劉欣 張也弛 王曉姝 張龍 元勇

(北京空間飛行器總體設(shè)計部,北京 100094)

硬X射線調(diào)制望遠鏡(HXMT)衛(wèi)星配置了由18個主探測器、3個中能探測器、3個低能探測器組合而成的X射線望遠鏡,開展宇宙X射線探測,具有高靈敏度和高空間分辨率特點,研究宇宙X射線背景輻射和活動星系核的統(tǒng)計性質(zhì)[1-2]。

HXMT衛(wèi)星具有以下特點:①全新研制的有效載荷,技術(shù)新,規(guī)模大。X射線望遠鏡采用我國學(xué)者提出的直接解調(diào)成像方法,沒有成熟技術(shù)與經(jīng)驗可借鑒;載荷設(shè)計、研制以及驗證難度大。②為滿足載荷觀測需求,衛(wèi)星采用3種姿態(tài)指向控制的空間觀測模式,姿態(tài)指向控制使衛(wèi)星無固定對地面指向,增加了整星能源、測控、數(shù)傳、熱控難度。③載荷對力、熱環(huán)境保障要求高。精密探測器抗沖擊性能差,溫度梯度范圍廣,溫度控制精度要求高,平臺對載荷的力學(xué)環(huán)境以及熱環(huán)境保障難度大。

本文探討的重點問題是,通過合理的有效載荷、整星環(huán)境條件制定試驗驗證方案,確保對有效載荷、衛(wèi)星設(shè)計、研制質(zhì)量的充分考核,并降低有效載荷、衛(wèi)星設(shè)計與驗證難度與風(fēng)險。

1 衛(wèi)星特點分析

1.1 衛(wèi)星平臺特點分析

HXMT衛(wèi)星構(gòu)型由服務(wù)艙、載荷艙和X射線望遠鏡3部分組成,其結(jié)構(gòu)按照縱向串聯(lián)方式連接。服務(wù)艙和載荷艙的構(gòu)型與結(jié)構(gòu)基本繼承了我國資源二號衛(wèi)星平臺的設(shè)計,與原平臺最大的不同在于,X射線望遠鏡作為主體載荷安裝于載荷艙頂部,提高了衛(wèi)星質(zhì)心高度。此外,服務(wù)艙內(nèi)部布局包括動量輪支架等大部件以及平臺設(shè)備根據(jù)新的任務(wù)需求進行了重新設(shè)計。由于對天觀測的特殊模式設(shè)計,整星熱控設(shè)計與原平臺熱設(shè)計發(fā)生了較大變化。

綜上,HXMT衛(wèi)星平臺相對于資源二號平臺在總體構(gòu)型上有一定繼承性,但具體結(jié)構(gòu)、布局以及載荷承載、熱控設(shè)計等方面產(chǎn)生了較大變化,整星力學(xué)與熱環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計與試驗驗證將是衛(wèi)星設(shè)計研制過程中的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。

1.2 有效載荷特點分析

HXMT衛(wèi)星有效載荷主體為X射線望遠鏡,24個探測器集成在X射線望遠鏡主結(jié)構(gòu)上,X射線望遠鏡總質(zhì)量970 kg,包絡(luò)尺寸約1900 mm×1600 mm×1000 mm,載荷規(guī)模大。

X射線望遠鏡的探測面積較大,探測器數(shù)量多,探測器內(nèi)部結(jié)構(gòu)、裝配復(fù)雜,大量配置有諸如NaI(Tl)/CsI(Na)復(fù)合晶體、NaI(Tl)晶體、大面積CCD器件、光電倍增管等對力學(xué)環(huán)境敏感、抗力學(xué)環(huán)境能力差的器件。

此外,由于高能、中能、低能望遠鏡提出了溫度差異較大的溫度保障需求,工作溫差超過100℃。差異較大的溫度保障需求一方面對載荷熱控設(shè)計提出了挑戰(zhàn),另一方面較大的溫度梯度將導(dǎo)致熱變形,影響望遠鏡探測精度。

綜上,望遠鏡的力、熱學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計和試驗驗證方案設(shè)計在望遠鏡以及整星設(shè)計研制過程中尤為關(guān)鍵。

2 環(huán)境條件與試驗方案設(shè)計

衛(wèi)星環(huán)境適應(yīng)性包括發(fā)射段力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性、空間運行段空間環(huán)境適應(yīng)性,環(huán)境試驗驗證按照環(huán)境特性可分為加速度、噪聲、振動、沖擊等力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性驗證,溫度循環(huán)、低溫等熱環(huán)境適應(yīng)性驗證,真空、輻照、高能粒子等空間環(huán)境適應(yīng)性驗證等[3]。本文重點分析HXMT衛(wèi)星力學(xué)環(huán)境試驗和熱環(huán)境試驗的需求與方案。

2.1 力學(xué)環(huán)境條件設(shè)計與試驗驗證方案

1)基于“下凹”控制的大型望遠鏡力學(xué)環(huán)境條件制定方法

主動段力學(xué)環(huán)境有過載、正弦振動、隨機振動和沖擊等條件。對于大型載荷,高頻的隨機振動主要為噪聲激勵的結(jié)構(gòu)振動,大面值比結(jié)構(gòu)對噪聲環(huán)境敏感,而望遠鏡結(jié)構(gòu)特性決定其對噪聲環(huán)境不敏感[4],故可不重點關(guān)注。沖擊環(huán)境主要有星箭分離火工沖擊和太陽翼壓緊釋放裝置火工沖擊,由于載荷安裝面距離星箭分離面以及太陽翼壓緊釋放裝置較遠,基于該平臺地面試驗數(shù)據(jù),上述火工品沖擊引起載荷安裝位置的沖擊較小,可不重點關(guān)注。過載環(huán)境為準(zhǔn)靜態(tài)載荷,對于該望遠鏡構(gòu)型和結(jié)構(gòu)形式,承受準(zhǔn)靜態(tài)載荷的能力較好,也不做重點關(guān)注。正弦振動是主動段以及地面試驗階段重要的環(huán)境條件,是望遠鏡最為關(guān)注的環(huán)境條件。

正如前文所述,X射線望遠鏡具有規(guī)模大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、力學(xué)環(huán)境敏感等特點,望遠鏡正弦振動環(huán)境條件是決定望遠鏡設(shè)計與研制難易的最為關(guān)鍵的頂層約束之一。顯然,基于對常規(guī)儀器設(shè)備分解力學(xué)環(huán)境條件的做法是行不通的,過嚴(yán)格力學(xué)環(huán)境要求必將造成望遠鏡嚴(yán)重的“過設(shè)計”[3],如何為載荷制定較為合理的環(huán)境條件是在方案設(shè)計初期面臨的主要難題。

方案階段,綜合HXMT衛(wèi)星星箭力學(xué)環(huán)境耦合分析、HXMT衛(wèi)星正弦響應(yīng)分析以及同平臺衛(wèi)星主動段飛行力學(xué)環(huán)境測量數(shù)據(jù)分析,制定了整星力學(xué)試驗階段的下凹控制策略;再基于“下凹”控制策略的整星邊界輸入,分析望遠鏡安裝界面的響應(yīng);以該響應(yīng)為基礎(chǔ),增加20%～30%左右的不確定性,作為望遠鏡主體邊界的正弦激勵條件。圖1～圖3分別給出了望遠鏡X、Y、Z三個方向在整星無“下凹”控制和有“下凹”控制兩種情況下的安裝邊界響應(yīng)分析結(jié)果與試驗條件。

通過該方法,將望遠鏡正弦振動力學(xué)環(huán)境條件由不下凹控制的14gn降低為6gn,降低了約57%,有效降低了望遠鏡抗力學(xué)環(huán)境設(shè)計的難度。

圖1 X方向激勵X方向響應(yīng)及環(huán)境條件Fig.1 Response and test requirement of X

圖2 Y方向激勵Y方向響應(yīng)及環(huán)境條件Fig.2 Response and test requirement of Y

圖3 Z方向激勵Z方向響應(yīng)及環(huán)境條件Fig.3 Response and test requirement of Z

初樣整星鑒定級正弦振動試驗時,對望遠鏡安裝界面的響應(yīng)進行了測量,獲取整星X、Y、Z向振動時望遠鏡安裝界面的響應(yīng)數(shù)據(jù),在X向振動時界面最大響應(yīng)值為3.9gn,Y向振動時界面最大響應(yīng)值為3.7gn,Z向振動時界面最大響應(yīng)為5.5gn,未超出6gn的設(shè)計載荷條件,并有一定余量,證明了基于下凹控制策略的大型載荷環(huán)境條件制定方法的合理性。

2)望遠鏡力學(xué)環(huán)境試驗方案

望遠鏡作為整星最為關(guān)鍵的載荷設(shè)備,怎樣確認(rèn)望遠鏡主體及望遠鏡上各個探測器設(shè)計與研制狀態(tài)的正確性是HXMT衛(wèi)星研制階段面臨的一個難題。

按照傳統(tǒng)做法,望遠鏡需要作為整體單機開展相關(guān)試驗驗證,通過所有試驗后再交付整星集成。望遠鏡作為大型載荷,如果按照整個望遠鏡獨立開展振動試驗的方案,則由于試驗邊界剛度相對于整星狀態(tài)下的剛度大幅提高,必將造成望遠鏡主結(jié)構(gòu)以及各探測器的嚴(yán)重“過試驗”,即便采取響應(yīng)限幅或者力限控制可避免部分位置的過試驗,但由于激勵邊界的不同造成各探測器的響應(yīng)特性與整星狀態(tài)下有嚴(yán)重偏離,降低了試驗驗證的有效性[5-6]。

基于上述原因,決定望遠鏡不單獨開展整器的力學(xué)試驗,通過各探測器組件狀態(tài)的力學(xué)試驗驗證各組件設(shè)計與研制狀態(tài)的正確性,各探測器組件完成試驗后集成為望遠鏡整體,集成過程中嚴(yán)格控制裝配與安裝工藝狀態(tài)和參數(shù),確保集成狀態(tài)滿足設(shè)計要求。望遠鏡集成為整體后參與整星狀態(tài)下的力學(xué)試驗,對望遠鏡整體以及主體結(jié)構(gòu)的力學(xué)特性進行驗證。各探測器組件狀態(tài)的力學(xué)試驗條件根據(jù)整星狀態(tài)下的響應(yīng)分析進行分解。

初樣階段以及正樣階段的整星力學(xué)試驗中,望遠鏡順利通過試驗,狀態(tài)良好。望遠鏡通過各探測器組件的力學(xué)試驗驗證組件設(shè)計與研制的正確性,通過整星狀態(tài)的試驗驗證望遠鏡主體設(shè)計的正確性,避免了望遠鏡整體試驗的“過試驗”風(fēng)險,也控制了組件研制狀態(tài)。

3)整星鑒定級力學(xué)試驗需求分析

HXMT衛(wèi)星平臺結(jié)構(gòu)部分繼承我國成熟的資源二號平臺結(jié)構(gòu),但是以下方面有較大變化:①服務(wù)艙結(jié)構(gòu)基本繼承資源二號平臺服務(wù)艙狀態(tài),但肼瓶、動量輪、蓄電池組等大型部件的質(zhì)量特性、安裝形式、布局位置發(fā)生重大變化。②為適應(yīng)載荷安裝,載荷艙為全新設(shè)計。③有效載荷主體質(zhì)量970 kg,超過資源二號平臺歷次載荷質(zhì)量,且載荷安裝形式不同。鑒于此,初樣階段有必要研制結(jié)構(gòu)星以開展鑒定級力學(xué)試驗驗證。

4)結(jié)構(gòu)星鑒定試驗方案

基于前文分析,初樣階段需要開展整星鑒定級力學(xué)試驗,鑒于HXMT衛(wèi)星服務(wù)艙繼承資源二號平臺服務(wù)艙結(jié)構(gòu),資源二號平臺結(jié)構(gòu)星已開展過整星級鑒定試驗,且結(jié)構(gòu)星狀態(tài)良好。為節(jié)約研制經(jīng)費,開展了服務(wù)艙基于資源二號平臺結(jié)構(gòu)星服務(wù)艙改造,載荷艙及載荷新投的整星力學(xué)試驗方案論證。分析認(rèn)為,資源二號衛(wèi)星服務(wù)艙結(jié)構(gòu)構(gòu)型與相關(guān)結(jié)構(gòu)參數(shù)與HXMT衛(wèi)星服務(wù)艙基本一致,部分艙板承載可根據(jù)HXMT衛(wèi)星狀態(tài)進行重新配重改造,確保整星質(zhì)量特性以及各艙板質(zhì)量特性狀態(tài)一致,確保整星基頻以及各艙板響應(yīng)特性一致。

由于HXMT衛(wèi)星動量輪支架安裝在服務(wù)艙承力筒內(nèi),安裝方式、構(gòu)型以及其上動量輪布局與資源二號平臺不同,且承力筒不能改造,則動量輪安裝支架以及其上動量輪安裝狀態(tài)不能與HXMT衛(wèi)星設(shè)計狀態(tài)一致。分析認(rèn)為,該動量輪安裝支架以及動量輪安裝狀態(tài)的不一致不影響整星力學(xué)特性,僅動量輪局部力學(xué)響應(yīng)特性不同。由于HXMT衛(wèi)星動量輪支架構(gòu)型為新研,且動量輪布局變化較大,為確保動量輪支架設(shè)計的正確性,并獲取動量輪支架上各動量輪的響應(yīng),專門開展了動量輪支架動力學(xué)特性專項測試。通過設(shè)計專用工裝,模擬動量輪支架在艙體上的安裝狀態(tài),測量動量輪正弦振動放大特性,并結(jié)合整星試驗數(shù)據(jù),分析動量輪支架以及動量輪在整星條件下的動態(tài)響應(yīng)。試驗結(jié)果與分析表明,動量輪支架強度以及響應(yīng)特性滿足要求。正樣階段整星驗收級振動試驗也證明了初樣試驗與分析的正確性。

通過局部試驗驗證方法,對整星不能完全模擬的環(huán)節(jié)進行專項驗證,即解決了重用其他衛(wèi)星結(jié)構(gòu)開展力學(xué)試驗的狀態(tài)不一致問題,降低整星驗證不充分的風(fēng)險,又節(jié)約了整星研制經(jīng)費。

2.2 熱環(huán)境試驗驗證方案

1)整星熱環(huán)境試驗需求分析

HXMT衛(wèi)星熱控設(shè)計面臨以下難點:①衛(wèi)星觀測模式導(dǎo)致衛(wèi)星在慣性空間無固定指向,使衛(wèi)星軌道外熱流復(fù)雜;②探測載荷提出嚴(yán)格分區(qū)控溫需求,同一結(jié)構(gòu)板上工作溫差超過100℃,控溫精度需優(yōu)于±2℃。尚無成熟的溫控方法可繼承和借鑒,需要開展關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)。因此,初樣階段有必要研制熱控星以開展整星熱平衡試驗。

2)望遠鏡熱環(huán)境試驗方案

如前文所述,X射線望遠鏡上多個探測器對溫度保障提出嚴(yán)格的需求,需要通過試驗驗證載荷熱試驗的正確性。但是由于載荷單獨開展熱平衡試驗的代價較大,需要配置一套完整的載荷測試支持設(shè)備,如需要模擬載荷與平臺的熱邊界,需要模擬整星各個工作模式下的外熱流與內(nèi)熱源,而這些工況和工作模式與整星狀態(tài)的熱平衡試驗一致。綜上,決定望遠鏡載荷不單獨開展熱平衡試驗與熱真空試驗,直接參與整星狀態(tài)下的熱平衡試驗與熱真空試驗。對于望遠鏡內(nèi)部各探測器,單獨按照各自的工作溫度范圍開展熱真空試驗。

3)熱試驗中的熱變形測量方案

HXMT衛(wèi)星望遠鏡的高能、中能、低能探測器提出了溫度差異較大的溫度保障需求,在同一結(jié)構(gòu)板上溫度梯度達60℃,較大的溫度梯度將會導(dǎo)致熱變形,影響望遠鏡探測精度[7]。在方案階段,通過仿真分析對載荷安裝板的熱變形量進行分析,在整星熱平衡試驗時,開展載荷安裝板的熱變形測量,獲取載荷安裝板的在極限高溫與極限低溫工況下的變形情況。

載荷安裝板變形測量利用安裝在其上的5個傾角傳感器測量,編號依次為AT01～AT05,通過傾角傳感器測量安裝板局部法線的偏轉(zhuǎn),以表征附近探測器指向的偏轉(zhuǎn)。

在熱試驗過程中,傾角傳感器AT01～AT05測得沿Y、Z方向傾角實時變化情況,根據(jù)Y、Z兩個方向的傾角值取均方根可得出該測量位置的總傾角。圖4給出了觀測模式工況下的5個傾角傳感器的傾角變化情況,AT01和AT02位置的在低溫工況下的傾角變化明顯,AT01位置Y、Z方向傾角分別為9.94′、2.98′,AT02位置Y、Z方向傾角分別為12.90′、1.72′,則總傾角分別為10.38′和13.01′,表征該傳感器位置附件的探測器指向產(chǎn)生了相應(yīng)角度的指向偏轉(zhuǎn)。通過試驗獲取的數(shù)據(jù)為載荷開展在軌標(biāo)定提供了支撐,并為載荷在軌標(biāo)定提供參考。

圖4 熱平衡試驗傾角傳感器的傾角變化情況Fig.4 Change of inclination angle of sensor in thermal balance test

2.3 空間環(huán)境試驗方案

對于HXMT衛(wèi)星,主要面臨的空間環(huán)境有真空環(huán)境、電磁輻射環(huán)境、粒子輻射環(huán)境、中性大氣等。電磁輻射、粒子輻射以及中性大氣空間環(huán)境對航天器的效應(yīng)主要體現(xiàn)在元器件、原材料層面,通過元器件和原材料選型控制、單粒子防護等措施提高環(huán)境適應(yīng)能力。真空環(huán)境是衛(wèi)星系統(tǒng)需整體面臨的環(huán)境,試驗驗證是最有效的驗證方法,在正樣階段通過真空熱試驗驗證衛(wèi)星在真空環(huán)境下的功能性能。

2.4 試驗驗證模型設(shè)計

HXMT衛(wèi)星研制過程,共研制了3個系統(tǒng)級試驗驗證模型,初樣階段分別研制了力、熱驗證模型,正樣階段研制了1個飛行模型。

(1)初樣力學(xué)驗證模型:用于整星力學(xué)試驗,考核衛(wèi)星在靜力和動力學(xué)條件下衛(wèi)星結(jié)構(gòu)強度和剛度,獲取整星動力學(xué)特性數(shù)據(jù),驗證衛(wèi)星的構(gòu)型、結(jié)構(gòu)設(shè)計、加工和裝配工藝的合理性,并驗證衛(wèi)星組件力學(xué)環(huán)境規(guī)范制定的合理性。服務(wù)艙結(jié)構(gòu)借用資源二號平臺服務(wù)艙結(jié)構(gòu),并進行適應(yīng)性改造;載荷艙和望遠鏡載荷為新研結(jié)構(gòu);借用的服務(wù)艙結(jié)構(gòu)與新投產(chǎn)的結(jié)構(gòu)總裝形成HXMT結(jié)構(gòu)星的結(jié)構(gòu)模型。

(2)初樣熱驗證模型:力學(xué)驗證模型完成力學(xué)試驗后,改裝為熱控星,進行熱平衡試驗,驗證衛(wèi)星熱設(shè)計的正確性和合理性,并為熱數(shù)學(xué)模型修改提供依據(jù)。服務(wù)艙熱控模型在服務(wù)艙結(jié)構(gòu)模型上改造而來,艙體外形、材料與初樣設(shè)計狀態(tài)一致;載荷艙以及望遠鏡的外形結(jié)構(gòu)、材料、儀器設(shè)備布局、電纜網(wǎng)和各種熱控措施符合初樣狀態(tài)的要求。

(3)正樣飛行模型:飛行星用于最終的飛行發(fā)射。在進行飛行發(fā)射前,飛行星將經(jīng)歷電性能測試、EMC試驗、質(zhì)量特性測量與配準(zhǔn)、精度測量與配準(zhǔn)、檢漏、力學(xué)環(huán)境試驗、熱平衡試驗和熱真空試驗等測試和試驗。飛行模型所有設(shè)備為驗收合格的正樣飛行件。

3 環(huán)境試驗效果分析

HXMT衛(wèi)星初樣階段,開展了以結(jié)構(gòu)星力學(xué)試驗、熱控星熱平衡試驗的系統(tǒng)級試驗驗證,針對大型望遠鏡載荷,取消了望遠鏡力學(xué)試驗和熱試驗,通過組件試驗與整星狀態(tài)的試驗對望遠鏡力學(xué)性能和熱性能進行確認(rèn),初樣試驗表明整星以及望遠鏡力學(xué)性能、熱性能滿足設(shè)計要求,證明了方案設(shè)計的正確性,為正樣設(shè)計奠定了基礎(chǔ)。

HXMT衛(wèi)星正樣階段,開展了以飛行模型為對象的力、熱、電性能驗證,驗證表明,衛(wèi)星各項功能性能滿足設(shè)計要求,為衛(wèi)星在軌穩(wěn)定運行奠定了基礎(chǔ)。

HXMT衛(wèi)星于2017年6月15日在酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心由CZ-4B運載火箭發(fā)射入軌,衛(wèi)星通過了主動段力學(xué)環(huán)境的考核,衛(wèi)星狀態(tài)良好。入軌后,衛(wèi)星開展了為期10天的平臺測試和15天的載荷測試,期間未發(fā)生任何異常問題,測試結(jié)果表明衛(wèi)星平臺、載荷所有功能性能滿足設(shè)計要求,證明衛(wèi)星研制階段的各項環(huán)境試驗驗證充分、正確。

4 結(jié)束語

本文針對HXMT衛(wèi)星配置有大型望遠鏡載荷的特點,針對性地開展了有效載荷與衛(wèi)星環(huán)境條件制定、試驗驗證方案的研究。對于大型有效載荷力學(xué)環(huán)境條件制定,采用基于“下凹”控制策略的環(huán)境條件制定方案,有效降低有效載荷界面振動力學(xué)環(huán)境條件達57%,通過初樣與正樣試驗證明,試驗條件制定正確、合理。通過論證,取消了大型望遠鏡載荷整體力學(xué)試驗,避免了載荷“過試驗”風(fēng)險。初樣階段通過局部試驗驗證的方法,降低了整星驗證狀態(tài)非1∶1的驗證不充分的風(fēng)險。通過衛(wèi)星研制過程實踐以及衛(wèi)星在軌飛行結(jié)果表明,衛(wèi)星功能性能滿足設(shè)計要求,期間未發(fā)生任何異常問題,證明了衛(wèi)星系統(tǒng)環(huán)境試驗驗證方案的充分性和正確性。

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