舱压对载人航天器密封舱姿态光学敏感器安装精度影响分析

沈锋钢，任春珍，张 鹏

（1.中国空间技术研究院 载人航天总体部，北京 100094； 2.北京卫星环境工程研究所，北京 100094）

0 引言

航天器姿态光学敏感器有地球红外敏感器、太阳敏感器与星敏感器[1]。为保证在轨姿态测量的准确性，姿态光学敏感器地面安装精度应最大程度地满足在轨控制精度要求，即保证地面和在轨安装精度的一致性。

为了满足航天员生活和工作的需要，载人航天器的密封舱在运行时需要维持1 个大气压力，因此密封舱在轨要承受约0.1 MPa 的内外压力差[2]。而在地面总装阶段，考虑方便操作的需要，各舱与外界是保持连通的状态，即不存在压力差。因此，密封舱在轨和地面安装时的环境相比发生了变化，在轨时0.1 MPa 的内外压力差会引起舱体结构变形，从而影响舱体上各设备的安装精度，尤其是以舱体结构基准为安装基准的姿态光学敏感器的安装精度。

目前国内对航天器总装精度的研究多集中在测量精度的提高与评价上[3-6]，而对地面与在轨环境的不同所引入的误差分析研究较少。文献[7]分析了内压环境对敏感器安装精度的影响，但没有对内压环境造成的影响进行深入讨论。本文从分析在轨与地面环境不同而引入的误差对姿态光学敏感器安装精度的影响为切入点，提出了一种敏感器在设计阶段布局的分析方法，包括设计改进分析、试验验证、设计评价等。

1 姿态光学敏感器安装要求

1.1 坐标系定义

某载人航天器密封舱的中间段为圆柱体，两端为圆台体（如图1所示），将0°,90°,180°,270°对应的母线分别定义为I 象限线、II 象限线、III 象限线和IV 象限线。

舱体结构坐标系的定义如下：

1）x轴为密封舱中心轴，其指向为发射方向；

2）y轴为I、III 象限线与水平面交点的连线，其指向III 象限线的交点；

3）z轴为II、IV 象限线与水平面交点的连线，符合右旋定律。

图1 某型号航天器舱体结构坐标系定义 Fig.1 The definition of coordinate system for a certain spacecraft module

1.2 安装精度要求

姿态光学敏感器均安装在舱外。其中，地球红外敏感器与太阳敏感器安装在密封舱段，星敏感器安装在非密封舱段。

本文用A、B、C、D、E、F 字母标注敏感器，它们在舱体结构坐标系中的安装精度要求如下：

1）A、B 敏感器指向与舱体结构各轴的安装角度偏差小于30′；

2）C、D 敏感器指向与舱体结构各轴的安装角度偏差小于2′；

3）E、F 敏感器指向与舱体结构各轴的安装角度偏差小于6′。

1.3 安装精度测量方法

航天器总装精度测量的目的就是使用由多台经纬仪构成的非接触式大尺寸测量系统，测量出有安装精度要求的设备在航天器坐标系下的角度和位置度，并将其调整到位[3]。

该载人航天器姿态光学敏感器安装精度测量采用的是基准镜法，即在舱体和被测设备上分别安置基准镜作为光学基准，用经纬仪测量设备基准镜与舱体基准镜之间的关系，来确定设备的安装位置和姿态。

2 舱压对密封舱外敏感器安装精度影响分析

姿态光学敏感器通过4 个或6 个螺钉对称地安装在舱体上。下面从理论上简单分析舱压作用对敏感器的角度精度的影响。

姿态光学敏感器在舱体上的安装跨距为l，舱体结构受内压作用变形所产生的位移为Δh，该位移反映到敏感器某方向安装角度的变化为Δω：它们的关系可表示为Δω=arctan(Δh/l)。另外，舱压作用引起的安装角度变化应满足Δω≤Ck·Ⅰe，其中：Ck为舱压引起变形影响系数；Ⅰe为敏感器安装精度指标。

在实际安装时，敏感器安装角度精度应控制在精度要求的±20%以内。在计算分析时，考虑到计算误差因素，最后，因舱压引起的安装角度变化允许在精度要求的50%以内，即Ck取值0.5。

密封舱是以x轴为中心的轴对称结构，在计算分析时可简化为二维轴对称模型。密封舱施加 0.1 MPa 内压载荷，对二维轴对称模型进行内压下的静力分析，内压作用下舱体变形如图2所示。经过分析，密封舱结构最大应力值小于铝合金材料屈服极限，所引起的结构变形为弹性变形。由图可知，在密封舱壁板与结构框连接处有着明显的突变（下凹），其他结构处变形均匀；非密封段的结构变形非常小，可以忽略。

A、B 敏感器安装在非密封段，因此，舱压作用对它们所引起的角度变化可以忽略。C、D 敏感器安装在框5 与舱壁板的连接处，舱压作用引起的 变形折算其轴向安装角度变化为20.6′，已超出了指标要求。E、F 敏感器安装在框2、框3 之间的舱壁板处，变形折算其轴向安装角度变化为0.5′，未超出指标要求。

图2 0.1 MPa 内压作用下舱体变形图 Fig.2 Module deformation under 0.1MPa internal pressure

3 地面模拟验证试验

为了模拟在轨的舱压环境，进行了地面验证试验。对某载人航天器密封舱充0.2 MPa 压力，即与舱外产生0.1 MPa 的正压差。

试验内容主要包括充气前精度测量、充气后精度测量、放气后精度测量、再次充放气测量。针对计算分析中存在敏感器的安装精度超出指标要求的情况，安排了改进后的补充试验。

姿态光学敏感器A～F 充气前及充气保压期间的最大角度变化如图3所示。

由图3可以看到，舱压对姿态光学敏感器安装精度的影响因各敏感器安装位置的不同而不同。具体情况如下：

1）对于A、B 敏感器，非充气与充气状态对安装精度影响很小，基本可忽略；

2）对于C、D 敏感器，充气后最大角度变化量达到21.2′，远远超出2′的精度要求；

3）对于E、F 敏感器，充气后最大角度变化量为1.92′，受充气影响较小。

图3 姿态光学敏感器安装精度充气前后最大变化 Fig.3 The maximum change of the installation error for the attitude optical sensors

放气后再充气试验，并进行了精度测量。结果表明，两次充气各敏感器的角度变化基本一致，最大角度变化的差值仅为42"。这说明只需要进行一次充气验证试验，无须多次试验测量。

根据舱压作用对敏感器安装精度影响的计算分析与试验测量结果之比较，对C、D 敏感器在舱体上的布置位置与安装结构进行了改进设计：由连接框与舱壁板连接处调整至舱体结构变形一致区域（图2中非密封段处），并对敏感器安装支架进行加强设计。改进设计后又进行了计算分析与验证试验，计算分析结果显示C、D 敏感器的最大角度变化为0.1′，试验结果表明最大角度变化为0.182′，均满足精度要求。

4 结束语

为保证航天器的正常飞行和工作，特别是各个姿态光学敏感器在轨进行控制切换时误差尽可能小，本文以某型号航天器密封舱的姿态光学敏感器安装及精测为基础，分析了舱压对载人航天器姿态光学敏感器设备安装精度的影响，建立了一种将某方向的变形位移转化为安装角度变化的计算分析方法。利用该方法对姿态光学敏感器的安装精度影响进行了计算分析，结果表明充压后密封舱体结构的变形对姿态光学敏感器安装精度有一定影响。在计算分析的基础上，进行了地面充压模拟试验验证，试验测量结果与计算分析结果高度吻合。根据舱压作用对敏感器安装精度影响的计算分析与试验测量结果之比较，对有关敏感器在舱体上的布置位置与安装结构进行改进设计后，再次进行了计算分析与验证试验，结果显示敏感器最大角度变化满足精度要求。这说明在载人航天器布局设计阶段，根据姿态光学敏感器的安装要求和计算分析结果，应选择在舱压作用情况下变形小的区域和位置进行姿态敏感器的布局。

作为本文研究对象的载人航天器已在轨飞行2年以上，其各个姿态光学敏感器的安装位置精度均控制在精度要求之内，对航天器姿态控制一致性好，充分证明了本文计算分析方法的有效性。

（References）

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