王腾 范立佳 杨文涛 祖家国 张国斌 罗文波 张玲

(1 中国空间技术研究院遥感卫星总体部,北京 100094) (2 北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

随着遥感卫星的发展，分辨率的提升和观测范围的增大一直是各国航天工程人员不断追求的目标。相机口径的提升，可提高卫星空间分辨能力[1]；轨道提升、视场增大可以扩大地面观测范围。大幅提高卫星快速姿态机动能力，也可使卫星观测范围增大、重访周期缩短。受到国外世界观测(WorldView)系列卫星启发[2]，我国在“十二五”期间进行了相关敏捷卫星平台的攻关，攻克了相关的关键技术。“十三五”期间，以中型敏捷遥感卫星公用平台为基础的高分多模卫星获得立项。高分多模卫星主要任务是对地球表面进行0.5 m全色和2 m多光谱的遥感成像观测，具有多种敏捷成像模式、长寿命、高数据率图像传输等特点。卫星分辨率高，要配置大口径相机，需解决大口径相机与平台适配问题[3-6]。卫星观测范围大、重访周期短，依赖于敏捷成像实现，需提高敏捷机动能力。卫星动中成像，图像几何定位精度高，需解决在轨光轴稳定性等问题。

本文卫星采用中型敏捷遥感卫星公用平台，充分继承了平台构型特点。针对高分多模卫星任务需求，分析其对构型与总体布局的要求，从构型和总体布局出发，给出了相关要求的技术解决途径，并完成相关的技术验证。分析试验、在轨表现等结果均表明：卫星平台构型与总体布局，满足卫星任务对构型布局的要求，实现了卫星相关任务指标。

1 任务分析

高分多模卫星作为一颗中型敏捷卫星，其任务特点明确，即：高分辨率、敏捷成像、高图像定位精度。从卫星任务衍生出对平台构型与总体布局的设计要求。

1)高分辨率要求需要卫星配备更强大的相机

为了实现高分辨率，高分多模卫星主相机主镜口径达到1 m，焦距达到10 m。大尺寸规模的相机占据星上较大空间，直接影响卫星构型，相机安装适配对布局设计挑战大，同时需考虑相机电缆、散热面、遮光罩等的布局和总装操作相关问题。

2)敏捷成像需要卫星具备高机动能力

为了提高敏捷成像能力，需要提高卫星姿态机动能力，一方面配置大力矩的驱动装置，另一方面减小整星转动惯量规模。敏捷成像带来卫星姿态的大幅度变化，也对星上天线等敏感器指向提出更高适应性要求，影响敏感器的布局设计。

3)高图像定位精度需要卫星保证相机光轴稳定性

为了实现高图像定位精度，对光轴稳定性提出更高要求。光轴稳定性包括两方面，即相机光轴自身在轨的稳定性和对相机光轴(整星)指向测量的准确性。相机光轴自身稳定性，受平台的影响包括平台结构的热变形影响，平台机构部件等转动带来的扰动影响。对相机光轴(整星)指向测量的要求提高，一方面提高测量装置的测量精度，高分多模卫星配置3台甚高精度星敏感器；另一方面分析测量装置与相机光轴关系夹角变化的影响因素。

同时，因卫星研制周期短，构型与总体布局设计需考虑模块化、并行研制的设计思路；考虑总装测试操作便捷，易于实现。

2 构型与总体布局设计

高分多模卫星构型与总体布局设计包含两大部分内容，即平台的构型与布局设计和载荷布局设计。下文分别从这两部分展开介绍。

2.1 平台构型与布局设计

卫星包括平台+太阳翼+载荷。其中，平台主截面为1400 mm×1400 mm的矩形，采用两舱设计，上舱为设备舱，下舱为服务舱。主载荷位于设备舱顶部。配置两副二维二次高刚度太阳翼位于平台两侧。卫星采取纵轴对地飞行姿态。平台模块化构成见图1。

图1 平台模块化构成Fig.1 Platform modular structure

平台采用紧凑化、模块化的布局设计。两舱结构采用“框梁+箱板”的结构型式。传力形式简单，易于实现结构高刚度设计；两舱接口简单，易于实现模块化设计，并行总装。电子学设备采取外挂布局设计，针对电源等分系统设备分区布局，易于实现电缆优化设计，设备总装测试操作可达性好。服务舱底部布置对天面测控天线等指向性要求设备。考虑敏捷机动姿态变化，双导航天线布局采取偏置一定角度，并对称布局。

推进模块位于服务舱顶部，充分利用了舱内空间。采用组元推进系统，通过配置不同容量贮箱，可以使用不同的轨道维持和轨道控制要求。作为独立模块，可提前进行管路焊接，与整星主线并行开展，大大缩短研制周期。

控制力矩陀螺(CMG)群作为独立模块，易于实现整体隔振。CMG群位于服务舱内部，充分利用服务舱舱内空间。同时CMG群远离主载荷，通过延长传递路径可降低扰动对载荷影响。CMG支架采用“五棱锥”形式，与服务舱四立柱通过隔振装置连接，实现整体隔振，提高微振动抑制效率[7]。通过以上设计方案，充分利用星体空间将星体惯量压至最小。

卫星配置二维二次可展开高刚度太阳翼[8]，提高整星刚度，降低惯量。太阳翼采取并联方式，单翼三块板，单翼面积达到约8 m2。并联太阳翼有效缩短太阳翼质心与卫星距离，减小整星惯量。太阳翼单板采用加厚铝蜂窝夹芯设计，提高单板刚度。根铰、板铰采用高刚度设计，提高了太阳翼展开后刚度。

星箭接口采用四点解锁，延续主承力结构传力简单理念。采用四点爆炸螺栓连接卫星与运载火箭，实施简单，解锁分离可靠。

从平台方面看，卫星构型与布局设计具有多个创新点。

1)平台模块化设计

中型敏捷遥感卫星公用平台实现了平台模块化设计。设备舱、服务舱、推进模块、CMG模块、太阳翼模块等尺寸合理、接口简单，可独立总装，并行开展，缩短研制周期。

2)并联隔振的理念和实现

CMG群的集成化布局，使并联隔振的理念得以实现。同时具有总装操作简单、测试便捷的优势。

3)高刚度+小惯量的平台结构布局

四立柱+舱板的结构布局，实现了传力简单、高刚度的平台设计。舱内设备紧凑化布局，满足设备分区要求，设备外挂易于总装测试实施。

2.2 载荷平台一体化设计

从整星对光轴稳定性、小惯量的设计要求，以及总装测试操作可达性的需求，围绕高分辨率相机为核心进行一体化设计。考虑紧凑化布局，增加遮光罩的设备安装功能，完成围绕相机遮光罩的一体化设计，见图2。

图2 以高分辨率相机为核心的一体化设计Fig.2 Integrated design centered on high-resolution camera

1)围绕高分辨率相机的一体化设计

高分辨率相机通过相机柔性适配装置安装在设备舱上。相机与平台载荷适配结构间设计有相机柔性适配装置，实现对卫星平台在轨热变形释放、在轨微振动抑制的作用。

为满足星敏感器与相机间高稳定安装关系要求，星敏感器与相机采用一体化构型及安装方式，星敏感器通过支架直接安装在相机主承力框上，最大程度减小相机与星敏感器间结构路径，见图3；星敏感器支架和相机主体采用状态一致的机热一体化设计，提高支架与相机、星敏感器两个安装面之间稳定性，保证星敏感器-相机光轴夹角的在轨稳定性。

图3 星敏-相机一体化构型示意图Fig.3 Schematic diagram of the integrated configuration of the star sensor and camera

为了减小整星转动惯量，相机采用下沉式安装设计。充分利用平台空间，主相机电缆分束从设备舱内引出。

主相机设计有独立散热面，散热面安装在相机防护罩上。散热面与相机间通过热管进行传递热量。

2)多用途相机防护罩设计

传统相机遮光罩只具备为相机消除外杂光影响的作用。考虑整星紧凑化布局，充分利用对天面空间，高分多模卫星防护罩增加设备安装功能，为相关设备提供安装基础(见图4)。

图4 多用途相机防护罩Fig.4 Multi-purpose camera protective cover

相机防护罩与平台直接安装，与相机共基准，保证了为相机消除外杂光功能的同轴要求。大气同步校正仪、数传天线布局设计，完成对地指向范围要求。宽波束测控天线布局设计，保证其波束角范围内无遮挡。相机散热面布局，完成主相机的散热等要求，缩短热管长度，方便总装测试操作。

中继天线取消展开臂，充分利用卫星敏捷机动特性辅助跟踪高轨卫星，完成中继传输，降低整星结构重量与惯量代价。多用途遮光罩完成了多设备安装与整星减惯量设计要求。

从载荷布局看，载荷-平台一体化的布局设计也具有多个创新点。

1)载荷-平台的高稳定性匹配设计

相机-星敏组合体布局，为实现整星图像定位精度实现奠定基础。相机与平台安装发射锁定-在轨解锁，降低平台对相机的在轨热稳定性影响。实现相机与遮光罩独立设计，降低遮光罩在轨扰动对相机光轴影响。

2)多用途遮光罩理念的引入

多用途遮光罩充分利用星上空间，为天线、大气校正仪等对地指向要求设备提供安装基础；为相机提供良好空间环境；为相机提供杂光抑制功能；不与相机直接安装，减小在轨结构变形对相机光轴影响等。

3)中继天线的小惯量布局实现

针对敏捷需求，中继数传工作模式采用整星机动+天线转动实现。取消传统卫星为了中继可见而采用的天线展开臂，可以有效降低整星惯量，提高整星刚度。

3 设计验证

根据卫星任务要求和构型布局设计原则，经过系统层面优化迭代得到高分多模卫星的构型与总体布局设计。卫星在轨状态如图5所示。通过模拟仿真与试验验证等手段，对卫星整个构型与总体布局设计进行了全方位多阶段的验证。针对卫星构型布局特点，重点介绍对小惯量、平台静力和振动环境等方面的验证情况。

图5 卫星在轨状态Fig.5 Satellite in orbit

1)小惯量验证

通过质量特性预计、结合实测数据的综合计算结果，实现卫星在轨惯量小于3900 kg·m2的目标。整星在轨测试卫星敏捷机动特性满足设计要求，也验证了整星小惯量的设计。

2)平台静力和振动环境验证

主承力柱作为整星的主要传力部件，平台通过了主承力柱的局部强度试验。

平台整星静力试验，考核了结构在发射和起吊载荷下的强度。整星通过3 t承载试验，并通过超载试验，表明：平台结构承载能力具有扩展33%的潜力。

为验证平台主结构刚度特性和动强度特性，分别针对光学载荷、SAR载荷的不同载荷，空箱、满箱的不同状态，星箭耦合振动的不同状态，质量在3 t～3.5 t的不同状态等多种组合进行了整星振动及噪声试验，试验表明：基频及动力学响应均满足设计要求。

高分多模卫星正样结构通过了验收级振动试验，并经过了运载火箭发射段的力学环境考核，在轨工作一切正常。

3)CMG模块验证

CMG群采用先进行模块级测试，后整星起吊对接，测试操作可达性好。

平台振动试验针对CMG模块不同安装方式进行了动力学验证，试验表明：CMG模块动力响应满足设计要求。

CMG模块随整星参加了验收级振动试验，并经过了运载火箭发射段的力学环境考核，在轨工作一切正常。

4)二维二次太阳翼展开验证

太阳翼经过了多次地面验证，安装操作性好，展开时间满足小于25 s要求，同步性满足小于1 s要求，展开刚度满足大于2.3 Hz要求，展开冲击弯矩小于200 N·m，发射载荷下基板强度安全裕度大于1，展开状态下的应变和弯矩校核均大于1。

太阳翼经过运载火箭发射段的力学环境考核，并顺利展开工作，设计得到有效验证。

5)陀螺安装验证

卫星两个三浮陀螺与光纤陀螺采用共基准安装，操作开敞性好，验收级试验最大响应3.79gn，远小于单机验收条件。卫星入轨后，陀螺工作正常，安装得到进一步验证。

6)导航天线安装的验证

针对敏捷机动需求，导航天线采用倾斜安装、同时工作方案，两部天线观测的导航卫星可送至一台导航接受机中融合处理，增加可用星数，可提高定位精度。经过仿真、内外场试验以及在轨测试，此种双天线布局在此类卫星布局和敏捷姿态指向条件下可有效提高定位精度。

7)载荷适配结构验证

载荷适配结构经过地面和主动段力学环境考核，低频振动测点测得最大响应为0.73gn。微振动响应在CMG模块→立柱→载荷适配结构→柔性组件→相机传递过程中明显逐级衰减，传递到相机的响应已为噪声级。

8)星敏+相机一体化稳定性验证

针对星敏相机的一体化设计，进行了稳定性分析预示，星敏-相机组合体的试验验证，并根据在轨测试相关结果，验证相机星敏光轴变化不确定性小于0.8。

9)载荷一体化结构+电性验证

高分多模一体化结构试验表明：横向一阶固有频率14 Hz，纵向一阶固有频率42 Hz，扭转28 Hz，满足运载要求。载荷一体化的局部响应满足设计要求，得到有效验证。初样电性验证平台通过各个阶段的测试，通用平台设计得到有效验证，易于操作，可适用遥感卫星平台部分通用测试。

10)设备布局的热设计验证

针对卫星高分相机、CMG群、电源控制器等大功率设备的散热需求，开展散热通道、散热面等布局设计。经过地面整星热试验、在轨飞行状态下行数据判读，卫星相关热设计得到有效验证。

11)星箭4点连接的分离验证

高分多模卫星采用四点解锁星箭接口。卫星在平台设计等各个阶段进行了多次多状态的对接分离验证表明：星箭接口匹配，分离正常。卫星发射后，通过监视相机及在轨遥测判读，星箭分离正常，满足各项指标要求。

4 结束语

围绕高分辨率、敏捷成像、高图像定位精度等任务需求，本文给出了高分多模卫星的构型布局设计理念、技术特点及验证情况，特别是平台的模块化紧凑化设计、围绕载荷的一体化布局设计等，为卫星突破敏捷机动成像技术奠定基础。卫星布局很好地满足了系统总体及载荷、平台等分系统的任务要求。卫星构型充分继承了中型敏捷遥感卫星公用平台。高分多模卫星的成功发射及在轨稳定运行是对中型敏捷遥感卫星公用平台构型布局设计的全方位验证。平台的模块化设计、简捷的传力和结构设计、总装实施的便捷性、四点式星箭接口、对载荷机械接口的适应性得到了有效验证。卫星成功首飞将促进中敏平台构型布局设计理念的推广。