硬X射线调制望远镜卫星及有效载荷环境条件设计与试验验证

刘欣 张也弛 王晓姝 张龙 元勇

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星配置了由18个主探测器、3个中能探测器、3个低能探测器组合而成的X射线望远镜,开展宇宙X射线探测,具有高灵敏度和高空间分辨率特点,研究宇宙X射线背景辐射和活动星系核的统计性质[1-2]。

HXMT卫星具有以下特点:①全新研制的有效载荷,技术新,规模大。X射线望远镜采用我国学者提出的直接解调成像方法,没有成熟技术与经验可借鉴;载荷设计、研制以及验证难度大。②为满足载荷观测需求,卫星采用3种姿态指向控制的空间观测模式,姿态指向控制使卫星无固定对地面指向,增加了整星能源、测控、数传、热控难度。③载荷对力、热环境保障要求高。精密探测器抗冲击性能差,温度梯度范围广,温度控制精度要求高,平台对载荷的力学环境以及热环境保障难度大。

本文探讨的重点问题是,通过合理的有效载荷、整星环境条件制定试验验证方案,确保对有效载荷、卫星设计、研制质量的充分考核,并降低有效载荷、卫星设计与验证难度与风险。

1 卫星特点分析

1.1 卫星平台特点分析

HXMT卫星构型由服务舱、载荷舱和X射线望远镜3部分组成,其结构按照纵向串联方式连接。服务舱和载荷舱的构型与结构基本继承了我国资源二号卫星平台的设计,与原平台最大的不同在于,X射线望远镜作为主体载荷安装于载荷舱顶部,提高了卫星质心高度。此外,服务舱内部布局包括动量轮支架等大部件以及平台设备根据新的任务需求进行了重新设计。由于对天观测的特殊模式设计,整星热控设计与原平台热设计发生了较大变化。

综上,HXMT卫星平台相对于资源二号平台在总体构型上有一定继承性,但具体结构、布局以及载荷承载、热控设计等方面产生了较大变化,整星力学与热环境适应性设计与试验验证将是卫星设计研制过程中的关键环节。

1.2 有效载荷特点分析

HXMT卫星有效载荷主体为X射线望远镜,24个探测器集成在X射线望远镜主结构上,X射线望远镜总质量970 kg,包络尺寸约1900 mm×1600 mm×1000 mm,载荷规模大。

X射线望远镜的探测面积较大,探测器数量多,探测器内部结构、装配复杂,大量配置有诸如NaI(Tl)/CsI(Na)复合晶体、NaI(Tl)晶体、大面积CCD器件、光电倍增管等对力学环境敏感、抗力学环境能力差的器件。

此外,由于高能、中能、低能望远镜提出了温度差异较大的温度保障需求,工作温差超过100℃。差异较大的温度保障需求一方面对载荷热控设计提出了挑战,另一方面较大的温度梯度将导致热变形,影响望远镜探测精度。

综上,望远镜的力、热学环境适应性设计和试验验证方案设计在望远镜以及整星设计研制过程中尤为关键。

2 环境条件与试验方案设计

卫星环境适应性包括发射段力学环境适应性、空间运行段空间环境适应性,环境试验验证按照环境特性可分为加速度、噪声、振动、冲击等力学环境适应性验证,温度循环、低温等热环境适应性验证,真空、辐照、高能粒子等空间环境适应性验证等[3]。本文重点分析HXMT卫星力学环境试验和热环境试验的需求与方案。

2.1 力学环境条件设计与试验验证方案

1)基于“下凹”控制的大型望远镜力学环境条件制定方法

主动段力学环境有过载、正弦振动、随机振动和冲击等条件。对于大型载荷,高频的随机振动主要为噪声激励的结构振动,大面值比结构对噪声环境敏感,而望远镜结构特性决定其对噪声环境不敏感[4],故可不重点关注。冲击环境主要有星箭分离火工冲击和太阳翼压紧释放装置火工冲击,由于载荷安装面距离星箭分离面以及太阳翼压紧释放装置较远,基于该平台地面试验数据,上述火工品冲击引起载荷安装位置的冲击较小,可不重点关注。过载环境为准静态载荷,对于该望远镜构型和结构形式,承受准静态载荷的能力较好,也不做重点关注。正弦振动是主动段以及地面试验阶段重要的环境条件,是望远镜最为关注的环境条件。

正如前文所述,X射线望远镜具有规模大、结构复杂、力学环境敏感等特点,望远镜正弦振动环境条件是决定望远镜设计与研制难易的最为关键的顶层约束之一。显然,基于对常规仪器设备分解力学环境条件的做法是行不通的,过严格力学环境要求必将造成望远镜严重的“过设计”[3],如何为载荷制定较为合理的环境条件是在方案设计初期面临的主要难题。

方案阶段,综合HXMT卫星星箭力学环境耦合分析、HXMT卫星正弦响应分析以及同平台卫星主动段飞行力学环境测量数据分析,制定了整星力学试验阶段的下凹控制策略;再基于“下凹”控制策略的整星边界输入,分析望远镜安装界面的响应;以该响应为基础,增加20%～30%左右的不确定性,作为望远镜主体边界的正弦激励条件。图1～图3分别给出了望远镜X、Y、Z三个方向在整星无“下凹”控制和有“下凹”控制两种情况下的安装边界响应分析结果与试验条件。

通过该方法,将望远镜正弦振动力学环境条件由不下凹控制的14gn降低为6gn,降低了约57%,有效降低了望远镜抗力学环境设计的难度。

图1 X方向激励X方向响应及环境条件Fig.1 Response and test requirement of X

图2 Y方向激励Y方向响应及环境条件Fig.2 Response and test requirement of Y

图3 Z方向激励Z方向响应及环境条件Fig.3 Response and test requirement of Z

初样整星鉴定级正弦振动试验时,对望远镜安装界面的响应进行了测量,获取整星X、Y、Z向振动时望远镜安装界面的响应数据,在X向振动时界面最大响应值为3.9gn,Y向振动时界面最大响应值为3.7gn,Z向振动时界面最大响应为5.5gn,未超出6gn的设计载荷条件,并有一定余量,证明了基于下凹控制策略的大型载荷环境条件制定方法的合理性。

2)望远镜力学环境试验方案

望远镜作为整星最为关键的载荷设备,怎样确认望远镜主体及望远镜上各个探测器设计与研制状态的正确性是HXMT卫星研制阶段面临的一个难题。

按照传统做法,望远镜需要作为整体单机开展相关试验验证,通过所有试验后再交付整星集成。望远镜作为大型载荷,如果按照整个望远镜独立开展振动试验的方案,则由于试验边界刚度相对于整星状态下的刚度大幅提高,必将造成望远镜主结构以及各探测器的严重“过试验”,即便采取响应限幅或者力限控制可避免部分位置的过试验,但由于激励边界的不同造成各探测器的响应特性与整星状态下有严重偏离,降低了试验验证的有效性[5-6]。

基于上述原因,决定望远镜不单独开展整器的力学试验,通过各探测器组件状态的力学试验验证各组件设计与研制状态的正确性,各探测器组件完成试验后集成为望远镜整体,集成过程中严格控制装配与安装工艺状态和参数,确保集成状态满足设计要求。望远镜集成为整体后参与整星状态下的力学试验,对望远镜整体以及主体结构的力学特性进行验证。各探测器组件状态的力学试验条件根据整星状态下的响应分析进行分解。

初样阶段以及正样阶段的整星力学试验中,望远镜顺利通过试验,状态良好。望远镜通过各探测器组件的力学试验验证组件设计与研制的正确性,通过整星状态的试验验证望远镜主体设计的正确性,避免了望远镜整体试验的“过试验”风险,也控制了组件研制状态。

3)整星鉴定级力学试验需求分析

HXMT卫星平台结构部分继承我国成熟的资源二号平台结构,但是以下方面有较大变化:①服务舱结构基本继承资源二号平台服务舱状态,但肼瓶、动量轮、蓄电池组等大型部件的质量特性、安装形式、布局位置发生重大变化。②为适应载荷安装,载荷舱为全新设计。③有效载荷主体质量970 kg,超过资源二号平台历次载荷质量,且载荷安装形式不同。鉴于此,初样阶段有必要研制结构星以开展鉴定级力学试验验证。

4)结构星鉴定试验方案

基于前文分析,初样阶段需要开展整星鉴定级力学试验,鉴于HXMT卫星服务舱继承资源二号平台服务舱结构,资源二号平台结构星已开展过整星级鉴定试验,且结构星状态良好。为节约研制经费,开展了服务舱基于资源二号平台结构星服务舱改造,载荷舱及载荷新投的整星力学试验方案论证。分析认为,资源二号卫星服务舱结构构型与相关结构参数与HXMT卫星服务舱基本一致,部分舱板承载可根据HXMT卫星状态进行重新配重改造,确保整星质量特性以及各舱板质量特性状态一致,确保整星基频以及各舱板响应特性一致。

由于HXMT卫星动量轮支架安装在服务舱承力筒内,安装方式、构型以及其上动量轮布局与资源二号平台不同,且承力筒不能改造,则动量轮安装支架以及其上动量轮安装状态不能与HXMT卫星设计状态一致。分析认为,该动量轮安装支架以及动量轮安装状态的不一致不影响整星力学特性,仅动量轮局部力学响应特性不同。由于HXMT卫星动量轮支架构型为新研,且动量轮布局变化较大,为确保动量轮支架设计的正确性,并获取动量轮支架上各动量轮的响应,专门开展了动量轮支架动力学特性专项测试。通过设计专用工装,模拟动量轮支架在舱体上的安装状态,测量动量轮正弦振动放大特性,并结合整星试验数据,分析动量轮支架以及动量轮在整星条件下的动态响应。试验结果与分析表明,动量轮支架强度以及响应特性满足要求。正样阶段整星验收级振动试验也证明了初样试验与分析的正确性。

通过局部试验验证方法,对整星不能完全模拟的环节进行专项验证,即解决了重用其他卫星结构开展力学试验的状态不一致问题,降低整星验证不充分的风险,又节约了整星研制经费。

2.2 热环境试验验证方案

1)整星热环境试验需求分析

HXMT卫星热控设计面临以下难点:①卫星观测模式导致卫星在惯性空间无固定指向,使卫星轨道外热流复杂;②探测载荷提出严格分区控温需求,同一结构板上工作温差超过100℃,控温精度需优于±2℃。尚无成熟的温控方法可继承和借鉴,需要开展关键技术攻关。因此,初样阶段有必要研制热控星以开展整星热平衡试验。

2)望远镜热环境试验方案

如前文所述,X射线望远镜上多个探测器对温度保障提出严格的需求,需要通过试验验证载荷热试验的正确性。但是由于载荷单独开展热平衡试验的代价较大,需要配置一套完整的载荷测试支持设备,如需要模拟载荷与平台的热边界,需要模拟整星各个工作模式下的外热流与内热源,而这些工况和工作模式与整星状态的热平衡试验一致。综上,决定望远镜载荷不单独开展热平衡试验与热真空试验,直接参与整星状态下的热平衡试验与热真空试验。对于望远镜内部各探测器,单独按照各自的工作温度范围开展热真空试验。

3)热试验中的热变形测量方案

HXMT卫星望远镜的高能、中能、低能探测器提出了温度差异较大的温度保障需求,在同一结构板上温度梯度达60℃,较大的温度梯度将会导致热变形,影响望远镜探测精度[7]。在方案阶段,通过仿真分析对载荷安装板的热变形量进行分析,在整星热平衡试验时,开展载荷安装板的热变形测量,获取载荷安装板的在极限高温与极限低温工况下的变形情况。

载荷安装板变形测量利用安装在其上的5个倾角传感器测量,编号依次为AT01～AT05,通过倾角传感器测量安装板局部法线的偏转,以表征附近探测器指向的偏转。

在热试验过程中,倾角传感器AT01～AT05测得沿Y、Z方向倾角实时变化情况,根据Y、Z两个方向的倾角值取均方根可得出该测量位置的总倾角。图4给出了观测模式工况下的5个倾角传感器的倾角变化情况,AT01和AT02位置的在低温工况下的倾角变化明显,AT01位置Y、Z方向倾角分别为9.94′、2.98′,AT02位置Y、Z方向倾角分别为12.90′、1.72′,则总倾角分别为10.38′和13.01′,表征该传感器位置附件的探测器指向产生了相应角度的指向偏转。通过试验获取的数据为载荷开展在轨标定提供了支撑,并为载荷在轨标定提供参考。

图4 热平衡试验倾角传感器的倾角变化情况Fig.4 Change of inclination angle of sensor in thermal balance test

2.3 空间环境试验方案

对于HXMT卫星,主要面临的空间环境有真空环境、电磁辐射环境、粒子辐射环境、中性大气等。电磁辐射、粒子辐射以及中性大气空间环境对航天器的效应主要体现在元器件、原材料层面,通过元器件和原材料选型控制、单粒子防护等措施提高环境适应能力。真空环境是卫星系统需整体面临的环境,试验验证是最有效的验证方法,在正样阶段通过真空热试验验证卫星在真空环境下的功能性能。

2.4 试验验证模型设计

HXMT卫星研制过程,共研制了3个系统级试验验证模型,初样阶段分别研制了力、热验证模型,正样阶段研制了1个飞行模型。

(1)初样力学验证模型:用于整星力学试验,考核卫星在静力和动力学条件下卫星结构强度和刚度,获取整星动力学特性数据,验证卫星的构型、结构设计、加工和装配工艺的合理性,并验证卫星组件力学环境规范制定的合理性。服务舱结构借用资源二号平台服务舱结构,并进行适应性改造;载荷舱和望远镜载荷为新研结构;借用的服务舱结构与新投产的结构总装形成HXMT结构星的结构模型。

(2)初样热验证模型:力学验证模型完成力学试验后,改装为热控星,进行热平衡试验,验证卫星热设计的正确性和合理性,并为热数学模型修改提供依据。服务舱热控模型在服务舱结构模型上改造而来,舱体外形、材料与初样设计状态一致;载荷舱以及望远镜的外形结构、材料、仪器设备布局、电缆网和各种热控措施符合初样状态的要求。

(3)正样飞行模型:飞行星用于最终的飞行发射。在进行飞行发射前,飞行星将经历电性能测试、EMC试验、质量特性测量与配准、精度测量与配准、检漏、力学环境试验、热平衡试验和热真空试验等测试和试验。飞行模型所有设备为验收合格的正样飞行件。

3 环境试验效果分析

HXMT卫星初样阶段,开展了以结构星力学试验、热控星热平衡试验的系统级试验验证,针对大型望远镜载荷,取消了望远镜力学试验和热试验,通过组件试验与整星状态的试验对望远镜力学性能和热性能进行确认,初样试验表明整星以及望远镜力学性能、热性能满足设计要求,证明了方案设计的正确性,为正样设计奠定了基础。

HXMT卫星正样阶段,开展了以飞行模型为对象的力、热、电性能验证,验证表明,卫星各项功能性能满足设计要求,为卫星在轨稳定运行奠定了基础。

HXMT卫星于2017年6月15日在酒泉卫星发射中心由CZ-4B运载火箭发射入轨,卫星通过了主动段力学环境的考核,卫星状态良好。入轨后,卫星开展了为期10天的平台测试和15天的载荷测试,期间未发生任何异常问题,测试结果表明卫星平台、载荷所有功能性能满足设计要求,证明卫星研制阶段的各项环境试验验证充分、正确。

4 结束语

本文针对HXMT卫星配置有大型望远镜载荷的特点,针对性地开展了有效载荷与卫星环境条件制定、试验验证方案的研究。对于大型有效载荷力学环境条件制定,采用基于“下凹”控制策略的环境条件制定方案,有效降低有效载荷界面振动力学环境条件达57%,通过初样与正样试验证明,试验条件制定正确、合理。通过论证,取消了大型望远镜载荷整体力学试验,避免了载荷“过试验”风险。初样阶段通过局部试验验证的方法,降低了整星验证状态非1∶1的验证不充分的风险。通过卫星研制过程实践以及卫星在轨飞行结果表明,卫星功能性能满足设计要求,期间未发生任何异常问题,证明了卫星系统环境试验验证方案的充分性和正确性。

参考文献(References)

[1]李惕碚,吴枚．空间硬X射线调制望远镜[J]．物理,2008,37(9):648-651 Li Tipei,Wu Mei．The hard X-ray modulation telescope mission[J]．Physics,2008,37(9):648-651(in Chinese)

[2]Tipei Li．HXMT:A Chinese high-energy astrophysics mission[J]．Nuclear Physics B,2007(166):131-139

[3]马兴瑞,韩增尧,邹元杰,等．航天器力学环境分析与条件设计研究进展[J]．宇航学报,2012,33(1):1-12 Ma Xingrui,Han Zengyao,Zou Yuanjie,et al．Review and assessment of spacecraft mechanical environment analysis and specification determination[J]．Journal of Astronautics,2012,33(1):1-12(in Chinese)

[4]朱卫红,韩增尧,邹元杰,等．航天器声振力学环境预示与验证[J]．宇航学报,2016,37(9):1142-1149 Zhu Weihong,Han Zengyao,Zou Yuanjie,et al．Prediction and validation of vibro-acoustic mechanical environment of large complex spacecraft[J]．Journal of Astronautics,2016,37(9):1142-1149(in Chinese)

[5]汪阳丰,刘兵山,张立宪,等．航天产品振动试验力限控制技术综述[J]．载人航天,2015,21(2):163-170 Wang Yangfeng,Liu Bingshan,Zhang Lixian,et al．Review of force limiting technique in aerospace products vibration tests[J]．Manned Spaceflight,2015,21(2):163-170(in Chinese)

[6]NASA．7004C Force limited vibration testing[S]．Washington D．C．:NASA,2012

[7]刘国青,阮剑华,罗文波,等．航天器高稳定结构热变形分析与试验验证方法研究[J]．航天器工程,2014,23(2):64-70 Liu Guoqing,Ruan Jianhua,Luo Wenbo,et al．Research on thermal deformation analysis and test verification method for spacecraft high-stability structure[J]．Spacecraft Engineering,2014,23(2):64-70(in Chinese)