小卫星结构的发展与展望
2021-11-14刘志全曾惠忠白照广
刘志全,曾惠忠,邱 慧,白照广,杨 志
(1. 中国空间技术研究院总体设计部,北京 100094;2. 航天东方红卫星有限公司,北京 100094)
0 引 言
当前,从几千克的卫星到上百吨的大型空间站、航天飞机,大大小小的航天器星罗棋布。航天器的范围从地球卫星扩展到诸如月球探测器、火星探测器等深空探测器,从无人航天器扩展到载人航天器。然而,追本溯源,众多航天器都是在小卫星的基础上发展起来的。小卫星(一般指质量在1000 kg以下的卫星[1])是航天器“家族”中的重要成员,是航天器的先驱者。小卫星因体积小、质量轻、发射成本相对较低等优点而备受航天器用户的青睐。在用一枚运载火箭一次发射多颗相同或者不同卫星的“一箭多星”发射模式下,小卫星的上述优点更加突出。小卫星也是许多空间新技术在轨试验验证的重要载体,对于航天器新技术的发展和应用具有重要的引领和促进作用。因此,发展先进小卫星技术具有重要意义。
小卫星结构是小卫星的重要组成部分,是承载、传力、提供有效载荷及仪器设备安装空间、保证卫星强度和刚度的功能部件,其设计方案直接影响卫星上有关仪器设备的布局和卫星的力学性能。国内外航天界研究机构及有关学者研究开发了多种小卫星结构并得到了成功飞行的验证。
为了总结借鉴国内外经验,促进未来先进小卫星的研制,本文从小卫星的结构构型、结构材料、连接方式和评价指标四个方面论述小卫星结构的发展现状,分析其特点,并展望小卫星结构的发展趋势,旨在为小卫星结构的创新发展提供参考。
1 小卫星结构构型的发展
早期小卫星结构外形为球形或准球形壳体,内部有圆柱形或方形的仪器舱结构。1957年10月4日,前苏联发射了人类历史上第一颗人造地球卫星——“斯普特尼克-1(Sputnik-1)”卫星,如图1所示[2]。
图1 前苏联斯普特尼克-1卫星球形结构Fig.1 Spherical structure of the Sputnik-1 satellite
“斯普特尼克-1”卫星质量83.6 kg,其结构外形为直径0.58 m的铝合金球壳。
1970年4月24日,中国发射了首颗人造地球卫星(世界第五颗卫星)——“东方红一号(DFH-1)”卫星,如图2所示[3]。
图2 中国DFH-1卫星准球形结构Fig.2 Quasi-spherical structure of the DFH-1 satellite
“东方红一号”卫星质量173 kg,其结构外形并不是理论上的球壳,而是由多块平板连接在一起形成的近似球壳(72面体的壳体结构),结构包络直径1 m。
早期卫星的功能需求相对较少,这与那个年代卫星的主流任务相匹配。那时人类拥有的太空环境数据还十分匮乏,因此当时卫星功能需求主要集中在对空间物理环境的探测而不是卫星应用。卫星上配置的仪器设备(如无线电发射机、磁强计、辐射计数器、宇宙射线探测仪等)并不多,因此,星载仪器设备的布局对结构的要求也不像现在这样多。早期卫星姿态控制系统比较简单,主要采用自旋稳定或重力梯度稳定方式,在这种情况下,采用球形或圆柱形卫星结构则与之相适应。采用球形或准球形壳体结构,在满足构型布局和整星任务要求的前提下,可以提高卫星结构刚度和承载效率,进而减轻结构重量。“东方红一号”卫星上72面体的壳体结构相对于前苏联的球形壳体结构来说更便于粘贴太阳电池片,形成体装式太阳电池阵。虽然“东方红一号”卫星因其他原因尚未安装体装式太阳电池阵,但这种结构构型为后来的卫星体装式太阳电池阵的安装奠定了技术基础。随着人们对卫星功能需求的不断增多,卫星有了更多星载设备的安装需求,球形或准球形壳体结构开始显现出星内设备安装空间利用率不高的弱点。当卫星能源需求较大、需要加装太阳翼时,这种球形或准球形壳体结构则不便于安装太阳翼并实现其收拢与展开。此外,卫星的姿态控制要求也在不断提高(多数采用三轴稳定方式)。基于上述原因,早期的小卫星球形或准球形壳体结构在后来的卫星结构设计中很少采用。
随着小卫星功能需求的不断增加和技术水平的不断提升,小卫星逐步由空间物理环境探测转向应用,卫星上需要安装的仪器设备逐步增多,卫星结构开始朝着大而全的通用化方向发展,箱板式卫星结构构型逐步占据主导地位。
为了在卫星上安装更多的设备以实现更多功能,同时也为了方便设备的布局与安装操作,大量的箱板式卫星结构得以应用。箱板式卫星结构整体通常由平板拼接成棱柱(含长方体)形状,一般按照平台舱和载荷舱进行分舱设计,在此基础上形成卫星平台的概念,以提高卫星结构设计的通用性。
2005年12月28日,由英国萨里卫星技术有限公司研制的GIOVE-A卫星(Galileo in orbit validation experiment)成功发射。整星分为推进舱、设备舱、有效载荷舱[4],星体尺寸为1.3 m×1.8 m×1.65 m,起飞质量600 kg[5]。在此基础上,萨里卫星技术有限公司研发出GMP(Geostationary minisatellite platform) 卫星平台结构(如图3(a)所示)。
2009年5月19日美国发射了ATK公司研制的Tactical Satellite 3卫星,该卫星采用ATK公司的RSMB(Responsive space modular bus)卫星平台结构(如图3(b)所示)[6-7]。该卫星质量不到400 kg,平台结构为六棱柱构型框架与六块可快速拆装的结构板组成,平台结构3个方向包络尺寸约1 m,卫星平台采用即插即用的标准化、模块化设计,允许安装采用标准化接口的有效载荷160 kg,进而支撑整星满足快速响应的空间任务要求。类似六棱柱结构构型的卫星还有1999年发射的美国洛克希德·马丁空间系统公司研发的Ikonos-2卫星及2011~2013年发射的欧洲Astrium公司的Pleiades-A和Pleiades-B卫星等[8]。
2006年4月28日,法国和美国联合研制的CALIPSO (Cloud-aerosols lidar and infrared pathfinder satellite observations) 卫星成功发射。该卫星采用法国Alcatel公司Proteus(Plate-forme reconfigurable pour l’observation, les télécommunications Et les usa-ges scientifiques)卫星平台结构(如图3(c)所示)[9-10],卫星结构尺寸1 m×1 m×3 m,由框架与4块可快速拆装的结构板组成,整星质量587 kg。
2008年9月6日,中国成功发射由航天东方红卫星有限公司研制的“环境与灾害监测预报小卫星星座”中的环境减灾-1A和1B两颗卫星。这两颗卫星都采用CAST968平台结构(如图3(d)所示)[11-12],整星结构由平台结构板(含对接环)和载荷舱结构板组成,卫星结构尺寸1.4 m×1.1 m×0.95 m,两星起飞质量分别为473 kg和495 kg。
图3 箱板式卫星平台结构Fig.3 Box-like panel structures of some satellite platforms
这类箱板式卫星平台结构的基础部件大多采用蜂窝夹层结构板(部分卫星有效载荷支撑结构采用杆系结构),其特点是结构的质量轻、承载能力大、刚度好、能提供大量的有效载荷安装空间,还可适用于各类功能完善的商业级遥感卫星、通信卫星、导航卫星、深空探测卫星、科学试验卫星。整星质量大多从100 kg到1000 kg,可实现传统的大卫星的多项功能。
小卫星结构在沿通用化箱板式结构方向发展的同时,也向着小型化立方星结构方向发展,相继出现了小而经济的框架式立方星结构。板卡形式的设备安装到立方星的框架结构上,部分框架设计为抗剪切的金属板。
图4展示了几种典型的框架式立方星结构。其中,图4(a)展示了2003年发射的美国Pumpkin公司研发的1U立方星结构[13];图4(b) 展示了2017年发射的欧盟QB50项目立方星结构[14-15](中国参与该项目的高校有西北工业大学、哈尔滨工业大学、南京理工大学和国防科技大学,分别研制并成功发射了翱翔-1卫星、紫丁香-1卫星、南京理工大学-2卫星和NUDTSat卫星);图4(c) 展示了2016年发射的中国西北工业大学研制的翱翔系列立方星结构[16];此外,据大连理工大学官方网站报道,该校组织参与2018年国际立方星及应用创新设计大赛并获优秀奖。该校将于2021年发射世界首颗20 kg量级亚米级高分辨率遥感立方星。
图4 框架式立方星结构Fig.4 Frame structure of cube satellites
这类卫星的质量通常不到10 kg,其结构强度及刚度裕度较大。该类结构非常适用于整星功能简单、成本低、研制周期短的卫星。这类卫星大多应用于教学、技术试验、科学探测,也用于载荷简化后的小规模深空探测。
在箱板式结构构型、立方星结构构型发展的同时,小卫星结构构型也随着卫星特殊需求的提出而向专用化结构方向发展。这类小卫星结构的特点是基于卫星平台结构与载荷结构的统筹考虑,进行融合设计或者根据特殊需求进行个性化结构设计,结构构型更加新颖和精细。
2011~2013年欧洲Astrium公司成功发射了Pleiades-A和Pleiades-B卫星。2015年中国成功发射了长光卫星技术有限公司研制的“吉林一号”视频卫星。图5(a)展示了Pleiades卫星相机结构嵌入平台结构的设计[17];图5(b)展示了“吉林一号”卫星主承力构件与光学相机的共结构设计[18]。
图5 有效载荷与平台共结构设计Fig.5 Together designed payloads and platform structures
2011年中国成功发射了南京航空航天大学研制的“天巡一号”卫星,图6展示了该卫星基于隐身任务需求的“底部六棱柱+中部六棱台+顶部六棱锥”的钻石形卫星结构个性化设计[19-20]。
图6 隐身小卫星的专用化结构Fig.6 Specialized structure of the stealth small satellite
与此类似,2018年中国成功发射了深圳东方红卫星有限公司研制的壁挂式主频可调变截面小卫星[21],该卫星结构构型是基于“一箭六星”发射需求及壁挂式主频可调变截面结构的特殊需求而进行个性化设计,如图7所示。
图7 壁挂式主频可调变截面小卫星结构Fig.7 Hanging small satellite structure with adjustable nature frequency and section
该卫星的结构特点是:在不增加卫星结构质量的前提下,仅通过安装或拆卸主传力路径上的部分连接螺钉就能实现卫星3个方向一阶频率约10 Hz的可调范围。主传力路径上连接刚度的可调设计增加了卫星结构对不同运载火箭上面级的主频适应性。壁挂式结构,相对于底部连接方式而言,可降低星箭连接界面的载荷。沿运载火箭轴线方向采用横截面大小可变的变截面结构设计,使星内设备安装空间的利用率大幅提升。
随着小卫星功能需求的不断增加及电子电路小型化技术的不断进步,小卫星结构也逐渐向多功能一体化结构方向发展。即承载传力用的结构集星上电路板功能或热管传热功能于一身的两种或两种以上功能复合的结构。
2007年,哈尔滨工业大学的张博明和刘双对国内外先进复合材料多功能结构的研究现状进行了论述,在此基础上讨论了复合材料多功能结构的应用前景和有待解决的问题[22]。图8展示了2008年美国空军研究实验室研制的基于铝合金加筋板的结构电路一体化样机,采用该样机的卫星具备即插即用能力,极大提高了卫星的快速响应能力[23]。美国洛克希德·马丁空间系统公司在二十世纪九十年代研制的集成电路与热控的多功能结构组件[24]在“深空一号”等飞行任务的演示验证中取得成功。
图8 多功能一体化结构板样件Fig.8 Samples of the multifunctional structure panels
多功能一体化结构大多通过将小型化的电源、电路、热控等设备安置在复合材料夹层板或金属加筋结构板内部来实现多功能的集结。这类多功能一体化结构具有大幅节约小卫星内部本就捉襟见肘的设备安装空间的优点,有利于简化卫星总装工作,可大幅提升整星结构的功能密度和能量密度。
卫星结构多功能小型化的进一步发展,将形成所谓的“片上卫星”、“印制板卫星”等[25],但目前这些大都还处于概念研究或样机研制阶段,离工程实现还有一定的距离。多功能一体化结构虽然有上述若干优点,也是当前小卫星结构的重要发展方向之一,但是多功能的集成,势必要带来各功能之间的相互影响,这种影响如果到了一定程度,将会降低卫星的基本可靠性,影响到任务的完成,因此,需要统筹考虑功能集成度与可靠性。
综上所述,小卫星结构构型的发展呈通用化、小型化、专用化、多功能一体化的多元同步发展态势。
2 小卫星结构材料的发展
小卫星结构材料的发展很大程度受到结构轻量化的需求牵引,同时也受到成形工艺的创新驱动。为了让小卫星以尽可能轻的平台去承载尽可能多的有效载荷(即“轻车重载”),结构材料在满足强度刚度要求的前提下必须轻量化。因而小卫星结构材料经历了由金属材料到复合材料的发展历程。同时,小卫星结构材料也经历了由适用常规加工工艺到适用3D打印加工工艺的发展历程。
诸如“斯普特尼克-1”卫星和“东方红一号”卫星的早期小卫星结构大多采用变形铝合金[26],以2000铝铜系列和7000铝锌系列为主。
随着人们对卫星结构材料比刚度要求的提高以及防腐工艺的进步,镁合金逐渐开始应用在小卫星结构中。21世纪初,航天东方红卫星有限公司的小卫星推进舱储箱安装板采用了变形镁合金材料,由机械加工成形[27]。
材料比刚度和尺寸稳定性要求的进一步提高促进了碳纤维增强复合材料在小卫星结构中的大量应用。2002年美国与德国联合研制发射的GRACE卫星,其结构材料大量应用了由碳纤维增强树脂材料面板和铝蜂窝芯子组成的蜂窝夹层结构板[28]。
碳纤维增强复合材料的优点是比金属材料更轻、刚度更高、线膨胀系数更小,力学性能可设计性强。因而,现在绝大多数小卫星结构上都采用了碳纤维增强复合材料。
金属基复合材料具有较高的热导率和较低的热膨胀系数,可以更好地满足小卫星结构的空间环境适应性要求和尺寸稳定性要求。2007年,北京有色金属研究总院樊建中等分析了铝基碳化硅复合材料在航空航天领域应用的性能优势,论述了铝基碳化硅复合材料应用现状并提出了发展方向[29]。2014年,北京空间机电研究所吴俊等人对钛合金相机支撑结构和铝基碳化硅复合材料相机支撑结构进行了比较分析,结果表明,采用铝基碳化硅复合材料不仅能减轻结构重量,提高结构刚度,还可以降低结构热变形[30]。随着小卫星平台结构与载荷结构一体化设计的发展,预计铝基碳化硅复合材料未来将在小卫星结构上会得到较为广泛的应用。
上述提及的小卫星结构材料对应的加工工艺为传统的车、铣、刨、磨工艺及碳纤维增强复合材料固化成形工艺。近年来,随着3D 打印技术的不断成熟及3D 打印工艺的日益稳定,基于3D 打印工艺的金属粉末材料也逐步应用到卫星结构上来。
3D打印工艺可以实现传统工艺难以实现的复杂结构的成形。为适应3D 打印工艺,结构材料通常为金属粉末(常见的有铝合金粉末与钛合金粉末)。2017年,中国空间技术研究院通信卫星事业部李修峰等提出了一种金属粉末3D打印成型的支架设计方法并将该方法应用到某卫星的敏感器支架设计中[31]。图9展示了航天东方红卫星有限公司研制的金属粉末3D打印星敏感器支架[32],该支架在2019年发射的嫦娥四号中继卫星上得到了成功应用。
图9 嫦娥四号中继星上的3D打印星敏感器支架Fig.9 The 3D printed star sensor bracket of the relay satellite for Chang’e-4 lunar exploration mission
2018年,中国空间技术研究院总体部的张啸雨等研制了基于AlSi10Mg铝合金粉末增材制造的小卫星结构工程样机[33],如图10所示。
图10 AlSi10Mg金属粉末3D打印小卫星结构样件Fig.10 Prototype of the 3D printed small satellite structure made from AlSi10Mg metal powder
这类基于3D 打印工艺的小卫星结构材料为微米级的金属粉末。通过3D打印方式直接形成整星结构,可以得到复杂且更加优化的主传力结构。相比常规卫星结构,这种结构能大幅减少结构连接环节,既减少了应力集中,又减轻了结构重量。
近年来,出现了一些在其他结构和机构上应用的材料,这些材料虽目前尚未在小卫星结构中应用,但它们是未来小卫星结构的潜在材料源。例如:具有更高比强度和比刚度的铝锂合金已在运载火箭和飞机结构上得以应用[34]。碳/碳材料用于制备高稳定、高承载的蜂窝夹层结构(该结构在空间环境下的热膨胀系数低于1×10-7/℃,且平压强度>10 MPa,面内两个方向的剪切强度>4 MPa)[35]。形状记忆聚合物及其复合材料已应用在航天器的可展开铰链、可展开桁架、可展开太阳能电池阵、锁紧释放机构[36]。形状记忆合金已应用于小卫星机构(连接装置)上[37]。纳米碳复合材料具有轻质、高强、高刚度以及多功能特性,已经应用在航空航天领域的多功能结构[38]。还有其他一些多功能材料(如具有吸波、透波、导电、防热、智能等功能的材料)能赋予小卫星结构具备除传统结构以外的多种功能[39],也会催生一些诸如蜂巢仿生结构[40]的新型结构。
3 小卫星结构连接方式的发展
小卫星结构的连接包括卫星结构部件之间的连接、卫星结构与运载火箭之间的连接、卫星结构与星上设备之间的连接。具体连接方式包括金属结构的焊接、铆接、螺栓连接、胶接以及复合材料结构的螺栓连接、胶接和整体固化成型。结构连接的目的主要是满足整星的强度和刚度要求,通常重点关注整星结构主传力环节的结构连接,这类连接通常直接决定了整星结构的整体刚度和承载能力。例如,2009年,中国空间技术研究院总体部李翔等对基于CAST968小卫星平台的环境减灾-1A和环境减灾-1B卫星主承力结构进行优化,显著提高整星结构的刚度和强度,同时主承力结构增加的重量很少[41]。
卫星与运载火箭之间的连接方式主要是包带、爆炸螺栓和部署器。包带连接通常适用于一箭一星或者一箭多星串联发射的卫星(大多数整星重量在200 kg以上)。法国Alcatel公司Proteus平台卫星结构[9-10]和中国CAST968平台小卫星结构都采用包带连接方式。爆炸螺栓连接通常适用于一箭多星并联发射的卫星,GRACE卫星就是用爆炸螺栓与运载火箭连接[28]。部署器则通常用于一箭多星发射的立方星结构与运载火箭之间的连接。
总的说来,伴随着小卫星六十多年来的发展历程,小卫星结构的连接方式基本都是继承上述传统的、历经空间飞行考核的、成熟可靠的连接方式。在充分继承成熟技术的同时,近几年也出现了如下3种新的连接方式:
1)具备快速拆装功能的连接方式。2017年,哈尔滨工程大学周凯设计的运载火箭齿槽加螺柱、具备快速拆装功能的连接方式[42]就属于这类结构连接方式;
2)兼有减振隔振功能的连接方式。2016年,南京航空航天大学的王进强用金属橡胶材料作为隔振器的核心,用形状记忆合金丝作为驱动器,设计了兼有隔振功能的连接方式,用于发射阶段的隔振[43];
3)具有尺寸稳定性强的连接方式。2016年,上海卫星工程研究所朱华等设计出横向游离的半刚性连接方式,实现SAR天线与星体结构之间的热变形隔离[44]。
这几种新型的连接方式,未来也可应用在小卫星的结构连接上。
4 小卫星结构评价指标的发展
小卫星结构的评价指标与小卫星总体的技术要求密切相关。小卫星总体对结构的传统要求一般包括刚度要求、强度要求、环境适应性要求、尺寸要求、星载设备安装布局要求、重量要求、精度要求、起吊要求等,这些要求一般以一组技术指标(如一阶固有频率大于或等于最低值、重量小于或等于最高值等)来反映。按照这些技术要求开展小卫星结构设计,力求减轻结构重量,在有限的卫星结构空间内安装较多的星载设备。对技术指标的满足情况越好,则表明小卫星结构越符合卫星总体的要求(甚至是卫星用户的需求)。
随着小卫星应用的多样化、商业航天竞争态势的激烈化和卫星总体的要求的不断提高,小卫星结构的评价指标也向着多元化方向发展,对小卫星结构的评价指标不仅仅是技术指标,还有成本指标、研制进度指标、技术先进性等指标。例如,文献[13-15]中的立方星结构更多体现了低成本和短研制周期的特点。文献[22-23]中的多功能卫星结构能提供传统小卫星结构不具备的多种功能,其评价指标更侧重于多功能结构的技术先进性。
5 小卫星结构的发展趋势
纵观国内外小卫星结构的发展现状,展望未来小卫星结构的发展趋势如下:
1)小卫星结构构型呈通用化、小型化、专用化和多功能一体化的多元同步发展趋势;
2)通用平台小卫星结构逐渐向大于1000 kg的卫星结构拓展,使得小卫星具有更多功能和更广泛的应用领域;
3)立方星结构逐渐向具有通用化、模块化的微小卫星结构方向发展;
4)专用化的小卫星结构将与有效载荷深度融合成为一体;
5)在结构轻量化的需求牵引和工艺的创新驱动下,小卫星结构材料正向着比强度和比刚度更高的方向发展,铝锂合金和镁锂合金将是很有发展前景的材料;适应3D打印工艺的金属粉末材料将会备受关注;多功能材料将是小卫星结构材料一个重要的发展方向;
6)仿生结构是一个新的发展方向,仿生结构有望从零部件推广到具有特殊功能的小卫星结构上;
7)具有快速拆装功能、减振隔振功能和尺寸稳定性强的结构连接是未来小卫星结构连接的发展方向;
8)小卫星结构的评价指标向着多元化方向发展。
6 结束语
基于对国内外小卫星结构构型、结构材料、结构连接方式和结构评价指标的发展现状分析,本文指出了小卫星结构通用化、小型化、专用化、多功能一体化的未来多元发展趋势,也提出小卫星结构材料、连接方式和评价指标方面的发展建议,可为小卫星结构的创新发展提供参考。