小衛星環境試驗技術回顧與展望

王曉耕 扈勇強 東巳宙 鄧衛華 徐志明 常靜 馮振偉 張一鵬 徐欣 馬雨嘉

(航天東方紅衛星有限公司，北京 100094)

航天東方紅衛星有限公司(簡稱東方紅公司)自2001年正式成立以來，成功發射了120余顆小衛星，小衛星環境試驗[1-2]技術隨著東方紅公司的發展逐步發揮了對小衛星研制的支撐作用。在航天器研制中，環境工程主要解決5個方面的任務[1]。與此類似，在東方紅公司小衛星總體設計與集成研制體系中的小衛星環境試驗技術主要解決以下任務。

(1)進行小衛星系統級和組件級的環境預示，為制定小衛星產品環境試驗計劃與試驗條件提供數據支撐。

(2)制定小衛星系統級的環境試驗計劃和環境試驗大綱，制定組件級環境試驗計劃和要求。規定在研制各個階段所要進行的環境試驗項目，提出產品的環境設計要求與試驗要求。

(3)對影響產品性能的工作環境進行的環境防護設計，降低環境因素對產品性能指標的影響。

(4)在小衛星研制過程的環境試驗中，實施關鍵數據分析和關鍵過程控制，確保按照試驗計劃和試驗大綱實施，達到預期的試驗目的。

(5)對系統級環境試驗結果進行分析和評估，對組件級的環境試驗有效性作出評價，并作為系統級可靠性評估的依據之一。

隨著小衛星研制技術的發展，逐步建立了企業獨有的小衛星環境試驗技術體系。依據國家軍用標準等環境試驗技術相關標準的原則，結合小衛星特點制定了系統級的分析和環境試驗要求相關企業標準；對于組件級產品，制定了通用的企業標準，其中，針對衛星平臺設備規定了明確的試驗項目、條件和要求，針對非通用產品制定原則性的試驗要求。每顆衛星研制中，在符合上述企業標準的前提下，制定有針對性的技術文件，明確規定系統級和組件級的試驗項目、條件和要求，并規定了各階段的試驗項目和試驗要求。

面對小衛星每年研制數量的增長，衛星平臺及其載荷多樣化，衛星載荷探測精度的提高，技術團隊在小衛星環境試驗技術方面進行了不斷探索。獲取衛星環境剖面數據是環境試驗技術的基礎。衛星環境剖面數據包括在研制、發射和在軌全生命周期衛星經歷的環境實測數據。這些數據是進行環境試驗設計的依據。小衛星由單星研制向批量化生產轉化，大量商業衛星和皮納衛星需求的出現，環境試驗設計方案要能夠體現地面試驗的有效性和高效。衛星在軌運行時，產品環境防護不局限于溫度、真空、輻射、磁、原子氧等環境，還有微振動、溫度變化環境的防護。地面試驗中過程對精細化過程控制要求越來越高。試驗有效性分析與評估對改進衛星及其產品研制和提高環境試驗技術能力具有重大作用。本文對通過20年以來在環境試驗技術方面進行的不斷探索與積累取得的成果進行了介紹，可為我國未來小衛星環境試驗技術提供參考。

1 小衛星環境剖面分析

1.1 主動段力學環境研究(預示與測量)

衛星發射過程的動力學環境是衛星抗力學設計的主要目標，也是衛星地面大型力學試驗主要的模擬對象[3]。當前發射動力學環境的數據主要由運載測量，測量位置通常位于星箭界面，這些數據也是確定衛星系統級力學試驗條件的基礎。對于小衛星，主要的系統級力學試驗是振動試驗，包括正弦振動和隨機振動。由于試驗和發射的狀態差異，試驗過程中常需要控制關鍵結構部位的振動響應來避免過試驗。關鍵結構部位的振動響應以往是通過星箭耦合分析來預估的，而缺乏實際主動段星上振動響應數據的驗證。

小衛星首次在某型號A衛星上開展了主動段振動響應測量試驗[4]。A衛星上搭載了一套主動段振動響應測量系統，主要目標是獲取衛星在發射過程主動段運載火箭動力學環境下的加速度響應數據。該系統隨衛星于2012年成功發射，完成了既定任務，并獲得了全部的主動段振動加速度數據。

某型號A衛星搭載的主動段振動響應測量系統由一臺主動段振動測量儀和6個加速度傳感器組成。其中傳感器采用的是貨架產品，每個傳感器可以測量3個軸向的振動加速度響應；主動段振動測量儀負責給傳感器供電、數據采集編碼、存儲和發送，其構成上包括數據處理及存儲模塊，供配電模塊和信號采集模塊三部分。針對小衛星星上資源緊張的特點，主動段振動測量儀進行了小型化和低成本設計，其質量和功耗都低于國內其他航天器類似系統的50%以上；通過采用工業級、高集成元器件，也大大降低了成本。

某型號A衛星為典型的小衛星構型，采用艙板式結構，由推進艙、平臺艙和載荷艙3個艙段組成。6個加速度傳感器由下至上分別布置在底板、中板和頂板3個層次，每個層次各布置2個傳感器，并大致呈對稱分布，使測點整體上在縱向截面上成“日”字形，如此布置的目的是便于獲取衛星結構振動響應分布的變化趨勢。

主動段振動響應測量采用自動識別點火和全過程記錄的方式，工作狀態包括準備模式、采集/存儲模式、傳輸模式和重發模式4種工況。測量系統可在發射前1 h或更早時間進入準備模式，這時并不開始記錄數據，只是監測星上的振動響應，當有兩處測點振動量級同時達到一定值后，系統認為火箭已經點火，自動切換到采集/存儲模式，開始連續的記錄各測點的數據，直到主動段結束，主動段結束是通過太陽翼展開的時刻來自動識別的。傳輸模式用于把記錄的數據發送到衛星平臺，為下傳地面做準備。重發模式是為了避免數據存儲被損壞而設計的后備模式。該點火方式不同于國內其他航天器類似任務，以往通常采用地面指令提前設置采集記錄的方式，一般至少提前30 min開始記錄。通過自動識別點火和主動段結束等“智能化”設計，使記錄的數據只包含了從點火前約3 s到太陽翼展開的振動響應數據，既達到了記錄主動段全過程數據的目的，又避免了記錄多余的不必要數據降低了存儲空間的冗余。為了確保在唯一的火箭點火時機準確的觸發開始記錄數據又避免誤觸發的風險，特別設計了“6選2”的判別方式，即6個傳感器中任意2個的縱向達到或超過了閾值即可觸發，該方式經過概率計算是可靠性最高的，地面試驗和最終的在軌飛行也驗證了是實際可行的。

該衛星使用長征二號丙火箭進行一箭雙星發射，主動段振動響應測量系統獲取了從火箭點火到太陽翼展開全過程完整的數據。測量數據表明：衛星在主動段不同時刻的振動響應是不同的，主要表現為振動和沖擊兩種形式。顯著的振動響應集中在起飛后前100 s內，尤其是跨聲速段約60 s內由于氣動噪聲與火箭發動機工作共同作用，振動響應最為劇烈。隨著火箭一二級分離、飛出大氣層，振動響應顯著降低，之后拋整流罩、星箭分離以及太陽翼展開等工況產生的較大響應主要表現為瞬態沖擊，持續時間不超過1 s。主動段振動響應測量的信號與火箭飛行時序對照，時間一致，符合正常的力學環境變化趨勢，這表明了該數據是可信的。

在發射A衛星過程中，運載也進行了主動段振動環境測量，測點位置在星箭界面。從A衛星主動段振動響應測量結果中選取主動段主要振動工況，按照運載測量數據處理方法，并與驗收試驗條件對應，低頻瞬態振動(5～100 Hz)處理成沖擊響應譜，中頻隨機振動(20～2000 Hz)處理成功率密度譜，得到的譜線與運載測量處理數據進行對照，表明：兩者的譜線顯示其頻率特性是一致的，且都顯示出明顯的40 Hz振動特征；兩者的縱向振動都高于橫向振動，且縱向40 Hz處測量結果都高于隨機振動驗收條件。這進一步證明了A衛星主動段振動環境測量數據是有效的。

經過飛行驗證和地面數據分析，A衛星主動段振動測量儀完成了既定任務，指標正常，測量數據完整有效。主動段振動測量儀在飛行產品的基礎上，經過1次實際飛行考核，證明滿足飛行應用要求，達到宇航產品單機4級成熟度。主動段振動測量儀及其所測數據都具有重要價值，可以從以下幾方面加以應用推廣。

(1)獲取的數據可以用于進一步的分析和研究，去發現發射過程中星箭力學耦合關系的更多規律，以指導衛星抗力學設計、分析和試驗。

(2)后繼的其他航天器也應繼續開展主動段力學環境測量，尤其是科研星型號，多次測量的統計可以降低數據的離散性。

(3)主動段振動測量儀可以作為成熟產品應用到其他型號，其“小型化、低成本和智能化”的特點雖然是針對小衛星設計的，但對其他型號也是適用的，甚至可以作為衛星平臺的一部分，成為常規設備，用于衛星結構的健康監測和力學環境數據收集。

主動段振動測量儀經歷本次飛行可以利用積累的經驗進行改進提高，嘗試搭配更多種傳感器用于測量沖擊、微振動等其他參數，滿足更多的測量需求。

1.2 在軌微振動環境研究

隨著航天技術的發展，以高分辨率遙感衛星為代表的高精度航天器在對地觀測、激光通信和深空探測等領域的應用越來越多，精度也越來越高，微振動已經成為影響高精度航天器成像質量等性能的關鍵因素之一。微振動[5]是指航天器在軌運行期間，星上部件高速轉動、有效載荷中掃描機構運動、大型可控構件驅動機構步進運動、變軌調姿期間推力器點火工作、制冷機的膨脹機和壓縮機、百葉窗等熱控部件機械運動、大型柔性結構受激振動和進出陰影時冷熱交變誘發航天器產生的一種幅值較低、頻率較高的顫振響應。

東方紅公司是最先開展微振動環境研究的研制單位之一。在海洋一號衛星研制中開始進行地面微振動試驗，取得了地面試驗的數據，初步了解小衛星主要微振動干擾源和傳遞路徑的情況，并積累了微振動數據分析的經驗。目前，對東方紅公司研制的大多數遙感衛星開展了整星級微振動試驗和微振動仿真分析工作。東方紅公司建立了系統級和組件級的微振動測量系統。在系統級微振動試驗中，開展了加速度和角位移測量。在組件級，開展控制力矩陀螺(CMG)、數傳天線等微振動干擾源的微振動加速度響應與力測量工作，積累了大量微振動經驗數據。同時，在具有高分辨率成像載荷的多顆衛星上配置了微振動測量系統，對在軌星上關鍵位置進行了微振動的測量，對地面測試結果進行了驗證，為微振動抑制設計提供了基礎，并對相機成像質量改進提供了數據支撐。

1.3 在軌衛星溫度環境分析

衛星在軌的溫度水平對星上儀器設備和部件功能的發揮、性能指標的實現、可靠性及壽命等有重要的影響，設備溫度通過熱控分系統進行設計保證，熱設計缺陷及熱控系統故障，會造成衛星功能異常[6]。熱控分系統是衛星的重要組成部分，針對衛星從地面待發階段到任務結束全過程，分析和識別衛星的外部空間環境、航天器任務特征以及自身特性，在滿足來自外部環境和衛星對熱控制技術約束的前提下，綜合運用合理的熱控制技術，對熱量的吸收、傳輸、排散等環節進行調節，保證與熱相關的參數滿足衛星可控完成預定功能的要求[7-8]。衛星要求熱控分系統保證的溫度大致如下：星上常用的電子設備一般要求溫度在-15～+50 ℃范圍內；部分機電產品溫度較一般電子設備的溫度要求略窄，如機械陀螺以及控制力矩陀螺要求溫度在0～+40 ℃范圍內；特殊組件如蓄電池，早期的鎘鎳蓄電池要求溫度在+5～+20 ℃范圍內，目前使用的鋰電池要求溫度在+10～+35 ℃范圍內；推進分系統的設備多數由于使用燃料肼，要求溫度在+5～+60 ℃范圍內；太陽翼艙外天線及展開太陽翼要求溫度在-100～+100 ℃范圍內，體裝太陽翼要求溫度在-100～+140 ℃范圍內。另外，艙外天線以及太陽翼受空間環境的影響大，溫度波動范圍大，尤其在衛星進出陰影時太陽翼最大的溫度變化速率會達到+15～+18 ℃/min。

東方紅公司成功發射的120余顆小衛星，絕大多數運行在400～1000 km的太陽同步軌道上，在軌壽命最長的小衛星已超過10年。根據設備在軌的溫度數據統計，小衛星領域所有衛星的熱控分系統運行良好，星上組件的溫度在其壽命期內均能滿足要求。

2 小衛星環境試驗設計

小衛星環境試驗設計的目的有兩方面：一方面驗證產品的設計與采取的制造工藝是否正確和符合質量要求，以確保產品在預定的工作環境下正常工作；另一方面則是檢驗產品的制造質量，盡量在地面暴露元器件、材料及制造工藝中的潛在缺陷，減少早期失效。針對這兩方面的目的，小衛星環境試驗的內容主要包含以下部分：①對小衛星全生命周期內所經歷的環境進行全面分析識別；②分析預示衛星地面及在軌力、熱及其他環境；③針對整星系統級、分系統級、單機級的特點制定相應的考核條件及要求，涵蓋力、熱、磁、紫外輻照等試驗項目；④對衛星各級產品試驗過程進行控制，并對其試驗結果進行評估；⑤對整星系統級試驗進行策劃、實施、評估；⑥對衛星在軌環境進行控制，主要包含力學、熱等環境。

下面主要從小衛星試驗條件統一化定制、批產衛星環境試驗設計、微納衛星環境試驗設計等方面進行介紹。

2.1 統一試驗條件

東方紅公司成立初期，星上單機試驗條件的確定原則大致如下：熱試驗項目與GJB1027A[9]一致。試驗溫度的確定一般以衛星接口數據單簽署的熱設計溫度為依據，上下各外擴5 ℃作為單機的驗收級試驗溫度；以驗收溫度為基線，再上下各外擴5 ℃作為該單機的鑒定級試驗溫度。力學試驗項目也與GJB1027[10]保持一致，試驗條件的確定與單機在衛星上力學環境有關，不同的安裝位置單機的試驗條件也不一樣。小衛星的結構多為艙板式結構，有的設備安裝在平臺底板上，有些安裝在載荷艙底板上，還有些設備安裝在艙內隔板或側板上。不同的安裝位置就會出現一個力學試驗條件，因此在小衛星研制初期，星上單機的熱、力試驗條件五花八門，種類繁多。

隨著東方紅公司的發展，衛星研制的數量漸漸增加，同樣一臺單機在不同衛星上安裝位置不同，造成了試驗條件的差異，不利于單機產品的批量化生產。同時，2006年修訂后的GJB1027A[9]標準強調單機的熱、力等驗收級試驗條件是壽命期環境與可靠性篩選的包絡。尤其是一般電單機熱試驗的溫度，不再是以其熱設計溫度為基線簡單的外擴，單機的驗收級溫度是熱設計溫度外擴后的溫度范圍和可靠性篩選所需的-25～+60 ℃(85 ℃溫差)溫度范圍的包絡?；谏鲜龅淖兓?，小衛星啟動了領域單機試驗條件統一化的工作，編寫了小衛星組件試驗相關標準，給出小衛星領域一般電單機統一的力、熱驗收級以及鑒定級的試驗條件，特殊單機試驗條件制定的原則，按照標準完成試驗的電單機無特殊情況可以安裝在衛星的任何艙板上。同時對于已經完成鑒定的繼承產品，如控制分系統的大部分產品，按照原有條件執行，但是需對單機的力、熱、環境進行評估，確認相關試驗條件可以包絡單機壽命期的環境并留有一定余量。

2010年以來，小衛星領域得到了極大的發展，衛星數量越來越多，對單機的產能提出了更高的要求，對單機產品去型號化生產提出了更高的需求。東方紅公司率先開展了單機產品試驗條件統一化的工作。對姿控、結構、數傳和上下位機等設備的原有鑒定級試驗條件進行梳理，分析各型號執行的驗收級試驗條件，最終形成各類設備各自的統一試驗條件。對新研產品，在其研制初期就充分考慮在小衛星領域的通用性，設計符合統一試驗條件的試驗方案。目前，在小衛星領域已實現大部分星上產品的試驗條件通用化，為小衛星平臺化打下基礎。

2.2 批量小衛星環境試驗設計

近年來，隨著小衛星向小型星座和多顆業務星同步研制模式轉變，通過優化試驗流程和批試驗技術已經取得了較好的效果。

并行組批試驗，即多顆星的同時進行試驗，是解決多星并行研制的有效方法之一。其特點是減少了研制周期，適合于數量多、批量大，要求聯合測試的型號。并行組批熱試驗又可分為單空間模擬器多星并行組批熱試驗和單空間模擬器單星并行組批熱試驗。并行熱試驗由于衛星多，設備多，需要判讀和控制的試驗溫度數據成倍增加，從而增加了試驗溫度控制難度，但是技術上可以通過試驗仿真分析或相關試驗經驗解決。

以某遙感衛星為例，由3顆衛星組成的星座，3顆衛星狀態基本一致。由于星座需要聯合測試要求及研制周期短的原因，2009年9月，對此3顆衛星首次完成并行組批熱試驗，如圖1所示，實現了3顆衛星并行熱試驗，同步進出工況、聯合測試的要求。此類型的組批試驗在后續研制型號中得到極大推廣，多型號采用此組批熱試驗流程，如CAST3000平臺、遙感三十一號系列衛星、高分一號系列衛星等均組批進行系統熱真空試驗，其中更有5星并行熱試驗。

圖1 3顆衛星并行熱試驗示意圖

對于裝備型號衛星，通過對比對其正樣熱平衡試驗[11]的數據，衛星設計的繼承性好，熱控分系統的設計成熟度高，熱平衡試驗的數據差別較小。從驗證熱設計的角度出發，對于裝備型號，進行1～2顆裝備星的正樣熱平衡試驗即可獲取較充分的數據。東方紅公司形成了小衛星系統級熱平衡試驗優化相關標準，明確了系列衛星的后續裝備衛星或業務衛星，其技術狀態與首發科研星一致，熱控分系統狀態與首發科研星完全一致，可以剪裁熱平衡試驗；如果同批次多顆衛星技術狀態完全一致，熱控分系統狀態也一致，則可以選擇其一進行熱平衡試驗，其余衛星可以剪裁熱平衡試驗。

目前小衛星領域系統級力學試驗[12]一般均是采用單星振動試驗，例如某遙感系列星座衛星。這種方式均是每顆衛星具備力學試驗狀態后，串行開展振動試驗，該種方式較為成熟。并行組批力學試驗受限較多，只對某些型號適用，但由于衛星數量多，采取一箭多星發射，可以開展并行組批力學試驗。目前小衛星進行并行振動試驗的衛星有試驗系列衛星雙星、皮納系列衛星三星，均是系統級衛星串聯在一起，采用一個振動試驗夾具進行的并行試驗。某衛星A/B星的特殊構型，采用運載適配器并行連接，一起并行進行振動試驗，證明并行系統級力學試驗已經過試驗驗證。由于并行力學試驗衛星多、設備多，造成力學傳感器數據量增加，這可以通過開發自動化判讀軟件與試驗經驗解決。

2.3 微納衛星環境試驗設計

微納衛星[13]采用開放式體系結構、標準接口規范和一體化設計技術，打破了現有的從系統、分系統到單機、部件的裝配層級，模糊了機、電、熱設計的專業界限。采用一體化設計，將衛星當成一個整體，對力學性能、熱性能、電磁性能、光學性能等進行綜合設計、分析與試驗驗證，原有的按裝配層級進行試驗劃分的模式已經不適用。而且短周期、密集發射的研制模式也要求在達成基本驗證目的的前提下，試驗時間盡可能短、試驗效率盡可能高，這決定了現有的試驗方法體系將無法更有效的滿足微納衛星對試驗的需求。現有衛星試驗方法體系的很大一部分工作是為了確保衛星的長壽命、高可靠，但微納衛星對在軌壽命和可靠性的要求與傳統衛星存在一定區別，考慮到微納衛星成本低、生產周期短、發射數量多等特點，衛星設計壽命與傳統衛星相比一般有所降低，對衛星可靠性的要求更側重于任務可靠性，這必然會對地面試驗項目的選擇、試驗條件的制定產生一定影響。

為縮短研制周期、降低試驗成本，同時保證試驗方法在產品質量控制的重要作用，針對微納衛星研制特點，在方案階段，微納衛星研制主要以分析計算代替試驗驗證，指導產品的設計改進；由于衛星研制周期短，不再給出明確初樣階段與正樣階段分界，簡化研制流程；產品不再進行初樣生產制造，而是直接正樣用于上天飛行，為正檢狀態；在試驗流程上，以準鑒定級試驗驗證直接正樣的新研產品，以驗收試驗驗證成熟產品，減少試驗項目和成本；正檢狀態產品通過準鑒定級試驗后，轉正樣狀態設計，根據狀態更改，需通過分析評估是否進行補充試驗。

根據皮納系列衛星的工程研制經驗，制定了相應的環境試驗規范，同時進行了試驗流程優化，并形成相關標準。微納衛星大量應用商用現貨產品(COTS)部組件、工業技術和微小型化產品，必須通過產品環境篩選試驗保證衛星的可靠性問題，這也是使用新技術和COTS部組件可靠應用于微納衛星的核心問題。微納衛星產品環境試驗要求綜合考慮了標準接口電路板單板環境應力篩選試驗與獨立組件環境可靠性試驗，并對環境試驗矩陣進行了適當裁剪[14]，減小了試驗的時間和成本，并在東方紅公司微納衛星部分星上產品中進行了初步的實際應用。傳統組件級沖擊試驗、磁試驗和電磁兼容性(EMC)試驗等項目可考慮隨整星完成。從裝配層級角度，微納衛星將單板級與組件級篩選試驗綜合考慮，也是對層級篩選流程的優化。微納衛星集成度相對較高，不存在明顯的分系統分界，大量使用電路板功能單元產品，也弱化了單板級和組件級分界，因此比較適宜進行裝配層級篩選流程的裁剪和優化。

微納衛星具有個頭小、批量大和研制周期短等特點，對系統級組批試驗的需求較迫切，因此從皮納一號衛星就開始了系統級組批試驗的相關工作，并在型號研制中進行了有益嘗試，取得了較好的效果，積累了經驗。微納衛星采取了兩種方法進行組批試驗。一種是串行組批試驗，即統籌安排，優化試驗流程，按照流水線生產的模式進行組批試驗；另一種是并行組批試驗，即多顆衛星同時進行試驗。

3 小衛星產品的環境設計、控制與防護

3.1 微振動防護設計與驗證

隨著越來越多高精度載荷在小衛星上的應用，微振動已經成為影響高精度衛星成像質量等性能的關鍵因素。在軌測量數據表明：CMG、動量輪、制冷機、大型部件轉動機構等是影響較大的擾振源。

從擾振源到高精度載荷影響的全鏈路分析，目前比較簡單可靠的方法是從傳遞路徑入手，分析微振動在整星結構中的傳遞特性，找出影響微振動傳遞特性的關鍵環節，進而通過安裝隔振器、優化構型布局和結構材料尺寸等方式減小傳遞到高精度載荷處的微振動。

在微振動防護的工程實踐中，隔振減振方面，與協作單位合作研制了橡膠隔振墊，隨遙感三十號衛星實現了首飛驗證，隨后相繼在20余顆高分辨率遙感衛星上推廣應用，隔振效率可達90%以上，助力高分辨率衛星成像質量大幅提升。在構型布局優化方面，在衛星微振動試驗中，分別測量了動量輪不同布局方式對相機安裝處微振動的影響，進而對動量輪布局進行了調整優化，降低了傳遞到高精度載荷處的微振動，并在后續型號中推廣應用。隨著三超平臺的應用，采用安裝隔振器、優化構型布局等前端抑制手段基本可以滿足分辨率在0.3 m以上的高分辨率衛星，對于后續0.3 m以下甚高分辨率衛星而言，微振動的防護可能需要全鏈路的抑制手段相結合，從擾振源、傳遞路徑、敏感載荷、圖像處理4個方面進行系統級綜合防治，以滿足更高圖像質量的要求。

3.2 振動減振設計與驗證

隨著東方紅公司微納衛星平臺的發展，對微納衛星型號抗力學設計及驗證提出了新的挑戰。微納衛星多為搭載形式，運載主動段力學環境惡劣，且缺少實際遙測數據或星箭耦合分析結果，難以在整星振動試驗過程中制定合理的加載量級。

“十二五”期間，為了改善微納衛星平臺力學環境，創新性的采用金屬絲減振器設計了整星隔振措施。新的減振設計首先在皮納型號初樣星上進行了鑒定級力學試驗驗證，通過分析衛星安裝減振墊前后在星上關鍵位置處的加速度響應數據，評估星上設備最佳減振效果可達到50%～80%左右。隨后，安裝減振器的皮納一號正樣星順利通過了整星驗收級試驗的考核，且型號發射成功，衛星入軌后狀態正常，金屬絲減振設計順利完成飛行驗證。

在20千克級皮納型號上應用成功后，在“十三五”期間，針對東方紅公司后續型號的特點，進一步優化金屬絲隔振器設計，將應用范圍由20千克級提高至100千克級，在整個減振器質量不超過2 kg狀態下，可將正弦或隨機振動量級衰減至50%，覆蓋東方紅公司全部百千克級微納衛星。

截至目前，金屬絲減振器共成功應用于十余顆微納衛星，均發射成功。在后續的工作中，將繼續攻關“平臺動力學環境優化設計”，持續開展整星減振[15]的優化和驗證工作，目標是將整星減振器適用能力提高至1000 kg。

3.3 高精度溫控設計

隨著電子技術的發展，電子設備對熱控的要求也越來越高。有些控溫精度達到毫開級，甚至更高的要求。NASA于2002年發射地球重力場測量(GRACE)雙星，關鍵部件達到了每軌0.1 K的熱穩定要求；ESA于2009年3月發射的重力場與穩態洋流探測器(GOCE)其關鍵部件的溫度穩定性達到了10 mK的水平，美國哈勃望遠鏡、俄羅斯某偵察衛星的相機控溫精度都在0.1 ℃以上；美國空間干涉測量飛行器(SIM)和空間望遠鏡(NGST)等空間光學系統要求控溫精度達到1 mK。隨著小衛星需求的擴展，對高精度需求也越來越高，東方紅公司對高精度溫度控制技術開展了關鍵技術攻關研究工作，提出了多種高精度溫度控制方法。針對某衛星±0.1 ℃高精度控溫要求，提出采用基于分級熱控方法結合比例-積分-微分(PID)控溫算法的高精度控溫方法，通過仿真和試驗驗證，實現了高精度溫度控制指標優于每軌0.1 ℃[16]，驗證結果如圖2所示。針對某衛星毫開級高精度溫度控制要求，提出采用基于正溫度系數(PTC)材料結合PID控溫算法的高精度控溫方法，通過仿真和實驗驗證，實現了高精度控溫指標優0.01 ℃/200 s[17]，驗證結果如圖3所示。

圖2 ±0.1 ℃高精度控溫驗證結果

圖3 毫開級高精度控溫驗證結果

4 小衛星系統級環境試驗

系統級環境試驗是小衛星研制生產的關鍵環節，包括力學試驗和熱真空試驗，環境試驗的目的與作用包括兩方面，一方面是驗證固有可靠性，驗證產品的設計與采取的制造工藝是否正確和符合質量要求，以確保產品在預定的工作環境下正常工作；另一方面是盡量提高產品的使用可靠性，檢驗產品的制造質量，盡量在地面暴露元器件、材料及制造工藝中的潛在缺陷，減少早期失效。

試驗數據分析是小衛星系統級環境試驗的關鍵環節。在系統級力學試驗中，通過對預示級試驗數據分析，以對衛星力學試驗輸入條件[18-19]進行詳細制定，進而保證衛星受到充分全面考核，通過對滿量級試驗數據的分析，從而對小衛星環境適應性以及系統級篩選做出評估。熱真空試驗相對力學試驗更為復雜，需要姿軌控分系統、星務分系統、數傳分系統、供配電分系統、熱控分系統等各個系統協調配合，同時輔以地面模擬設備，綜合實現熱真空試驗的考核目的，保證星上非主動控溫單機設備高溫與低溫極盡拉偏，實現32 ℃溫差，充分考核單機性能，暴露產品缺陷。熱真空試驗的復雜點與難點在于同時把控星上所有非主動控溫設備的溫度，這些設備的溫度受到自身熱特性、附近單機熱特性、加熱回路、外熱流等多方面的共同影響，因此在進行熱真空試驗的過程中，往往需要通過經驗，協調衛星各個分系統、地面試驗模擬實施單位，對衛星進行控溫。小衛星環境試驗在最初發展階段，以設計師經驗為依托，在力學試驗中，通過對衛星測點數據依次判讀分析，制定整星滿量級試驗條件，并對滿量級試驗數據進行分析評估；在熱真空試驗中，以人工定時進行數據記錄、調溫措施手動記錄、設備溫度變化規律人工統計等措施實現熱真空試驗過程的控溫。

隨著時代的發展，小衛星數量必將呈現井噴式增長，尤其在多星并行試驗且人員數量有限的情況下，傳統力熱試驗方式將難以滿足發展需求。東方紅公司在小衛星環境試驗技術方面不斷創新，基于傳統試驗方式，以智能化、大數據為依托，不斷深入研究。在力學試驗方面，進行了力學試驗數據智能分析算法、試驗條件智能判定方式、特征數據智能對比等一系列研究；在熱真空試驗方面，進行了熱真空試驗數據智能存儲方式、設備溫度發展趨勢分析算法、控溫方式智能閉環控制等一系列研究。

5 環境試驗效應分析

環境試驗效應分析是通過對環境試驗數據及其相關的產品可靠性數據的分析，確定環境試驗對產品設計驗證和故障篩選的有效性。組件級產品、衛星系統級、環境試驗設計等各個層面都需要進行環境效應分析，各有其對小衛星研制技術發展的促進作用。基于已成功發射的120余顆小衛星,完成近200次系統級振動試驗，140多次的衛星系統級熱真空試驗，已積累了一定的環境試驗效應分析的經驗和數據，在組件級、衛星系統級層面發揮了一定的作用。通過整星及艙段微振動試驗識別了星上擾振源的響應量級，得到了擾振源在星上的傳遞特性，開展了微振動抑制設計，確保光學相機關鍵位置的響應量級滿足成像要求。通過在軌驗證，有效的保證了可見光相機在軌成像質量。通過力學振動試驗，有效驗證了整星的結構設計，解決了結構局部設計余量不足，試驗中超過結構局部承載能力，導致蜂窩芯子失穩或破壞等問題；檢驗衛星經受驗收級力學振動環境的能力，暴露衛星材料、元器件和工藝等方面的缺陷。通過整星熱真空試驗，暴露了衛星推進系統控溫、軟件、元器件失效等方面的問題，檢驗了星上各分系統設備經受熱真空環境的工作能力。

要在環境試驗設計層面發揮作用，尚需更多的子樣和深入的分析研究。

6 結論

本文針對在20年來東方紅公司在小衛星環境試驗技術方面的研究成果進行回顧，總結了在小衛星環境剖面、環境試驗設計、星上環境控制、環境試驗及其效應分析等方面的研究經驗。這些研究方向和經驗體現了較為全面的小衛星環境試驗技術架構。但也可以看出在各個方面還存在不能完全滿足小衛星研制需要的問題，小衛星環境試驗技術需要進一步向深度和廣度發展。

首先，小衛星環境試驗技術能力需要進一步提升。虛擬試驗技術是在衛星設計階段進行較好設計驗證的方法，也是小衛星環境試驗剪裁的基礎。虛擬試驗技術是理論分析與試驗數據分析融合的技術方法，大量試驗數據的積累是提高這個方法有效性的前提條件。前期的技術積累已具備發展虛擬試驗技術的基礎條件。環境效應分析是提高環境試驗設計(試驗計劃、試驗條件)有效性的必要條件。利用已有的大量試驗數據及其衛星測試和在軌的信息，對環境試驗設計的有效性進行系統性分析，能夠對后續的批產小衛星、微納衛星、小衛星新平臺等的環境試驗設計提供有力支撐。振動、微振動環境防護技術的進一步發展，不僅有助于提升衛星性能指標，還能夠因改進產品的環境試驗設計而有利于產品設計。

其次，小衛星環境試驗技術要預見小衛星發展趨勢，以小衛星未來的需求為技術發展方向。利用小衛星建設空間網絡、進行深空探測、空間組裝等技術已進入應用，用戶提出小衛星需求的重要內容之一是輕小型、低成本、能量產。這些需求指出了對現有試驗設計方案的剪裁、提高試驗效率等研究方向。要分析新型小衛星在其環境剖面上新的敏感點，研究如何對不同壽命需求、不同批產數量的衛星采用不同的試驗方案。在試驗中的關鍵數據識別與分析，影響衛星關鍵性能環境的識別及其防護和面對更復雜環境的試驗有效性評估等技術都需要不斷進行研究，才能進一步發揮促進小衛星技術發展的作用。