张玲 王腾 张欢 高行素 罗文波 祖家国 范立佳

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

从20世纪90年代末开始，世界遥感卫星技术经历了突飞猛进的发展[1]。以艾科诺斯(IKONOS)卫星、快鸟(QuickBird)卫星、地球之眼(GeoEye-1)卫星、世界观测(WorldView-1/2)系列卫星等为代表的一系列高分辨率光学遥感卫星的成功和广泛应用[2]，全面推动了人类航天遥感技术的进步和发展。综合研究国外先进高分辨率光学遥感卫星的发展趋势可以发现，平台功能不断完备，性能指标不断提升，具有快速敏捷机动能力的高分辨率遥感卫星是目前发展的主要趋势，具有典型代表意义的是QuickBird、WorldView-1/2，及其所采用的探路者太空侦察卫星(BCP)系列平台。BCP平台是美国Ball Aerospace & Technologies公司为商用遥感开发的系列化遥感卫星平台，其中，BCP-2000是为光学成像遥感开发的平台，BCP-4000是为合成孔径雷达(SAR)成像遥感开发的平台，而BCP-5000是为更高性能的光学和微波遥感开发的下一代遥感卫星平台。

资源平台是我国第一代传输遥感卫星平台，来源于资源一号卫星和资源二号卫星。2007年将资源一号卫星和资源二号卫星平台整合为中等规模的遥感卫星平台，命名为资源平台，同时确定了资源平台基线及其产品配置，资源平台的结构包括两个子型TTS-1和TTS-2。

为了提升我国遥感卫星平台能力，使我国遥感卫星平台性能达到国际先进水平，满足我国未来遥感卫星技术发展的需求，需要研制新一代遥感卫星平台，同时在卫星结构技术方面也要取代我国资源一号、二号遥感卫星平台，目前资源卫星平台是为满足当时特定的任务需求开发，并经过推广应用而形成的，平台产品缺乏统一的需求分析和规划，公用性和互换性不强，无法实现“公用”。新型遥感卫星结构是充分考虑后续任务需求，进行结构平台及产品的开发和验证，发挥结构平台的通用化、模块化、结构型式简单、高承载、周期短、低成本、快速响应、高稳定性等结构特点，后续直接选用平台产品实现货架式采购，快速指导设计及生产，促进国内遥感卫星研制管理的新模式。

本文针对新型遥感卫星结构设计技术，对新型遥感卫星结构的设计方案、力学分析和试验验证过程进行了描述，最后对研制成果进行了总结，对后续型号的应用进行了展望。

1 结构构型特点和设计需求

通过总体构型布局设计，新型遥感卫星结构可以适应顶部光学相机载荷的布局需求，对结构设计需求具有以下特点。

(1)模块化的结构设计。设备舱、服务舱、推进模块、控制力矩陀螺(CMG)模块、太阳翼模块等可实现独立加工及部装，并行开展，缩短研制周期。

(2)高刚、高稳+小惯量的平台结构布局。采用四立柱+舱板的结构布局，实现了传力简单、高刚度的平台设计。

(3)并联隔振理念。CMG群集成布局，使并联隔振理念得以实现。卫星对一体化CMG支架提出频率设计要求，并联隔振装置效果提出明确要求。

(4)载荷-平台的高稳定性匹配设计。相机与平台实现发射锁定-在轨解锁，降低平台对相机的在轨热稳定性影响。

多用途遮光罩理念贯彻。针对大口径相机，多用途遮光罩实现杂光抑制+天线、辅助载荷安装，对防护罩加工精度及轻量化设计提出新要求(见图1)。

图1 卫星在轨状态Fig.1 Satellite in orbit

2 结构设计

新型遥感卫星结构平台具有通用化、模块化、结构型式简单、高承载、高稳定性等结构特点，下文对各个结构及技术创新点进行了描述。

2.1 主要构型配套及组成

平台主结构外形尺寸为1400 mm×1400 mm×2330 mm，由服务舱结构、设备舱结构组成，两舱可独立部装和总装，两舱分别由4根主承力柱、4套V型背架和结构板组成，服务舱内含有推进结构模块、CMG支撑结构及减隔振装置(见图2)。

图2 卫星模块化构成Fig.2 Platform modular structure

2.2 模块化设计

载荷舱和服务舱采用模块化设计，两舱结构独立，具备独立的装配和维形功能，无论是部装阶段还是总装阶段，两舱均可独立操作实施，将多项串行工作改为并行，极大地提高了装配和操作效率。

高分多模卫星的模块化设计还体现在对不同载荷和承载方式的适应性上，不需要对两舱之间的连接方式进行更改，仅对每个舱体自身进行适应性修改，即可满足不同载荷、不同安装方式和承载方式的要求。

2.3 主承力柱设计

主承力柱是整星结构的主承力结构，采用铝合金机加成形，截面采用梯形。

主承力柱进行了优化设计，以5 mm的截面尺寸，达到了整星4 t的承载需求。两舱主承力柱之间的连接采用了承力、精度保持的一体化设计，既满足了力学和装配要求，又简化了装配和连接操作。

2.4 载荷适配结构设计

载荷适配结构的设计是根据有效载荷的布局开展的，卫星通过载荷适配结构主要与相机有效载荷连接，载荷适配结构采用2A12铝合金机加制造，尺寸为1400 mm×1400 mm的方形结构。

为满足高分多模相机为尺寸稳定性和微振动抑制需求[3]，载荷适配结构与相机主承力结构进行了联合一体化设计，解决了主动段分布力到集中力的受力传递问题，结构与相机之间热变形匹配与释放问题，微振动频率合理分配问题，保证了相机的在轨尺寸稳定性性能和微振动传递的抑制。

2.5 CMG支架设计

CMG设备通过CMG支架与减隔振装置连接，通过并联隔振装置把CMG的载荷传递给4根主承力柱，CMG支架底板和五棱支架由2A12铝合金机加制造及整体焊接成型。CMG通过CMG支架采用集群式安装，具有占用空间小，减隔振设计效率高的特点。

CMG支架承担了整星的主要微振动抑制功能，为此，对其频率分配进行了优化设计。具体完成了两方面的工作。

1)CMG支架与整星之间的频率匹配

整星1阶横向固有频率为14 Hz左右，纵向和横向二阶固有频率为40 Hz左右，姿控对CMG支架的频率要求是不能低于10 Hz，为此，需要将CMG支架的整体频率设计在14 Hz与40 Hz之间，同时，为保证在轨减隔振效果，其频率应该尽量低。通过在阻尼筒与主承力柱之间增加柔性铰链以及对阻尼筒刚度进行优化设计，最终CMG支架在整星下局部安装模态为24 Hz左右。既保证了在轨的减隔振性能，又满足了主动段承载需求。

2)支架局部模态与CMG旋转频率的规避

为避免支架自身各阶固有频率与CMG旋转频率重合引起局部共振，在支架的详细设计过程中，对支架CMG安装局部的支架壁厚，加筋位置，都进行了详细的分析计算，并最终通过试验验证了频率设计的合理性。

2.6 星敏感器支架设计

基于高分多模卫星星敏感器高精度指向稳定性要求的背景，设计并验证了一种高热稳定复合材料星敏感器支架。针对复合材料结构易受工艺影响的问题，通过分解和优化成型工艺，极大地降低了工艺对尺寸稳定性性能的影响。建立了有限元模型，并通过热变形试验对计算模型进行了修正，最终的分析以及在轨飞行验证表明，星敏感器指向满足要求。

2.7 并联隔振装置设计

并联隔振装置由8根隔振杆组成。采用8根含隔振器的金属杆的安装方式，将CMG支架同服务舱相连接。阻尼杆一端同服务舱结构的立柱相连接，另一端和CMG结构模块的支架相连接。

隔振杆中安装有微动隔振器，微动隔振器具有大阻尼微行程的特点，在主动段，CMG支架组合体的响应主要通过微动隔振器抑制。这样，通过阻尼、刚度的匹配设计，并联隔振装置就具备了主动段承载，在轨减隔振的双重功能，极大的优化了减隔振设计的性能。

2.8 先进点与创新点

1)可适应多种载荷布局的卫星结构通用化设计

通过设计不同的载荷适配结构，可满足不同类型载荷的布局安装要求。

(1)顶置安装大型光学相机。相机通过主镜支撑框安装在位于平台顶部的(平面的)平台/载荷适配结构上，相机后镜身沉入平台内部，最大程度降低相机安装高度和减小卫星规模，为实现平台/卫星的敏捷机动能力创造条件。

(2)顶置安装多台光学相机。相机通过(立体的)平台/载荷适配结构安装在平台顶部，该适配结构具有很好的空间热稳定性，保证相机间精确的安装几何关系。

(3)顶置安装多台微波载荷。微波载荷通过空间形态的载荷适配结构安装在平台顶部。

(4)侧置安装大型合成孔径雷达(SAR)载荷。SAR天线通过加强梁式载荷适配结构安装在平台侧面。

2)“四立柱+板架式”结构模块化设计

卫星结构型式设计为“四立柱+板架式”新型构型，设备舱模块、服务舱模块的上下接口设计一致，可实现互换，根据不同模块需求，只需要改变构型尺寸参数即可快速指导设计，各模块可并行投产，成为“货架式”结构产品，并且模块之间可独立开展工作，相互不影响，优化整个研制流程。

3)形式简单高承载能力的结构设计

卫星结构型式简单，利用简单铝合金柱子、背架及蜂窝板组合而成，工艺成型简单稳定，成本低，大大缩短了整个研制周期；卫星结构还具有高承载能力，承载能力可拓展到4～5 t，具有较广泛的应用范围。

4)具有高稳定性的结构设计

针对总体的在轨尺寸稳定性要求，开展了整星级的尺寸稳定性设计，在国内率先完成整星全寿命上千工况的在轨热变形分析工作，开展了国内首次整星舱段级和部件级热稳定性试验，在尺寸稳定性的设计、仿真和试验验证各方面，均进行了开创性的研究工作。

5)一体化CMG减隔振设计

以CMG支架为装配主体，将全部CMG一体化集成安装，通过减隔振装置与整星主结构连接，既解决了主动段承载问题，也解决了在轨的CMG微振动扰动抑制问题，达到了减隔振设计简洁高效的效果，是目前国内首个集主动段承载和在轨减隔振功能为一体的装置。

3 总装设计

高分多模卫星采用新一代中型敏捷遥感卫星公用平台，相对传统筒壳结构卫星，总装设计具有很多不同的特点，布局更紧凑，模块化水平更高。总装设计也为未来大中型遥感卫星总装设计带来一定启示。为了满足越来越密集的卫星发射需求，模块化、独立并行总装与测试，是未来提高研制效率的有效手段；三维数字化的总装设计与协同，是遥感卫星总装设计的发展趋势，现有数字化工具的完善与发展也是目前的迫切需求；未来遥感卫星总装设计，应充分利用机械臂等新型地面设备的发展成果，转换传统设计思路。下文就总装设计的内容进行了说明。

3.1 平台模块化总装设计

1)舱段模块

卫星按舱段分为服务舱和设备舱两部分。两舱可独立总装，并行开展，提高总装效率。

2)CMG模块

CMG模块(包括CMG、CMG支撑结构、并联隔振装置)安装于服务舱的内部。

CMG模块可实现CMG群的独立总装测试，包括单台CMG安装，电缆敷设，安装精度测试等，完成后通过CMG模块支架车将CMG模块安装到位。

3)推进模块管路焊装

管路焊装工作过程可以为3个阶段，分别为管阀件焊装阶段、肼瓶焊装阶段和两舱组合体焊装方案。推进模块设计有可翻转停放支架车，可实现肼瓶板360°旋转。调整贮箱总装顺序，可实现对所有焊缝的双方向探伤。具体流程如下。

经过总体构型布局设计，推进模块为独立模块。可实现管路焊装并行开展，大大缩短研制周期。管焊工作分为3个阶段，包括管阀件焊装阶段、肼瓶焊装阶段和两舱组合体焊装。推进模块设计有可翻转停放支架车，可实现肼瓶板360°旋转，增加焊装操作可达性。优化贮箱总装流程，实现对所有焊缝的双方向探伤。

4)太阳翼模块

太阳翼模块，采取单机并行研制，在力学试验前交付总装。太阳翼采用整星水平状态装星与展开测试。针对二维二次展开太阳翼[4]，优化吊挂设计，取消配重，模拟无重力环境。

3.2 载荷总装设计

1)高分相机总装

高分相机作为卫星主载荷，位于卫星顶部，其与卫星通过柔性适配装置连接。柔性适配装置由刚性解锁装置与振动抑制装置组成。高分相机与平台之间有电缆连接，平台为其提供散热面安装基础。高分相机对外为星敏感器提供安装基础。

高分相机质量体积大，几何外形复杂，对外机电热物理接口多。为减小转动惯量，采取下沉安装，带来总装实施操作难度和风险。通过一系列精细化的总装设计与流程策划，降低了总装实施难度和操作风险。

高分相机总装顺序依次为起吊柔性适配装置至载荷适配结构，落至合适位置插接火工电缆；下落柔性适配装置至卫星载荷适配结构，通过预留操作孔安装紧固件。

高分相机完成相关在相机本体的电缆绑扎和热控实施，起吊高分相机本体安装至柔性适配装置。安装过程中，从平台两处操作口引出相机电缆，在舱内绑扎固定。

为了实现相机安装精度。相机与柔性适配装置作为组合体与平台通过模板配打完成安装接口加工。柔性适配装置与相机、卫星平台均通过定位销保证安装精度。

2)多用途相机防护罩组合体总装

多用途相机防护罩上布局有大气同步等多个设备，为主相机提供杂光抑制功能，同时为主相机散热面提供安装面。

相机防护罩总装顺序为地面安装大气同步校正仪等设备，降低高空作业风险；起吊相机防护罩，通过安装导向杆定位，降低安装过程的磕碰风险。

为实现相机防护罩与相机的同轴精度，保证重复安装精度。相机与防护罩安装于平台载荷适配结构[5-8]。通过整体加工，实现相机防护罩与相机接口的共基准。相机防护罩与平台间设置定位销，保证重复安装精度。

为实现相机散热面与热管的最小应力安装。相机热管侧设计转接板，完成热管在转接板上的整体固定。相机散热面与相机防护罩的安装通过L型支架，支架采取两个方向的长腰孔设计，可实现热管安装的双向调整，降低热管安装应力(见图3)。

图3 多用途相机防护罩Fig.3 Multi-purpose camera protective cover

3.3 平台通用总装设计

根据设备布局设计，平台电子设备采用外挂安装，极大增加总装操作便捷性。但蓄电池、电源控制器(PCU)设备体积大、质量重，常规的安装方案均为采用吊装或吊装+翻转的方式安装，使用机械臂辅助装配系统进行装配，可实现精准安装，并降低吊装、翻转的风险。

3.4 总装实施

卫星总装设计通过三维数字化等手段进行了前期的设计与仿真模拟，正样总装实施阶段进行充分验证。验证结果表明：高分多模卫星所有总装操作实施，可达性好，流程安排合理，相关设备安装精度、接地等总装测试结果均满足要求。卫星于2020年7月3日顺利发射，在轨工作一切正常。

3.5 先进性与创新点

1)模块化构型设计提高了大中型遥感卫星模块化部装与总装水平

各模块接口设计简捷，精度保持良好，舱段对接实现便捷。在传统遥感卫星模块划分基础上，增加了CMG模块、推进模块，实现了独立总装测试，提高总装效率，促进研制流程优化。

2)通过精细化总装设计完成了大口径主载荷高稳匹配设计的总装

卫星高分相机规模大，接口复杂，围绕相机的布局同时保证高稳、高精、小惯量等设计目标，带来总装操作难度和风险的几何级上升。包括相机下沉安装带来的操作空间受限，散热面的安装应力释放，柔性适配装置的复杂功能集成等，通过专题攻关的精细化总装设计，流程优化，实现了大口径相机高稳匹配设计的完美实施，为后续相关大口径相机总装积累宝贵经验。

3)实现了大中型遥感卫星的全方位三维总装设计

作为数字化卫星研制试点，高分多模卫星从部装到总装实现了总体-热控-结构的数字化协同设计。设备布局，管路设计、电缆网设计、热管布局、总装开孔、工装设计等，全部实现整星三维模型下的协同设计，大大提高设计质量和效率。采用三维模型下厂部装与总装，替代传统二维图纸打通了厂所协同。整星三维模装功能，对电缆网设计、管路设计、干涉检查等空间复杂设计，提高迭代设计效率，全模型设计的有效验证保证了整星一步正样总装设计的正确性。

4 结构设计验证

新型遥感卫星结构的设计研究需要完成分析验证及多项试验验证工作，下文针对新型遥感卫星结构设计技术，对新型遥感卫星结构的力学分析和试验验证过程进行了描述，最后对研制成果进行了总结。

4.1 分析验证

承载光学载荷的整星质量2350 kg，质心高度1645 mm。主承力柱、载荷适配结构、蜂窝板、肼瓶支架、CMG模块支架、太阳翼等使用板壳元模拟，背架使用梁元模拟，所有舱板之间的连接使用梁单元模拟。整星横向一阶固有频率14.5 Hz，扭转一阶固有频率26.6 Hz，纵向一阶固有频率约46.8 Hz，均满足总体要求。

4.2 整星结构静力试验

整星结构的静力试验验证结构设计合理性，考核结构在发射载荷及起吊载荷下的强度、刚度及稳定性是否满足设计要求，发现结构薄弱环节，为改进结构设计提供依据。

整星结构平台顺利通过验收级和鉴定级试验，表明结构设计合理，满足发射载荷下整星承载3000 kg，质心高度2000 mm配置的静强度要求；通过超载试验，表明结构平台承载能力具有扩展33%的潜力。

4.3 整星振动试验

承载光学载荷的整星结构完成了加注3个方向整星振动试验，每个方向试验均完成了验收级和鉴定级试验。整星的横向基频14.4 Hz，满足总体基频≥10 Hz的要求；纵向基频47.5 Hz，满足总体基频≥30 Hz的要求。卫星结构顺利通过了X/Y/Z三个方向的正弦振动试验的考核，具备承受满量级鉴定级正弦振动的承载能力；获取了卫星在振动环境的响应特性，为整星有限元模型的修正提供了数据。整星力学环境试验表明：卫星结构能够满足整星刚度和强度要求，能够适应发射过程的动态载荷环境。

4.4 相机-星敏组合体结构热稳定性试验

相机、星敏和载荷舱组合体的热稳定性试验验证了整星状态的热稳定性性能。测量了各种温度工况下相机、星敏间夹角变化情况。为验证热变形分析、改进设计提供支撑数据(见图4)。

图4 星敏-相机一体化构型示意图Fig.4 Schematic diagram of the integrated configuration of the star sensor and camera

相机星敏载荷舱组合体热稳定性试验是我国首次在大中型卫星上进行的高精度、全系统热稳定性试验。实现了在轨模拟工况下卫星机械系统面位移、点位移、转角等全系统测量。试验最终实现了整星舱段级级全场变形10微米量级的高精度一体化热稳定测试、基于物理试验实现航天器各系统热稳定性影响灵敏度验证等多个“首次”技术突破。

5 结束语

新型遥感卫星结构研制所获得的技术先进与技术创新在高分多模成像卫星中已经成功应用，此卫星结构承载能力可以拓展到5 t，结构可适应多种载荷构型布局，特别是填补了能够在星体两侧搭载SAR天线载荷卫星的结构设计空白，并且具有较强的通用性及模块化设计，已在后续多个民用及军用卫星型号背景论证中广泛应用。通过对新型遥感卫星结构的设计研究，满足总体构型、频率等各项指标要求，结构设计简单可靠，制造工艺稳定，完成多项试验验证工作，掌握多项结构技术先进点及创新点，达到了国际先进水平，为后续新一代遥感卫星的结构设计应用奠定了坚实的基础，将在民用以及军事领域中发挥重要的作用。