朱炜 张国斌 陈凤熹 于龙江

(1 中国航天标准化与产品保证研究院，北京 100071) (2 中国空间技术研究院遥感卫星总体部，北京 100094)

现代汉语大辞典中寿命的定义为“生存的年限，后也比喻存在的期限或使用的期限”。舰船、飞机、导弹等一般都采用耐久性描述寿命，其定义为：“产品在规定的使用、贮存与维修条件下，达到极限状态之前，完成规定功能的能力。极限状态是指由于耗损(如疲劳、磨损、腐蚀、变质等)使产品从技术上或从经济上考虑，都不宜再继续使用而必须大修或报废的状态。”[1-2]卫星不可维修的特点决定了不能直接照搬其他领域耐久性的理论方法，需要针对卫星研制的特点，研究探索寿命工作方法和技术[3-4]。

中型敏捷遥感卫星公用平台是我国民用航天科研工程项目支持的遥感卫星公用平台开发项目，目的是统一后续应用卫星平台和产品的状态，实现平台能力和研制能力的大幅提升，满足后续“高分”业务卫星和我国空间基础设施等建设项目对遥感卫星性能和产能的需求。长寿命是平台能力提升的重要体现，平台设计寿命为8年，这对于之前低轨卫星设计寿命一般为3～5年有了大幅提升。高分三号(GF-3)卫星是我国首个低轨8年长寿命对地观测卫星。它采用系统冗余设计，明确活动部件、蓄电池、热控涂层等产品为寿命薄弱环节，并进行试验验证等一系列工作；但它是在卫星方案设计阶段工作基本完成后才将寿命指标从5年提高到8年的，因此其寿命工作是在原有设计基础上修改完善，与中型敏捷遥感卫星公用平台从立项开始就系统策划8年寿命工作的方式有所区别。

中型敏捷遥感卫星公用平台8年寿命工作，充分借鉴前期“高分”卫星寿命工作的成果和经验，系统策划、实施了寿命工作项目。高分多模卫星作为采用该平台的首颗卫星，全面应用了平台寿命工作成果，为卫星8年设计寿命指标的实现提供了坚实的基础。

1 寿命工作策划

1.1 界定寿命工作范围

中型敏捷遥感卫星公用平台轨道周期短、在轨设计寿命长，对关键单机工作时间、次数要求非常高，例如蓄电池充放电循环次数48 000次，控制力矩陀螺侧摆141万次，这给单机寿命设计、验证工作带来了很大的难度。平台高敏捷机动能力、高定位精度与高成像质量支持等，对寿命末期性能提出了更高的要求。考虑上述特点和难点，平台改变了以往“单机寿命指标等同于平台寿命指标”、寿命工作主要侧重于单机寿命试验验证等做法，采用自上向下分析，自下而上验证评估的方式全面、系统地开展寿命工作。

为提高工作效率，重点针对影响中型敏捷遥感卫星公用平台设计寿命的产品开展相关工作，界定了开展寿命工作的系统级和单机级产品范围，系统级主要包括电源分系统、热控分系统和控制分系统，单机级主要针对有限寿命单机[5]，不考虑火工品、纯机械结构、无活动部件的天线类产品、低频和高频电缆、管路等。经梳理，平台有限寿命单机为51种，分为电子类、机电类、电池类、机械类、光电类、热控组件、推力器类7类。典型有限寿命单机如表1所示。

表1 典型有限寿命单机Table 1 Typical life-limited items

1.2 制定工作流程

寿命工作贯穿于中型敏捷遥感卫星公用平台各研制阶段，如图1所示。方案设计阶段，开展寿命设计、寿命分析工作，并制定寿命试验方案，确定寿命评估方法。方案设计阶段数据采集主要针对继承性产品，可利用已有数据对寿命进行预估[6]。由于寿命试验周期较长，在初样研制阶段可以开展寿命试验，在初样研制阶段后期可针对寿命试验采集的数据开展寿命评估计算。高分多模卫星正样研制阶段则应根据技术状态更改情况开展寿命工作，并继续收集寿命试验数据，更新寿命评估计算结果，在卫星出厂前给出寿命指标是否满足要求的结论。

图1 寿命工作流程Fig.1 Lifetime workflow

2 寿命设计分析

中型敏捷遥感卫星公用平台寿命设计分析是在可靠性设计分析的基础上，进一步建立了平台寿命与单机寿命之间的量化关系，并重点针对累积损伤型故障模式开展全面分析，为验证评价工作提供依据。

2.1 寿命建模

为识别性能退化过程的影响，为后续在轨运行管理提供支持，针对不同后果状态建立了中型敏捷遥感卫星公用平台精细化寿命模型。

首先，将平台状态等级分为任务正常、任务降级和失效3类。

(1)任务正常：平台所有功能、性能均正常，所有技术指标均满足卫星任务要求，能够确保整星和有效载荷正常工作，满足用户各种使用要求。

(2)任务降级：平台部分非关键的或有备份的功能丧失(例如对地测控和中继测控损失一种)，或者部分性能指标产生退化，不能满足卫星常规使用要求，但可以确保整星不失效、不与地面失去联系；有效载荷不能全负荷满足全部成像质量指标要求工作，但仍然能够降低时长工作，或者降低成像质量工作，并能够将探测数据下传至地面。

(3)失效：平台关键的功能丧失(例如测控或姿态控制)，或者性能出现大幅衰退(例如供配电)，从而导致卫星无法生存或无法支持有效载荷工作。

在此基础上，分别确定了平台任务正常和任务降级的具体判据，并分析不同后果状态下产品的冗余备份关系，建立了寿命模型。下面以控制分系统为例，说明不同后果状态寿命模型的差异。在任务成功状态下，平台要求具有3轴对地控制能力、高精度姿态测量和控制能力，要求有至少2个星敏感器、4个陀螺和4个控制力矩陀螺及3个磁力矩器正常工作，如图2所示。在任务降级状态下，平台要求保持3轴对地姿态控制，可以只有1个星敏感器或红外地球敏感器，以及3个陀螺、3个CMG和2个磁力矩器正常工作，如图3所示。

图3 控制分系统寿命模型(任务降级)Fig.3 AOCS lifetime model (task degradation)

2.2 寿命指标分配

中型敏捷遥感卫星公用平台寿命指标分配是基于寿命模型，将平台寿命要求量化分解给有限寿命单机的过程[7]。分配给有限寿命单机的参数为寿命均值μ和标准差σ。其中：σ可依据单机成熟度、在轨考核验证经历、继承性等级等因素分析确定，对低轨卫星，σ一般取值范围为0.3～3.0年。

2.3 寿命设计复查

除了抗电离总剂量设计、原子氧防护设计、耐太阳紫外辐照设计、降额设计、裕度设计、(机械/热)疲劳寿命设计分析、润滑寿命设计、密封寿命设计等工作之外，为全面掌握中型敏捷遥感卫星公用平台各单机寿命设计情况，还开展了寿命设计复查，重点针对故障模式分析是否全面，设计裕度是否满足要求，已有数据是否能支撑寿命指标验证，拟开展的寿命试验是否充分等几个方面开展复查。通过单机寿命设计复查工作，暴露了关于单机寿命设计分析的200多个问题，包括部分器件抗辐照能力不满足要求、寿命设计余量不足、寿命试验方案不合理等。通过对暴露的问题进行闭环落实，提高了平台寿命设计工作的有效性。

注：n为相同产品的个数。图2 控制分系统寿命模型(任务成功)Fig.2 AOCS lifetime model (task success)

2.4 寿命故障模式分析

寿命故障模式与影响分析(FMEA)是分析产品中每一个可能的耗损故障模式并确定其对该产品及上层产品寿命所产生的影响，以及把每一个故障模式按其影响的严重程度予以分类的一种分析技术。在传统FMEA工作的基础上，分析耗损故障的原因及故障不同累积损伤程度对中型敏捷遥感卫星公用平台后果状态的影响，对不同程度造成的影响分析严酷度及在轨补偿措施，例如故障模式为“性能退化”，退化10%导致平台任务降级，而退化50%可能就会导致平台任务失效，这两种情况应分别分析。

通过开展寿命FMEA工作，梳理出导致中型敏捷遥感卫星公用平台寿命终止的故障模式共3个，如表2所示；导致平台任务降级的故障模式共10个，如表3所示。寿命FMEA工作为确定平台寿命薄弱环节、开展寿命验证等工作提供了依据。

表2 导致平台寿命终止故障模式清单Table 2 List of failure modes caused to Platform end-of-life

表3 导致平台任务降级故障模式清单Table 3 List of failure modes caused to Platform degradation

3 寿命试验

寿命验证主要包括分析验证、在轨验证和试验验证3种方式。分析验证指根据故障物理或工程经验在一定的分析计算的基础上判定产品寿命满足要求。在轨验证指已在轨应用，且应用条件和工作时间都能覆盖平台要求，只适用于继承性产品。试验验证是最普遍的一种方式，通常，具有耗损故障模式的单机产品应开展寿命试验，例如存在“泄漏”故障模式，则需要开展长期漏率验证试验。

为保证寿命试验的有效性，提高寿命试验的效率，在寿命试验之前制定寿命试验方案，在分析产品薄弱环节、可采用的试验方式和试验周期的基础上，确定试验样本、试验剖面、试验时间、试验检测方式等。在不改变故障机理的前提下，可采取加速寿命试验验证产品的寿命，但需要分析确认加速因子的合理性[8]。

中型敏捷遥感卫星公用平台重点针对影响平台敏捷机动性能的太阳电池电路、锂离子蓄电池组、大量程三浮陀螺、125 N·m·s控制力矩陀螺、高稳定度太阳翼驱动机构、减隔振装置6类关键单机开展了寿命试验，并规范了试验对象、试验方式、试验时间、试验实施、故障信息确定原则等要求。

4 寿命评估

考虑卫星小子样特点，应充分融合多种来源的数据对卫星寿命进行评估。中型敏捷遥感卫星公用平台开展了3轮寿命数据采集工作。第1次数据采集主要对各单机历史数据积累情况进行摸底，基于数据积累情况研究单机寿命评估方法，确保寿命评估工作的可实施性。第2次数据采集主要采集各单机寿命与可靠性要求、故障模式、故障判据，分析故障模式发生规律，研究提出单机寿命评估模型。第3次数据采集是根据各单机寿命与可靠性评估模型，采集设计数据、试验数据和相似产品在轨飞行数据。在3次数据采集的基础上，开展寿命评估工作。

借鉴GPS卫星的经验，采用平均寿命估计(MLE)方法开展卫星寿命评估[9]。在中型敏捷遥感卫星公用平台研制工作结束时，由于CMG和减隔振装置寿命试验尚未完成，按当时的数据评估得到平台寿命估计值为7.61年，寿命末期可靠度为0.52。不过，同时也给出了CMG和减隔振装置寿命试验完成后的预估值，即平台寿命8.1年，寿命末期可靠度0.76，可以满足平台的寿命与可靠性指标要求。该评估结果为高分多模卫星出厂评审提供了依据。

在寿命评估的基础上，开展了中型敏捷遥感卫星公用平台有限寿命单机寿命重要度分析[10]。寿命重要度即单机寿命变化对系统寿命的影响，可以用系统寿命θ对单机寿命θi(i=1,2,…,m)的偏导数表征，即Ii=∂θ/∂θi，其中m为系统中单机的数量。寿命重要度分析可以用于支持后续卫星开展设计优化。如表4所示，影响平台寿命的主要单机有控制力矩陀螺、锂离子蓄电池、太阳电池电路等，可进一步在后续研制工作中加强这些产品的寿命设计及验证工作。

表4 平台有限寿命单机寿命重要度分析Table 4 Importance analysis of Platform life-limited items

5 结束语

本文在中型敏捷遥感卫星公用平台寿命工作实践的基础上，提出了卫星寿命工作项目及寿命设计分析、试验和评估的方法，为高分多模卫星寿命工作提供了管理和技术手段。在后续卫星研制、应用过程中，还需要结合在轨飞行数据进一步修正寿命模型，完善技术方法，逐步建立系统、科学的卫星寿命工作规范。