资源三号卫星结构稳定性设计与实现

高洪涛 罗文波 史海涛 莫凡 李少辉 张新伟 刘希刚 曹海翊

(北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)

资源三号卫星结构稳定性设计与实现

高洪涛 罗文波 史海涛 莫凡 李少辉 张新伟 刘希刚 曹海翊

(北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)

结构稳定性是影响卫星图像定位精度的重要环节。文章介绍了资源三号卫星在系统、相机、结构等方面为提高结构稳定性所采取的技术措施。资源三号卫星采用3台星敏感器与3台测绘相机一体化设计，并对星敏感器支架和相机支架等关键结构进行高稳定设计，提高星上姿态测量基准与成像基准的匹配精度；测绘相机采用低畸变光学系统设计，以提高相机内部稳定性；基于整星有限元模型对相机光轴在轨指向进行了仿真分析，并开展地面试验对设计和分析进行验证。卫星在轨数据表明：相机支架、星敏感器支架等结构在轨稳定性良好，卫星图像定位精度超过任务指标要求，相关设计、分析与试验技术可为后续高精度遥感卫星提供参考。

资源三号卫星；定位精度；结构稳定性；一体化设计

1 引言

资源三号卫星是我国自主研制的一颗高分辨率传输型立体测绘卫星，卫星采用三线阵立体测绘体制，用于长期、连续、稳定、快速地获取覆盖全国的高分辨率立体影像和多光谱影像，生产全国1:5万基础地理信息产品。01星和02星分别于2012年1月和2016年5月发射，获取的图像数据在基础测绘、防灾减灾、农林水利、生态环境监测、城市规划与建设等方面得到了较为广泛的应用[1]。

与国内其它光学遥感卫星相比，资源三号卫星在图像定位精度方面有了显著提升[2]。影响卫星图像定位精度的因素，除星敏感器陀螺测量精度和地面图像数据处理精度外，还包括卫星系统在轨的稳定性，尤其相机载荷内方位元素稳定性以及相机与星敏感器成像基准相对指向的稳定性。国外测绘卫星均进行了稳定性设计，包括印度2005年发射的制图卫星-1(CartoSat-1)[3]，日本2006年发射的先进陆地观测卫星-1(ALOS-1)和正在研制的ALOS-3[4]，俄罗斯2015年发射的“猎豹”(M1)测绘卫星，以及美国近几年发射的具有立体测绘能力的世界观测(WorldView)系列遥感卫星[5]等，主要采用星敏感器与相机一体化布局、应用低膨胀结构材料等措施提高系统稳定性[6]，但未见系统反映其稳定性设计、分析及验证方法的技术文献。本文基于国内现有技术能力与工业基础，提出了用于提升光学遥感卫星图像定位精度的结构稳定性设计方法，从系统、平台和载荷等方面开展稳定性设计，综合利用力热仿真分析与地面试验等手段进行稳定性分析与测量，并基于在轨图像数据对系统稳定性能进行初步评价。

2 卫星特点与组成

资源三号卫星配置1台三线阵测绘相机和1台多光谱相机。三线阵相机由前视、正视和后视3台CCD测绘相机组成，正视相机指向星下点，前后视相机在飞行方向与正视相机分别成±22°。前后视相机分辨率3.5 m(02星提升到2.5 m)，正视相机分辨率2 m，成像幅宽近52 km。多光谱相机采用三反离轴光学系统设计，具有视场大、遮拦小、无色差、高传函等优点，配置了蓝、绿、红和近红外四个谱段，地面像元分辨率5.8 m，成像幅宽51 km。

卫星采用资源二号平台。针对资源三号卫星测绘精度高的特点，星上配置了高精度星敏感器(测量精度优于5″)和高精度三浮陀螺，在轨获取高精度姿态测量信息，地面处理时通过星敏感器陀螺联合定姿可进一步提高姿态测量精度。采用GPS和激光角反射器提高卫星轨道确定精度，事后轨道定位精度为0.2 m。

卫星采用纵轴向前的飞行指向，由服务舱、载荷舱和太阳翼组成。服务舱采用承力筒加箱板的主承力结构形式，载荷舱采用蜂窝板组成的箱板式结构，顶部安装三线阵相机和多光谱相机，内部布局相机、数传等分系统电子设备，外侧安装数传天线。卫星±Y侧各安装1个太阳翼，每翼3块太阳电池板。卫星构形如图1所示。

图1 资源三号卫星组成图
Fig.1 Components of ZY-3 satellite

3 结构稳定性设计与分析

按照星地一体化测绘图像数据处理过程，星上利用星敏感器实时测量数据和三线阵相机与星敏感器间几何标定数据精确确定三线阵相机光轴指向，并利用相机内部标定数据进一步确定3台相机每个CCD像元对应的光线指向；地面采用直接交会或平差处理等方法，最终确定各图像点的地面三维坐标，实现图像的几何定位。为实现测绘任务所需的高定位精度，星上除配置高精度星敏感器外，还必须保证星敏感器与三线阵相机间的连接结构保持稳定，以实现姿态测量基准与成像基准的统一，同时保证三线阵相机内部光机结构与焦面成像器件稳定，以提高图像内精度。围绕上述要求，资源三号卫星开展了系统级高稳定设计，包括卫星平台与载荷一体化设计、测绘相机高稳定设计以及星敏感器支架等关键支撑结构的高稳定设计。

3.1 姿态测量部件与成像载荷一体化布局

为最大限度降低星敏感器与三线阵相机间的相对指向变化，提高两者几何标定数据的稳定性，卫星采用星敏感器与三线阵相机一体化设计，如图2所示，星敏感器直接安装到三线阵相机支架上，使星敏感器测量基准与三线阵相机基准最大限度保持一致，通过紧凑式布局缩短星敏感器与三线阵相机间的结构连接路径，减小在轨空间环境变化对两者相对几何位置的影响。

针对星敏感器产品光轴方向测量精度高，横轴方向测量精度相对较低的特点，需同时利用2台以上星敏感器的测量数据进行三线阵相机三轴高精度指向确定，为此要求所有星敏感器具备共同的安装基准及稳定的几何位置关系。3台星敏感器安装到同一个星敏感器支架上实现一体化布局，同时严格控制星敏感器支架的外形尺寸，缩短星敏感器间结构连接路径，降低星敏感器相对位置对外部环境变化的敏感。

将前视、正视和后视相机进行一体化布局，通过同一相机支架安装到卫星平台结构上。由于前后视相机形成的摄影测量基线大，利用前后视相机图像构成立体像对易于实现更高的定位精度，布局设计时将前视相机和后视相机邻近布局，优先保证前后视相机光轴相对指向的稳定性。

图2 星敏感器与三线阵相机一体化设计
Fig.2 Integrated design of star trackers and three-line-array cameras

3.2 多个星敏感器支架

3.2.1 星敏感器支架高稳定设计

星敏感器支架维持着3个星敏感器在星上的空间指向，设计时综合考虑了3个星敏感器不同布局指向、星敏感器安装与精测、星敏感器组合体包络约束、组合体整体刚度以及星敏感器支架在轨热稳定性等要求。支架采用紧凑式树枝形结构设计，以适应星敏感器腰部安装要求；支架由4个柱形结构组合而成，如图3所示，在柱形结构末端设置法兰，分别与3台星敏感器和相机支架进行连接。在保证星敏感器总装操作空间的基础上，严格控制柱形结构大小以及4个柱形结构间距，力求布局紧凑。星敏感器支架整体采用M55J环氧碳纤维复合材料，材料线膨胀系数1×10-6(℃)-1，具有良好的结构热稳定性能。支架整体由模具铺敷成型后再经树脂传递模成形(RTM)工艺固化而成。

图3 星敏感器组件示意图
Fig.3 Components of star trackers

对星敏感器支架热稳定性进行有限元分析，在MSC/NASTRAN软件中建立星敏感器支架有限元模型(图4)，采用四边形壳单元模拟支架结构，分析了支架温度变化对星敏感器指向的影响，分析数据显示支架温度均匀变化1 ℃引起星敏感器指向变化约0.2″，满足结构稳定性设计要求。

图4 星敏感器支架温度变化1 ℃各点热变形
Fig.4 Thermal distortion of star tracker bracket with 1℃ fluctuation

3.2.2 星敏感器支架地面稳定性试验

星敏感器支架在轨热变形为微米量级，相应引起星敏感器指向变化在角秒量级，常规地面变形检测或指向测量方法无法满足上述精度要求。采用一种高精度非接触式表面全场三维变形测量方法，通过2台相机(呈一定夹角)同时对被测星敏感器安装法兰表面进行成像，利用三角测量原理精确计算法兰表面三维几何坐标，拟合并对比温度变化前后安装法兰法向变化，分析温度变化产生的星敏感器支架变形引起的星敏感器指向变化。

热变形测量试验装置如图5所示，为减小周围环境对试验结果的影响，测量系统及被测星敏感器组合体整体放置在隔振平台上。试验过程中将星敏感器支架温度从室温25 ℃依次加热到40 ℃和55 ℃，待支架各点温度稳定后对星敏感器支架法兰表面进行测量，拟合出法兰平面法向并计算与初始指向的夹角，试验数据如图6所示。排除系统测量误差影响后，25 ℃附近支架温度变化1 ℃引起星敏感器指向变化约1″，较仿真结果略大但量级相当，初步分析与实际产品材料参数离散性有关。

图5 星敏感器支架热变形测量试验Fig.5 Thermal distortion measurement of star tracker bracket

图6 星敏感器支架热变形测量数据Fig.6 Thermal distortion data of star tracker bracket

3.2.3 星敏感器支架在轨稳定性分析

对星敏感器支架入轨后一年的在轨温度遥测数据进行分析，星敏感器支架底座温度变化范围17.7～18.3 ℃，星敏感器支架主体温度变化范围11.7～12.3 ℃，在轨温度稳定。分别对入轨第1年1月、5月、11月及次年9月4个阶段的星敏感器在轨光轴指向测量数据(过境时段)进行了分析，如图7所示。星敏感器2/3光轴夹角变化在15"以内，与星敏感器2/3在轨光轴测量误差相匹配。由于期间星敏感器支架在轨温度较为稳定(温度变化≤0.3 ℃)，分析认为星敏感器光轴夹角变化主要由星敏感器测量误差引起，该时段内星敏感器支架稳定性良好。

图7 不同时段星敏感器2和星敏感器3光轴夹角变化曲线Fig.7 Variation curve of angle between optical axes of star tracker 2 and 3 in different periods

进一步分析上述4个时段内的星敏感器光轴夹角均值，5月相对1月(入轨初期)光轴夹角均值变化约10″，初步分析由于入轨初期星敏感器支架复合材料在轨析气所致；11月和次年9月相对上一时段变化相对较小，依次为3″和4″，表明支架材料经过入轨初期析气等过程后保持稳定。

3.3 高稳定测绘相机系统

3.3.1 低畸变高稳定测绘相机设计

测绘相机主点位置、主距以及畸变等内方位元素均影响相机成像光线的指向确定，卫星发射前均对上述成像参数进行高精度标定，卫星入轨后将通过在轨标定进一步消除发射段及在轨环境变化引起的偏差，之后则要求相机内方位元素保持稳定。

相机采用透射式像方准远心光学系统，当像面因温度波动等原因而发生前后漂移时，由于轴外主光线近乎与光轴平行，像高不会因像面位置变化而变化，从而有利于保持像高和畸变稳定，减少系统离焦带来的测量误差，如图8所示[7]。相机光机结构采用低膨胀钛合金材料，在保证良好力学性能的同时，可以降低相机结构热变形，减小温度变化导致的镜片面形及镜片间距变化，提高像质和主距、畸变等内方位元素稳定性。

图8 相机光学系统示意图Fig.8 Schematic of camera optical system

利用ZMAX光学设计软件分析了温度变化对主距和像高等内方位元素的影响，显示相机焦距和像高受均匀温度变化及轴向梯度变化影响较小，但受径向梯度变化影响较大，为保证相机内方位元素稳定性，对相机主体进行精密控温，根据各部位外热流大小在相机镜筒外表面粘贴相应功率的薄膜电加热器，相机各部件间进行隔热设计，镜筒外围包覆多层隔热材料，热分析表明相机主体温度范围、温度梯度均能满足要求。

3.3.2 高稳定相机支撑结构设计

三线阵相机支架用于前视、正视和后视3台测

绘相机的安装指向维持，并为星敏感器组合体提供支撑。三线阵相机支架由相机支撑部件和底板组成，如图9所示，支撑部件采用M55J高模量碳纤维复合材料，利用其高模量、高导热率和低膨胀的特点，减少热变形对星敏感器和相机指向确定的影响，同时与星敏感器支架材料保持一致，有利于两种支架变形匹配；树脂基体材料选用氰酸酯，氰酸酯具有优良的电绝缘特性、极低的吸湿率、较高的耐热性和良好的力学性能及尺寸稳定性。相机底板采用钛合金材料，在为3台相机提供较强支撑的同时，其膨胀系数较小，可有效降低温度对相机指向的影响。

考虑到相机镜筒钛合金材料与支架复合材料热膨胀系数不同，为避免温度变化时两者变形不匹配引起相机指向变化，相机与支架之间采用柔性连接，如图9所示，利用金属薄片阵列结构减小连接环节沿相机光轴方向的支撑刚度，释放相机镜筒因温度变化产生的热变形，提高相机光轴指向稳定性。

采用主被动结合方式对三线阵相机支架进行精密控温，经分析，三线阵相机支架上各点温度波动范围不超过1 ℃，前视、正视和后视相

机主体上各点温度波动不超过1 ℃，满足设计要求。

图9 三线阵相机支架示意图
Fig.9 Mock-up of bracket of three-line-array cameras

利用MSC/NASTRAN软件建立了整星有限元模型，将高低温等不同极端工况条件下的整星温度场映射到有限元模型上，分析结构热变形对各测绘相机光轴的指向变化，如图10所示。分析显示测绘相机成像期间各相机光轴夹角变化不超过0.5″，稳定性良好，满足使用要求。

图10 卫星结构热变形分析Fig.10 Thermal distortion analysis of ZY-3 satellite

3.3.3 相机地面稳定性试验

基于三线阵相机鉴定产品，开展了相机内方位元素稳定性试验和相机光轴指向稳定性试验。试验过程中将三线阵相机组合体整体放置在减振平台上，相机表面粘贴薄膜加热器控制相机温度水平和温度梯度，采用内方位元素测试仪对相机主点、主距和畸变进行实时测量(图11)。试验中设计了均匀温升和温度梯度等不同温度变化工况，根据相机在轨温度预示结果确定相机温度变化范围，按照不同温度变化模式产生的热变形对相机内方位元素及相机光轴指向变化进行了测量。

相机内方位元素稳定性试验分别选取了相机主体均匀温升1 ℃和温度梯度1 ℃等工况，内方位元素测试仪测量结果显示各工况下相机畸变最大变化量不超过仪器测量误差，可以满足指标要求。

图11 三线阵相机热变形测量试验Fig.11 Thermal distortion measurement of three-line-array camera

相机指向稳定性试验选取了相机均匀温升2 ℃和温度梯度2 ℃等温度变化工况，发现Y向温度梯度对3台相机间夹角影响最大，结合三线阵相机在轨温度预示数据，预计三线阵相机光轴夹角变化在0.8″以内，与分析值相当，满足使用要求。

4 卫星在轨稳定性

卫星入轨后，受当前地面图像数据处理方法的限制，难以对各误差因素进行独立识别和标定，主要通过图像定位精度随时间的变化情况对系统整体稳定性进行评估。入轨初期首先进行在轨标定，对星敏感器、相机安装标定数据等系统偏差进行修正，修正后图像定位精度在10 m左右，后续随时间有逐渐变大的趋势，5月以后基本保持在30 m左右，重新进行在轨标定后，图像定位精度可恢复到10 m。入轨后前8个月的图像定位精度变化情况如图12所示[8]。结合星敏感器光轴夹角在轨变化情况，初步推断5月前图像定位精度变差与星敏感器支架及相机支架复合材料在轨析气有关，待支架材料稳定后卫星图像定位精度可保持较好的稳定性。

图12 资源三号卫星图像定位精度变化曲线
Fig.12 Variation curve of geolocation accuracy of ZY-3 satellite

文献[9]给出了资源三号卫星从2012年11月至2015年3月期间内5个时间点上嵩山地区图像定位精度的变化情况，采用2012年11月的检校模型，分别计算各时间点卫星图像的平面定位精度(中误差)，变化范围为2.1～14.4 m，满足无地面控制点条件下平面定位精度优于100 m的任务要求；对每个时间点的卫星图像单独进行检校后，平面定位残差(中误差)不超过3.1 m，表明资源三号卫星相机内部及星敏感器与相机连接结构的稳定性均保持良好。

5 结束语

高图像定位精度是测绘及高性能遥感卫星的基本特征，而系统结构稳定性又是影响在轨图像定位精度的关键因素。本文给出了资源三号卫星在系统、平台和相机载荷等层面采取的稳定性设计方法，实现了针对结构稳定性评价的仿真分析与地面试验，并通过在轨图像数据对卫星稳定性进行了初步评估和验证，结果表明资源三号卫星结构稳定性设计满足任务要求[10]。本文所采用的稳定性设计、分析及试验方法可为其它光学遥感卫星研制提供参考和借鉴。

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(编辑：张小琳)

Structural Stability Design and Implementation of ZY-3 Satellite

GAO Hongtao LUO Wenbo SHI Haitao MO Fan LI Shaohui ZHANG Xinwei LIU Xigang CAO Haiyi

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China)

Structural stability is a key influencing factor for geolocation accuracy of satellite. Structural stability improvement techniques in system design,camera design and structure design of ZY-3 satellite are presented in this paper. Three star trackers and three CCD cameras are integrated as a whole,and brackets of star trackers and cameras are designed especially for high stability. All these measures are used to improve matching accuracy between attitude measuring reference and imaging reference. A low distortion optical system is used to improve the internal stability of cameras. On-orbit pointing direction of camera is analyzed based on satellite FEM model,and ground tests are carried out to verify the design and analysis. ZY-3 images and telemetry data show that the brackets of camera and the star tracker are stable,and geolocation accuracy of image precedes the mission requirement. The techniques employed in ZY-3 can be used in follow-up large-scale mapping satellites and remote sensing satellites with high accuracy.

ZY-3 satellite; geolocation accuracy; structural stability; integrated design

2016-09-20；

2016-11-22

国家重大科技专项工程

高洪涛，男，高级工程师，博士，从事遥感卫星总体设计工作。Email：gaohongtao@tsinghua.org.cn。

V414

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.06.004