一箭多星發(fā)射的衛(wèi)星振動環(huán)境分析與驗證

朱劍濤，劉晨，錢志英，林宏

（北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

一箭多星發(fā)射的衛(wèi)星振動環(huán)境分析與驗證

朱劍濤，劉晨，錢志英，林宏

（北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

某衛(wèi)星采用一箭多星方式直接發(fā)射入軌，在星箭耦合分析中發(fā)現(xiàn)星箭界面部分頻點振動環(huán)境明顯高于原設(shè)計要求，導致衛(wèi)星可能需要采取改進設(shè)計以滿足該變化。為進一步明確衛(wèi)星的環(huán)境適應性，文章首先針對超限頻點開展剛度匹配分析和響應分析，識別可能存在的風險，并對識別出的服務艙+Y板采取改進措施；其次，開展整星動力學分析、星箭耦合分析，分析驗證衛(wèi)星及其組件的適應性，并提出了改進的地面試驗條件，結(jié)果表明地面試驗能夠包絡(luò)星箭耦合分析結(jié)果，試驗是充分的；最后，通過飛行試驗驗證，證明地面試驗能夠包絡(luò)在軌飛行振動環(huán)境，采取的分析驗證和試驗驗證是可行的。該研究方法及所取得的結(jié)論可為解決后續(xù)衛(wèi)星研制過程中類似問題提供參考。

衛(wèi)星；振動環(huán)境；環(huán)境適應性；動力學分析；試驗驗證

0 引言

為滿足某衛(wèi)星快速組網(wǎng)需求，衛(wèi)星在“長征三號乙”運載火箭上采用雙星并排布局的發(fā)射方式。由于星箭研制進度不同步等原因，衛(wèi)星正樣階段的星箭耦合分析（即模擬星箭飛行過程的分析）發(fā)現(xiàn)在星箭界面x向（橫向）40 Hz附近有力學環(huán)境應力明顯提高的現(xiàn)象。為驗證衛(wèi)星對振動環(huán)境的適應性，本文首先分析星箭界面及星內(nèi)振動環(huán)境，識別星箭組合體剛度特性；其次通過剛度匹配分析驗證衛(wèi)星及其組件與組合體剛度是否匹配，避免出現(xiàn)動力耦合和響應放大現(xiàn)象，并通過整星頻率響應分析，驗證星上各組件、艙板等對該振動環(huán)境的適應性；然后利用環(huán)境效應等效方法，對地面試驗中星內(nèi)響應、星箭耦合分析中星內(nèi)響應進行比較，確保地面驗證的充分性；最后通過星內(nèi)飛行測量數(shù)據(jù)，驗證衛(wèi)星及其組件對振動環(huán)境的適應性。

1 振動環(huán)境預示

1.1 界面振動環(huán)境

根據(jù)衛(wèi)星和運載火箭振動試驗和模態(tài)試驗結(jié)果，對星箭耦合分析用的星箭有限元模型進行修正，并利用固定界面模態(tài)綜合法開展了多輪聯(lián)合仿真分析，得到了星箭界面及衛(wèi)星內(nèi)部的振動響應，如圖1所示，由圖可以看出：

1）星箭界面縱向z向、橫向y向響應均落在運載火箭試驗條件包絡(luò)范圍內(nèi)；

2）星箭界面橫向x向在40 Hz附近振動響應達到1.133g，高于運載火箭橫向x向0.6g的驗收級試驗條件和0.9g的鑒定級試驗條件[1]；

3）星箭界面橫向x、y向的振動響應存在一定差異，x向響應明顯高于y向，x向頻率略高于y向3 Hz，該特性與組合體動態(tài)特性存在一定相關(guān)性。

1.2 星內(nèi)振動環(huán)境

星箭耦合分析中，除獲取星箭界面振動響應外，同時計算了星內(nèi)傳力路徑上各個典型艙板（服務艙+Y板、-Y板和-X板，載荷艙+Y板、-Y板、+Z板和-X板）在典型工況的響應，部分結(jié)果如表 1和圖2所示。可以看出：

1）最大響應出現(xiàn)在服務艙+Y板：最大時域響應為9.5g，略低于組件驗收級的10.7g。

2）服務艙-Y板與-X板的響應相當，均為服務艙+Y板的1/3左右。

3）工況1下艙內(nèi)節(jié)點的響應量級相當。

表1 星箭耦合分析中星內(nèi)振動響應Table 1 The vibration response of satellite in satellite-rocket coupling analysis

將服務艙+Y板、-Y板、-X板，載荷艙+Z板及界面x向、y向響應時域曲線進行傅里葉變換，得到各艙板的主要峰值響應頻點如下：

1）服務艙+Y板主要頻點為35、37 和39 Hz，-Y板主要頻點為35 和37 Hz；

2）服務艙-X板主要頻點為15和39 Hz；

3）載荷艙+Z板主要頻點為15 和38 Hz；

4）界面x向主要響應頻點為35 、37 和39 Hz，界面y向主要為35 Hz。

可以看出，星內(nèi)艙板振動響應頻點與界面響應頻點一致，表明艙板振動響應主要由組合體振動引起。

2 適應性分析

2.1 分析方法

由星箭耦合分析可知，星箭界面振動響應超過原設(shè)計指標要求，衛(wèi)星能否承受發(fā)射段振動環(huán)境需進一步分析確認。利用仿真分析方法，從以下兩方面分析衛(wèi)星對發(fā)射段振動環(huán)境的適應性。

1）剛度匹配性分析：通過對整星的模態(tài)和頻率響應分析，以及星箭聯(lián)合狀態(tài)下模態(tài)和頻率響應分析，獲取星上組件對振動響應的敏感頻率，判斷是否會發(fā)生衛(wèi)星及其組件與星箭組合體頻率耦合共振現(xiàn)象。

2）振動響應分析：針對星箭耦合分析獲得的星箭界面x向振動環(huán)境超出驗收級條件的情形，須進一步確認星上組件是否可承受該振動環(huán)境，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)承載能力是否滿足設(shè)計要求。

2.2 剛度匹配性分析

星箭界面振動響應分析表明：橫向響應峰值頻點為組合體二階頻率，x向為39 Hz，y向為36 Hz；縱向響應峰值頻點為37 Hz。衛(wèi)星及其組件剛度特性如表2所示，結(jié)果表明除服務艙+Y板的頻率與組合體二階x向頻率接近外，其他組件頻率均與組合體二階頻率至少相差10 Hz，可實現(xiàn)與組合體二階頻率解耦。

表2 衛(wèi)星及其組件剛度特性Table 2 The stiffness of satellite and its assemblies

為判斷服務艙+Y板與組合體是否存在耦合風險，分別進行星箭耦合分析和星箭聯(lián)合體x向頻率響應分析，其中+Y板頻率從36～48 Hz變化，步進頻率約2 Hz，結(jié)果如圖3和表3所示。從表3中分析結(jié)果可看出：當+Y板剛度與組合體x向頻率接近時，響應明顯增大，當剛度為36 Hz時，最大響應為10.26g（接近10.7g的驗收級條件）。

針對上述現(xiàn)象，考慮到服務艙+Y板產(chǎn)品與初樣階段的差異性，為降低其與組合體二階頻率發(fā)生動力學耦合的風險，對+Y板實施加筋方案[2]。加筋后分析表明，其剛度提高至 45.2 Hz，其振動響應相比于加筋前降低50%左右（如表3所示），進一步降低了動力學耦合風險。

表3 服務艙+Y板不同剛度下40 Hz附近的響應特性（x向頻率響應分析和星箭耦合分析）Table 3 Response of +Y panel with different stiffness round 40 Hz (frequency response analysis in x direction and satellite-rocket coupling analysis)

2.3 振動響應分析

星箭界面x向振動在(39±2) Hz頻帶的響應峰值為 1.133g，超過驗收級試驗 0.513g的條件。按照一般力學環(huán)境試驗條件制定原則[3-5]，星箭耦合分析的結(jié)果作為對飛行環(huán)境的預示，其鑒定條件應為分析結(jié)果的1.5倍（峰值條件為1.695g），x向鑒定級條件應調(diào)整為圖4所示條件。

利用擬調(diào)整試驗條件，采用有限元方法[6-7]進行整星振動響應預示，判斷星上組件、艙板是否存在對該頻段敏感。分析結(jié)果如表4和圖5所示，可以看出：

1）響應分析值與試驗值（圖5(a)點劃線為試驗值）一致性較好，表明分析模型是可以表征衛(wèi)星狀態(tài)；

2）各艙板、組件在40 Hz附近無響應峰，最大響應不大于3.0g，小于組件驗收級條件；

3）各艙板、組件主要響應頻率為整星一階x向（25 Hz）和二階頻率（60 Hz）；

4）各艙板節(jié)點在40 Hz附近應力水平較低，不大于 1 MPa，遠低于整星主振頻率 24 Hz和60 Hz附近應力狀態(tài)（如圖5(b)所示）。

表4 40 Hz附近振動響應及應力狀態(tài)Table 4 The vibration response and stress at 40 Hz

基于上述振動響應和應力水平分析可知，衛(wèi)星及其組件對40 Hz附近振動環(huán)境不敏感，能夠適應飛行過程中的振動環(huán)境。

3 驗證分析

3.1 分析與試驗驗證

根據(jù)衛(wèi)星研制情況，若正樣衛(wèi)星按照2.3節(jié)中擬調(diào)整條件進行試驗，由于試驗邊界條件模擬的差異，則可能對衛(wèi)星考核不利[6-10]。按照環(huán)境效應等效原理，將星箭耦合分析中星內(nèi)響應結(jié)果與原試驗條件下各個艙板響應進行對比，若原條件下衛(wèi)星及其組件振動響應能夠包絡(luò)星箭耦合分析結(jié)果，表明衛(wèi)星及其組件對該環(huán)境是適應的，可通過降低試驗余量以確保正樣產(chǎn)品不存在過試驗現(xiàn)象。

地面試驗/分析與星箭耦合分析結(jié)果比較如圖 6和表5所示。可以看出：1）在40 Hz附近，原試驗條件下各艙板振動響應基本包絡(luò)星箭耦合分析中星內(nèi)艙板振動響應；2）耦合分析中艙板主振方向振動響應均小于地面試驗振動響應，說明地面試驗具有較大的余量。這表明衛(wèi)星正樣階段采用原條件進行地面試驗是可行的，能夠充分驗證飛行段艙板的振動環(huán)境，可確保星上組件試驗驗證的充分性。

表5 衛(wèi)星星內(nèi)各艙板在40 Hz附近振動響應數(shù)據(jù)Table 5 The responses of satellite’s panels at 40 Hz

3.2 飛行驗證

主動段飛行中，利用星上振動測量裝置，獲取了飛行中星箭界面及星內(nèi)振動環(huán)境數(shù)據(jù)。通過對在軌測量數(shù)據(jù)、地面試驗數(shù)據(jù)和星箭耦合分析結(jié)果進行比較，判斷飛行環(huán)境是否在試驗環(huán)境的包絡(luò)范圍內(nèi)，以驗證試驗的有效性、全面性以及產(chǎn)品對環(huán)境的適應性[11]。

3.2.1 星箭界面飛行數(shù)據(jù)

主動段飛行中星箭界面橫向和縱向響應包絡(luò)、星箭耦合分析和衛(wèi)星試驗條件如圖7所示，由此可知：

1）與星箭耦合分析結(jié)果相似，界面 z向和 y向振動環(huán)境均在試驗條件范圍內(nèi)，橫向x向振動響應與分析結(jié)果一致，在40 Hz附近均超出試驗條件約0.53g；

2）y向、z向星箭耦合分析結(jié)果與飛行測量結(jié)果在40 Hz處相差約2～3倍；y向飛行測量最大不超過0.2g，分析結(jié)果最大為0.6g；z向飛行測量最大為0.35g，分析結(jié)果為0.72g；

3）與星箭耦合分析結(jié)果相似，橫向x、y向存在一定差異性，x向振動響應明顯大于y向響應。相似，說明星上各艙板對40 Hz并不敏感，不存在動力耦合現(xiàn)象。

星箭界面飛行數(shù)據(jù)表明，星箭雙方開展的聯(lián)合分析，對飛行階段星箭界面振動環(huán)境起到了較好的預示作用，整個星箭耦合分析結(jié)果與飛行結(jié)果規(guī)律基本相似，且分析結(jié)果包絡(luò)了飛行結(jié)果，說明通過地面預示能夠較好地反映真實飛行環(huán)境，為分析判斷衛(wèi)星對振動環(huán)境適應性提供了重要數(shù)據(jù)支撐。

3.2.2 星內(nèi)飛行數(shù)據(jù)

主動段飛行中星內(nèi)各艙板振動響應及其試驗響應數(shù)據(jù)如圖8和表5所示，由此可知：

1）各艙板頻域響應不超1.5g，服務艙+Y板不超過0.5g，遠低于仿真分析中4.7g和試驗中10.2g響應，其他各艙板振動響應均低于地面試驗結(jié)果和星箭耦合分析結(jié)果；

2）各艙板響應頻點與星箭耦合分析結(jié)果一致，主要響應頻點為14、40 Hz，說明提高服務艙+Y板剛度以實現(xiàn)與組合體橫向 x向二階頻率的解耦是必要的；

3）x向振動中各艙板振動響應相對于星箭界面基本無放大，該特性與2.2節(jié)整星仿真分析結(jié)果

星內(nèi)飛行數(shù)據(jù)表明，飛行狀態(tài)下各艙板振動響應遠小于試驗中各艙板振動響應。因此，在40 Hz處星箭界面響應超驗收級試驗條件后，仍按照原試驗條件進行地面試驗。從環(huán)境試驗效應模擬情況看，采用原設(shè)計試驗條件所引起各艙板的振動響應能夠覆蓋飛行環(huán)境，不存在欠試驗現(xiàn)象。

4 結(jié)束語

本文針對衛(wèi)星星箭界面振動響應高于驗收級試驗條件的情況，利用剛度匹配分析和頻率響應分析方法，分析確認衛(wèi)星及其組件對超限頻段的適應性，并對衛(wèi)星服務艙+Y板與星箭組合體可能存在動力學耦合現(xiàn)象，提出并對其實施了加強方案。同時利用星箭耦合分析中獲取的星內(nèi)各艙板振動響應，采用環(huán)境效應等效方法對超限頻段的試驗條件進行修正，并用修正后試驗條件開展地面振動試驗，合理利用試驗余量，避免了對衛(wèi)星正樣產(chǎn)品過試驗。星內(nèi)飛行測量數(shù)據(jù)表明，采用環(huán)境效應等效方法修正后的試驗條件是合理的，該條件下星內(nèi)響應能夠包絡(luò)在軌飛行振動環(huán)境，衛(wèi)星及其組件對該振動環(huán)境是適應的。衛(wèi)星發(fā)射方式的多樣性，導致星箭界面的振動環(huán)境也變得越來越復雜，本文研究可為解決后續(xù)衛(wèi)星研制過程中的類似問題提供參考。

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（編輯：許京媛）

Analysis and validation of satellite vibration environment for multi-satellite launch

ZHU Jiantao, LIU Chen, QIAN Zhiying, LIN Hong
(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China)

A certain satellite is launched with a multi-satellite and direct orbit approach. It is found that the vibration environment of a part of frequency points is significantly higher than the original design requirements on the satellite-rocket interface in the analysis of the satellite-rocket coupling. Improvement measures are necessary to deal with these changes. In order to verify the adaptability of the satellite to the vibration environment further, this paper firstly carries out the analysis of the stiffness matching and the frequency response for the frequency points beyond the requirements, identifies the potential risk and suggests the improvement measures for the identified service capsule +Y plate; then carries out the dynamic analysis of the whole satellite and the analysis of the satellite-rocket coupling, analyzes and verifies the environmental adaptability of the satellite and its components, and suggests the improved ground tests conditions. The results indicate that the ground tests can cover the analysis result of the satellite-rocket coupling, thus the tests are sufficient; at last, the flight tests indicate that the ground test response can cover the vibration environment in orbit flight, and the adopted methods of analysis verification and test verification are feasible. The research method and the conclusion in this paper can provide a certain reference for solving similar problems in the subsequent satellite development.

satellite; vibration environment; environmental adaptability; dynamic analysis; test verification

V416.2

：A

：1673-1379(2017)03-0277-07

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.03.009

朱劍濤（1980—），男，高級工程師，從事衛(wèi)星環(huán)境分析與試驗工作。E-mail: jtzhu04@163.com。

2016-12-14；

2017-05-19

國家重大科技專項工程

朱劍濤，劉晨，錢志英, 等. 一箭多星發(fā)射的衛(wèi)星振動環(huán)境分析與驗證[J]. 航天器環(huán)境工程, 2017, 34(3)： 277-283 ZHU J T, LIU C, QIAN Z Y, et al. Analysis and validation of satellite vibration environment for multi-satellite launch[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(3)： 277-283