某平台卫星发射及在轨力学环境测量与分析

刘 晨，朱剑涛，刘丽红，陈忠贵，高 非

（1. 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094；2. 山东航天电子技术研究所，烟台 264000；3. 北京卫星环境工程研究所，北京 100094）

某平台卫星发射及在轨力学环境测量与分析

刘 晨1，朱剑涛1，刘丽红2，陈忠贵1，高 非3

（1. 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094；2. 山东航天电子技术研究所，烟台 264000；3. 北京卫星环境工程研究所，北京 100094）

为获取航天器准确的发射及在轨力学环境数据，设计了一套具有数据采集、存储和传输功能的星载测量系统。利用该系统对某大型平台卫星发射飞行过程进行了测量，获取了星箭界面及卫星结构典型位置在发射主动段的正弦振动响应、随机振动响应、冲击响应及在轨微振动的环境数据。将测量数据与星箭载荷耦合分析结果、地面力学试验结果进行了详细对比，结果表明：星箭载荷耦合分析的结果在星箭界面处横向相对准确，而纵向在有限频段准确，其他频段及星上分析结果均大于测量结果，即存在极大裕度；地面试验结果大于测量结果，意味着有较大的裁剪设计空间。测量数据对后续卫星模型修正、试验条件设计、相似平台卫星抗力学环境优化、部组件设计等均具有重要的参考价值。

主动段；力学环境参数测量；振动响应；对比分析

0 引言

航天器在发射、入轨及在轨过程中会经历振动、冲击、噪声、加速度和微重力等多种动力学环境，这些环境的扰动激励将直接或间接施加在航天器及其部组件上，如火箭罩内声环境、随机振动环境，火箭级间分离产生的瞬态振动环境，星箭分离解锁引起的冲击环境等。按照频率区分主要包括准静态加速度环境（≤2 Hz）、低频振动环境（0～100 Hz）、随机振动环境（20～2000 Hz）、噪声环境（20～10 000 Hz）、高频瞬态环境（冲击100～10 000 Hz）等[1]。

根据U.S. Air Force Avionics Integrity Program的统计数据，主动段动力学环境对航天器可靠性影响在所有因素中占比接近 30%[2-3]。为了验证航天器及部组件的主动段动力学环境适应性，通常通过地面仿真分析、星箭耦合分析、系统级试验来获取星上的响应水平，而缺少真实的发射起飞、主动段及在轨的星上各个位置的实际动力学环境参数。因此，有必要在航天器上安装动力学环境测量设备，以获取发射、入轨及在轨工作过程中的主结构及舱板上力学环境参数。

欧洲SPOT-4卫星在1998年使用ARIANE-40运载火箭发射时，通过18个低频、2个高频传感器及 4个应变仪完成了主动段星箭接口和卫星内的动力学环境参数的采集[4]。国内也利用多种航天器进行了发射过程的动力学环境测量，如：2012年发射的“海洋二号”资源卫星，对主动段动力学环境和在轨微振动环境进行了测量[5]；2013年某型号小卫星利用搭载的测量系统完成了 6个测点的振动响应测量，获得了小卫星平台主动段2000 Hz范围内的完整数据[6]。但是我国对高轨导航、通信卫星的主动段动力学环境测量工作在此前尚未开展。

本文利用一套动力学环境参数测量系统，成功采集某大型平台卫星发射主动段的动力学环境数据，获得了 CZ-3A系列运载火箭发射过程中准确的接口载荷数据、卫星平台响应和载荷传递特性，为卫星模型修正、试验条件剪裁设计和优化积累了宝贵飞行数据。

1 测量系统

1.1 测量方案

动力学环境参数测量系统（以下简称“力参”）的原理框图如图1所示，主要具有采集、编码和存储的功能。该采集系统由1台力学环境参数测量仪和1套传感器组成，其中：4个低频振动传感器用于100 Hz以内低频响应的测量，6个高频振动传感器用于2000 Hz范围内的高频响应测量，3个冲击传感器用于星箭分离过程冲击响应测量。这13个传感器按卫星发射过程中的载荷传递路径，分别布局于星箭对接面及各个舱板上。卫星结构如图2所示，测点位置如表1所示。

表1 高低频、冲击传感器布局位置及通道设置Table 1 Position and channels of the high & low frequencies and shock sensors

按照某型运载火箭发射时间段划分，力参工作模式如下：

1）力参在发射前-60 min获取开始采集数据的倒计时点；

2）在-8 min时，低频、高频和冲击传感器开始采集、存储数据，并在采集60 min后自动停止工作；

3）卫星在轨稳定运行后，通过地面指令下传所有采集数据。

1.2 测量系统有效性验证

为了保证力参在实际飞行过程中所采数据的正确性和可比性，某卫星在地面动力学试验过程中同时使用力参与地面试验测量系统采集同一位置的响应数据，对比结果（见图3）表明，2套系统从卫星与试验平台接口（即模拟星箭接口）到星上典型位置获取的数据一致性良好。由此验证了力参采集数据的正确性和有效性。

2 飞行测量数据及对比分析

按照某型号运载火箭主动段的典型事件点（起飞、跨声速飞行段、助推器分离、一二级分离时刻、二/三级飞行段、星箭分离时刻、在轨工作等），结合星箭耦合分析的工况，对飞行中典型事件进行数据分析。

在主动段，起飞、跨声速飞行、助推器分离、一二级分离等瞬态事件在星上产生类似正弦振动的响应；起飞、跨声速飞行等气动噪声及助推器分离前飞行段、二/三级飞行段等火箭发动机脉动将在星上产生近似稳态的随机振动响应；星箭分离过程则在星箭接口、星上产生瞬态冲击响应；在轨工作段控制系统的执行机构将引起星上微振动响应。某卫星主动段对各典型事件的采集环境数据如图4所示，其中0～250 s为从起飞到三级飞行段，894～900 s左右为星箭分离事件。按照GJB 222—2005[7]中的数据处理方法对力参的测量数据进行时域、频域及冲击响应谱数据分析。

2.1 星箭界面响应

在主动段，星箭界面测点采集到的低频振动响应包络如图5及表2所示，主要体现出以下特征：

1）起飞及跨声速段环境恶劣，卫星基频、星箭组合体耦合效应明显

卫星横向振动响应峰集中在起飞和跨声速时段，但星箭界面最大响应不超过 0.19g，响应频率集中在卫星横向16 Hz固有频率以及星箭组合体横向27、40 Hz频率处，当到达二/三级飞行等稳态工况时，星箭界面响应量级较小且平稳（见图5(a)）。纵向振动响应峰集中在起飞段、助推器分离、一二级分离时段，星箭界面响应主要集中在9～21 Hz，其峰值达到 0.58g，而其他飞行段响应均不大于0.2g。

2）实测振动环境基本处于耦合分析、试验结果包络内，地面试验在非典型频带内裕度较大

横向响应实测数据与星箭耦合分析结果相比在25～30 Hz、40 Hz附近相当，其他频率段响应量级略小，耦合分析能够包络所有飞行阶段的实测响应；纵向响应实测数据与耦合分析在9～21 Hz频段均有响应峰值，但实测峰值频率前移3～5 Hz，30 Hz以后实测环境稳定在0.1g左右，低于耦合分析的0.3g。

地面试验的输入条件在全频段远高于界面实测数据（固有频率处至少有2倍余量，其他频段接近10倍于实测环境），运载一侧的遥测结果则由于传感器位置（布局在火箭仪器舱）的差异，并不能包络星箭界面响应，星箭界面数据略高于运载一侧遥测值。

2.2 星上响应

2.2.1 服务舱

服务舱测点在主动段采集到的低频振动响应数据包络见图6及表2，并主要体现出以下特征：

1）舱板局部频率在跨声速段响应明显

服务舱板振动响应突出主要表现在起飞段和跨声速段，相对于星箭界面增加了32 Hz和70 Hz的舱板局部频率，与地面动力学试验响应特性相似；服务舱板在起飞段和跨声速段响应峰值较星箭界面放大4～6倍。

2）舱板上实测响应较耦合分析差距大，而地面噪声试验响应却能包络真实的随机振动环境

服务舱板在25 Hz以下的实测响应处于星箭耦合分析的响应包络内；但25 Hz以上，由于舱板局部频率被激起导致响应逐渐放大，达到 0.79g/32.5 Hz，而耦合分析并未将卫星局部频率的动力学特性分析出来，因此差异较大，导致耦合分析无法包络实测环境。随机振动响应则主要发生在起飞和跨声速段，二/三级飞行段随机振动量级较小，而地面噪声试验结果能够包络飞行环境。

2.2.2 载荷舱

载荷舱测点在主动段采集到的数据包络见图7及表2，并主要体现出以下特征：

1）舱板局部频率响应较星箭界面放大明显

舱板振动响应主要表现在起飞、跨声速及助推器分离前段，相对于星箭界面分别增加了39 Hz、78 Hz的舱板局部频率，相比于星箭界面，在39 Hz、78 Hz附近分别放大约4、6倍。而其他飞行事件中响应不超过0.1g，40 Hz以下的响应远远小于地面试验结果。

2）舱板响应较耦合分析差距大，而地面噪声试验响应能包络真实随机振动环境

实测与耦合分析相比，在25 Hz以下的二者响应结果相似，25 Hz以上在起飞和跨声速段响应相差较大，耦合分析中载荷舱舱板局部频率未明显表现出来，地面试验较实测高出10倍以上。随机振动响应主要发生在起飞和跨声速两个阶段，地面试验能够包络飞行环境。

表2 星箭界面及星上低频实测响应数据对比Table 2 Low frequency response data at the interface and on the satellite

2.3 冲击响应

某型号运载火箭实际飞行894 s执行分离插头分离，899 s星箭包带解锁，900 s分离弹簧与卫星分离。在星箭分离前后，采集了卫星背地板附近的冲击信号，对星箭包带解锁前6 s至解锁后0.28 s期间数据进行冲击响应谱变换（见图8）。由冲击响应谱分析[7]可知星箭分离数据与地面分离冲击试验响应数据一致，地面分离试验能够较好地模拟飞行状态。

2.4 在轨微振动

卫星入轨工作后，使用加速度计测量了在轨稳定运行段（卫星无推力器动作等引起的作用，仅有反作用轮等扰动作用）的环境，该数据主要用于评估控制系统在轨工作时对卫星的影响，数据分析见图9，具体如下：

1）稳定运行期间，星上存在振动信号频率主要为15 Hz、20 Hz、30 Hz和46 Hz，其中46 Hz为反作用轮扰振激励频率（即对应反作用轮2760 r/min转速）。

2）加速度计测量出3个轴向的振动量级：y向为2.0 mg，x向为3.2 mg，z向为2.8 mg，卫星在轨段振动较小。

加速度计测量数据表明，卫星在轨工作状态下整星微振动环境较小，对星上有精度控制要求的敏感器、天线指向功能等无影响。加速度计数据经FFT变换后，能够识别出星上扰振是由反作用轮工作引起的，该卫星平台如果后续需要配置有指向精度要求的机构，其工作频率应避开上述扰振频率。

2.5 小结

1）星箭界面横向响应峰值（＜100 Hz频段）基本发生在起飞和跨声速状态下，纵向最大响应出现在助推器分离和一二级分离状态下；实测结果基本在星箭耦合分析结果包络内并远小于整星地面验收级试验条件。

2）星上服务舱板低频响应在起飞段和跨声速段较界面处放大较多，载荷舱板则低频响应主要表现在起飞段、跨声速段和助推器分离前；与耦合分析相比，卫星舱板在25 Hz以上响应相差较大，而耦合分析结果中并未体现出星上结构的局部频率特性，因此星上位置的分析结果与实际飞行环境存在一定的差异，出现发射实测环境明显高于耦合分析结果的情况。设计及试验人员应对卫星结构的局部特性深入了解，充分评估卫星结构在其局部共振频点的抗力学环境能力。

3）地面试验的载荷输入条件相对实测环境存在很大的试验裕度，尤其在避开整星基频及舱板局部频率的其他频段内，因此系统级地面试验条件存在一定的向下裁剪空间，同时对于应用于本卫星平台或近似卫星结构的安装在服务舱和载荷舱上的单机产品（天线等可展开特殊产品除外），在保证裕度前提下可以考虑单机力学环境条件的降低或裁剪。

4）星上服务舱、载荷舱随机振动响应（100～2000 Hz）主要发生在起飞和跨声速两个工况，而二/三级飞行段因发动机脉动引起的随机响应远小于跨声速段，说明发动机脉动对卫星基本无影响。因此，目前地面试验中采用噪声试验模拟飞行中跨声速、起飞等状态引起的随机振动是可行的，并且能够包络飞行段的星上随机振动响应。

5）星箭分离数据与地面分离冲击试验响应环境基本一致，地面分离试验能够较好地模拟飞行状态；在轨微振动量级较低，反作用轮主要扰振频率明显，但量级较低，卫星在轨环境良好。

3 结束语

通过对某卫星发射及在轨运行经历的力学环境参数的测量，获取了 CZ-3A系列运载火箭发射某大型平台卫星过程中星箭界面和星上的力学环境飞行数据，为加深理论认识提供了依据。由飞行数据与系统级地面仿真分析、试验条件的对比分析可知：目前阶段针对该型运载火箭的星箭耦合分析在界面处的横向分析结果相对准确，纵向结果约在20 Hz后大于实际飞行数据；星箭耦合分析中的星上响应并不能体现舱板的局部力学特性，设计人员应引起重视；此外，卫星地面振动试验存在较大的裕度，试验条件可以考虑降低。虽然本次任务仅为一次发射的飞行实测数据，但对于相似平台卫星和同系列运载火箭具有重要的参考价值。上述结论可供后续卫星结构设计、单机组件进行抗力学环境设计参考。

参考文献（References）

[1] 马兴瑞, 韩增尧, 林益明, 等. 卫星与运载火箭力学环境分析方法及试验技术[M]. 北京: 科学出版社, 2014: 7-11

[2] SOLOMON H D. Low cycle fatigue of surface-mounted chip-carrier/printed wiring board joints[J]. IEEE Transactions on Components, Packaging, and Manufacturing Technology, 1989, 12(4): 473-479

[3] GHAFFARIAN R, KIM N P. Reliability and failure analyses of thermally cycled ball grid array assemblies[J]. IEEE Transactions on Components and Packaging Technologies, 2000, 23(3): 528-534

[4] BRICOUT J N. In flight measurement during SPOT 4 satellite launch[Z]. The 2001 S/C & L/V Dynamic Environments Workshop. El Segundo, California,2001-06-26

[5] 赵煜, 周东强. “海洋二号”卫星主动段、自由飞行段力学环境测量与分析[J]. 航天器环境工程, 2012,29(4): 458-463 ZHAO Y, ZHOU D Q. In-situ measurement and analysis of mechanical environment on HY-2 satellite[J].Spacecraft Environment Engineering, 2012, 29(4):458-463

[6] 王晓耕, 邓卫华, 邹轶群. 卫星主动段动力学环境数据分析[J]. 航天器环境工程, 2014, 31(1): 9-14 WANG X G, DENG W H, ZOU Y Q. Analysis of satellite dynamic environment data at powered-flight phase[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2014,31(1): 9-14

[7] 动力学环境数据采集和分析指南: GJB/Z 222—2005[S], 2005-12

（编辑：许京媛）

Dynamics parameter measurement and analysis of certain satellite platform during the launch and in orbit

LIU Chen1, ZHU Jiantao1, LIU Lihong2, CHEN Zhonggui1, GAO Fei3
(1. Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China;2. Shandong Institute of Space Electronic Technology, Yantai 264000, China;3. Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering, Beijing 100094, China)

In order to obtain the dynamics response parameters of the satellite during the launch and in-orbit phase, a measurement system is designed to collect and save these data, and to send them to the ground. The system is loaded on a large satellite platform and the measurement mission is completed successfully. The important and significant data, such as the sine vibration response, the random vibration response, the pyro-shock response and the micro-vibration of the in-orbit structure between the interface of SC/LV and on the satellite structure, are obtained and analyzed, and also compared with the ground test results and the SC/LV coupling analysis results. The results show that in the satellite-rocket interface, the coupling analysis is quite good in the horizontal direction and for several frequency segments in the vertical direction, but a large margin exists for other frequencies and on the satellite. Thus the design should be further optimized, including the modifying of satellite model, the tailoring of test conditions, and the design for similar satellite platform for better mechanical properties.

boost phase; dynamics parameters measurement; vibration response; comparison and analysis

O313.4；V417+.7

：A

： 1673-1379(2017)03-0270-07

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.03.008

刘 晨（1985—），男，主要从事航天器总体设计及系统级力学分析、环境试验工作。E-mail: jackychenjob@163.com。

2017-03-07；

2017-05-18

刘晨，朱剑涛，刘丽红, 等. 某平台卫星发射及在轨力学环境测量与分析[J]. 航天器环境工程, 2017, 34(3)：270-276

LIU C, ZHU J T, LIU L H, et al. Dynamics parameter measurement and analysis of certain satellite platform during the launch and in orbit[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(3)： 270-276