王洪雨 刘 佳 刘 硕 崔志刚 陈 浩 关 鑫 盛 超

设计·工艺

某型快速响应微小卫星平台结构研制

王洪雨 刘 佳 刘 硕 崔志刚 陈 浩 关 鑫 盛 超

（北京卫星制造厂有限公司，北京 100094）

针对快速响应微小卫星平台结构快速研制的需求，通过模块化设计微小卫星平台结构，预先制作标准化模块化单元，根据任务载荷需要，适当剪裁、拼接标准化模块单元，能够大大加快平台结构研制周期。通过某光学成像微小卫星平台结构研制实例，证明了模块化设计、预制标准化模块单元的快速研制思路合理可行。

快速响应；微小卫星；平台结构；模块化

1 引言

快速响应空间体系具有时间快、操作易、功能简、成本廉、任务专与效费比高的特点[1]。为满足我国军事现代化和未来天基作战基础装备的需求，需要基于单元模块化和接口标准化的思想，实现军事侦察、通信等战术卫星的快速制造、测试和发射。预期的目标是从现有大型卫星的平台式结构设计思路上解放出来，将各分系统或功能单元模块化，预先批量研制。同时各模块之间形成标准的机、热、推进管路等接口，根据战场对卫星的功能需要可以快速组合和总装集成模块功能[2]，满足系统级测试、试验、发射入轨，以及快速形成战斗力的需求。

微小卫星具有体积小、研发周期短、成本低、组网灵活等特点，近年来发展高度活跃，连续3年占比超过年度入轨航天器总数的30%，近两年更是高于60%。微小卫星已经进入装备实用阶段，国内外多次报道成功案例，已成为世界航天活动的重要构成部分[3～5]。微小卫星正朝着模块化、标准化、在轨组装方向发展。通过开放式标准化接口，能够将微小卫星各功能模块快速组装成整星[6～8]。随着MEMS技术的飞速发展，极大地降低了单机设备的体积、质量、功耗，大大缩短卫星研制周期[9～11]。批量生产的货架式单机设备，使得微小卫星快速集成成为可能。

基于快速响应卫星单元模块化和接口标准化的设计思想，以某型可见光成像卫星为例，模块化设计卫星的平台结构，包括结构单元划分、整星结构集成、刚度设计、强度校核、力学试验等，验证了在3个月之内完成微小卫星平台结构研制的可行性。

2 主要技术指标

根据卫星目标任务及载荷需求，对卫星平台结构提出以下主要技术要求：

a. 满足发射、入轨、在轨运行各阶段力学性能要求；

b. 整星重量要求≤100kg，结构分系统重量≤18kg；

c. 外包络尺寸：发射包络尺寸小于800mm×800mm×1000mm；

d. 基频要求：为了避免卫星和火箭的动态耦合，在卫星固支状态下，卫星整体结构的频率应满足：一阶横向基频≥25Hz；一阶纵向基频≥50Hz；一阶扭转基频≥40Hz。

3 平台结构快速响应研制

3.1 卫星平台组成

根据任务载荷需求，主要任务载荷为单台光学相机，相机相对于其他单机设备体积、质量较大。选取六棱柱框板桁架式主承力结构能够为大型主载荷提供主要安装空间，且侧板能够满足其他单机设备安装需求。卫星平台组成如图1所示，平台结构部分主要由集成各单机设备的舱板、桁架式主承力结构、太阳翼基板、顶板、底板、加强板等组成。

图1 卫星组成示意图

3.2 卫星平台结构模块化设计

3.2.1 舱板模块

舱板为星上单机设备、电缆网、太阳翼提供支撑和安装接口，除满足结构自身刚度、强度要求外，还要具备一定的热控能力。基于结构单元化和标准化的设计思路，舱板设计为铝蒙皮蜂窝夹层结构，并且预埋一定传热能力的热管，如图2、图3所示。舱板铝蒙皮厚度为0.5mm，蜂窝芯为0.03mm×5mm，蜂窝芯高度为25mm，蜂窝芯体密度为44kg/m3。预先生产出一定面积的舱板，可根据具体需要裁剪。因此，基于上述要求，舱板所有连接接口均通过后埋实现。

图2 预制舱板结构示意图

图3 结构板与热管集成实物图

3.2.2 桁架结构

中心桁架为整星主承力结构，同时为舱板、顶板以及底板提供安装接口。因此，中心桁架不仅要满足整体刚度、强度以及稳定性的要求，还要满足与其余结构的接口要求，且尽量减轻重量。同时桁架结构在实现单元化、型谱化以及接口的标准化方面相对容易。

基于以上原则，桁架杆件设计为碳纤维复合材料管件，并综合测试其力学性能；接头设计成铝合金材料，一方面易于实现标准化，同时可以有效降低成本；此外，采用模块化、集成化设计思路，一体化设计铝合金卡子与复合材料杆件，减少了总装集成时间。中心桁架基本构型及组成零件如图4、图5所示。复合材料杆件外径为25mm，壁厚为2mm，材料为M55J/环氧树脂。卡子材料为2A12T4，连接孔为M5并安装钢丝螺套，卡子厚度为10mm。复合材料杆件与卡子预先实现胶接，并根据整星构型实现快速杆单元的快速截取所需尺寸。接头为锻铝 2A14 H112，加工过程中需要稳定化处理，并保证最终为T6状态。与复合材料杆件连接段内径为25mm，接头壁厚为3mm，胶接长度为50mm。

图4 中心桁架

图5 预制的桁架杆件

3.2.3 太阳翼基板

如图6所示，太阳翼基板预先制成标准化模块单元，每块太阳翼基板尺寸600mm×600mm，基板面板材料为M40JB/环氧复合材料，蜂窝芯为3/8-5056-.0007p-1.0T24铝合金。根据整星需求确定配置太阳翼基板数量。标准化的太阳翼基板采用双铰链，两处压紧点设计。太阳翼压紧状态下弯曲基频不低于80Hz，展开锁定状态下基频不低于5Hz。展开机构、压紧释放机构继承现有成熟产品。

图6 太阳翼基板

3.2.4 底板

底板是快响卫星平台的关键结构，所有载荷均通过底板组件传递给火箭，因此底板设计不仅要考虑刚度，更重要的是对各承力接口进行强度校核。底板组件包括对接框、底板、与相机支架的安装接口、与桁架的安装接口、与推进系统的安装接口。

如图7所示，底板采用碳蒙皮蜂窝夹层结构，蒙皮为M55J/环氧复合材料，总厚度为0.5mm。蜂窝芯为0.05mm×3mm的加密蜂窝芯，蜂窝高度为29mm。与对接框、桁架结构接口通过预埋件实现，其余连接接口均通过后埋实现，以适应连接接口变化。

图7 底板

3.2.5 顶板及加强板

顶板设计主要为了增加快响卫星平台结构的整体刚度，尤其是提高绕轴向扭转基频，同时顶板将提供少数天线的安装接口。顶板采用铝蒙皮蜂窝夹层结构，蒙皮厚度为0.5mm，蜂窝芯为0.03mm×5mm，蜂窝芯高度25mm，设备安装孔及与桁架的安装孔全部采用后埋。

加强板主要用于增大平台结构的刚度，仅加强桁架角部。加强板采用铝蒙皮蜂窝夹层结构，蜂窝规格与顶板相同（考虑到直接裁剪的需要），连接埋件通过后埋实现。顶板和加强板为标准蜂窝夹层结构板，通过机加外形和后埋件实现快速生产。

3.3 卫星平台快速装配集成

卫星平台装配集成可分为三个阶段。第一阶段：推进舱模块、姿控舱模块、数传舱模块、综电舱模块以及中心桁架模块并行装配，推进舱与管路系统、相机支架、对接框装配完毕，太阳翼及单机模拟件与姿控舱、数传舱以及综电舱装配完成；第二阶段：在部装支架上进行推进舱、其余三舱与中心桁架的装配；第三阶段：相机模拟件与快响卫星平台的装配集成。

图8 装配集成完成

装配集成完成实物如图8所示。整星外包络尺寸为750mm×650mm×900mm，整星质量91kg，满足设计要求。

4 力学分析与试验验证

4.1 整星模态分析

图9 有限元模型

表1 整星前8阶频率

图10 整星1阶振型

整星模态分析中，对接框下表面采用固支边界条件，建立有限元模型如图9所示。计算分析得到的整星的前8阶频率如表1所示，整星基频为21.408Hz，1阶振型为横向弯曲振型（见图10）。整星2阶振型为整星横向弯曲振型；3阶、4阶振型以相机支座的弯曲振型为主；5阶振型以呼吸变形为主；6、7、8阶振型以整星扭转为主。可以看出：整星结构前8阶未出现纵向振型，因此1阶纵向基频大于52.991Hz，综上分析，平台结构基频满足要求。

4.2 频率响应分析及强度校核

将火箭提供的正弦激励条件施加在对接框上，从整星模型、、三个方向分析频率响应。提取加速度响应最大的点处加速度响应曲线如图11所示，方向最大响应加速度8.6g，方向最大响应加速度7.4g，方向最大响应加速度8.9g。据此最大响应加速度，校核平台结构强度、连接处强度，计算安全裕度均满足大于0.25的要求。

为了验证卫星平台结构设计合理性，暴露卫星平台制造过程中的缺陷，获取卫星平台结构力学响应相关参数，为有限元模型修正提供参考依据，低量级扫频试验整星卫星平台结构。试验现场图片如图12所示。

整星低量级扫频试验结果表明：方向扫频整星一阶基频23Hz，方向扫频整星一阶基频22Hz，/向为弯曲模态，与计算分析结果基本一致，误差在1Hz以内。

5 结束语

a. 通过模块化设计快速响应微小卫星平台结构，预先制作标准化结构板、杆件、连接接头、太阳翼基板等模块化单元，根据任务载荷需要，适当剪裁标准单元，获得合适结构外形尺寸，通过后埋提供单机设备安装接口，能够大大加快平台结构研制周期。

b. 对整星平台结构进行低量级扫频试验结果与有限元仿真分析结果误差在1Hz以内，说明所述卫星平台结构符合设计预期，采用该研制方法能够满足设计要求。

1 廖育荣，王斌，蔡洪亮. 美国快速响应空间试验分析[J]. 装备指挥技术学院学报，2010，21(3)：54～57

2 汪立萍，蔡亚梅，陈利玲. 即插即用技术与PnPSat-1卫星解析[J]. 空间电子技术，2013，10(2)：105～108

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4 安君帅，张生玥，肖跃. 国内外小卫星的发展现状及前景[C]. 第十二届卫星通信学术年会论文集：北京，中国通信学会，2016：89～96

5 马定坤，匡银，杨新权. 微纳卫星发展现状与趋势[J]. 空间电子技术, 2017(3)：42～45

6 沈晓凤，曾令斌，靳永强，等. 在轨组装技术研究现状与发展趋势[J]. 载人航天，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

8 Ran Q, Giulia F, Ana R, et al. Developing a Plug and Play Solution for Satellite Manufacturing[C]. 67th International Astronautical Congress, Guadalajara, Mexico, 2016

9 孙杰. MEMS技术的发展及其在航天领域的应用研究[J]. 航天标准化， 2010(3)：44～47

10 尤政，李滨. 微米纳米技术在空间技术中的应用研究[J]. 中国机械工程，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

载人航天领域预先研究项目（030301）。

王洪雨（1988），硕士，高级工程师，航空宇航制造工程专业；研究方向：飞行器结构设计。

2020-08-28