚, 傅偉純, 盧清榮, 張新偉, 趙晨光

1. 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094 2. 北京控制工程研究所，北京 100094 3. 中國空間技術研究院 遙感衛(wèi)星總體部，北京 100094

高分七號衛(wèi)星(GF-7)是中國首顆亞微米級高分辨率光學傳輸型立體測繪衛(wèi)星，發(fā)射成功后將提供可靠、穩(wěn)定的1:10000比例尺測圖數(shù)據(jù)。GF-7配置雙線陣相機和2束激光測高儀載荷，能夠獲取高空間分辨率立體測繪遙感數(shù)據(jù)和高精度激光測高數(shù)據(jù)。由于雙線陣相機、激光測高儀和星敏感器之間需要配合使用，除成像載荷本身的測量精度外，衛(wèi)星結構的在軌尺寸穩(wěn)定性也是影響衛(wèi)星圖像定位精度的重要因素之一。

隨著中國高分辨率對地觀測系列衛(wèi)星的研制，衛(wèi)星結構尺寸穩(wěn)定性問題也成為研究和應用的熱點。文獻[1-4]在資源三號研制過程中總結出衛(wèi)星結構尺寸穩(wěn)定性設計的方法主要包括:姿態(tài)測量部件與成像載荷一體化布局和星敏感器支撐結構采用低膨脹系數(shù)材料設計。文獻[5-6]提出了一種適用于在軌全周期結構熱變形分析方法，實現(xiàn)了在軌全周期溫度場的映射，顯著提高了在軌熱變形分析精度。劉國青等利用基于數(shù)字圖像相關測量技術的Q-400系統(tǒng)開展了常溫常壓下的結構微變形測試，測試精度可達微米級[7]。以上研究主要著眼于提出結構尺寸穩(wěn)定性設計的概念、衛(wèi)星在軌熱變形分析方法及熱變形試驗的方法，但針對衛(wèi)星結構材料選擇方法以及尺寸穩(wěn)定性結構件的設計原則及設計和驗證流程等內容鮮有報道。

本文在GF-7整星結構尺寸穩(wěn)定性設計的基礎上，提出了基于在軌溫度場結構變形靈敏度分析的結構選材方法，論述了關鍵結構件尺寸穩(wěn)定性設計原則及方法，并通過地面熱穩(wěn)定性試驗結果對有限元分析模型進行了修正，最終通過在軌熱變形分析驗證了GF-7載荷安裝面指向變化亞角秒級尺寸穩(wěn)定性指標的可實現(xiàn)性，相關設計和驗證方法可為同類航天器結構的研制提供借鑒和參考。

1 結構尺寸穩(wěn)定性設計需求分析

GF-7作為高精度測繪衛(wèi)星，為了得到同名點在不同圖像中的位置以匹配成立體圖像，需要圖像具有較高的定位精度和圖像質量。這不僅要求相機光軸與星敏感器光軸之間的夾角具有較高穩(wěn)定性，而且對相機和激光測高儀光軸之間夾角也有較高的穩(wěn)定性要求。在構型布局階段，為保證星敏感器與相機之間的相對穩(wěn)定性，首先將星敏感器直接布置在了前、后視相機上，然后將前視相機、后視相機和激光測高儀共基準布置在衛(wèi)星頂部的一體化支架上。成像載荷及星敏感器布局如圖1所示。

由于星敏感器直接布局在雙線陣相機上，因此相機與星敏感器間夾角的穩(wěn)定性通過相機和星敏感器安裝結構的尺寸穩(wěn)定性設計實現(xiàn)。而相機與激光測高儀均安裝在一體化支架上，因此相機與激光測高儀之間的尺寸穩(wěn)定性需要通過整星結構來保證。

根據(jù)載荷工作模式及在軌標定情況，結構在軌尺寸穩(wěn)定性要求分為短期穩(wěn)定性和長期穩(wěn)定性[8]，定義如下：

1)短期穩(wěn)定性：一次成像期間的穩(wěn)定性。

2)長期穩(wěn)定性：一次標定期內對同一區(qū)域成像的穩(wěn)定性。

根據(jù)在軌溫度場狀態(tài)，整星結構在軌尺寸穩(wěn)定性指標定義為前視相機、后視相機和激光測高儀安裝面在整星坐標系XOZ平面內相對夾角變化，短期穩(wěn)定性要求為0.6″，長期穩(wěn)定性要求為1.5″。

圖1 載荷及星敏感器一體化布局Fig.1 Integrated layout of payloads and star sensors

衛(wèi)星結構的尺寸穩(wěn)定性受到機械載荷、溫度、濕度、輻照等多方面因素的影響[9]。衛(wèi)星在軌運行期間，由于外熱流和載荷工作狀態(tài)的變化，使得衛(wèi)星上產生交變的溫度載荷。在不斷變化的溫度場作用下，結構會產生熱變形。由于復合材料樹脂等有機材料普遍具有吸濕特性，當衛(wèi)星入軌后，在真空環(huán)境下的濕氣釋放，會在一定時間內引起結構尺寸的變化。此外，輻照等軌道環(huán)境會引起復合材料性能的退化，進而影響結構的尺寸穩(wěn)定性。

盡管影響衛(wèi)星結構尺寸穩(wěn)定性的因素較多，但溫度的在軌周期性變化所引起的熱變形是影響衛(wèi)星在軌后結構尺寸穩(wěn)定性最為關鍵的因素。

2 結構尺寸穩(wěn)定性設計驗證流程

由于熱變形是影響衛(wèi)星結構在軌尺寸穩(wěn)定性的最重要因素，因此結構尺寸穩(wěn)定性設計一般圍繞在軌熱變形開展，同時在材料選擇等方面兼顧濕膨脹等因素。在GF-7研制中，采用的結構尺寸穩(wěn)定性設計驗證流程如圖2所示。首先，根據(jù)各結構部件的熱變形靈敏度分析結果，確定各結構板或結構件的材料。在此基礎上，針對安裝了相機和激光測高儀的尺寸穩(wěn)定性關鍵部件一體化結構開展熱控和結構優(yōu)化設計，以獲得最佳的尺寸穩(wěn)定性性能。隨后，開展艙段級的熱穩(wěn)定性試驗，獲得結構件在整星裝配體下的平均熱膨脹系數(shù)等實際熱膨脹性能。最后，根據(jù)熱穩(wěn)定性試驗的結果修正有限元分析模型，開展在軌熱穩(wěn)定性分析，對結構的在軌穩(wěn)定性指標給出了預示。

圖2 結構尺寸穩(wěn)定性設計驗證流程Fig.2 Design verification process of structure dimensional stability

3 結構尺寸穩(wěn)定性設計

3.1 結構構型設計

GF-7主結構采用資源二號衛(wèi)星(ZY-2)平臺[1]，分為服務艙和載荷艙兩部分，如圖3所示。服務艙結構包括中心承力筒、隔板、底板、頂板和外側板；載荷艙結構包括底板、隔板、外側板和一體化支架結構。其中一體化支架是實現(xiàn)前視相機、后視相機和激光測高儀共基準安裝的關鍵性結構。

圖3 整星結構分解圖Fig.3 Explosion diagram of satellite structure

3.2 結構選材方法

衛(wèi)星主結構常用材料主要為鋁合金、鎂合金和碳纖維復合材料。其中，鋁合金與鎂合金的熱膨脹系數(shù)在23×10-6～26×10-6/℃之間[10]，而碳纖維復合材料的熱膨脹系數(shù)可進行近零膨脹設計。比照環(huán)氧基體碳纖維材料，氰酸酯基體碳纖維材料具有強度更高、濕膨脹系數(shù)更低和耐空間環(huán)境能力更強等特點，因此近年來在航天器結構應用較為普遍。

根據(jù)初始結構設計狀態(tài)，除服務艙中心承力筒采用熱膨脹系數(shù)較低的碳纖維材料外，其余結構板均采用鋁面板蜂窩夾層板結構。

為適應結構尺寸穩(wěn)定性的新要求，需要對除中心承力筒外的其余結構部件開展熱變形靈敏度分析以確定其是否需要更換熱膨脹系數(shù)更低的材料。本文選擇典型在軌溫度工況 (即壽命初期夏至穩(wěn)態(tài)一軌溫度數(shù)據(jù))作為結構部件熱變形敏度分析的載荷工況，采用結構整體和各結構部件分別單獨施加溫度場并計算短期穩(wěn)定性指標的方法，分析各結構部件溫度變化對結構穩(wěn)定性指標的影響權重，進而識別出其熱變形對穩(wěn)定性指標影響較大的結構。針對這些結構，需更換熱膨脹系數(shù)更低的碳纖維材料以降低其熱變形。

針對ZY-2平臺的原始結構設計狀態(tài)，利用典型在軌溫度工況(即壽命初期夏至穩(wěn)態(tài)一軌溫度數(shù)據(jù)，工況定義如表1所示)，開展了結構變形靈敏度分析。

表1 結構部件熱變形靈敏度分析工況定義

分析結果圖4所示。具有以下結論：

1)在結構整體溫度場賦值的情況下，成像期間前視相機與后視相機、后視相機與激光測高儀安裝面法線夾角在XOZ平面內投影變化達到5.69″和5.58″，遠高于0.6″的短期指標要求。

2)對前視相機和后視相機安裝面間的法線指向穩(wěn)定性指標而言，一體化支架變形影響最明顯，載荷艙外側板次之，隨后是載荷艙隔板、中板，而服務艙結構板影響較小。

3)對前、后視相機與激光測高儀安裝面的法線指向穩(wěn)定性指標而言，一體化支架和載荷艙隔板變形是最主要的影響因素，其次是載荷艙-Y和-Z板。

因此，在結構件材料選擇上，一體化支架和載荷艙隔板應采用低膨脹系數(shù)的碳纖維復合材料，載荷艙其余結構板和中板優(yōu)選碳纖維復合材料，服務艙結構板可結合指標需求部分采用碳纖維復合材料。

除結構自身的需求外，熱控的需求也是影響結構材料選擇的重要因素。由于載荷艙-Z+Y外板作為激光測高儀的散熱板需要預埋鋁質環(huán)路熱管，考慮到結構板高溫固化過程中的變形匹配問題，必須采用鋁面板蜂窩板。但是，載荷艙-Z+Y外板變形對結構穩(wěn)定性指標影響較明顯，在設計中采用了鋪設碳纖維加強條的方式約束其變形。

圖4 典型在軌溫度工況下初始設計狀態(tài)各結構件 變形對穩(wěn)定性指標的影響度分析Fig.4 The influence analysis of thermal distortion of different structure parts of initial design state subjected to the typical in-orbit temperature on dimensional stability index

3.3 關鍵部件設計

一體化支架為前視相機、后視相機和激光測高儀提供安裝面，結構變形靈敏度分析結果表明，其變形對結構尺寸穩(wěn)定性指標的影響權重最大。因此，一體化支架是實現(xiàn)結構尺寸穩(wěn)定性指標的關鍵部件。針對尺寸穩(wěn)定性關鍵部件，一方面要提高在軌溫度穩(wěn)定性，降低溫度波動；另一方面要開展結構尺寸穩(wěn)定性設計，降低自身變形趨勢。

(1) 熱控設計

一體化支架為無內熱源結構件。為實現(xiàn)結構尺寸穩(wěn)定性指標，一體化支架在軌溫度要求控制在(20±2)℃以內。一體化支架的熱設計以隔熱設計和主動控溫相結合的方式：支架與載荷主體、支架與載荷艙板均安裝10 mm隔熱墊；支架表面除了安裝點隔熱墊開孔避讓外，均包覆了15單元多層隔熱材料。朝向星外的多層膜采用F46鍍銀二次表面鏡；根據(jù)一體化支架各個面的朝向，以及各凸臺與相機之間的位置關系，劃分為12個區(qū)域，每個區(qū)域布置主備份控溫回路各1路。通過熱分析得到壽命初期低溫工況、末期高溫工況一體化支架溫度曲線，見圖5。從中可以看出，一體化支架的溫度控制在21.5～19.5℃之間。

圖5 一體化支架高低溫工況溫度曲線Fig.5 Temperature curve of integrated support under high and low temperature condition

(2) 結構設計

結構的尺寸穩(wěn)定性與兩個特性直接相關：一個是熱膨脹性能，它決定了結構自身在溫度載荷下的變形大??；另一個是剛度，它決定了結構抵抗其他結構變形的能力。因此，一體化支架應具有高剛度和低熱膨脹系數(shù)的特性。

一體化支架本體構型如圖6所示，由復合材料本體、復合材料加強角盒、鈦合金加強角座、鈦合金接口連接件等組成。復合材料本體采用高強度、高剛度、低熱膨脹系數(shù)、低濕脹系數(shù)的M55J/氰酸酯復合材料，準各向同性鋪層，手工鋪覆整體成型。整體成型工藝在保持纖維的連續(xù)性的同時，最大程度減少了連接環(huán)節(jié)。為保證連接強度，相機和激光測高儀安裝點處，設計有碳纖維加強角盒，并內襯鈦合金連接塊。鈦合金熱膨脹系數(shù)低，作為相機安裝接口可以降低安裝面熱變形，此外與碳纖維復合材料之間在熱變形上更為匹配。

圖6 一體化支架示意Fig.6 Schematic drawing of integrated support structure

4 熱穩(wěn)定性驗證

對于高尺寸穩(wěn)定性結構的在軌熱變形，由于其實際在軌溫度工況復雜，通過地面試驗很難準確模擬，主要通過仿真分析驗證。因此，分析模型的準確性就決定了穩(wěn)定性結構在軌熱變形預示的準確性。但實際結構產品的性能會受到材料性能的離散性、工藝實施偏差、連接環(huán)節(jié)的不確定性等因素的影響，與理想設計值之間具有一定的偏差。因此，需要通過熱穩(wěn)定性試驗獲取高尺寸穩(wěn)定性結構產品的熱變形特性，進而修正在軌熱變形分析模型[11-14]，最終通過在軌熱變形分析驗證結構尺寸穩(wěn)定性設計指標。

4.1 熱穩(wěn)定性試驗

為驗證對整星尺寸穩(wěn)定性指標影響較大的一體化支架和載荷艙結構的熱變形特征，采用兩套Q-400測量系統(tǒng)在常溫常壓環(huán)境下對載荷艙結構進行了特定溫度工況下的變形測量。Q-400系統(tǒng)是基于數(shù)字相關技術的非接觸式全場變形測量設備，測試精度可達微米級[7]。試驗中，載荷艙結構通過隔熱墊片與試驗支架隔熱連接。在載荷艙及一體化支架結構上，共布置了99路控溫回路以實現(xiàn)對載荷艙結構的升降溫控制。為獲得一體化支架和載荷艙結構在裝配體狀態(tài)下的熱變形規(guī)律，共設計了包括均勻溫升和單板溫升在內的8種溫度工況，分別設置2個溫度臺階，逐級加溫、回溫。在各溫度臺階，結構溫度滿足穩(wěn)定度要求后，進行結構變形測量。試驗中，選擇了相機安裝面、一體化支架側面和載荷艙板等8處典型位置作為測量面。圖7給出了在均勻溫升工況下其中一個測量區(qū)域即后視相機+Y-Z安裝面的Y向平均位移測量結果。結構變形隨溫度呈臺階性變化，回溫后，結構變形恢復程度較好。

圖7 均勻溫升工況后視相機+Y-Z 安裝面Y向平均位移Fig.7 Mean Y displacements of +Y-Z mounting surface of rear view camera in case of uniform temperature rising

試驗后，對8處非連續(xù)測量區(qū)域的變形測量結果，通過數(shù)據(jù)拼接和矢量擬合計算，分析得到了試驗溫度工況下的前、后視相機安裝面距離變化和安裝面法向矢量的指向變化。在整體均勻溫升工況下，前、后視相機前后安裝面距離變化分別為-3.94 μm/℃和-5.00 μm/℃，前、后視相機安裝面法線指向變化分別為0.68″/℃和0.98″/℃。前、后視相機前后安裝面之間結構的宏觀等效熱膨脹系數(shù)分別為-2.5×10-6/℃和-3.1×10-6/℃。

4.2 在軌熱穩(wěn)定性分析

由于在軌溫度環(huán)境的復雜性，結構尺寸穩(wěn)定性指標主要通過在軌熱變形分析驗證[15]。在軌熱變形分析的準確度主要取決于兩個方面：結構分析模型的準確度(主要是剛度和熱膨脹性能)和溫度場映射的準確度。結構分析模型采用熱變形試驗結果對結構熱膨脹系數(shù)進行修正，并將試驗溫度工況下熱變形分析結果與試驗測量結果進行了對比，兩者具有較好的一致性。為了使結構映射溫度場具有更高的精度，采用熱傳導法將熱分析溫度場映射在結構有限元模型上，作為熱變形分析的溫度工況。熱傳導法以既有節(jié)點溫度場為基礎，根據(jù)結構熱傳導特性映射其余部分的結構溫度。這樣就避免了差值映射法中經常出現(xiàn)的空間距離較近但不屬于同一結構件且溫度差別較大的節(jié)點上出現(xiàn)的溫度場映射誤差問題。

熱傳導法的插值方程為：

(1)

式中：Tf為結構節(jié)點溫度矩陣；Ct為熱傳導矩陣；A為權重系數(shù)矩陣；Tt為熱分析模型節(jié)點溫度矩陣；q為拉格朗日乘子。

圖8 一個軌道周期內載荷安裝面法線夾角在 XOZ平面內投影變化曲線Fig.8 The angles between the normal axes of the payloads mounting interfaces projected onto the XOZ plane during an orbital period

在軌熱變形分析選取了壽命初期夏至、壽命初期春分，壽命末期冬至等5種典型溫度工況，開展了短期穩(wěn)定性和長期穩(wěn)定性指標分析。圖8給出了在一個軌道周期內，各載荷安裝面法線夾角在XOZ平面內投影的變化情況，從中可以看出在載荷工作期間前視相機、后視相機和激光測高儀安裝面法線夾角在XOZ平面內投影變化最大值為0.56″，滿足不超過0.6″的指標要求。圖9給出了在載荷工作期間，一個載荷標定周期內各載荷安裝面法線夾角在XOZ平面投影的差值變化曲線，從中可以看出長期指標分析最大值為0.82″，滿足不超過1.5″的指標要求。

圖9 一次標定周期內載荷安裝面法線夾角在 XOZ平面內投影差值變化曲線Fig.9 The difference of the angles between the normal axes of the payloads mounting interfaces projected onto the XOZ plane within a calibration period

5 結束語

本文針對高分七號衛(wèi)星提出的成像載荷的亞角秒級結構尺寸穩(wěn)定性指標要求，給出了整星結構在構型設計、結構選材和尺寸穩(wěn)定性關鍵件設計等方面采取的設計措施，并結合地面結構熱穩(wěn)定性試驗和在軌熱變形分析驗證了結構穩(wěn)定性指標的可實現(xiàn)性，主要結論如下：

1)一體化支架作為保證成像載荷一體化安裝的關鍵結構件，其變形是影響結構尺寸穩(wěn)定性指標的最關鍵因素。

2)針對尺寸穩(wěn)定性關鍵結構件，除了采取更為穩(wěn)定的溫控措施外，其自身需要具備高剛度和低熱膨脹的性能。

3)由于材料離散性、工藝實施偏差、連接環(huán)節(jié)的不確定性等因素的影響，結構產品的熱膨脹性能與理想設計值之間具有一定的偏差，因此需要開展熱穩(wěn)定性試驗來獲得實際產品的熱變形性能，進而修正數(shù)學模型。

4)由于在軌溫度工況非常復雜，很難在地面準確模擬，主要通過經試驗修正后的有限元模型開展仿真分析來驗證設計指標。

本文提出的整星結構尺寸穩(wěn)定性設計思路和相關研制流程可為同類衛(wèi)星的結構尺寸穩(wěn)定性設計提供參考。