自串联发射卫星平台结构分系统设计与验证

钱志英，李伟杰，石文静，孙国鹏，易茂斌，韩绍欢，肖 伟，王 敏

（1.北京空间飞行器总体设计部；2.中国空间技术研究院 通信卫星事业部；3.北京卫星制造厂有限公司：北京100094）

0 引言

双星自串联发射模式给卫星结构分系统设计带来了一系列的挑战：一方面，要求卫星的构型和主结构可以适应双星串联状态下的传力及承载要求；另一方面，需提供双星之间的可靠连接和分离方式。此外，在双星自串联发射模式下，双星系统整体作为运载火箭的一个发射载荷管理，故在系统级环境试验的验证方式上也与以往有所不同。

本文以支持自串联式一箭双星发射模式的全电推平台结构分系统研制为基础，分析结构分系统设计与验证方面的技术特点，提出了一箭双星自串联发射卫星平台力学试验验证方法，可为后续的自串联多星发射卫星结构研制提供借鉴和参考。

1 结构分系统组成及功能

全电推平台结构分系统在自串联发射状态下的构型如图1所示，包括卫星主结构和一套星间连接与分离装置。其中星间连接与分离装置用于实现上、下星的连接与分离，包括包带式解锁机构和过渡段结构。

结构分系统负责维系卫星的基本构型，形成合理的传力路径，提供星上仪器设备的安装面，承受地面试验、地面操作、运输、发射以及空间环境下的载荷，为设备提供良好的力学环境条件；同时，负责实现上、下星之间的连接/分离功能。

图1 全电推平台结构分系统构型（自串联发射状态）Fig.1 The structural subsystem of all-electric satellite platform composition

2 结构分系统设计

2.1 任务分析

与以往单星发射卫星的结构分系统相比，自串联发射双星结构分系统在功能和性能要求上具有如下特点：

1）须适应一箭一星和自串联一箭双星发射，因此对主结构的承载能力和刚度性能均提出了较高的要求。在双星自串联发射状态下，主承力结构需满足发射质量5100 kg（质心高度3340 mm）的承载能力。按照“长三甲”系列运载火箭的准静态载荷条件初步估算，星箭界面处的最大载荷比成熟的通信卫星平台（如DFH-4平台）提高了60%。

[37] Benjamin K. Wagner, “Lessons from Lassen: Plotting a Proper Course for Freedom of Navigation Operations in the South China Sea”, Journal of East Asia & International Law, Vol. 9, Issue 1 (2016).

2）须实现双星自串联时的连接和分离功能，因此在双星界面设计有星间连接与分离装置，既可提供上、下星之间可靠且易操作的连接形式，亦能实现可靠、低冲击的分离功能。

2.2 结构设计准则

根据自串联发射双星结构分系统的功能和性能要求，确立如下结构设计准则：

1）为满足平台卫星灵活配置的需求，上、下星主结构设计状态应一致，保证可互换性；

2）结构刚度设计以双星自串联组合体的频率要求为约束，兼顾单星频率要求；

3）结构强度设计以双星自串联状态下的准静态发射载荷条件为基本约束，兼顾地面正弦振动试验环境下的载荷。

2.3 结构构型设计

2.3.1卫星主结构

自串联发射双星主结构构型设计首先要满足在双星串联状态下形成合理的传力路径，其次要考虑载荷及其他设备布局对空间的使用要求。

国际市场上主流的通信卫星主要有3种结构形式[5-8]：1）以我国的DFH-4卫星平台（如图2所示）和劳拉公司的LS-1300卫星平台（如图3所示）为代表的中心承力筒式结构构型；2）以我国的DFH-5卫星平台和波音公司的BSS-702HP卫星平台（如图4所示）为代表的桁架式结构构型；3）以洛马公司A2100卫星平台（如图5所示）为代表的箱板式结构构型。

图2 DFH-4卫星平台Fig.2 DFH-4 satellite platform

表1给出了各典型结构构型的特点对比。从传力路径角度考虑，中心承力筒式结构构型以中心承力筒为主承力结构，传力连续、直接、无集中受力点，较为适用于双星自串联方式发射的卫星结构。以波音公司的电推平台BSS-702SP为代表的自串联双星发射卫星即采用了此构型。

图3 劳拉公司LS-1300卫星平台Fig.3 LS-1300 satellite platform of Loral Corporation

图4 波音公司BSS-702HP卫星平台Fig.4 BSS-702HPsatellite platform of Boeing Corporation

图5 洛马公司A2100卫星平台Fig.5 A2100 satellite platform of LMT

表1 通信卫星结构构型特点对比分析Table1 Comparison among configuration characteristics of communication satellite structures

本文的全电推平台主结构采用DFH-4卫星平台的中心承力筒式结构构型，同时考虑到仪器设备布局优化，取消了中板，将三舱式构型简化为两舱式构型。平台设备与载荷设备均布局在电子舱，便于进行一体化热控设计，可减少转移轨道载荷设备的替代加热功率需求。此外，两舱式构型有利于整星电缆网一体化设计，可减少穿舱电缆和过渡插头数量，从而减轻电缆网重量。卫星结构分解如图6所示，包括推进舱、电子舱和东/西板。推进舱由中心承力筒、背地板、推进舱东/西隔板和推进舱水平支撑板组成；电子舱由对地板、电子舱南/北板和电子舱南/北隔板组成；东/西板分为东上±y板和东下板，西上±y板和西下板。

图6 全电推平台结构构型方案Fig.6 Structural configuration of the all-electric satellite platform

2.3.2星间连接与分离装置

星间连接与分离装置构型如图7所示。

图7 星间连接与分离装置构型Fig.7 Connecting and separating device between satellites

星间连接与分离装置由过渡段结构和包带式解锁机构组成，为满足上、下星的互换性要求，包带式解锁机构应位于上星与过渡段结构的接口处且采用与星箭接口一致的接口形式。

2.4 传力路径分析

在发射及双星垂直起吊过程中，双星的传力路径分别如图8和图9所示。在发射状态下，上星的横向和纵向载荷首先汇聚到上星中心承力筒，再经由星间过渡结构传递到下星中心承力筒，最后传递到运载火箭。地面力学环境试验状态的传力路径与发射状态一致。卫星吊点设置在南/北板的4个角点，既能满足单星起吊也能满足双星串联起吊需求。在双星起吊状态下，下星重量通过星间过渡结构传递到上星承力筒，进而传递到南/北板的吊点处。

图8 双星自串联发射状态传力路径Fig.8 Load path of double satellites in tandem launch configuration

图9 双星自串联垂直起吊状态传力路径Fig.9 Load path of double satellites in lift configuration

2.5 主要部件设计

2.5.1中心承力筒设计

中心承力筒是最重要的传力部件，承担双星自串联和单星发射时的静、动力载荷。中心承力筒为整体圆柱壳，采用蜂窝夹层壳形式，由蜂窝夹层壳体、连接框和多组后埋件组成。中心承力筒高(3174±1)mm，直段内径1168mm，与运载的接口为标准1194A 接口；中心承力筒上共有3个连接框，分别为对接框、下框和上框，参见图10。

图10 中心承力筒Fig.10 The central bearing cylinder

刚度和强度是中心承力筒筒体设计的主要约束参数[9-10]。在圆柱壳直径一定的情况下，增加蒙皮刚度是提高承力筒刚度的首要措施。在双星自串联发射状态下，系统质心的提高会显著增加承力筒根部的弯矩，最终会转化为蜂窝壳的面内载荷，而面内载荷主要通过蒙皮传递。因此，蜂窝筒的承载能力（即强度性能）也主要取决于蒙皮。可见，中心承力筒高刚度和高强度的设计需求，最终将以优化蒙皮的设计参数实现。蒙皮材料首选高模量和高强度的碳纤维材料，整筒采用统一铺层形式。在铺层设计上，为提高中心承力筒的刚度增加了沿圆柱壳轴向的铺层数量。

对接框和上框均为铝合金一体机加件，材料为2A14T6锻铝。对接框下法兰是结构装配的基础，是与运载对接和地面停放的接口。上框提供48×M 8螺纹孔作为与星间过渡结构的接口，同时提供与对地板的连接接口。对接框和上框与碳筒筒体之间采用双搭接胶接连接，搭接布为2mm 厚高强度碳纤维编织布。下框由2个半框通过铆接连成整体，并采用胶接方法与筒体连接。

2.5.2 星间连接与分离装置设计

为适应1194A 的星箭分离接口，星间连接与分离装置采用包带弹簧式连接分离方案，由1个星间过渡段结构、1套包带解锁装置、6套分离弹簧组件、2套分离插头收纳组件组成。包带采用2段钢带的构型，并在过渡结构上设计了支撑结构用于解锁后的包带卡位约束，包带解锁前/后状态如图11所示。为了给两星分离提供分离推力，在分离面布置了6组分离弹簧组件，弹簧力根据分离速度确定，并需要保证各弹簧力值的一致性。星间过渡段结构采用碳纤维蜂窝筒结构，设计参数与中心承力筒的一致。

图11 包带解锁前/后状态Fig.11 Unlocking and post-unlock states of the champ blocks

3 结构分系统试验验证

3.1 试验验证策略

发射过程中所经历的一系列飞行事件作用在卫星结构上的载荷可分为静态载荷和动态载荷2大类。静态载荷以卫星质心处准静态过载的形式给出，并作为卫星主结构设计的载荷条件。动态载荷一般以低频正弦振动、噪声和冲击环境条件的形式给出。卫星结构对于载荷条件的适应性一般需要通过试验进行验证。在双星自串联发射模式下，双星系统整体作为运载火箭的一个发射载荷管理。因此，准静态载荷条件、低频正弦振动和噪声等环境条件，均以双星系统为统一的对象给出，也应当在双星系统上开展试验验证。但在研制初期，从成本和研制周期角度考虑通常难以投产完整的双星系统来进行试验验证。因此，以最低的成本和投入实现最有效的验证是研制过程中的实际需求。

为降低验证成本、提高验证效率，卫星结构的试验验证遵循由部件级到分系统级再到系统级的金字塔式验证原则，如图12所示。

图12 双星系统试验验证策略Fig.12 Test verification strategy for double satellites

在研制早期，针对最为关键的主结构承载能力，投产了局部静力试验件开展试验验证。试验结果表明，关键承载结构局部强度均能满足鉴定级载荷的承载要求，随后的破坏试验表明其最少具有15%的强度裕度。在关键承载性能得到初步验证后，研制了主结构和星间连接与分离装置鉴定产品，开展静力试验和功能试验，对结构的承载能力进行全面验证。由于串联双星主结构设计状态相同，因此仅投产了一套主结构用于下星结构，采用试验工装模拟上星载荷。此种方式，一方面保证了在双星自串联发射模式下的主结构承载性能得到充分验证，另一方面也节约了研制成本、降低了试验难度。分系统级静力试验结果表明，整星结构和星间连接与分离装置承载能力可以满足双星自串联的发射需求，且具备扩展到双星质量5750 kg，质心高度3400mm 时的承载能力。最后，以星间连接与分离装置、下星结构鉴定产品和上星模拟星为基础搭建了双星自串联系统，并开展了正弦振动和噪声试验，验证了双星自串联系统的基频以及主结构和星间连接与分离装置对动力学环境的适应性。

3.2 力学环境试验

双星系统的力学环境试验旨在考核星间连接与分离装置和主结构对正弦振动环境和噪声环境的适应性，并获得相关的动态响应数据，为后续组件级试验条件的制定提供依据。对于噪声环境，更为关注双星串联发射时在上星背地板和下星对地板之间形成的狭小共振腔内的噪声振动环境。对于正弦振动环境，双星串联发射时的系统基频以及星间连接与分离装置在振动环境下的受力情况都是需要关注的重点。因此，经过对比分析最终确定了以星间连接与分离装置、下星结构鉴定产品和由DFH-4平台某结构星改造而成的上星模拟星搭建的试验状态双星系统。该试验双星系统与真实双星系统在横向和纵向主频上的差异小于5%，主结构响应特性基本一致，满足力学环境试验考核要求。

上星模拟星刚度较设计状态略低，因此在正弦振动试验中星间包带界面的载荷会大于设计状态的。为在正弦振动试验中有效监测星间包带界面的载荷，采用了一种新的界面载荷标定方法[11]，通过双星根部界面的载荷测量值结合应变标定，成功将星间包带界面载荷控制在设计值范围内。最终，试验星成功通过鉴定级正弦振动和噪声考核，表明主结构和星间连接与分离装置满足双星自串联发射状态下的动态载荷承载要求。根据试验结果对有限元分析模型进行修正后，预示得到双星自串联状态的系统一阶横向频率为7.8Hz，纵向主频为44.6 Hz，满足双星发射状态的结构刚度要求。

根据噪声试验结果，上星背地板和下星对地板噪声响应水平未显著增加，说明局部共振腔效应不明显。双星系统顺利通过鉴定级噪声试验考核，星上结构板的振动水平与以往同构型卫星相当。

4 结束语

双星自串联发射给结构分系统设计带来了前所未有的挑战，不但要求结构具有更高的承载能力和刚度性能，也同时要求实现双星的连接和分离功能。本文对有关结构分系统设计及验证进行了总结，以双星自串联发射时的传力路径最优为约束，主结构采用了中心承力筒式的结构构型，星间连接和分离装置采用了包带弹簧式连接/分离方案。在验证方面，采用了金字塔式的验证策略，确保了关键性能以低成本优先考核，有效控制了研制风险。目前，支持自串联双星发射全电推平台结构分系统已成功通过所有的地面试验项目，后续将成为自串联式发射新模式下的有力技术支撑。