某型快速響應微小衛星平臺結構研制

王洪雨 劉 佳 劉 碩 崔志剛 陳 浩 關 鑫 盛 超

設計·工藝

某型快速響應微小衛星平臺結構研制

王洪雨 劉 佳 劉 碩 崔志剛 陳 浩 關 鑫 盛 超

（北京衛星制造廠有限公司，北京 100094）

針對快速響應微小衛星平臺結構快速研制的需求，通過模塊化設計微小衛星平臺結構，預先制作標準化模塊化單元，根據任務載荷需要，適當剪裁、拼接標準化模塊單元，能夠大大加快平臺結構研制周期。通過某光學成像微小衛星平臺結構研制實例，證明了模塊化設計、預制標準化模塊單元的快速研制思路合理可行。

快速響應；微小衛星；平臺結構；模塊化

1 引言

快速響應空間體系具有時間快、操作易、功能簡、成本廉、任務專與效費比高的特點[1]。為滿足我國軍事現代化和未來天基作戰基礎裝備的需求，需要基于單元模塊化和接口標準化的思想，實現軍事偵察、通信等戰術衛星的快速制造、測試和發射。預期的目標是從現有大型衛星的平臺式結構設計思路上解放出來，將各分系統或功能單元模塊化，預先批量研制。同時各模塊之間形成標準的機、熱、推進管路等接口，根據戰場對衛星的功能需要可以快速組合和總裝集成模塊功能[2]，滿足系統級測試、試驗、發射入軌，以及快速形成戰斗力的需求。

微小衛星具有體積小、研發周期短、成本低、組網靈活等特點，近年來發展高度活躍，連續3年占比超過年度入軌航天器總數的30%，近兩年更是高于60%。微小衛星已經進入裝備實用階段，國內外多次報道成功案例，已成為世界航天活動的重要構成部分[3～5]。微小衛星正朝著模塊化、標準化、在軌組裝方向發展。通過開放式標準化接口，能夠將微小衛星各功能模塊快速組裝成整星[6～8]。隨著MEMS技術的飛速發展，極大地降低了單機設備的體積、質量、功耗，大大縮短衛星研制周期[9～11]。批量生產的貨架式單機設備，使得微小衛星快速集成成為可能。

基于快速響應衛星單元模塊化和接口標準化的設計思想，以某型可見光成像衛星為例，模塊化設計衛星的平臺結構，包括結構單元劃分、整星結構集成、剛度設計、強度校核、力學試驗等，驗證了在3個月之內完成微小衛星平臺結構研制的可行性。

2 主要技術指標

根據衛星目標任務及載荷需求，對衛星平臺結構提出以下主要技術要求：

a. 滿足發射、入軌、在軌運行各階段力學性能要求；

b. 整星重量要求≤100kg，結構分系統重量≤18kg；

c. 外包絡尺寸：發射包絡尺寸小于800mm×800mm×1000mm；

d. 基頻要求：為了避免衛星和火箭的動態耦合，在衛星固支狀態下，衛星整體結構的頻率應滿足：一階橫向基頻≥25Hz；一階縱向基頻≥50Hz；一階扭轉基頻≥40Hz。

3 平臺結構快速響應研制

3.1 衛星平臺組成

根據任務載荷需求，主要任務載荷為單臺光學相機，相機相對于其他單機設備體積、質量較大。選取六棱柱框板桁架式主承力結構能夠為大型主載荷提供主要安裝空間，且側板能夠滿足其他單機設備安裝需求。衛星平臺組成如圖1所示，平臺結構部分主要由集成各單機設備的艙板、桁架式主承力結構、太陽翼基板、頂板、底板、加強板等組成。

圖1 衛星組成示意圖

3.2 衛星平臺結構模塊化設計

3.2.1 艙板模塊

艙板為星上單機設備、電纜網、太陽翼提供支撐和安裝接口，除滿足結構自身剛度、強度要求外，還要具備一定的熱控能力。基于結構單元化和標準化的設計思路，艙板設計為鋁蒙皮蜂窩夾層結構，并且預埋一定傳熱能力的熱管，如圖2、圖3所示。艙板鋁蒙皮厚度為0.5mm，蜂窩芯為0.03mm×5mm，蜂窩芯高度為25mm，蜂窩芯體密度為44kg/m3。預先生產出一定面積的艙板，可根據具體需要裁剪。因此，基于上述要求，艙板所有連接接口均通過后埋實現。

圖2 預制艙板結構示意圖

圖3 結構板與熱管集成實物圖

3.2.2 桁架結構

中心桁架為整星主承力結構，同時為艙板、頂板以及底板提供安裝接口。因此，中心桁架不僅要滿足整體剛度、強度以及穩定性的要求，還要滿足與其余結構的接口要求，且盡量減輕重量。同時桁架結構在實現單元化、型譜化以及接口的標準化方面相對容易。

基于以上原則，桁架桿件設計為碳纖維復合材料管件，并綜合測試其力學性能；接頭設計成鋁合金材料，一方面易于實現標準化，同時可以有效降低成本；此外，采用模塊化、集成化設計思路，一體化設計鋁合金卡子與復合材料桿件，減少了總裝集成時間。中心桁架基本構型及組成零件如圖4、圖5所示。復合材料桿件外徑為25mm，壁厚為2mm，材料為M55J/環氧樹脂。卡子材料為2A12T4，連接孔為M5并安裝鋼絲螺套，卡子厚度為10mm。復合材料桿件與卡子預先實現膠接，并根據整星構型實現快速桿單元的快速截取所需尺寸。接頭為鍛鋁 2A14 H112，加工過程中需要穩定化處理，并保證最終為T6狀態。與復合材料桿件連接段內徑為25mm，接頭壁厚為3mm，膠接長度為50mm。

圖4 中心桁架

圖5 預制的桁架桿件

3.2.3 太陽翼基板

如圖6所示，太陽翼基板預先制成標準化模塊單元，每塊太陽翼基板尺寸600mm×600mm，基板面板材料為M40JB/環氧復合材料，蜂窩芯為3/8-5056-.0007p-1.0T24鋁合金。根據整星需求確定配置太陽翼基板數量。標準化的太陽翼基板采用雙鉸鏈，兩處壓緊點設計。太陽翼壓緊狀態下彎曲基頻不低于80Hz，展開鎖定狀態下基頻不低于5Hz。展開機構、壓緊釋放機構繼承現有成熟產品。

圖6 太陽翼基板

3.2.4 底板

底板是快響衛星平臺的關鍵結構，所有載荷均通過底板組件傳遞給火箭，因此底板設計不僅要考慮剛度，更重要的是對各承力接口進行強度校核。底板組件包括對接框、底板、與相機支架的安裝接口、與桁架的安裝接口、與推進系統的安裝接口。

如圖7所示，底板采用碳蒙皮蜂窩夾層結構，蒙皮為M55J/環氧復合材料，總厚度為0.5mm。蜂窩芯為0.05mm×3mm的加密蜂窩芯，蜂窩高度為29mm。與對接框、桁架結構接口通過預埋件實現，其余連接接口均通過后埋實現，以適應連接接口變化。

圖7 底板

3.2.5 頂板及加強板

頂板設計主要為了增加快響衛星平臺結構的整體剛度，尤其是提高繞軸向扭轉基頻，同時頂板將提供少數天線的安裝接口。頂板采用鋁蒙皮蜂窩夾層結構，蒙皮厚度為0.5mm，蜂窩芯為0.03mm×5mm，蜂窩芯高度25mm，設備安裝孔及與桁架的安裝孔全部采用后埋。

加強板主要用于增大平臺結構的剛度，僅加強桁架角部。加強板采用鋁蒙皮蜂窩夾層結構，蜂窩規格與頂板相同（考慮到直接裁剪的需要），連接埋件通過后埋實現。頂板和加強板為標準蜂窩夾層結構板，通過機加外形和后埋件實現快速生產。

3.3 衛星平臺快速裝配集成

衛星平臺裝配集成可分為三個階段。第一階段：推進艙模塊、姿控艙模塊、數傳艙模塊、綜電艙模塊以及中心桁架模塊并行裝配，推進艙與管路系統、相機支架、對接框裝配完畢，太陽翼及單機模擬件與姿控艙、數傳艙以及綜電艙裝配完成；第二階段：在部裝支架上進行推進艙、其余三艙與中心桁架的裝配；第三階段：相機模擬件與快響衛星平臺的裝配集成。

圖8 裝配集成完成

裝配集成完成實物如圖8所示。整星外包絡尺寸為750mm×650mm×900mm，整星質量91kg，滿足設計要求。

4 力學分析與試驗驗證

4.1 整星模態分析

圖9 有限元模型

表1 整星前8階頻率

圖10 整星1階振型

整星模態分析中，對接框下表面采用固支邊界條件，建立有限元模型如圖9所示。計算分析得到的整星的前8階頻率如表1所示，整星基頻為21.408Hz，1階振型為橫向彎曲振型（見圖10）。整星2階振型為整星橫向彎曲振型；3階、4階振型以相機支座的彎曲振型為主；5階振型以呼吸變形為主；6、7、8階振型以整星扭轉為主。可以看出：整星結構前8階未出現縱向振型，因此1階縱向基頻大于52.991Hz，綜上分析，平臺結構基頻滿足要求。

4.2 頻率響應分析及強度校核

將火箭提供的正弦激勵條件施加在對接框上，從整星模型、、三個方向分析頻率響應。提取加速度響應最大的點處加速度響應曲線如圖11所示，方向最大響應加速度8.6g，方向最大響應加速度7.4g，方向最大響應加速度8.9g。據此最大響應加速度，校核平臺結構強度、連接處強度，計算安全裕度均滿足大于0.25的要求。

為了驗證衛星平臺結構設計合理性，暴露衛星平臺制造過程中的缺陷，獲取衛星平臺結構力學響應相關參數，為有限元模型修正提供參考依據，低量級掃頻試驗整星衛星平臺結構。試驗現場圖片如圖12所示。

整星低量級掃頻試驗結果表明：方向掃頻整星一階基頻23Hz，方向掃頻整星一階基頻22Hz，/向為彎曲模態，與計算分析結果基本一致，誤差在1Hz以內。

5 結束語

a. 通過模塊化設計快速響應微小衛星平臺結構，預先制作標準化結構板、桿件、連接接頭、太陽翼基板等模塊化單元，根據任務載荷需要，適當剪裁標準單元，獲得合適結構外形尺寸，通過后埋提供單機設備安裝接口，能夠大大加快平臺結構研制周期。

b. 對整星平臺結構進行低量級掃頻試驗結果與有限元仿真分析結果誤差在1Hz以內，說明所述衛星平臺結構符合設計預期，采用該研制方法能夠滿足設計要求。

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6 沈曉鳳，曾令斌，靳永強，等. 在軌組裝技術研究現狀與發展趨勢[J]. 載人航天，2017，23(2)：228～235

7 Yuan Dehu, He Liang, Lu Shan, et al. Plug-and-play Fast-assembling Satellite Control System[C]. Proceedings of the Chinese Control Conference, Xi’an, China. 2013

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10 尤政，李濱. 微米納米技術在空間技術中的應用研究[J]. 中國機械工程，2005，16(Z1)：15～19

11 Lee Jongkwang, Kim Taegyu. Micro Space Power System Using MEMS Fuel Cell for Nano-satellites[J]. Acta Astronautica，2014(101)：165～169

Research and Development of Rapid Response Micro Satellite Platform Structure

Wang Hongyu Liu Jia Liu Shuo Cui Zhigang Chen Hao Guan Xin Sheng Chao

(Beijing Spacecrafts, Beijing 100094)

In order to reduce development time of micro satellite platform structure, modular design method was applied. Structure of the micro satellite was divided into several standardized module units, and those units were prefabricated. Them can be cut and connected into different sizes as required. One micro optical satellite structure development access was put forward, demonstrating that this method above-mentioned is reasonable and achievable.

rapid response；micro satellite；platform structure；modular

載人航天領域預先研究項目（030301）。

王洪雨（1988），碩士，高級工程師，航空宇航制造工程專業；研究方向：飛行器結構設計。

2020-08-28