某平臺衛星發射及在軌力學環境測量與分析

劉 晨，朱劍濤，劉麗紅，陳忠貴，高 非

（1. 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094；2. 山東航天電子技術研究所，煙臺 264000；3. 北京衛星環境工程研究所，北京 100094）

某平臺衛星發射及在軌力學環境測量與分析

劉 晨1，朱劍濤1，劉麗紅2，陳忠貴1，高 非3

（1. 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094；2. 山東航天電子技術研究所，煙臺 264000；3. 北京衛星環境工程研究所，北京 100094）

為獲取航天器準確的發射及在軌力學環境數據，設計了一套具有數據采集、存儲和傳輸功能的星載測量系統。利用該系統對某大型平臺衛星發射飛行過程進行了測量，獲取了星箭界面及衛星結構典型位置在發射主動段的正弦振動響應、隨機振動響應、沖擊響應及在軌微振動的環境數據。將測量數據與星箭載荷耦合分析結果、地面力學試驗結果進行了詳細對比，結果表明：星箭載荷耦合分析的結果在星箭界面處橫向相對準確，而縱向在有限頻段準確，其他頻段及星上分析結果均大于測量結果，即存在極大裕度；地面試驗結果大于測量結果，意味著有較大的裁剪設計空間。測量數據對后續衛星模型修正、試驗條件設計、相似平臺衛星抗力學環境優化、部組件設計等均具有重要的參考價值。

主動段；力學環境參數測量；振動響應；對比分析

0 引言

航天器在發射、入軌及在軌過程中會經歷振動、沖擊、噪聲、加速度和微重力等多種動力學環境，這些環境的擾動激勵將直接或間接施加在航天器及其部組件上，如火箭罩內聲環境、隨機振動環境，火箭級間分離產生的瞬態振動環境，星箭分離解鎖引起的沖擊環境等。按照頻率區分主要包括準靜態加速度環境（≤2 Hz）、低頻振動環境（0～100 Hz）、隨機振動環境（20～2000 Hz）、噪聲環境（20～10 000 Hz）、高頻瞬態環境（沖擊100～10 000 Hz）等[1]。

根據U.S. Air Force Avionics Integrity Program的統計數據，主動段動力學環境對航天器可靠性影響在所有因素中占比接近 30%[2-3]。為了驗證航天器及部組件的主動段動力學環境適應性，通常通過地面仿真分析、星箭耦合分析、系統級試驗來獲取星上的響應水平，而缺少真實的發射起飛、主動段及在軌的星上各個位置的實際動力學環境參數。因此，有必要在航天器上安裝動力學環境測量設備，以獲取發射、入軌及在軌工作過程中的主結構及艙板上力學環境參數。

歐洲SPOT-4衛星在1998年使用ARIANE-40運載火箭發射時，通過18個低頻、2個高頻傳感器及 4個應變儀完成了主動段星箭接口和衛星內的動力學環境參數的采集[4]。國內也利用多種航天器進行了發射過程的動力學環境測量，如：2012年發射的“海洋二號”資源衛星，對主動段動力學環境和在軌微振動環境進行了測量[5]；2013年某型號小衛星利用搭載的測量系統完成了 6個測點的振動響應測量，獲得了小衛星平臺主動段2000 Hz范圍內的完整數據[6]。但是我國對高軌導航、通信衛星的主動段動力學環境測量工作在此前尚未開展。

本文利用一套動力學環境參數測量系統，成功采集某大型平臺衛星發射主動段的動力學環境數據，獲得了 CZ-3A系列運載火箭發射過程中準確的接口載荷數據、衛星平臺響應和載荷傳遞特性，為衛星模型修正、試驗條件剪裁設計和優化積累了寶貴飛行數據。

1 測量系統

1.1 測量方案

動力學環境參數測量系統（以下簡稱“力參”）的原理框圖如圖1所示，主要具有采集、編碼和存儲的功能。該采集系統由1臺力學環境參數測量儀和1套傳感器組成，其中：4個低頻振動傳感器用于100 Hz以內低頻響應的測量，6個高頻振動傳感器用于2000 Hz范圍內的高頻響應測量，3個沖擊傳感器用于星箭分離過程沖擊響應測量。這13個傳感器按衛星發射過程中的載荷傳遞路徑，分別布局于星箭對接面及各個艙板上。衛星結構如圖2所示，測點位置如表1所示。

表1 高低頻、沖擊傳感器布局位置及通道設置Table 1 Position and channels of the high & low frequencies and shock sensors

按照某型運載火箭發射時間段劃分，力參工作模式如下：

1）力參在發射前-60 min獲取開始采集數據的倒計時點；

2）在-8 min時，低頻、高頻和沖擊傳感器開始采集、存儲數據，并在采集60 min后自動停止工作；

3）衛星在軌穩定運行后，通過地面指令下傳所有采集數據。

1.2 測量系統有效性驗證

為了保證力參在實際飛行過程中所采數據的正確性和可比性，某衛星在地面動力學試驗過程中同時使用力參與地面試驗測量系統采集同一位置的響應數據，對比結果（見圖3）表明，2套系統從衛星與試驗平臺接口（即模擬星箭接口）到星上典型位置獲取的數據一致性良好。由此驗證了力參采集數據的正確性和有效性。

2 飛行測量數據及對比分析

按照某型號運載火箭主動段的典型事件點（起飛、跨聲速飛行段、助推器分離、一二級分離時刻、二/三級飛行段、星箭分離時刻、在軌工作等），結合星箭耦合分析的工況，對飛行中典型事件進行數據分析。

在主動段，起飛、跨聲速飛行、助推器分離、一二級分離等瞬態事件在星上產生類似正弦振動的響應；起飛、跨聲速飛行等氣動噪聲及助推器分離前飛行段、二/三級飛行段等火箭發動機脈動將在星上產生近似穩態的隨機振動響應；星箭分離過程則在星箭接口、星上產生瞬態沖擊響應；在軌工作段控制系統的執行機構將引起星上微振動響應。某衛星主動段對各典型事件的采集環境數據如圖4所示，其中0～250 s為從起飛到三級飛行段，894～900 s左右為星箭分離事件。按照GJB 222—2005[7]中的數據處理方法對力參的測量數據進行時域、頻域及沖擊響應譜數據分析。

2.1 星箭界面響應

在主動段，星箭界面測點采集到的低頻振動響應包絡如圖5及表2所示，主要體現出以下特征：

1）起飛及跨聲速段環境惡劣，衛星基頻、星箭組合體耦合效應明顯

衛星橫向振動響應峰集中在起飛和跨聲速時段，但星箭界面最大響應不超過 0.19g，響應頻率集中在衛星橫向16 Hz固有頻率以及星箭組合體橫向27、40 Hz頻率處，當到達二/三級飛行等穩態工況時，星箭界面響應量級較小且平穩（見圖5(a)）。縱向振動響應峰集中在起飛段、助推器分離、一二級分離時段，星箭界面響應主要集中在9～21 Hz，其峰值達到 0.58g，而其他飛行段響應均不大于0.2g。

2）實測振動環境基本處于耦合分析、試驗結果包絡內，地面試驗在非典型頻帶內裕度較大

橫向響應實測數據與星箭耦合分析結果相比在25～30 Hz、40 Hz附近相當，其他頻率段響應量級略小，耦合分析能夠包絡所有飛行階段的實測響應；縱向響應實測數據與耦合分析在9～21 Hz頻段均有響應峰值，但實測峰值頻率前移3～5 Hz，30 Hz以后實測環境穩定在0.1g左右，低于耦合分析的0.3g。

地面試驗的輸入條件在全頻段遠高于界面實測數據（固有頻率處至少有2倍余量，其他頻段接近10倍于實測環境），運載一側的遙測結果則由于傳感器位置（布局在火箭儀器艙）的差異，并不能包絡星箭界面響應，星箭界面數據略高于運載一側遙測值。

2.2 星上響應

2.2.1 服務艙

服務艙測點在主動段采集到的低頻振動響應數據包絡見圖6及表2，并主要體現出以下特征：

1）艙板局部頻率在跨聲速段響應明顯

服務艙板振動響應突出主要表現在起飛段和跨聲速段，相對于星箭界面增加了32 Hz和70 Hz的艙板局部頻率，與地面動力學試驗響應特性相似；服務艙板在起飛段和跨聲速段響應峰值較星箭界面放大4～6倍。

2）艙板上實測響應較耦合分析差距大，而地面噪聲試驗響應卻能包絡真實的隨機振動環境

服務艙板在25 Hz以下的實測響應處于星箭耦合分析的響應包絡內；但25 Hz以上，由于艙板局部頻率被激起導致響應逐漸放大，達到 0.79g/32.5 Hz，而耦合分析并未將衛星局部頻率的動力學特性分析出來，因此差異較大，導致耦合分析無法包絡實測環境。隨機振動響應則主要發生在起飛和跨聲速段，二/三級飛行段隨機振動量級較小，而地面噪聲試驗結果能夠包絡飛行環境。

2.2.2 載荷艙

載荷艙測點在主動段采集到的數據包絡見圖7及表2，并主要體現出以下特征：

1）艙板局部頻率響應較星箭界面放大明顯

艙板振動響應主要表現在起飛、跨聲速及助推器分離前段，相對于星箭界面分別增加了39 Hz、78 Hz的艙板局部頻率，相比于星箭界面，在39 Hz、78 Hz附近分別放大約4、6倍。而其他飛行事件中響應不超過0.1g，40 Hz以下的響應遠遠小于地面試驗結果。

2）艙板響應較耦合分析差距大，而地面噪聲試驗響應能包絡真實隨機振動環境

實測與耦合分析相比，在25 Hz以下的二者響應結果相似，25 Hz以上在起飛和跨聲速段響應相差較大，耦合分析中載荷艙艙板局部頻率未明顯表現出來，地面試驗較實測高出10倍以上。隨機振動響應主要發生在起飛和跨聲速兩個階段，地面試驗能夠包絡飛行環境。

表2 星箭界面及星上低頻實測響應數據對比Table 2 Low frequency response data at the interface and on the satellite

2.3 沖擊響應

某型號運載火箭實際飛行894 s執行分離插頭分離，899 s星箭包帶解鎖，900 s分離彈簧與衛星分離。在星箭分離前后，采集了衛星背地板附近的沖擊信號，對星箭包帶解鎖前6 s至解鎖后0.28 s期間數據進行沖擊響應譜變換（見圖8）。由沖擊響應譜分析[7]可知星箭分離數據與地面分離沖擊試驗響應數據一致，地面分離試驗能夠較好地模擬飛行狀態。

2.4 在軌微振動

衛星入軌工作后，使用加速度計測量了在軌穩定運行段（衛星無推力器動作等引起的作用，僅有反作用輪等擾動作用）的環境，該數據主要用于評估控制系統在軌工作時對衛星的影響，數據分析見圖9，具體如下：

1）穩定運行期間，星上存在振動信號頻率主要為15 Hz、20 Hz、30 Hz和46 Hz，其中46 Hz為反作用輪擾振激勵頻率（即對應反作用輪2760 r/min轉速）。

2）加速度計測量出3個軸向的振動量級：y向為2.0 mg，x向為3.2 mg，z向為2.8 mg，衛星在軌段振動較小。

加速度計測量數據表明，衛星在軌工作狀態下整星微振動環境較小，對星上有精度控制要求的敏感器、天線指向功能等無影響。加速度計數據經FFT變換后，能夠識別出星上擾振是由反作用輪工作引起的，該衛星平臺如果后續需要配置有指向精度要求的機構，其工作頻率應避開上述擾振頻率。

2.5 小結

1）星箭界面橫向響應峰值（＜100 Hz頻段）基本發生在起飛和跨聲速狀態下，縱向最大響應出現在助推器分離和一二級分離狀態下；實測結果基本在星箭耦合分析結果包絡內并遠小于整星地面驗收級試驗條件。

2）星上服務艙板低頻響應在起飛段和跨聲速段較界面處放大較多，載荷艙板則低頻響應主要表現在起飛段、跨聲速段和助推器分離前；與耦合分析相比，衛星艙板在25 Hz以上響應相差較大，而耦合分析結果中并未體現出星上結構的局部頻率特性，因此星上位置的分析結果與實際飛行環境存在一定的差異，出現發射實測環境明顯高于耦合分析結果的情況。設計及試驗人員應對衛星結構的局部特性深入了解，充分評估衛星結構在其局部共振頻點的抗力學環境能力。

3）地面試驗的載荷輸入條件相對實測環境存在很大的試驗裕度，尤其在避開整星基頻及艙板局部頻率的其他頻段內，因此系統級地面試驗條件存在一定的向下裁剪空間，同時對于應用于本衛星平臺或近似衛星結構的安裝在服務艙和載荷艙上的單機產品（天線等可展開特殊產品除外），在保證裕度前提下可以考慮單機力學環境條件的降低或裁剪。

4）星上服務艙、載荷艙隨機振動響應（100～2000 Hz）主要發生在起飛和跨聲速兩個工況，而二/三級飛行段因發動機脈動引起的隨機響應遠小于跨聲速段，說明發動機脈動對衛星基本無影響。因此，目前地面試驗中采用噪聲試驗模擬飛行中跨聲速、起飛等狀態引起的隨機振動是可行的，并且能夠包絡飛行段的星上隨機振動響應。

5）星箭分離數據與地面分離沖擊試驗響應環境基本一致，地面分離試驗能夠較好地模擬飛行狀態；在軌微振動量級較低，反作用輪主要擾振頻率明顯，但量級較低，衛星在軌環境良好。

3 結束語

通過對某衛星發射及在軌運行經歷的力學環境參數的測量，獲取了 CZ-3A系列運載火箭發射某大型平臺衛星過程中星箭界面和星上的力學環境飛行數據，為加深理論認識提供了依據。由飛行數據與系統級地面仿真分析、試驗條件的對比分析可知：目前階段針對該型運載火箭的星箭耦合分析在界面處的橫向分析結果相對準確，縱向結果約在20 Hz后大于實際飛行數據；星箭耦合分析中的星上響應并不能體現艙板的局部力學特性，設計人員應引起重視；此外，衛星地面振動試驗存在較大的裕度，試驗條件可以考慮降低。雖然本次任務僅為一次發射的飛行實測數據，但對于相似平臺衛星和同系列運載火箭具有重要的參考價值。上述結論可供后續衛星結構設計、單機組件進行抗力學環境設計參考。

參考文獻（References）

[1] 馬興瑞, 韓增堯, 林益明, 等. 衛星與運載火箭力學環境分析方法及試驗技術[M]. 北京: 科學出版社, 2014: 7-11

[2] SOLOMON H D. Low cycle fatigue of surface-mounted chip-carrier/printed wiring board joints[J]. IEEE Transactions on Components, Packaging, and Manufacturing Technology, 1989, 12(4): 473-479

[3] GHAFFARIAN R, KIM N P. Reliability and failure analyses of thermally cycled ball grid array assemblies[J]. IEEE Transactions on Components and Packaging Technologies, 2000, 23(3): 528-534

[4] BRICOUT J N. In flight measurement during SPOT 4 satellite launch[Z]. The 2001 S/C & L/V Dynamic Environments Workshop. El Segundo, California,2001-06-26

[5] 趙煜, 周東強. “海洋二號”衛星主動段、自由飛行段力學環境測量與分析[J]. 航天器環境工程, 2012,29(4): 458-463 ZHAO Y, ZHOU D Q. In-situ measurement and analysis of mechanical environment on HY-2 satellite[J].Spacecraft Environment Engineering, 2012, 29(4):458-463

[6] 王曉耕, 鄧衛華, 鄒軼群. 衛星主動段動力學環境數據分析[J]. 航天器環境工程, 2014, 31(1): 9-14 WANG X G, DENG W H, ZOU Y Q. Analysis of satellite dynamic environment data at powered-flight phase[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2014,31(1): 9-14

[7] 動力學環境數據采集和分析指南: GJB/Z 222—2005[S], 2005-12

（編輯：許京媛）

Dynamics parameter measurement and analysis of certain satellite platform during the launch and in orbit

LIU Chen1, ZHU Jiantao1, LIU Lihong2, CHEN Zhonggui1, GAO Fei3
(1. Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China;2. Shandong Institute of Space Electronic Technology, Yantai 264000, China;3. Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering, Beijing 100094, China)

In order to obtain the dynamics response parameters of the satellite during the launch and in-orbit phase, a measurement system is designed to collect and save these data, and to send them to the ground. The system is loaded on a large satellite platform and the measurement mission is completed successfully. The important and significant data, such as the sine vibration response, the random vibration response, the pyro-shock response and the micro-vibration of the in-orbit structure between the interface of SC/LV and on the satellite structure, are obtained and analyzed, and also compared with the ground test results and the SC/LV coupling analysis results. The results show that in the satellite-rocket interface, the coupling analysis is quite good in the horizontal direction and for several frequency segments in the vertical direction, but a large margin exists for other frequencies and on the satellite. Thus the design should be further optimized, including the modifying of satellite model, the tailoring of test conditions, and the design for similar satellite platform for better mechanical properties.

boost phase; dynamics parameters measurement; vibration response; comparison and analysis

O313.4；V417+.7

：A

： 1673-1379(2017)03-0270-07

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.03.008

劉 晨（1985—），男，主要從事航天器總體設計及系統級力學分析、環境試驗工作。E-mail: jackychenjob@163.com。

2017-03-07；

2017-05-18

劉晨，朱劍濤，劉麗紅, 等. 某平臺衛星發射及在軌力學環境測量與分析[J]. 航天器環境工程, 2017, 34(3)：270-276

LIU C, ZHU J T, LIU L H, et al. Dynamics parameter measurement and analysis of certain satellite platform during the launch and in orbit[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(3)： 270-276