北京空间飞行器总体设计部开放课题
木星环绕探测任务中的内带电风险评估
木星环绕探测任务中的内带电风险评估王建昭;田你;张庆祥;张相宇;郑玉展;呼延奇;蔡震波【摘要】木星拥有类似地球辐射带的辐射带结构,其辐射带质子通量是地球的10倍,高能电子通量比地球高2？3个数量级,且最髙能量可达1 GeV.因此木星探测任务的抗辖射设计是任务成功的关键.选择3种不同倾角大椭圆探测轨道,仿真分析了2种介质在变化能谱下的内带电过程.仿真结果表明,对于环氧树脂（ Fr4）, 由于电阻相对较小,电子通量较大的近木点的充电电荷,会在远离辐射带时泄放,其最大充电电场取决于近木点的电子通量;对于聚酰亚胺（ Kapton） , 由于电阻相对较大,充电电荷不能及时泄放,不同轨道间电荷逐渐累计,最大电场不断增加.另外,环木轨道倾角越大,越有利于降低充电电场.和地球GEO轨道相比,不同电阻介质在环木轨道的充电差异相对地球GEO轨道较小.【期刊名称】《深空探测学报》【年(卷),期】2017(004)006【总页数】7页(P564-570)【关键词】木星;辐射带;内带电【作者】王建昭;田你;张庆祥;张相宇;郑玉展;呼延奇;蔡震波【作者单位】北京空间飞行器总体设计部,北京100094;北京空间飞行器总体设计部,北京100094;北京空间飞行器总体设计部,北京100094;北京空间飞行器总体设计部,北京100094;北京空间飞行器总体设计部,北京100094;北京空间飞行器总体设计部,北京100094;北京空间飞行器总体设计部,北京100094;【正文语种】中文【中图分类】P185.40 引言近年来,针对木星系的深空探测任务逐渐成为航天领域的研究热点。
中国航天在具备了自主探测月球等技术之后,下一阶段必然会向更广阔的深空迈进,对于木星探测的计划也已提上日程。
与其他深空探测任务相比,木星系探测任务的难点之一是其恶劣的空间辐射环境,其中要特别考虑木星磁层内的辐射环境对探测器的影响[1]。
木星磁场强度是地球的20倍,其辐射带低能质子的通量是地球的10倍,高能电子通量则比地球辐射带高2～3个数量级,电子的最高能量可达到几百MeV,而地球辐射带中的捕获电子能量一般小于10MeV。
中国空间技术研究院
中国空间技术研究院中国空间技术研究院，隶属中国航天科技集团公司，又称作“航天五院”。
其前身可追溯到1956年成立的“国防部第五研究院”，钱学森任第一任院长。
1968年2月20日，经毛泽东主席批准，中国空间技术研究院(，简称CAST)成立，掀开了中国空间事业新的一页。
中国空间技术研究院是中国空间技术的主要研究中心和航天器研制、生产基地，其主要任务是：参与制定国家空间技术发展规划；研究、探索和开发利用外层空间的技术途径；承接用户需求的各类航天器和地面设备的研制及提供优良的服务；空间技术成果的推广应用，以及空间技术对外交流技术与合作。
1970年4月24日，成功研制并发射了中国第一颗人造地球卫星——东方红一号，使中国成为世界上第五个自行研制和发射人造卫星的国家，开创了中国探索外层空间的新纪元。
2003年10月，神舟5号飞船载人飞行获得圆满成功，使中国成为世界上第三个能够独立开展载人航天活动的国家，树立了中国航天史上一座新的里程碑。
至2003年底，研制并成功发射了53颗不同类型的人造卫星、4艘无人试验飞船和1艘载人飞船，初步形成了返回式遥感卫星系列、东方红通信广播卫星系列、风云气象卫星系列、实践科学探测与技术试验卫星系列、地球资源卫星系列和北斗导航定位卫星系列。
在载人飞船技术、卫星回收技术、一箭多星技术、地球静止轨道通信卫星技术和遥感卫星技术等领域已跨入世界先进行列，取得了举世瞩目的成就。
院所研制的各类航天器在国民经济、国防建设、文化教育和科学研究等方面得到广泛应用。
基于各类应用卫星，建立了各种稳定运行的卫星应用系统，取得了显著的社会效益和经济效益。
同时航天器研制取得的新技术成果，移植推广到国民经济的各个部门，有力地推动了传统产业的技术改造和技术进步。
中国空间技术研究院下设10个研究所、一个工厂，建立了空间技术研制试验中心，形成了空间飞行器总体设计、分系统研制生产、总装测试、环境试验、地面设备及应用、服务保障系统等配套完整的研制生产体系。
我国载人航天器综合测试技术
㊀V o l ．３１㊀N o ．６㊀１８４㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程S P A C E C R A F TE N G I N E E R I N G ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀第３１卷㊀第６期㊀２０２２年１２月我国载人航天器综合测试技术潘顺良㊀赵吉明㊀吕晔㊀李鸿飞㊀应鹏刁伟鹤㊀谢志勇㊀吴伟(北京空间飞行器总体设计部,北京㊀１０００９４)摘㊀要㊀综合测试是载人航天器研制生产过程的重要环节,其技术水平及自动化程度直接影响载人航天器指标评价有效性及研制进度.文章概述了载人航天器综合测试特点及典型设计方法,给出了自动化测试模式及远程测试模式设计方案.结合实际工程应用,给出了神舟一号到神舟七号阶段㊁交会对接阶段㊁空间站任务阶段等我国载人航天器三个发展阶段中相应综合测试技术的应用经验与成果,详细阐述了自动化测试及远程测试技术在不同阶段中的技术演化路径及应用实施效果,给出了我国载人航天器综合测试技术后续技术发展方向.关键词㊀载人航天器;综合测试;自动化测试;自动判读;远程测试;联合测试;电气支持设备中图分类号:V ４１６㊀㊀文献标志码:A ㊀㊀D O I :１０ ３９６９/ji s s n １６７３Ｇ８７４８ ２０２２ ０６ ０２２C h i n aM a n n e dS p a c e c r a f t I n t e g r a t e dT e s t T e c h n o l o g yP A NS h u n l i a n g ㊀Z H A OJ i m i n g ㊀L Y U Y e ㊀L IH o n g f e i ㊀Y I N GP e n gD I A O W e i h e ㊀X I EZ h i y o n g㊀WU W e i (B e i j i n g I n s t i t u t e o f S p a c e c r a f t S y s t e m E n g i n e e r i n g ,B e i j i n g １０００９４,C h i n a )A b s t r a c t :I n t e g r a t e d t e s t i s a n i m p o r t a n t l i n k i n t h e d e v e l o pm e n t a n d p r o d u c t i o n p r o c e s s o fm a n Ｇn e d s p a c e c r a f t ．I t s t e c h n i c a l l e v e l a n d a u t o m a t i o nd e g r e ew i l l d i r e c t l y a f f e c t t h e e f f e c t i v e n e s s a n d d e v e l o p m e n t p r o g r e s s o fm a n n e d s p a c e c r a f t s p e c i f i c a t i o n s e v a l u a t i o n ．T h i s p a pe r s u mm a r i z e s t h e c h a r a c t e r i s t i c s of i n t eg r a t e dt e s to fm a n n e ds p a c e c r a f t ,a n d g i v e sth e p r o j e c to fa u t o m a ti ct e s t m o d e a n dr e m o t e t e s tm o d e ．C o m b i n e d w i t ht h ea c t u a l e n g i n e e r i n g a p p l i c a t i o n ,t h ea p p l i c a t i o n e x p e r i e n c e a n d a c h i e v e m e n t s o f t h e i n t e g r a t e d t e s t t e c h n o l o g y i n t h e t h r e e d e v e l o p m e n t ph a s e s o f ＧC h i n aM a n n e d S p a c e c r a f t ,i n c l u d i n g t h e S h e n z h o u Ｇ１t o S h e n z h o u Ｇ７m i s s i o n p h a s e ,t h e r e n d e z v o u s a n dd o c k i n g m i s s i o n p h a s e ,a n d t h e s pa c e s t a t i o nm i s s i o n p h a s e a r e p r e s e n t e d ．T h e a u t o m a t i c t e s t a n d r e m o t e t e s t t e c h n o l o g i e s ,t h e i r t e c h n o Ｇl o g i c a l e v o l u t i o n p a t h s a n d a p p l i c a t i o n i m p l e m e n t a t i o n e f f e c t s i nd i f f e r e n t p h a s e s a r ee x Ｇp o u n d e d i nd e t a i l ,a n d t h e f o l l o w Ｇu p t e c h n i c a l d e v e l o pm e n td i Ｇr e c t i o no fC h i n aM a n n e dS p a c e c r a f t i n t e g r a t e d t e s t t e c h n o l o g yi s p r o v i d e d ．K e y wo r d s :m a n n e d s p a c e c r a f t ;i n t e g r a t e d t e s t ;a u t o m a t i c t e s t ;a u t o m a t i c i n t e r p r e t a t i o n ;r e m o t e t e s t ;jo i n t t e s t ;E G S E 收稿日期:２０２２Ｇ０８Ｇ２３;修回日期:２０２２Ｇ１０Ｇ１７基金项目:中国载人航天工程作者简介:潘顺良,男,研究员,研究方向为航天器综合测试技术.E m a i l :p a n s h u n l i a n g＠b u a a ．e d u ．c n .㊀㊀１９９２年,中国载人航天工程列入国家计划,成为中国高科技领域的标志性工程之一.从立项到２０２１年实现空间站在轨,中国航天人经历了近３０年艰苦卓绝的奋斗,循序渐进,突破了一个又一个关键技术,独立自主构建起具有中国特色㊁配套完善的载人航天工程体系[１].综合测试是载人航天器研制生产过程的重要环节,载人航天器综合测试是指整船(器)级的电测试,即载人航天器完成总装后,在统一供电状态下,对载人航天器规定的电性能和功能做全面的检测,对各分系统之间电气接口的匹配性和电磁兼容性进行多项复杂的综合检查,以确保载人航天器在发射㊁入轨㊁组合体飞行及再入返回各阶段安全可靠工作和成功回收[２Ｇ３].作为载人航天器研制过程中重要的验证环节之一,综合测试起着质量总检查的作用,通过综合测试可以尽早发现问题,改进产品设计或工艺,保证航天产品的质量,是确保航天飞行任务成功的重要保障.综合测试技术与载人型号研制共同发展,载人航天综合测试技术支持了神舟系列飞船研制㊁天宫一号㊁天宫二号研制㊁货运系列飞船研制㊁空间站天和核心舱㊁空间站问天实验舱㊁巡天空间望远镜研制以及新一代载人飞船试验船等研制,支持了中国载人航天事业的一个又一个辉煌时刻,也在此过程中进一步发展创新.１㊀载人航天器综合测试特点载人飞船㊁货运飞船㊁空间实验室㊁空间站等载人航天器本身属于高复杂度系统, 载人航天㊁人命关天 的最高质量标准,对综合测试提出了以下更高要求:(１)载人航天器需要航天员和飞船工程师参与测试:需要根据航天员需求方要求开展载人环境㊁生理信号㊁手动控制功能㊁应急救生测试㊁应急返回等载人专有测试;(２)载人航天器协作分系统多㊁大系统接口匹配多:一般包括十四五个分系统,此外,还需要与测控通信系统㊁航天员系统㊁发射场系统㊁火箭系统㊁空间应用系统以及船器㊁船站之间开展大系统匹配等;(３)载人航天器测试模式多:需要自主应对在轨各种故障,空间站型号需要开展３０００多项地面验证试验,多达５０艘飞行器对接组合模式;(４)载人航天器测试周期㊁加电时间长:正样载人型号从进入总装㊁测试与试验(A I T)测试到进场发射往往需要１ ５~２年时间,整船/器加电时间１５００~３５００h;(５)载人航天器测试数据流多㊁数据类型多㊁数据量大:包括应答机㊁中继S宽波束㊁中继S窄波束㊁中继S M A㊁中继K a㊁空空通信等传输链路,包含上行指令㊁上下行话音㊁上下行图像㊁下行遥测参数等多种数据类型,空间站单舱下行数据速率达１ ２G b i t/s;(６)载人航天器测试要求高:空间站稳定运行１５年以上,同时涉及到航天员高可靠性要求,载人型号需要逐帧判读,不放过任何一帧跳变.载人航天３０年间,高密度发射成为载人三期常态,从载人一期的几年发射一艘飞船,到现在空间站阶段２年１１次载人发射任务,载人重大工程呈现批产特点.以上因素对载人航天器综合测试的设计和实施带来了极大的难度.２㊀综合测试系统设计从神舟一号开始,综合测试设计人员开始按照模块化结构开发自主设计自动化测试系统,实现了所有代码的国产化自主可控,改变了传统分散操作模式的测试体制,逐步形成了以总控(O C O E)和分系统专用测试设备(S C O E)组成的两级分布式测试体系结构,逐步把分系统测试设备链成一体,实现了我国第一套真正意义上的自动化测试系统,开创了我国航天器测试专业新的里程碑[４].这也成为了后续载人航天器综合测试系统的蓝本,后续所有载人型号的综合测试系统都是O C O EＧS C O E两级分布式测试系统,并在此基础上增加交会对接㊁多航天器联合测试㊁远程测试等新发展㊁新技术.图１为空间站天和核心舱测试系统架构图.以空间站天和核心舱测试系统为例,综合测试系统为局域网络化两级管理分布式系统,采用模块化设计,采用通用设备加少量专用设备组成系统,具备自动化测试能力,具备扩展性,支持远程测试和自动化测试㊁联合测试.(１)整器使用太阳方阵模拟器或稳压供电方式供电.(２)使用无线㊁有线两种测控方式构成上下行信息闭环回路:通过遥测前端等链路测试设备,完成遥测数据下行;通过上行控制前端设备实现遥控指令上行和数据注入功能;通过１５５３B总线监视设备完成器上１５５３B总线数据的监视㊁存储配合测试判读.(３)利用动态地球模拟器㊁电子星模拟器㊁红外太阳模拟器等设备产生敏感器的激励信号,模拟机电设备的响应特性和数据流,为器上设备创造测试环境,达到仿真㊁闭环的要求.(４)由总控系统统一处理解析天和核心舱任务下行数据,地面综合测试有线数据,地面测试的总线㊁网线监视数据;统一对数据进行存储,支持查询;５８１㊀㊀第６期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀潘顺良等:我国载人航天器综合测试技术由总控系统统一发令控制和调度,通过遥控通道㊁有线通道㊁其它的地面前端设备完成整器的指令发送工作;由飞船工程师进行手动操作完成手控令发送.(５)使用数管对接数据模拟器㊁空空通信模拟器㊁并网负载模拟器㊁机械臂小臂模拟器和舱段模拟器等系统级测试支持设备完成对接飞行器的接口信号模拟,配合天和核心舱开展组合体功能的单舱测试.(６)使用C ３I 接口设备㊁U S B 和中继对接支持设备配合完成测控通信和发射场的大系统接口测试.主要包括航天员系统㊁空间应用系统㊁载人飞船系统㊁运载火箭系统㊁发射场系统㊁测控通信系统和货船系统.(７)通过系统功能模拟各飞行模块的独立动态测试,压缩重复性模块测试时间占用,完成对飞行程序模块的覆盖性检查.根据飞行任务安排㊁飞行方案设计和飞行模块设计,执行任务模飞测试,覆盖典型的飞行任务.(８)联合测试模式:空间站三舱㊁载人飞船㊁货运飞船以软连接方式在地面实现接口互联,开展五舱联合测试.联合测试模式下各航天器采用配备独立的地面测试系统,以天和核心舱地面测试系统作为控制核心协同其它地面测试系统完成组合航天器的联合工作.图１㊀空间站综合测试系统组成图F i g １㊀C o m p o s i t i o n c h a r t o f s p a c e c r a f t i n t e g r a t e d t e s t s ys t e m ３㊀综合测试模式设计从神舟一号到神舟七号,传统综合测试模式是总体负责整船(器)技术状态控制,综合测试负责测试组织实施和地面设备研制管理,分系统负责相关测试岗位的数据判读,形成了以总体为中心,三者相互依存的组织模式.随着载人二期任务全面开展,传统的测试模式带来总体和分系统测试人员占用较多,测试实施管理链条较长不能快速处理故障等问题.综合测试设计人员与项目办一起对测试模式进行适应性调整,由综合测试全面负责测试状态控制㊁测试设计㊁测试实施与测试评估.为实现测试设计工作前移,测试设计与测试实施分离,测试前后方协同,机器判读逐步替代人工判读,提高测试效率与质量,缩减测试人员,各载人型号全面实行自动化测试与远程测试模式.３ １㊀自动化测试模式以空间站天和核心舱测试系统为例,各载人型号全面实施自动化测试.自动化测试贯穿综合测试设计㊁准备㊁实施㊁评估全流程(图２).依托载人自动化测试软件㊁自动判读软件,实现测试软件集中管理㊁测试精细化设计㊁测试程序自动转化㊁测试数据自动判读㊁测试结果自动评估功能,实现测试准备㊁执行㊁评估全周期一体化和自动化;测试过程实现自动化主导全流程,提高测试效率;机器判读包络全部类型数据,真正实现测试现场 去专家化 ,保证高可靠性的前提下实现高效率,以及测试人员的缩减[５Ｇ７].６８１㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀图２㊀载人航天器自动化测试模式F i g ２㊀M a n n e d s p a c e c r a f t a u t o m a t i c t e s tm o d e３ ２㊀远程测试模式远程测试支持系统用于满足异地总装测试需求,实现测试指挥和测试判读人员在北京,如图３所示,被测航天器及测试操作人员在天津或者发射场的异地整器级和大系统级综合测试[８Ｇ９].图３㊀载人航天器远程测试模式F i g ３㊀M a n n e d s p a c e c r a f t r e m o t e t e s tm o d e㊀㊀远程测试系统,包括前方和后方两部分,前方为总装及前端管理与操作测试现场,后方为指挥和判读中心,两者通过光纤链路连为一体,均具备完整的测试能力,各自独立又互为犄角.前方主要负责管理前置供电㊁通信链路建立和模拟器维护,开展测试状态设置工作,辅助进行故障定位分析和应急处置.主要测试队伍置于后方,所有人员(前方㊁后方)按照后方指挥统一安排,开展测试计划㊁控制测试状态设置㊁测试的实施和控制㊁数据监视判读㊁测试数据查询㊁测试总结㊁故障定位分析.４㊀经验与成果４ １㊀神舟一号到神舟七号阶段测试经验与成果从发射神舟一号无人飞船至发射神舟七号飞船并获得成功,综合测试经历了４艘无人飞船和３艘７８１㊀㊀第６期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀潘顺良等:我国载人航天器综合测试技术有人飞船的研制测试㊁发射全过程,圆满地完成了各艘飞船的综合测试任务.该阶段综合测试技术设计和实施验证了神舟飞船综合测试方案设计的正确性和测试的有效性㊁准确性,通过测试,成功地实现了对神舟飞船的全面检查和综合验证.该阶段神舟飞船综合测试水平和能力,代表了国内当时的综合测试的水平,也为后续不断地探索和研究综合测试技术,达到提高测试效率,缩短测试周期,减少人员投入的目标提供了指导意见.(１)分布式系统,集中管理控制.整船地面综合测试系统是一个分级㊁分布式的体系结构,以总控设备为数据管理和控制中心,通过局域网与各分系统专用测试设备进行信息交换.测试过程集中管理㊁统一指挥调度,船上所有上行控制命令和供电控制均由总控设备统一发出.(２)远距离测试,减少设备移动.北京地区测试㊁发射场测试采用光缆传输数据和无线转发技术,适应多工位测试,实现远距离测试.主要测试设备固定不动,少数前端设备随飞船移动.(３)自动化应用,提高测试质量.飞船测试中采用自动化测试序列,减少测试操作,提高测试质量㊁效率;在分系统测试人员数据监视的同时,对测试数据进行自动监视判读.(４)模拟真实环境,增加管理难度.飞船测试有飞船工程师或航天员直接参与综合测试过程,形成自动控制与航天员手动控制的联合测试模式,增加了测试指挥组织管理的水平和难度.配置G P S动态模拟源㊁火箭故检系统模拟源㊁船上仪表摄像设备,满足了仪表与照明分系统测试和航天员进舱联合测试的各种测试要求,取得好的效果.４ ２㊀交会对接任务阶段测试经验与成果神舟八号无人对接㊁神舟九号有人对接,神舟十号㊁神舟十一号以及天宫一号㊁天宫二号㊁天舟一号交会对接任务测试期间,综合测试技术获得较大发展.(１)O C O EＧS C O E结构的分布式测试系统更加完善:在完成型号测试任务的基础上,形成了一套适用于载人航天器全生命周期测试的新一代的航天器综合测试系统.通过控制台发送各类指令和注入文件,通过服务器和数据库存储并处理所有测试相关数据信息,提供数据查询显示及分析功能,实现测试现场指挥调度,完成单航天器及组合体大系统电性能测试.(２)开展了数字化测试模式应用:基于自动判读㊁自动化测试等数字化平台,实施数字化模式测试,开展综合测试专业化设计与实施,完成第三方的测试评估.基于数字化测试实施岗位重组,实现测试实施与测试设计分离转型.测试过程管理贯穿数字化测试全过程.数字化测试模式应用于神舟十一号㊁天宫二号等型号,测试实施周期缩减３０％,人员由每型号９岗１８人缩减到９岗１１人,精减３９％. (３)实现了测试数据的监视判读:实现了测试参数和指令的自动监视判读,建立了航天器测试基础信息库,管理整器测试过程中用到的遥测数据㊁S C O E数据㊁遥控指令以及设置命令信息;应用了航天器自动判读软件及判读知识库,可实时对测试过程中的参数进行判读,并储存判读知识;实现了对遥控指令的发送进行管理和控制,并通过前端设备发送遥控指令,对航天器的状态进行设置.经过此阶段７个型号判读验证,判读效率较人工判读提高５４％.(４)部分设备采用了通用化的设计思路:供配电设备根据航天器的常规供㊁充电需求,设计了通用的供电通道,可根据航天器的供㊁充电通道数量组合使用;射频链路处理设备采用了通用架构设计,按照功能内聚为射频前端㊁变频器㊁中频处理设备和数据处理前端四个部分,可满足航天器所有的射频链路测试需求.形成了包括供配电㊁测控㊁数管㊁控制推进㊁仪表㊁空间技术试验等６个测试专业的载人航天器地面电气支持设备(E G S E)产品型谱. (５)开展单航天器远程监测模式的远程测试应用:成功开展了神舟九号㊁神舟十号㊁神舟十一号㊁天宫一号㊁天宫二号酒泉基地Ｇ北京的远程测试任务:建立了远程测试组织模式,前方测试队伍依据发射场工作计划实施测试工作,后方组织测试队伍依据综合测试常规管理规定实施判读工作;建立了远程数据测试系统,支持后方２２个关键单机岗位开展发射场远程监视判读.(６)国内首次实现了两航天器间同步一体化联合电测中的系统级实时动态联动,覆盖了两航天器的静态接口匹配性和动态时序的协调性的各项测试,在交会对接任务的电测工作中达到了预期验证效果,为多航天器联合飞行的电测任务方案奠定了基础.(７)国内首次成功利用两航天器动力学模型对测试系统及交会对接各模拟器(姿轨控模拟器㊁空空通信模拟器㊁相对定位仿真模拟源等)实现了动态的实时同步驱动控制,有效完成两航天器交会对接的８８１㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀地面联合电测,达到了预期的应用效果,为未来多航天器间协同交互的电测设计和实施提供了宝贵经验.４ ３㊀空间站任务阶段测试经验与成果载人航天综合测试技术在空间站阶段自动化测试㊁自动判读㊁远程测试能力获得巨大进步.基于载人航天器自动化测试㊁自动判读平台,实施了载人航天器自动化测试模式,基于自动化测试实施岗位重组,实现测试实施与测试设计分离转型,从十年前单个型号综合测试人员１８人精简至５~７人.实施自动化测试和远程测试经验荣获２０１８年 全国质量标杆 殊荣.(１)适用于载人型号全生命周期测试的新一代航天器综合测试系统自动化水平更高㊁系统更柔性更完善,涵盖了供配电㊁测控与通信㊁数管等多个领域的专业测试设备;建立了地面设备型谱,实现了测试设备通用化㊁国产化㊁型谱化;经过对测试设备技术的持续改进和创新,形成了以 射频Ｇ数据 一体化处理平台为代表的新一代一体化测试产品,推动了测试模式的转型㊁测试设备技术的跨越.(２)自动化测试工具更显效能,实现了载人型号测试准备㊁测试实施㊁测试评估全流程自动化,实现测试过程中测试项目设计㊁指令操作㊁状态监控㊁过程记录㊁数据判读㊁结果分析㊁报告生成等人工操作 一键式 自动化,提高测试自动化水平,提升型号测试效率,降低人力成本,有效应对多型号测试任务,测试效率综合提升约３０％,实现型号正样测试周期由载人二期１１个月缩短至６个月.满足了载人飞船㊁货运飞船面向未来批量化任务对高效率㊁高可靠性的需求.(３)运用有限状态机模型构建了载人航天器自动判读系统,建立了一整套适用于载人航天器测试的标准化判读语法体系.针对载人航天对测试过程数据判读的高标准要求,设计了支持复杂逻辑的判据设计模型,判据经过了测试前的精细化验证,在型号测试过程中迭代升级,形成了完整的载人型号的自动判读知识库.单型号自动判读判据约６０００~３００００条,自动判读覆盖率达９０％.解决了载人航天器数据量大㊁类型多㊁数据复杂造成的判读难题,有效减少人员主观判读风险,能快速定位参数单次跳变等人员判读不易发现的问题,提升测试效率和准确性,减少测试人员消耗.(４)针对载人型号所特有的音频数据,采用音频可视化技术和互相关解析技术首次解决了多路音频连续性自动判读的难题,改变了音频测试采用 耳听 的传统模式,将音频判读有效覆盖率由８ ３％提升至１００％.针对有人参与的仪表测试,通过人工智能技术,构建了用于 人Ｇ器Ｇ地 的交互信息智能处理和判读的闭环测试系统,将识别结果转换为机器数据流与测试系统进行交互,实现仪表数据判读的自动化;针对视频连续性判读和船地间延时精确判读的难题,采用图像识别技术,引入视频序列度量描述机制,建立视频闭环测试系统,替代了 目视 的传统方法,精度可达１００m s,有效完成了连续性和时延精确判读;全面实现遥测参数㊁音视频㊁仪表显示页面由人工判读到机器自动判读质的飞跃. (５)以北京为中心㊁四地五方为一体的远程判读模式,在载人飞船㊁货运飞船㊁空间站等任务中进行了全面实施应用.在空间站天津测试过程中首次实现了以北京为中心的远程指控测试模式,空间站天津现场３７人减至１２人.神舟十四号发射场巡检任务首次全面使用远程测试模式开展,测控㊁数管㊁总体电路㊁仪表㊁热控㊁应急救生㊁结构机构㊁乘员㊁环控等９个分系统的型号人员均在北京参与测试,测试数据㊁舱内图像㊁总装现场图像,北京同步更新显示并归档,实现了舱内飞船工程师与北京仪表岗位无缝交流确认的测试模式,发射场测试人员进一步减少至１２人(神舟十三号远程测试模式２０人㊁神舟十二号测试３０人).从空间站核心舱发射场测试任务开始,飞控试验队员在北京远程参与发射场待发段测试,发射场试验人员在发射场远程参与飞控上升段及入轨初期关键动作远程飞控支持,双方异地协同,共同保障发射及飞控任务圆满完成. (６)尝试将基于模型的系统工程(M B S E)方法论引入测试用例设计,开展了飞行程序到模飞用例生成一体化研究与设计,打通飞行程序与模飞测试的接口,以空间站模飞测试为试点,按照飞行阶段分别生成测试用例,对段时间㊁指令链㊁数管注入文件㊁特殊指令㊁指令判据通过模型进行统一处理,生成内容标准的测试用例,保证飞行程序到测试用例设计的一致性㊁正确性和设计效率.(７)按照 像飞行一样测试 的理念和原则,在模飞过程中增加了时序的机器自动判读.开展了机器自动时序判读,以飞行时序为判读对象,判读激励是否按照既定的时序关系正常发出,状态是否按照既定的时序安排转换,实现对固化或注入程序的执行情况进行判读,从多个维度完成模飞过程自动数据判读,解决了载人航天器模飞模式多㊁模飞测试参与９８１㊀㊀第６期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀潘顺良等:我国载人航天器综合测试技术分系统多㊁判读工作复杂度高㊁模飞测试长的问题,实现了模飞阶段机器为判读一岗的自动化测试模式,大幅度提升了自动化测试的测试覆盖率及测试质量.(８)完成了空间站天和核心舱㊁问天实验舱㊁梦天实验舱㊁载人飞船㊁货运飞船在内的世界地面规模最大的五舱联试工作.设计了一体化的航天器上行㊁下行㊁飞行器间信息交互的测试系统,统一了数据时统,统一控制了各飞行器的电源㊁对接总线㊁相对定位㊁推进补加㊁对接模拟器,建立了实时同步驱动的飞行器激励及反馈测试系统,实现了飞行器间动态的测试闭环,支撑了交会对接㊁组合体运行等关键飞行任务在地面的有效验证.５㊀结论与展望载人航天工程实施３０周年,载人航天器自动化测试技术㊁自动判读技术等综合测试技术与型号成功共发展,综合测试技术的自动化㊁信息化㊁网络化以及初步的智能化水平在载人航天３０年中大幅提高,圆满完成了载人一期㊁二期㊁三期任务过程中面临的并行测试㊁异地协同㊁多器联合测试㊁应急救援快速发射等难题.后续载人重大型号任务多型号并行测试成为常态,测试人员多㊁周期长㊁强度大,后续载人登月等任务具有更高复杂性㊁更高可靠性安全性的要求,将给载人综合测试技术带来新的挑战.后续载人航天器综合测试技术在现有自动化测试㊁远程测试基础上,逐步向智能化测试技术发展:开展基于人工智能的航天器天地一体化智慧协同测试技术研究,开展基于数字孪生的航天器智能自主测试研究,开展测试任务自主规划㊁基于机器学习的智能健康监测和故障处置㊁器地故障的智能健康监测和快速处置等技术研究,全面提升载人航天器综合测试效能.参考文献(R e f e r e n c e s)[１]张柏楠．中国载人航天开启新征程[J]．中国航天,２０２１(８)８Ｇ１３Z h a n g B a i n a n．C h i n a sm a n n e d s p a c e l a u n c h a n e w j o u rＧn e y[J]．A e r o s p a c eC h i n a,２０２１(８):８Ｇ１３(i nC h i n e s e)[２]赵吉明,朱维宝,王劲榕．神舟飞船综合测试分系统研制与测试实施[J]．航天器工程,２００４(１):１１８Ｇ１２３Z h a o J i m i n g,Z h u W e i b a o,W a n g J i n g r o n g．D e v e l o p m e n t a n d t e s t i m p l e m e n t a t i o n o f S h e n z h o u s p a c e c r a f t i n t e g r a t e d t e s t s y s t e m[J]．S p a c e c r a f t E n g i n e e r i n g,２００４(１):１１８Ｇ１２３(i nC h i n e s e)[３]王华茂,闫金栋．航天器电性能测试技术[M]．北京:国防工业出版社,２０１７W a n g H u a m a o,Y a n J i n d o n g．E l e c t r i c a l t e s t t e c h n o l o g y o fs p a c e c r a f t[M]．B e i j i n g:N a t i o n a lD e f e n s eI n d u s t r y P r e s s,２０１７(i nC h i n e s e)[４]王华茂．航天器综合测试技术与发展趋势综述[J]．测控技术,２０２１,４０(１０):１Ｇ８W a n g H u a m a o．O v e r v i e wo n s p a c e c r a f t e l e c t r i c a l t e s t i n g t e c h n o l o g y a n dd e v e l o p e m e n t t r e n d[J]．M e a s u r e m e n t& C o n t r o lT e c h n o l o g y,２０２１,４０(１０):１Ｇ８(i nC h i n e s e) [５]杨硕,潘顺良,李鸿飞,等．航天器数字化测试模式设计与应用[J]．计算机测量与控制,２０１６,２４(１０):６Ｇ８Y a n g S h u o,P a nS h u n l i a n g,L iH o n g f e i,e t a l．D e s i g n a n d a p p l i c a t i o no f s p a c e c r a f t d i g i t a l t e s tm o d e[J]．M e a s u r eＧm e n t&C o n t r o lT e c h n o l o g y,２０１６,２４(１０):６Ｇ８(i n C h i n e s e)[６]何永丛,潘顺良,李鸿飞,等．载人航天器自动化测试系统设计与应用[J]．计算机测量与控制,２０１５,２３(１０):３２５８Ｇ３２６３H eY o n g c o n g,P a nS h u n l i a n g,L iH o n g f e i,e t a l．D e s i g n a n da p p l i c a t i o n o fa u t o m a t i ct e s ts y s t e m f o r m a n n e d s p a c e c r a f t[J]．M e a s u r e m e n t&C o n t r o l T e c h n o l o g y,２０１５,２３(１０):３２５８Ｇ３２６３(i nC h i n e s e)[７]W e i h eD i a o．R e s e a r c ho n f a s t t e s tm e t h o do f s p a c e c r a f t f o r e m e r g e n c y l a u n c hm i s s i o n[C]//P r o c e e d i n g s o f I A F G l o b a l S p a c e E x p l o r a t i o n C o n f e r e n c e２０２１．P a r i s: I A F,２０２１[８]潘顺良,张明江,李鸿飞,等．航天器远程测试系统设计与应用[J]．航天器工程,２０１５,２４(５):１１３Ｇ１１８P a n S h u n l i a n g,Z h a n g M i n g j i a n g,L i H o n g f e i,e t a l．D e s i g na n da p p l i c a t i o no f s p a c e c r a f t r e m o t e t e s t s y s t e m [J]．S p a c e c r a f tE n g i n e e r i n g,２０１５,２４(５):１１３Ｇ１１８(i n C h i n e s e)[９]P e n g Y i n g．D e s i g na n da p p l i c a t i o no f r e m o t e t e s tm o d e f o r s p a c e s t a t i o n[C]//P r o c e e d i n g s o f t h e７３r d I n t e r n aＧt i o n a lA s t r o n a u t i c a l C o n g r e s s２０２２．P a r i s:I A F,２０２２(编辑:张小琳)０９１㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀。
高分七号卫星结构尺寸稳定性设计与验证
中国空间科学技术O c t ２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ５㊀１０Ｇ１７C h i n e s eS p a c eS c i e n c ea n dT e c h n o l o g yI S S N １０００Ｇ７５８X ㊀C N １１Ｇ１８５９/V h t t p :ʊz g k jc a s t c n D O I :１０ １６７０８/jc n k i １０００Ｇ７５８X ２０２０ ００５３高分七号卫星结构尺寸稳定性设计与验证钱志英１,∗,罗文波１,殷亚州１,张玲１,白刚１,蔡铮１,傅伟纯２,卢清荣３,张新伟３,赵晨光３１．北京空间飞行器总体设计部,北京１０００９４２．北京控制工程研究所,北京１０００９４３．中国空间技术研究院遥感卫星总体部,北京１０００９４摘㊀要:尺寸稳定性是高分七号卫星(G F Ｇ７)结构设计的重要使命.针对G F Ｇ７结构尺寸稳定性设计需求,开展了影响因素分析,并针对分解指标给出了适用于航天器结构的尺寸稳定性设计和验证流程.首先,在整星结构构型设计的基础上,通过灵敏度分析确定了结构选材方案.随后,针对尺寸稳定性关键件一体化支架,提出了热控设计和结构设计方案.最终,通过舱段级热稳定性试验获得了结构平均热膨胀系数等结构稳定性关键参数,利用经试验结果修正后的有限元模型开展了卫星在轨热变形分析并验证了指标的可实现性.结果表明,G F Ｇ７结构设计满足载荷安装面指向变化亚角秒级的尺寸稳定性指标要求.关键词:高分七号;卫星结构;尺寸稳定性;热变形;设计验证中图分类号:V ４７４．２＋６㊀㊀㊀㊀文献标识码:A收稿日期:２０２０Ｇ０５Ｇ１２;修回日期:２０２０Ｇ０５Ｇ２８;录用日期:２０２０Ｇ０６Ｇ１０;网络出版时间:２０２０Ｇ０６Ｇ１７㊀１１:０６基金项目:载人航天预先研究项目(０１０２０１)∗通信作者．T e l ．:(０１０)６８１１７３３８㊀E Ｇm a i l :e v e r e s t q q２０１５＠s i n a ．c o m 引用格式:钱志英,罗文波,殷亚州,等．高分七号卫星结构尺寸稳定性设计与验证[J ]．中国空间科学技术,２０２０,４０(５):１０Ｇ１７．Q I A NZY ,L U O W B ,Y I N Y Z ,e ta l ．D i m e n s i o n a l s t a b i l i t y d e s i g na n dv e r i f i c a t i o no fG F Ｇ７s a t e l l i t es t r u c t u r e [J ]．C h i n e s eS pa c eS c i e n c ea n d T e c h n o l o g y,２０２０,４０(５):１０Ｇ１７(i nC h i n e s e )．D i m e n s i o n a l s t a b i l i t y d e s i gn a n d v e r i f i c a t i o n o fG F Ｇ７s a t e l l i t e s t r u c t u r e Q I A NZ h i y i n g １,∗,L U O W e n b o １,Y I NY a z h o u １,Z H A N GL i n g １,B A IG a n g １,C A IZ h e n g １,F U W e i c h u n ２,L U Q i n g r o n g ３,Z H A N GX i n w e i ３,Z H A OC h e n g u a n g３１．B e i j i n g I n s t i t u t e o f S p a c e c r a f t S y s t e m E n g i n e e r i n g ,B e i j i n g １０００９４,C h i n a ２．B e i j i n g I n s t i t u t e o fC o n t r o l E n g i n e e r i n g ,B e i j i n g １０００９４,C h i n a ３．I n s t i t u t e o fR e m o t eS e n s i n g S a t e l l i t e ,C h i n aA c a d e m y o f S p a c eT e c h n o l o g y ,B e i j i n g １０００９４,C h i n a A b s t r a c t :D i m e n s i o n a l s t a b i l i t y i s a n i m p o r t a n tm i s s i o no fG F Ｇ７s a t e l l i t e s t r u c t u r e d e s i g n ．T h e i n f l u e n c e f a c t o r a n a l y s i s w a s c a r r i e do u t i na c c o r d a n c et ot h ed e m a n do fs t r u c t u r a ld i m e n s i o ns t a b i l i t y ,a n dt h e nt h ed e s i gna n dv e r i f i c a t i o n p r o c e s s o f s t r u c t u r a l d i m e n s i o n a l s t a b i l i t y w a s p r o p o s e d a c c o r d i n g t o t h e d e c o m p o s e d i n d e x ．F i r s t l y ,o n t h e b a s i s o f t h e s t r u c t u r e c o n f i g u r a t i o nd e s i g n ,t h es t r u c t u r e m a t e r i a l s e l e c t i o n p l a n w a sd e t e r m i n e db y s e n s i t i v ea n a l y s i s ．T h e nt h e t h e r m a l a n ds t r u c t u r ed e s i g no f t h ek e y c o m p o n e n to fd i m e n s i o n a l s t a b i l i t y ,t h ei n t e g r a t e ds u p po r ts t r u c t u r e ,w a s p r o p o s e d ．F i n a l l y ,t h em e a nc o e f f i c i e n t so f t h e r m a l e x p a n s i o no f s t r u c t u r ew e r eo b t a i n e db y t h e r m a l d i s t o r s i o nt e s t ,a n d t h e f e a s i b i l i t y o f t h e i n d e xw a sv e r i f i e db y i n Ｇo r b i t t h e r m a l d e f o r m a t i o na n a l y s i su s i n g t h eu p d a t e df i n i t ee l e m e n t m o d e l o ft h es a t e l l i t e ．T h er e s u l t ss h o w t h a tt h e d e s i g n o f G F Ｇ７s a t e l l i t es t r u c t u r e m e e t st h er e qu i r e m e n t s o f d i m e n s i o n a l s t a b i l i t yi n d e x ．K e yw o r d s :G F Ｇ７;s a t e l l i t e s t r u c t u r e ;d i m e n s i o n a l s t a b i l i t y ;t h e r m a l d i s t o r s i o n ;d e s i g na n dv e r i f i c a t i o n钱志英,等:高分七号卫星结构尺寸稳定性设计与验证１１㊀高分七号卫星(G FＧ７)是中国首颗亚微米级高分辨率光学传输型立体测绘卫星,发射成功后将提供可靠㊁稳定的１:１００００比例尺测图数据.G FＧ７配置双线阵相机和２束激光测高仪载荷,能够获取高空间分辨率立体测绘遥感数据和高精度激光测高数据.由于双线阵相机㊁激光测高仪和星敏感器之间需要配合使用,除成像载荷本身的测量精度外,卫星结构的在轨尺寸稳定性也是影响卫星图像定位精度的重要因素之一.随着中国高分辨率对地观测系列卫星的研制,卫星结构尺寸稳定性问题也成为研究和应用的热点.文献[１Ｇ４]在资源三号研制过程中总结出卫星结构尺寸稳定性设计的方法主要包括:姿态测量部件与成像载荷一体化布局和星敏感器支撑结构采用低膨胀系数材料设计.文献[５Ｇ６]提出了一种适用于在轨全周期结构热变形分析方法,实现了在轨全周期温度场的映射,显著提高了在轨热变形分析精度.刘国青等利用基于数字图像相关测量技术的QＧ４００系统开展了常温常压下的结构微变形测试,测试精度可达微米级[７].以上研究主要着眼于提出结构尺寸稳定性设计的概念㊁卫星在轨热变形分析方法及热变形试验的方法,但针对卫星结构材料选择方法以及尺寸稳定性结构件的设计原则及设计和验证流程等内容鲜有报道.本文在G FＧ７整星结构尺寸稳定性设计的基础上,提出了基于在轨温度场结构变形灵敏度分析的结构选材方法,论述了关键结构件尺寸稳定性设计原则及方法,并通过地面热稳定性试验结果对有限元分析模型进行了修正,最终通过在轨热变形分析验证了G FＧ７载荷安装面指向变化亚角秒级尺寸稳定性指标的可实现性,相关设计和验证方法可为同类航天器结构的研制提供借鉴和参考.１㊀结构尺寸稳定性设计需求分析G FＧ７作为高精度测绘卫星,为了得到同名点在不同图像中的位置以匹配成立体图像,需要图像具有较高的定位精度和图像质量.这不仅要求相机光轴与星敏感器光轴之间的夹角具有较高稳定性,而且对相机和激光测高仪光轴之间夹角也有较高的稳定性要求.在构型布局阶段,为保证星敏感器与相机之间的相对稳定性,首先将星敏感器直接布置在了前㊁后视相机上,然后将前视相机㊁后视相机和激光测高仪共基准布置在卫星顶部的一体化支架上.成像载荷及星敏感器布局如图１所示.由于星敏感器直接布局在双线阵相机上,因此相机与星敏感器间夹角的稳定性通过相机和星敏感器安装结构的尺寸稳定性设计实现.而相机与激光测高仪均安装在一体化支架上,因此相机与激光测高仪之间的尺寸稳定性需要通过整星结构来保证.根据载荷工作模式及在轨标定情况,结构在轨尺寸稳定性要求分为短期稳定性和长期稳定性[８],定义如下:１)短期稳定性:一次成像期间的稳定性.２)长期稳定性:一次标定期内对同一区域成像的稳定性.根据在轨温度场状态,整星结构在轨尺寸稳定性指标定义为前视相机㊁后视相机和激光测高仪安装面在整星坐标系X O Z平面内相对夹角变化,短期稳定性要求为０．６ᵡ,长期稳定性要求为１．５ᵡ.卫星结构的尺寸稳定性受到机械载荷㊁温度㊁湿度㊁辐照等多方面因素的影响[９].卫星在轨运行期间,由于外热流和载荷工作状态的变化,使得卫星上产生交变的温度载荷.在不断变图１㊀载荷及星敏感器一体化布局F i g．１㊀I n t e g r a t e d l a y o u t o f p a y l o a d s a n d s t a r s e n s o r s１２㊀中国空间科学技术O c t ２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ５化的温度场作用下,结构会产生热变形.由于复合材料树脂等有机材料普遍具有吸湿特性,当卫星入轨后,在真空环境下的湿气释放,会在一定时间内引起结构尺寸的变化.此外,辐照等轨道环境会引起复合材料性能的退化,进而影响结构的尺寸稳定性.尽管影响卫星结构尺寸稳定性的因素较多,但温度的在轨周期性变化所引起的热变形是影响卫星在轨后结构尺寸稳定性最为关键的因素.２㊀结构尺寸稳定性设计验证流程由于热变形是影响卫星结构在轨尺寸稳定性的最重要因素,因此结构尺寸稳定性设计一般围绕在轨热变形开展,同时在材料选择等方面兼顾湿膨胀等因素.在G F Ｇ７研制中,采用的结构尺寸稳定性设计验证流程如图２所示.首先,根据各结构部件的热变形灵敏度分析结果,确定各结构板或结构件的材料.在此基础上,针对安装了相机和激光测高仪的尺寸稳定性关键部件一体化结构开展热控和结构优化设计,以获得最佳的尺寸稳定性性能.随后,开展舱段级的热稳定性试验,获得结构件在整星装配体下的平均热膨胀系数等实际热膨胀性能.最后,根据热稳定性试验的结果修正有限元分析模型,开展在轨热稳定性分析,对结构的在轨稳定性指标给出了预示.图２㊀结构尺寸稳定性设计验证流程F i g ．２㊀D e s i g nv e r i f i c a t i o n p r o c e s s o f s t r u c t u r e d i m e n s i o n a l s t a b i l i t y３㊀结构尺寸稳定性设计３．１㊀结构构型设计G F Ｇ７主结构采用资源二号卫星(Z Y Ｇ２)平台[１],分为服务舱和载荷舱两部分,如图３所示.服务舱结构包括中心承力筒㊁隔板㊁底板㊁顶板和外侧板;载荷舱结构包括底板㊁隔板㊁外侧板和一体化支架结构.其中一体化支架是实现前视相机㊁后视相机和激光测高仪共基准安装的关键性结构.图３㊀整星结构分解图F i g ．３㊀E x p l o s i o nd i a gr a mo f s a t e l l i t e s t r u c t u r e ３．２㊀结构选材方法卫星主结构常用材料主要为铝合金㊁镁合金和碳纤维复合材料.其中,铝合金与镁合金的热膨胀系数在２３ˑ１０－６~２６ˑ１０－６/ħ之间[１０],而碳纤维复合材料的热膨胀系数可进行近零膨胀设计.比照环氧基体碳纤维材料,氰酸酯基体碳纤维材料具有强度更高㊁湿膨胀系数更低和耐空间环境能力更强等特点,因此近年来在航天器结构应用较为普遍.根据初始结构设计状态,除服务舱中心承力筒采用热膨胀系数较低的碳纤维材料外,其余结构板均采用铝面板蜂窝夹层板结构.为适应结构尺寸稳定性的新要求,需要对除中心承力筒外的其余结构部件开展热变形灵敏度分析以确定其是否需要更换热膨胀系数更低的材料.本文选择典型在轨温度工况(即寿命初期夏至稳态一轨温度数据)作为结构部件热变形敏度分析的载荷工况,采用结构整体和各结构部件分别单独施加温度场并计算短期稳定性指标的方法,分析各结构部件温度变化对结构稳定性指标的影响权重,进而识别出其热变形对稳定钱志英,等:高分七号卫星结构尺寸稳定性设计与验证１３㊀性指标影响较大的结构.针对这些结构,需更换热膨胀系数更低的碳纤维材料以降低其热变形.针对Z Y Ｇ２平台的原始结构设计状态,利用典型在轨温度工况(即寿命初期夏至稳态一轨温度数据,工况定义如表１所示),开展了结构变形灵敏度分析.表１㊀结构部件热变形灵敏度分析工况定义分析结果图４所示.具有以下结论:１)在结构整体温度场赋值的情况下,成像期间前视相机与后视相机㊁后视相机与激光测高仪安装面法线夹角在X O Z 平面内投影变化达到５．６９ᵡ和５．５８ᵡ,远高于０．６ᵡ的短期指标要求.２)对前视相机和后视相机安装面间的法线指向稳定性指标而言,一体化支架变形影响最明显,载荷舱外侧板次之,随后是载荷舱隔板㊁中板,而服务舱结构板影响较小.３)对前㊁后视相机与激光测高仪安装面的法线指向稳定性指标而言,一体化支架和载荷舱隔板变形是最主要的影响因素,其次是载荷舱－Y 和－Z 板.因此,在结构件材料选择上,一体化支架和载荷舱隔板应采用低膨胀系数的碳纤维复合材料,载荷舱其余结构板和中板优选碳纤维复合材料,服务舱结构板可结合指标需求部分采用碳纤维复合材料.除结构自身的需求外,热控的需求也是影响结构材料选择的重要因素.由于载荷舱－Z ＋Y 外板作为激光测高仪的散热板需要预埋铝质环路热管,考虑到结构板高温固化过程中的变形匹配问题,必须采用铝面板蜂窝板.但是,载荷舱－Z ＋Y 外板变形对结构稳定性指标影响较明显,在设计中采用了铺设碳纤维加强条的方式约束其变形.图４㊀典型在轨温度工况下初始设计状态各结构件变形对稳定性指标的影响度分析F i g ．４㊀T h e i n f l u e n c e a n a l ys i s o f t h e r m a l d i s t o r t i o no f d i f f e r e n t s t r u c t u r e p a r t s o f i n i t i a l d e s i g n s t a t e s u b j e c t e d t o t h e t y p i c a l i n Ｇo r b i t t e m pe r a t u r e o n d i m e n s i o n a l s t a b i l i t yi n d e x ３．３㊀关键部件设计一体化支架为前视相机㊁后视相机和激光测高仪提供安装面,结构变形灵敏度分析结果表１４㊀中国空间科学技术O c t ２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ５明,其变形对结构尺寸稳定性指标的影响权重最大.因此,一体化支架是实现结构尺寸稳定性指标的关键部件.针对尺寸稳定性关键部件,一方面要提高在轨温度稳定性,降低温度波动;另一方面要开展结构尺寸稳定性设计,降低自身变形趋势.(１)热控设计一体化支架为无内热源结构件.为实现结构尺寸稳定性指标,一体化支架在轨温度要求控制在(２０ʃ２)ħ以内.一体化支架的热设计以隔热设计和主动控温相结合的方式:支架与载荷主体㊁支架与载荷舱板均安装１０mm 隔热垫;支架表面除了安装点隔热垫开孔避让外,均包覆了１５单元多层隔热材料.朝向星外的多层膜采用F ４６镀银二次表面镜;根据一体化支架各个面的朝向,以及各凸台与相机之间的位置关系,划分为１２个区域,每个区域布置主备份控温回路各１路.通过热分析得到寿命初期低温工况㊁末期高温工况一体化支架温度曲线,见图５.从中可以看出,一体化支架的温度控制在２１．５~１９．５ħ之间.图５㊀一体化支架高低温工况温度曲线F i g ．５㊀T e m p e r a t u r e c u r v e o f i n t e g r a t e d s u p po r t u n d e r h i g ha n d l o wt e m pe r a t u r e c o n d i t i o n (２)结构设计结构的尺寸稳定性与两个特性直接相关:一个是热膨胀性能,它决定了结构自身在温度载荷下的变形大小;另一个是刚度,它决定了结构抵抗其他结构变形的能力.因此,一体化支架应具有高刚度和低热膨胀系数的特性.一体化支架本体构型如图６所示,由复合材料本体㊁复合材料加强角盒㊁钛合金加强角座㊁钛合金接口连接件等组成.复合材料本体采用高强度㊁高刚度㊁低热膨胀系数㊁低湿胀系数的M ５５J/氰酸酯复合材料,准各向同性铺层,手工铺覆整体成型.整体成型工艺在保持纤维的连续性的同时,最大程度减少了连接环节.为保证连接强度,相机和激光测高仪安装点处,设计有碳纤维加强角盒,并内衬钛合金连接块.钛合金热膨胀系数低,作为相机安装接口可以降低安装面热变形,此外与碳纤维复合材料之间在热变形上更为匹配.图６㊀一体化支架示意F i g ．６㊀S c h e m a t i c d r a w i n g o f i n t e g r a t e d s u p po r t s t r u c t u r e ４㊀热稳定性验证对于高尺寸稳定性结构的在轨热变形,由于其实际在轨温度工况复杂,通过地面试验很难准确模拟,主要通过仿真分析验证.因此,分析模型的准确性就决定了稳定性结构在轨热变形预示的准确性.但实际结构产品的性能会受到材料性能的离散性㊁工艺实施偏差㊁连接环节的不确定性等因素的影响,与理想设计值之间具有一定的偏差.因此,需要通过热稳定性试验获取高尺寸稳定性结构产品的热变形特性,进而修正在轨热变形分析模型[１１Ｇ１４],最终通过在轨热变形分析验证结构尺寸稳定性设计指标.钱志英,等:高分七号卫星结构尺寸稳定性设计与验证１５㊀４．１㊀热稳定性试验为验证对整星尺寸稳定性指标影响较大的一体化支架和载荷舱结构的热变形特征,采用两套Q Ｇ４００测量系统在常温常压环境下对载荷舱结构进行了特定温度工况下的变形测量.Q Ｇ４００系统是基于数字相关技术的非接触式全场变形测量设备,测试精度可达微米级[７].试验中,载荷舱结构通过隔热垫片与试验支架隔热连接.在载荷舱及一体化支架结构上,共布置了９９路控温回路以实现对载荷舱结构的升降温控制.为获得一体化支架和载荷舱结构在装配体状态下的热变形规律,共设计了包括均匀温升和单板温升在内的８种温度工况,分别设置２个温度台阶,逐级加温㊁回温.在各温度台阶,结构温度满足稳定度要求后,进行结构变形测量.试验中,选择了相机安装面㊁一体化支架侧面和载荷舱板等８处典型位置作为测量面.图７给出了在均匀温升工况下其中一个测量区域即后视相机＋Y －Z 安装面的Y 向平均位移测量结果.结构变形随温度呈台阶性变化,回温后,结构变形恢复程度较好.图７㊀均匀温升工况后视相机＋Y －Z安装面Y 向平均位移F i g ．７㊀M e a n Y d i s p l a c e m e n t s o f＋Y －Z m o u n t i n gs u r f a c e o f r e a r v i e wc a m e r a i n c a s e o fu n i f o r mt e m p e r a t u r e r i s i n g试验后,对８处非连续测量区域的变形测量结果,通过数据拼接和矢量拟合计算,分析得到了试验温度工况下的前㊁后视相机安装面距离变化和安装面法向矢量的指向变化.在整体均匀温升工况下,前㊁后视相机前后安装面距离变化分别为－３．９４μm /ħ和－５．００μm/ħ,前㊁后视相机安装面法线指向变化分别为０．６８ᵡ/ħ和０．９８ᵡ/ħ.前㊁后视相机前后安装面之间结构的宏观等效热膨胀系数分别为－２．５ˑ１０－６/ħ和－３．１ˑ１０－６/ħ.４．２㊀在轨热稳定性分析由于在轨温度环境的复杂性,结构尺寸稳定性指标主要通过在轨热变形分析验证[１５].在轨热变形分析的准确度主要取决于两个方面:结构分析模型的准确度(主要是刚度和热膨胀性能)和温度场映射的准确度.结构分析模型采用热变形试验结果对结构热膨胀系数进行修正,并将试验温度工况下热变形分析结果与试验测量结果进行了对比,两者具有较好的一致性.为了使结构映射温度场具有更高的精度,采用热传导法将热分析温度场映射在结构有限元模型上,作为热变形分析的温度工况.热传导法以既有节点温度场为基础,根据结构热传导特性映射其余部分的结构温度.这样就避免了差值映射法中经常出现的空间距离较近但不属于同一结构件且温度差别较大的节点上出现的温度场映射误差问题.热传导法的插值方程为:C t A T A ０éëêêùûúúT f q éëêêùûúú＝０T t éëêêùûúú(１)式中:T f 为结构节点温度矩阵;C t 为热传导矩阵;A 为权重系数矩阵;T t 为热分析模型节点温度矩阵;q 为拉格朗日乘子.在轨热变形分析选取了寿命初期夏至㊁寿命初期春分,寿命末期冬至等５种典型温度工况,开展了短期稳定性和长期稳定性指标分析.图８给图８㊀一个轨道周期内载荷安装面法线夹角在X O Z 平面内投影变化曲线F i g ．８㊀T h e a n g l e s b e t w e e n t h e n o r m a l a x e s o f t h e p a y l o a d sm o u n t i n g i n t e r f a c e s p r o je c t e d o n t o t h e X O Z p l a n e d u r i n g a n o r b i t a l pe r i o d１６㊀中国空间科学技术O c t ２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ５出了在一个轨道周期内,各载荷安装面法线夹角在X O Z 平面内投影的变化情况,从中可以看出在载荷工作期间前视相机㊁后视相机和激光测高仪安装面法线夹角在X O Z 平面内投影变化最大值为０．５６ᵡ,满足不超过０．６ᵡ的指标要求.图９给出了在载荷工作期间,一个载荷标定周期内各载荷安装面法线夹角在X O Z 平面投影的差值变化曲线,从中可以看出长期指标分析最大值为０．８２ᵡ,满足不超过１．５ᵡ的指标要求.图９㊀一次标定周期内载荷安装面法线夹角在X O Z 平面内投影差值变化曲线F i g ．９T h e d i f f e r e n c e o f t h e a n g l e sb e t w e e n t h e n o r m a l a x e s o f t h e p a y l o a d sm o u n t i n gi n t e r f a c e s p r o je c t e do n t o t h e X O Z p l a n ew i t h i n a c a l i b r a t i o n p e r i o d５㊀结束语本文针对高分七号卫星提出的成像载荷的亚角秒级结构尺寸稳定性指标要求,给出了整星结构在构型设计㊁结构选材和尺寸稳定性关键件设计等方面采取的设计措施,并结合地面结构热稳定性试验和在轨热变形分析验证了结构稳定性指标的可实现性,主要结论如下:１)一体化支架作为保证成像载荷一体化安装的关键结构件,其变形是影响结构尺寸稳定性指标的最关键因素.２)针对尺寸稳定性关键结构件,除了采取更为稳定的温控措施外,其自身需要具备高刚度和低热膨胀的性能.３)由于材料离散性㊁工艺实施偏差㊁连接环节的不确定性等因素的影响,结构产品的热膨胀性能与理想设计值之间具有一定的偏差,因此需要开展热稳定性试验来获得实际产品的热变形性能,进而修正数学模型.４)由于在轨温度工况非常复杂,很难在地面准确模拟,主要通过经试验修正后的有限元模型开展仿真分析来验证设计指标.本文提出的整星结构尺寸稳定性设计思路和相关研制流程可为同类卫星的结构尺寸稳定性设计提供参考.参考文献(R e f e r e n c e s)[１]㊀高洪涛,罗文波,史海涛,等．资源三号卫星结构稳定性设计与实现[J ]．航天器工程,２０１６,２５(６):１８Ｇ２４．G A O H T ,L U O W B ,S H I H T ,e ta l ．S t r u c t u r e s t a b i l i t y d e s i g na n d i m p l e m e n t a t i o no fZ Y Ｇ３s a t e l l i t e [J ]．S p a c e c r a f tE n g i n e e r i n g,２０１６,２５(６):１８Ｇ２４(i nC h i n e s e )．[２]㊀祖家国,吴艳华,杨岩．遥感卫星平台与载荷一体化设计综述[J ]．航天返回与遥感,２０１８,３９(４):８７Ｇ９４．Z UJG ,WU Y H ,Y A N G Y．A no v e r v i e wo f i n t e g r a t e d d e s i g no f p l a t f o r ma n d p a y l o a d f o r r e m o t e s e n s i n g sa t e l l i t e [J ]．S p a c e c r a f tR e c o v e r y &R e m o t i n g S e n s i n g ,２０１８,３９(４):８７Ｇ９４(i nC h i n e s e )．[３]㊀徐庆鹤,范立佳,高洪涛,等．遥感卫星平台与载荷一体化构型[J ]．航天返回与遥感,２０１４,３５(４):９Ｇ１６．X U Q H ,F A N L J ,G A O H T ,e t a l ．I n t e g r a t e d c o n f i g u r a t i o nd e s i g no f p l a t f o r m a n d p a y l o a df o rr e m o t e s e n s i n g s a t e l l i t e [J ]．S p a c e c r a f t R e c o v e r y &R e m o t i n g S e n s i n g,２０１４,３５(４):９Ｇ１６(i nC h i n e s e )．[４]㊀范宁,祖家国,杨文涛,等．W o r l dV i e w 系列卫星设计状态与启示[J ]．航天器环境工程,２０１４,３１(３):３３７Ｇ３４２．F A N N ,Z UJG ,Y A N G W T ,e t a l ．T h e d e s i g n o fw o r l d v i e ws a t e l l i t ea n d i t sd e m o n s t r a t i v ev a l u e [J ]．S pa c e c r a f t E n v r i o n m e n tE n g i n e e r i n g ,２０１４,３１(３):３３７Ｇ３４２(i n C h i n e s e )．[５]㊀刘国青,罗文波,童叶龙,等．航天器在轨全周期热变形分析方法[J ]．航天器工程,２０１６,２５(６):４０Ｇ４７．L I UGQ ,L U O WB ,T O N GYL ,e t a l ．T h e r m a l d e f o r m a t i o n a n a l y s i sm e t h o d o fi n o r b i t w h o l ec y c l ef o rs p a c e c r a f t [J ]．S p a c e c r a f t E n v r i o n m e n t E n g i n e e r i n g ,２０１６,２５(６):４０Ｇ４７(i nC h i n e s e )．[６]㊀张也驰,张龙,罗文波,等．基于统计学方法的卫星在轨热变形快速分析[J ]．中国空间科学技术,２０１６,３６(６):５５Ｇ６１．Z H A N G YC ,Z H A G NL ,L U O W B ,e t a l ．R a pi d t h e r m a l d e f o r m a t i o na n a l ys i so fo n Ｇo r b i ts a t e l l i t e so nt h e b a s i so f s t a t i s t i cm e t h o d [J ]．C h i n e s eS p a c eS c i e n c ea n dT e c h n o l o g y ,２０１６,３６(６):５５Ｇ６１(i nC h i n e s e )．[７]㊀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):钱志英,等:高分七号卫星结构尺寸稳定性设计与验证１７㊀６４Ｇ７０．L I U G Q,R U A NJ H,L U O W B,e ta l．R e s e a r c ho n t h e r m a l d e f o r m a t i o na n a l y s i s a n d t e s t v e r i f i c a t i o n m e t h o df o r s p a c e c r a f t h ig hＧs t a b i l i t y s t r u c t u r e[J]．S p a c e c r a f tE n g i n e e r i n g,２０１４,２３(２):６４Ｇ７０(i nC h i n e s e)．[８]㊀柴洪友,高峰．航天器结构与机构[M]．北京:北京理工大学出版社,２０１８:２０３Ｇ２１６．[９]㊀E C S SS e c r e t a r i a t．S p a c e c r a f tm e c h a n i c a l l o a d s a n a l y s i sh a n dＧb o o k:E C S SＧEＧH BＧ３２Ｇ２６A[S]．N o o r d w i j k:E S A R e q u i r eＧm e n t s a n dS t a n d a r d sD i v i s i o n,２０１３:３０４Ｇ３２５．[１０]㊀陈烈民．航天器结构与机构[M]．北京:中国科学技术出版社,２００５:２２２Ｇ２３２．[１１]㊀黄杰,罗达,侯鹏,等．光学遥感卫星平台结构热变形试验及测量技术研究[J]．航天器工程,２０１８,２７(２):１１４Ｇ１１８．HU A N G J,L U O D,H O U P,e t a l．R e s e a r c h o nt h e r m a l d e f o r m a t i o n t e s t a n dm e a s u r e m e n t t e c h n o l o g y o fo p t i c a l r e m o t es e n s i n g s a t e l l i t e p l a t f o r m[J]．S p a c e c r a f tE n g i n e e r i n g,２０１８,２７(２):１１４Ｇ１１８(i nC h i n e s 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空间站机械臂关节快速连接装置设计与验证
空间站机械臂关节快速连接装置设计与验证张㊀运1,李德伦1∗,王㊀康1,朱㊀超1,赵志军1,杨光辉2,姚思雨2(1.空间智能机器人系统技术与应用北京市重点实验室,北京空间飞行器总体设计部,北京100094;2.北京卫星制造厂有限公司,北京100094)摘要:为满足空间站机械臂在轨维修需求,实现在轨故障单机快速从整臂中分离,设计了一种通用快速连接装置㊂该装置在满足空间站机械臂高刚度㊁大承载要求的前提下,具有空间环境下操作力矩小㊁操作简便㊁拆装迅速的特点㊂快速连接装置由快速连接母组件和快速连接公组件两部分组成,两组件通过膨胀螺栓膨胀施加预紧力实现锁紧,组件对接过程中通过楔形结构配合实现导向和定位㊂该快速连接装置通过刚度测试㊁真空高低温环境下膨胀螺栓插拔以及航天员地面人机工效等验证,结果表明该装置可满足空间站机械臂使用要求与在轨维修需求㊂关键词:空间站机械臂;快速连接;膨胀螺栓;人机工效中图分类号:V423.7㊀文献标识码:A㊀文章编号:1674-5825(2022)06-0741-09收稿日期:2022-02-10;修回日期:2022-09-20基金项目:人因工程重点实验室一般基金项目(6142222210302)第一作者:张运,女,硕士,工程师,研究方向为空间机器人系统及机构设计㊂E-mail:zhy05221145@ ∗通讯作者:李德伦,男,硕士,高级工程师,研究方向为空间机器人系统及机构设计㊂E-mail:dll_hit@Design and Experimental Verification of Joint Quick ConnectDevice for Space Station ManipulatorZHANG Yun 1,LI Delun 1∗,WANG Kang 1,ZHU Chao 1,ZHAO Zhijun 1,YANG Guanghui 2,YAO Siyu 2(1.Beijing Key Laboratory of Intelligent Space Robotic System Technology and Applications,Beijing Institute ofSpacecraft System Engineering,CAST,Beijing 100094,China;2.Beijing Satellite ManufacturingCo.,Ltd,Beijing 100094,China)Abstract :According to the requirements of astronaut Extravehicular Activities(EVA),a universaljoint quick connect device was designed to realize the rapid separation of faulty products from theSpace Station manipulator.The joint quick connect device could achieve the requirements of high ri-gidity and large heavy load.At the same time,it had the characteristics of small operating torque,easy operation and quick disassembly.The quick connect device was divided into the male compo-nent and the female component,and the two components were locked by expansion bolts and posi-tioned and guided through a wedge structure.The joint quick connect device had passed the stiffness test,the expansion bolt insertion test in the vacuum,high and low temperature environment,as well as the astronaut ground ergonomics test.The experimental results showed that the device could meetthe use requirements of the Space Station manipulator and on-orbit maintenance requirements.Key words :Space Station manipulator;quick connect;expansion bolt;ergonomics第28卷㊀第6期2022年㊀12月㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀载㊀人㊀航㊀天Manned Spaceflight㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Vol.28㊀No.6Dec.20221㊀引言㊀㊀机械臂是大型空间站进行在轨维护和建设的必要工具㊂机械臂在地面遥操作和空间站内航天员的联合操作下,实现空间站舱表巡检㊁大型货物转运㊁辅助交会对接㊁航天技术试验照料等重大任务[1-2]㊂空间机械臂作为大型舱外机械臂,在轨寿命要求10年以上,且机械臂造价以及发射费用昂贵,因此需要其具有通过维修维护延长使用寿命的能力[3]㊂在关节㊁末端等单机失效的情况下,需要通过在轨维修进行故障单机更换[4]㊂快速连接装置作为机械臂关节与关节㊁末端㊁臂杆及中央控制器等单机之间的连接结构,是保证机械臂在轨维修的基础㊂目前,国际空间站机械臂有加拿大航天飞机遥操作臂SRMS(Shuttle Remote Manipulator Sys-tem)㊁空间站遥操作臂SSRMS(Space Station Re-mote Manipulator System)㊁日本实验舱机械臂JERMRS(Japanese Experiment Module Remote Ma-nipulator System)㊁欧洲机械臂ERA(European Ro-botic Arm)等㊂其中航天飞机遥操作臂SRMS臂长15m,有6个关节[5],在轨实现了卫星捕获㊁卫星维修㊁国际空间站建设等[6]㊂由于航天飞机可以返回地球,因此SRMS机械臂关节采用不可在轨更换设计[7]㊂空间站遥操作臂SSRMS采用2个完全对称的臂杆设计,共包含7个关节和2个末端执行器㊂SSRMS采用可在轨维修设计[8],即采用模块化关节与快换接口设计㊂快换接口由6个凸台与配对U型槽组成,通过6个快换螺钉连接[9]㊂2002年6月,SSRMS的腕部旋转关节进行了在轨维修更换[10]㊂日本的JEMRMS机械臂由主臂MA和小臂SFA组成,其中MA关节也采用了在轨可更换结构[11]㊂欧洲空间机械臂ERA也采用对称设计,共有7个自由度,ERA关节并未采用可在轨更换接口设计[12]㊂综上,目前公开关节快换接口结构,且在轨成功进行更换维修的只有SSRMS,但是其电气接口设计㊁机械接口容差指标㊁快换装置的操作力矩及测试等资料并公开发表㊂中国空间站核心舱机械臂由7个关节和2个末端执行器等组成,重量约800kg,规模大且承载能力强[13-14],在轨寿命指标为10年,通过维修后寿命指标为15年㊂为满足中国空间站核心舱机械臂在轨寿命要求,机械臂具有在轨维修功能,可实现航天员在轨快速将故障单机从整臂中分离更换㊂核心舱机械臂各单机的连接均采用快速连接装置连接[15-16],通过快速连接的在轨对接与分离,实现故障单机在轨快速更换㊂本文对核心舱机械臂使用的快速连接装置的设计及验证情况进行介绍㊂2㊀设计需求㊀㊀1)轻质量㊂受发射成本及发射空间限制,空间站核心舱机械臂重量要求不超过800kg,而快速连接作为机械臂上各单机间的连接部件,在关节㊁末端执行器㊁臂杆及中央控制器等单机的对接处,共配备13组[13],如图1所示,快速连接的重量对整臂的重量影响较大,需小于5kg㊂图1㊀快速连接在核心舱机械臂上的位置Fig.1㊀Position of the quick connect devices on the manipulator2)高刚度㊂核心舱机械臂在轨需执行最大25t负载搬运任务及舱段转位对接等大载荷操作转移任务㊂机械臂质量约800kg,展开后长度超过10m,其振动基频要满足设计要求,因此,快速连接装置刚度应大于0.8ˑ106Nm/rad㊂3)低力矩㊂机械臂如需在轨维修,需要航天员在空间站舱外着航天服操作㊂受航天服阻尼力矩和航天服手套的影响,航天员的手部精细操作能力大大降低,因此,要求快速连接装置拆装操作简便,且操作力矩不应超过35Nm㊂4)在轨维修㊂机械臂在轨维修作业通过航天员出舱使用专用在轨维修工具完成,因此,快速347第6期㊀㊀㊀㊀张㊀运,等.空间站机械臂关节快速连接装置设计与验证连接装置上需要提供在轨维修工具接口,同时在外形上设计明显的状态标识,用于航天员在轨识别关节角度位置㊂5)大容差㊂在轨维修操作时,受航天服影响,航天员视野受限,且在零重力环境下航天员的精细操作能力降低,因此需要快速连接对接接口(电接口及机械接口)具有大容差,提高在轨对接效率㊂6)电气浮动连接功能㊂快速连接装置在建立机械连接的同时,需要将关节与相邻连接部件完成电器连接,完成电源和通信等信息的传递㊂快速连接装置上的电连接器,为满足在轨对接容差需求,需要有浮动容差㊂3㊀机构设计3.1㊀工作原理㊀㊀快速连接装置主要由快速连接公组件和快速连接母组件组成,膨胀螺栓安装在快速连接母组件上,浮动电连接器插头端安装在快速连接公组件上,插座端安装在快速连接母组件上㊂快速连接公组件和母组件上均安装有在轨维修接口,如图2所示㊂快速连接公组件和快速连接母组件分别安装在需要快速组装的不同单机产品上,通过膨胀螺栓膨胀实现锁紧㊂图2㊀快速连接装置组成图Fig.2㊀Composition diagram of the quick connect device快速连接的工作状态分为初始状态㊁导向对接状态㊁电连接器连接状态和膨胀螺栓锁紧状态㊂初始状态下,膨胀螺栓拔出,反向膨胀锁紧在快速连接母组件上;导向对接状态下,快速连接公组件和快速连接母组件通过对接接口导向连接;随后浮动电连接器通过导向销完成浮动对接;插接到限位后,快速连接公组件和快速连接母组件的膨胀螺栓孔位对齐,利用膨胀螺栓专用工具,对膨胀螺栓施加力矩,膨胀螺栓膨胀,快速连接锁紧㊂3.2㊀本体结构设计㊀㊀快速连接公组件和快速连接母组件上设计有楔形插口和垂直轴向的U 型槽,对接时将快速连接公组件插入快速连接母组件的楔形槽中㊂快速连接装置通过楔形槽和U 型槽的对接实现圆周方向的定位和大容差设计,如图3所示㊂根据U 型槽尺寸,快速连接的位置容差为3.8mm,角度容差为2ʎ㊂快速连接本体结构的容差设计如图4所示㊂图3㊀快速连接装置对接口Fig.3㊀Interface of the quick connectdevice图4㊀快速连接装置容差Fig.4㊀Tolerance of the quick connect device3.3㊀维修接口设计㊀㊀在快速连接公组件和快速连接母组件的圆周方向上分别设计有12组在轨维修工具的接口,位置如图5所示㊂机械臂在轨维修工具(包含固定装置㊁拆装装置)通过12组维修接口与机械臂的连接,实现力闭环㊂为在轨维修时能为航天员提供关节转动角度参考,在快速连接上设计了角度刻线及角度标识,如图6所示㊂447载人航天第28卷图5㊀维修接口Fig.5㊀Maintenanceinterfaces图6㊀角度标识Fig.6㊀Angle indicator3.4㊀电连接器浮动设计㊀㊀快速连接除机械连接外,还需提供整臂的电信号及通信信号连接㊂电连接需要有一定的容差,以满足在轨维修需求;快速连接装置选用了J95H 浮动电连接器,以实现容差需求;电连接器的浮动采用浮动螺钉形式,以保证连接强度㊂如图7所示,通过合理设计螺钉的直径a 和安装孔b 大小,保证连接器的浮动量b-a 满足大于1.5mm 的要求㊂图7㊀浮动电连接器安装方式Fig.7㊀Installation of the floating electrical connector为保证电连接器准确对接,电连接器设计了导向销,如图8所示㊂导向销的长度30.5mm,大于连接器外壳的高度21.2mm,在连接器外壳啮合前,导向销利用锥面实现插头和浮动插座的导正,然后电连接器实现准确对接㊂图8㊀导向销设计Fig.8㊀Design of the guide pins3.5㊀膨胀螺栓设计㊀㊀膨胀螺栓是快速连接实现低操作力矩㊁高刚度的关键部件,对膨胀螺栓的设计重点进行分析,确保快速连接装置设计的可靠性㊂3.5.1㊀膨胀螺栓组成㊀㊀快速连接公组件与快速连接母组件之间的连接主要通过膨胀螺栓来实现,膨胀螺栓由2个膨胀环㊁2个锁紧环㊁螺柱隔套㊁锁紧螺母㊁锁紧螺柱和间距隔套等零件组成,基本构型如图9所示㊂图9㊀膨胀螺栓组成图Fig.9㊀Composition diagram of the expansion bolt3.5.2㊀膨胀螺栓工作原理㊀㊀膨胀螺栓的基本工作原理是:在自由状态下,膨胀环和锁紧环在内应力的作用下收拢在锁紧螺柱上,膨胀环外圆与快速连接公㊁母上的隔套有较大的间隙,保证膨胀螺栓能够方便的插入隔套中㊂当膨胀螺栓插入对接好的快速连接装置后,锁紧螺柱的前端插入到固定隔套里面,能够提供膨胀螺栓拧紧时的阻力㊂此时拧紧锁紧螺母,锁紧螺547第6期㊀㊀㊀㊀张㊀运,等.空间站机械臂关节快速连接装置设计与验证母推动螺柱隔套向前移动,从而推动膨胀环压缩,在锥形斜面的作用下,膨胀环向外胀开,紧密贴合在隔套上,并施加一定预紧力;锁紧环向内收拢,紧密贴合在锁紧螺柱上,并施加一定预紧力㊂通过施加满足要求的拧紧力矩,确保膨胀螺栓和隔套之间达到满足要求的预紧力,使得快速连接装置在传递扭矩㊁承受弯矩的过程中不产生松动㊂在锁紧环中间,设有间距隔套,通过控制锁紧环的间距,均衡3个膨胀环受力,防止近锁紧螺母处的膨胀环过度膨胀损坏㊂当拧开膨胀环螺栓时,膨胀环和锁紧环在自身弹簧力的作用下,自动收拢,使得膨胀环与隔套之间恢复初始间隙,保证膨胀螺栓能够方便的取出㊂膨胀螺栓拔出后,可施加一个较小的力矩锁紧膨胀螺栓,防止膨胀螺栓滑动㊂3.5.3㊀膨胀螺栓受力分析㊀㊀根据受力情况,建立膨胀螺栓拧紧时的受力图,如图10㊁图11所示,在螺母拧紧的过程中,螺母提供下压力F n ,膨胀环和缩紧环克服摩擦力f 和f ᶄ下滑,在下滑的过程中膨胀环逐渐膨胀,直到膨胀到位贴合隔套时,膨胀环表面承受压力F p ㊂当拧松膨胀螺栓时,受力情况正好相反,由膨胀环的自身回弹收缩力,克服摩擦力fᶄ挤压缩紧环恢复初始状态㊂图10㊀膨胀螺栓拧紧时受力分析图Fig.10㊀Force analysis diagram of the expansion boltwhen tightened膨胀螺栓的锁紧螺母拧松后,膨胀环正常回弹需克服膨胀环与缩紧环间的摩擦力f 和缩紧环与螺柱间的摩擦力f ᶄ,满足条件如式(1)所示:㊀㊀㊀F w ㊃sin(θ)ȡf ㊃cos(θ)+f ᶄ(1)图11㊀锁紧环受力分析图Fig.11㊀Force analysis diagram of the contraction ring其中:F w 为膨胀环对缩紧环锥面的正压力;f 为膨胀环与缩紧环间的摩擦力,f =F w ㊃μ;f ᶄ为缩紧环与螺柱间的摩擦力㊂其中:fᶄ=F w cos(θ)μ,正常回弹需满足条件如式(2)所示:㊀㊀㊀㊀㊀㊀θȡ2arctan(μ)(2)摩擦系数μ取0.15,θȡ17.06ʎ,即可正常回弹㊂设计状态θ为24.775ʎ,膨胀螺栓可正常回弹㊂3.5.4㊀膨胀螺栓强度分析㊀㊀建立膨胀环和缩紧环受力模型如图12所示,底端半缩紧环固定,顶端承受下压力,膨胀环膨胀到位后承受平均压力,锥面设置为滑动无分离接触方式㊂图12㊀膨胀环与缩紧环有限元模型Fig.12㊀Finite element model of the expansion ringand contraction ring有限元分析结果如图13所示,膨胀环在320N 压力作用下,向下的移动量与膨胀环和间距隔套间隙尺寸一致,膨胀环刚好贴合隔套㊂当膨胀螺栓拧紧,按20Nm 施加拧紧力矩后,可计算膨胀环表面正压力如公式(3)所示:F p =2ˑ(F n -F o )/tan(θ)(3)647载人航天第28卷图13㊀膨胀环与锁紧环受力有限元分析结果Fig.13㊀Finite element analysis results of the expan-sion ring and contraction ring㊀㊀其中:F p为拧紧后,膨胀环表面压力;F n为预紧力,其中20Nm对应的预紧力为10000N;F o为膨胀环膨胀到位时需要的初始力320N㊂可计算的表面压力为51089N,对应的表面压强为84.87MPa㊂根据以上加载工况分析,膨胀环最大应力为840MPa,缩紧环最大应力为703MPa㊂膨胀环和锁紧环选用材料为不锈钢棒0Cr15Ni7Mo2Al,该材料的σ0.2=1210MPa,σb=1320MPa,最小安全系数为1.44(1210/840)㊂根据美国NASA-STD-5001标准中推荐的安全系数值,按屈服强度设计,安全系数需大于1.0,因此膨胀环和锁紧环设计强度满足要求㊂3.6㊀润滑的设计㊀㊀由于快速连接活动零件的表面在真空环境下存在冷焊风险,为保证可靠性,在快速连接公组件及母组件的对接接口面㊁维修接口表面㊁膨胀螺栓的膨胀环和锁紧环表面,均采用了有机粘接MoS2薄膜的固体润滑措施,利用有机树脂作为粘接剂,将MoS2粘覆于金属底材表面㊂这种润滑膜层具有以下特点:①与基底间的附着力好,可以承受发射阶段的力学环境;②承载能力高;③与摩擦对偶间不发生冷焊;④在真空环境下摩擦系数低(小于0.1),耐磨寿命长㊂因此该润滑膜可有效满足快速连接的空间环境下使用要求㊂4㊀试验验证4.1㊀刚度测试验证㊀㊀快速连接刚度测试的原理如图14所示,对试验对象进行受力分析可以得到加载端面的变形角度如式(4)所示:图14㊀快速连接装置刚度测试原理Fig.14㊀The principle of stiffness test of the quick connect deviceθ=Ml ljE lj I ljp(4)㊀㊀等效的绕轴刚度如式(5)所示:GI p=Mθ(5)㊀㊀式中:θ为变形角度,GI p为扭转刚度,M为加载力矩,l lj为快速连接直径,E lj为材料弹性模量,I ljp为截面的极惯性矩㊂刚度测试时,将快速连接固定在刚度测试台上,对膨胀螺栓施加20Nm预紧力,然后对快速连接进行2000Nm加载,测试快速连接的弯曲刚度和扭转刚度,图15为其中的弯曲刚度曲线,根据力矩-角位移曲线拟合斜率(即为刚度值),扭转刚度为1.01ˑ107Nm/rad,弯曲刚度为6.36ˑ106Nm/rad㊂图15㊀弯曲刚度曲线Fig.15㊀Bending stiffness curve4.2㊀力矩测试验证㊀㊀为验证在轨操作膨胀螺栓的拧紧拧松力矩,在高低温真空罐内,对快速连接膨胀螺栓的拧紧拧松力矩进行了验证,测试设备如图16~17所示㊂在高低温真空罐内,快速连接母组件安装在试验台上,膨胀螺栓与螺栓插拔机构连接,经磁流体密封装置与真空罐外力矩传感器连接㊂由旋转插拔机构对膨胀螺栓进行拧紧插入或拧松拔出,747第6期㊀㊀㊀㊀张㊀运,等.空间站机械臂关节快速连接装置设计与验证力矩大小可通过力矩传感器判断㊂图16㊀膨胀螺栓力矩测试原理Fig.16㊀The principle of tighten and loosen torque ofthe expansionbolt图17㊀膨胀螺栓插拔试验现场图Fig.17㊀Test of the expansion bolt insertion and extraction在真空环境下,测试了膨胀螺栓高温端(70ħ)和低温端(-50ħ)在20㊁25㊁30Nm 拧紧力矩下的拧松力矩,测试结果如图18㊁表2所示㊂图18㊀膨胀螺栓拧紧拧松力矩测试曲线Fig.18㊀Tighten and loosen torque test curves of theexpansion bolt表2㊀膨胀螺栓拧紧拧松力矩测试结果Table 2㊀Tighten and loosen torque test results of the ex-pansion bolt拧紧力矩/Nm拧松力矩/Nm高温低温2014.3~18.514.3~18.02518.2~24.518.5~24.33021.5~29.621.5~29.0由测试结果可知:1)膨胀螺栓拧松力矩受温度变化影响;2)膨胀螺栓插拔顺畅,膨胀螺栓在空间环境下拧紧力矩㊁拧松力矩满足航天员输出指标要求,膨胀螺栓的膨胀环㊁锁紧环收缩状态各循环下对比一致;3)试验后,膨胀螺栓的技术状态良好㊂4.3㊀人机工效验证㊀㊀快速连接装置是关节在轨维修的关键组件,其操作影响在轨维修任务的成败,为验证快速连接装置在轨的拆装性能,对关节进行了在轨维修人机工效学验证[17]㊂膨胀螺栓的在轨操作包括插入/拔出和旋紧/拧松2个主要动作㊂在轨维修时,将膨胀螺栓专用工具安装在航天员舱外操作力矩扳手上,专用工具可实现膨胀螺栓的四面限位㊂当拧紧时,膨胀螺栓上的限位凸台靠在L 型槽径向一侧,如图19所示,拧松时相反㊂插入时膨胀螺栓的限位凸台靠在L 型槽的轴向一侧,如图20所示,拔出时相反㊂图19㊀专用工具拧紧膨胀螺栓示意图Fig.19㊀Schematic diagram of the special looseningtool for the expansionbolt图20㊀专用工具拔出膨胀螺栓示意图Fig.20㊀Schematic diagram of the special tighteningtools for the expansion bolt847载人航天第28卷维修工具安装在快速连接装置维修接口上,由随动机构和分离机构两部分组成㊂分离机构实现故障关节的拆装,而随动机构在关节拆除后,将机械臂其他组件进行临时连接固定,如图21所示㊂图21㊀关节维修装置工具原理图Fig.21㊀Schematic Diagram of the Repair Device In-sertion and Extraction Mechanism for the Joint在轨维修模拟试验模拟场景如图22所示㊂2名航天员位于机械臂故障件两侧,依次完成膨胀螺栓拧松㊁快速连接分离㊁故障关节更换㊁快速连接组合㊁膨胀螺栓锁紧等操作㊂图22㊀膨胀螺栓在轨维修地面试验验证Fig.22㊀Ground test of the on-orbit maintenance forthe expansion bolt5㊀结论㊀㊀本文根据空间站核心舱机械臂的特点和在轨任务对快速连接装置的需求,开展了快速连接装置的刚度㊁容差㊁维修需求设计,经设计分析及试验验证,设计的快速连接装置具有如下特点:1)质量轻㊂通过机构的合理设计,快速连接质量为仅为3.5kg,远小于指标5kg 要求㊂2)连接刚度高㊂经过地面刚度测试及在轨使用验证,可以满足中国空间站机械臂25t 大载荷操作的需求㊂3)操作简便,操作力矩小㊂通过一套专用工具实现拧松㊁拧紧㊁拔出㊁固定一系列动作,操作力矩可以与中国航天员的作业能力相匹配㊂4)设计有维修接口,机械接口有一定的容差和导向,电接口有导向与浮动容差,有利于航天员在舱外进行在轨维修,提高了机械臂系统的可靠性与寿命㊂5)该设计方式可为其他在轨装配㊁在轨维修产品提供借鉴与参考㊂参考文献(References )[1]㊀Long A,Hasting D.Catching 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月地高速再入返回航天器时统设计及验证
月地高速再入返回航天器时统设计及验证金晟毅;白崇延;张伍;黄昊;李溟【摘要】月地再入返回航天器在第二宇宙速度下实现服务舱和返回器分离,返回器以半弹道跳跃方式准确地再入并着陆在预定回收区,为了保证返回器的导航精度,对返回航天器的时间精度有一定的要求.为此,文章提出适用于二级信息拓扑结构的多舱段航天器的器上时间维护系统(简称“时统”)和相应的地面验证系统设计.通过理论分析和地面验证试验,并结合月地高速再入返回航天器真实在轨飞行数据分析,证明此时统设计能够在较长时间内使月地再入返回航天器的器上时间精度保持在较高的水平.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2016(025)001【总页数】6页(P84-89)【关键词】月地高速再入返回航天器;器上时间维护系统;二级信息拓扑结构【作者】金晟毅;白崇延;张伍;黄昊;李溟【作者单位】北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094【正文语种】中文【中图分类】V476.3我国月地高速再入返回航天器（简称“返回航天器”）是由服务舱和返回器组成的两舱段结构航天器，主要用于对半弹道跳跃式再入返回的关键技术进行验证，获取试验数据。
返回航天器经历发射入轨、月地转移、近旁转向、地月转移后，在距离地面5000km高度处以接近第二宇宙速度实现服务舱与返回器分离，返回器以半弹道跳跃方式返回预定的回收区。
为了提高返回器再入返回的初始制导精度，使返回器返回的再入航程和落点精度满足任务要求，要确保航天器在执行任务期间，尤其是服务舱与返回器在包括分离时刻在内的整个分离过程中器上时间与地面标准时间误差不大于5ms。
目前，对于单舱或多舱段航天器，国内外采用的较为普遍方法是在航天器上设置一个独立的高稳时钟频率源，器上计算机获取时钟频率源信号进行累加计数，计算和维护器上时间，并定期将维护的器上时间转发或广播给有时间维护系统（简称“时统”）精度要求的航天器设备［1－3］。
航天器瞬态热平衡试验技术的新探索
航天器瞬态热平衡试验技术的新探索
刘强;贾宏;贾阳;付伟纯;徐丽
【期刊名称】《航天器环境工程》
【年(卷),期】2002(019)003
【摘要】文章以某型号航天器热平衡试验为工程应用背景,在正样星中用星内仪器按在轨飞行状态工作的方法实现仪器的内热源,用表面薄膜加热器模拟航天器表面多层部分的外热流,用红外加热笼模拟散热面的外热流,藉此实现了瞬态热平衡试验.【总页数】7页(P20-25,52)
【作者】刘强;贾宏;贾阳;付伟纯;徐丽
【作者单位】中国空间技术研究院,北京100081;北京空间飞行器总体设计部,北京100086;北京卫星环境工程研究所,北京100029;北京空间飞行器总体设计部,北京100086;北京空间飞行器总体设计部,北京100086
【正文语种】中文
【中图分类】V416.5;V416.4
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航天器铷钟的一种精密控温系统
航天器铷钟的一种精密控温系统
李国强;耿利寅;童叶龙
【期刊名称】《航天器工程》
【年(卷),期】2011(020)004
【摘要】研究了一种应用于航天器的高精度、高稳定度的温度控制系统：使用热敏电阻作为温度传感器;采用多级控温策略,核心级采用基于径向基函数（Radial Basis Function,RBF）神经网络比例、积分、微分（PID）控制算法,非核心级采用积分分离式PID算法;采用脉宽调制（PWM）控制作为控制方式。
以航天器铷钟作为控制对象,通过铷钟模拟件的热平衡试验,验证了高精度控温系统的控制效果。
试验结果表明：核心级施加RBF神经网络PID控制时,稳态控温精度优于±0.08℃;内热源阶跃冲击或外热流正弦扰动下,其温度波动
【总页数】6页(P93-98)
【作者】李国强;耿利寅;童叶龙
【作者单位】北京空间飞行器总体设计部,北京100094;北京空间飞行器总体设计部,北京100094;北京空间飞行器总体设计部,北京100094
【正文语种】中文
【中图分类】TK124
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3.一种铷原子钟双钟热备相位无扰切换系统的设计 [J], 邢彦超;杨俊;汤超;秦蕾;高伟;陈智勇;余钫;盛荣武
4.一种基于铷原子钟的频率基准源冗余设计方案浅析 [J], 张守中;赵瑞青
5.一种设定POP铷原子钟气泡工作温度的方法研究 [J], 王柯穆;杜志静;薛文祥;郝强;张首刚
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北京空间飞行器总体设计部开放课题
引言
北京空间飞行器总体设计部是中国航天科技集团公司下属的一个重要部门，致力于研发和设计各类空间飞行器。
为了进一步促进科技创新和人才培养，该部门决定开放一系列课题供广大研究者参与。
本文将详细介绍北京空间飞行器总体设计部开放课题的背景、目标、内容以及预期成果。
背景
随着人类对太空探索的兴趣日益增长，航天科技领域的需求也在不断增加。
为了满足未来太空任务的需求，北京空间飞行器总体设计部决定开放一系列课题，希望能够吸引更多优秀的科研人员和团队加入到航天事业中来。
目标
北京空间飞行器总体设计部开放课题的目标是通过广泛的合作与交流，推动中国航天科技的发展，并为未来太空任务提供优秀的解决方案。
通过这些开放课题，我们希望能够：
1.激发创新思维：吸引更多科研人员和团队参与课题研究，激发他们的创新思
维，提供新颖的解决方案。
2.提高技术水平：通过与各方合作，共同攻克技术难题，提高中国航天科技的
整体水平。
3.培养人才：为年轻科研人员提供展示自己才华的机会，培养他们在航天领域
的专业知识和实践能力。
内容
北京空间飞行器总体设计部开放课题将涵盖以下几个方面：
1. 空间飞行器总体设计
通过对空间飞行器总体设计原理和方法的研究，探索新一代空间飞行器的优化设计方案。
该课题要求参与者具备相关专业知识，在掌握传统总体设计理论基础上，能够应用现代工程软件进行模拟分析和优化设计。
2. 载荷布局与集成
针对不同类型的空间任务，研究载荷布局与集成策略。
通过优化载荷布局和集成方式，提高空间任务效率，并确保各项载荷之间的协同工作。
该课题要求参与者具备载荷设计和集成的相关背景知识，并能够熟练运用相关软件进行仿真和验证。
3. 空间飞行器控制与导航
研究空间飞行器的控制与导航技术，包括姿态控制、轨道控制、导航定位等方面。
通过优化控制算法和导航系统，提高空间飞行器的精确性和可靠性。
该课题要求参与者具备自动控制或导航领域的专业知识，并能够进行相关算法设计和仿真验证。
4. 空间环境适应性设计
研究空间飞行器在极端环境下的适应性设计，包括温度、辐射、真空等因素对空间飞行器系统的影响及其应对策略。
该课题要求参与者具备材料科学或热工学等相关背景知识，并能够进行相应的仿真分析和实验验证。
预期成果
参与北京空间飞行器总体设计部开放课题的研究人员和团队将有机会获得以下预期成果：
1.科研成果：完成一系列课题研究，并取得相应的科研成果，如发表论文、申
请专利等。
2.学术交流：参与国内外学术会议和研讨会，与同行进行深入交流，分享研究
成果和经验。
3.航天合作：与北京空间飞行器总体设计部及其它相关部门建立合作关系，为
未来航天任务提供技术支持和解决方案。
4.人才培养：培养年轻科研人员在航天领域的专业知识和实践能力，为中国航
天科技发展输送更多优秀人才。
结论
北京空间飞行器总体设计部开放课题将为广大科研人员和团队提供一个展示才华、交流经验的平台。
通过参与这些开放课题，我们相信能够推动中国航天科技的进步，并为未来太空任务提供创新的解决方案。
我们期待更多优秀的科研人员加入到这一伟大事业中来，共同开创中国航天科技的美好未来。