小卫星环境试验技术回顾与展望

王晓耕 扈勇强 东巳宙 邓卫华 徐志明 常静 冯振伟 张一鹏 徐欣 马雨嘉

(航天东方红卫星有限公司，北京 100094)

航天东方红卫星有限公司(简称东方红公司)自2001年正式成立以来，成功发射了120余颗小卫星，小卫星环境试验[1-2]技术随着东方红公司的发展逐步发挥了对小卫星研制的支撑作用。在航天器研制中，环境工程主要解决5个方面的任务[1]。与此类似，在东方红公司小卫星总体设计与集成研制体系中的小卫星环境试验技术主要解决以下任务。

(1)进行小卫星系统级和组件级的环境预示，为制定小卫星产品环境试验计划与试验条件提供数据支撑。

(2)制定小卫星系统级的环境试验计划和环境试验大纲，制定组件级环境试验计划和要求。规定在研制各个阶段所要进行的环境试验项目，提出产品的环境设计要求与试验要求。

(3)对影响产品性能的工作环境进行的环境防护设计，降低环境因素对产品性能指标的影响。

(4)在小卫星研制过程的环境试验中，实施关键数据分析和关键过程控制，确保按照试验计划和试验大纲实施，达到预期的试验目的。

(5)对系统级环境试验结果进行分析和评估，对组件级的环境试验有效性作出评价，并作为系统级可靠性评估的依据之一。

随着小卫星研制技术的发展，逐步建立了企业独有的小卫星环境试验技术体系。依据国家军用标准等环境试验技术相关标准的原则，结合小卫星特点制定了系统级的分析和环境试验要求相关企业标准；对于组件级产品，制定了通用的企业标准，其中，针对卫星平台设备规定了明确的试验项目、条件和要求，针对非通用产品制定原则性的试验要求。每颗卫星研制中，在符合上述企业标准的前提下，制定有针对性的技术文件，明确规定系统级和组件级的试验项目、条件和要求，并规定了各阶段的试验项目和试验要求。

面对小卫星每年研制数量的增长，卫星平台及其载荷多样化，卫星载荷探测精度的提高，技术团队在小卫星环境试验技术方面进行了不断探索。获取卫星环境剖面数据是环境试验技术的基础。卫星环境剖面数据包括在研制、发射和在轨全生命周期卫星经历的环境实测数据。这些数据是进行环境试验设计的依据。小卫星由单星研制向批量化生产转化，大量商业卫星和皮纳卫星需求的出现，环境试验设计方案要能够体现地面试验的有效性和高效。卫星在轨运行时，产品环境防护不局限于温度、真空、辐射、磁、原子氧等环境，还有微振动、温度变化环境的防护。地面试验中过程对精细化过程控制要求越来越高。试验有效性分析与评估对改进卫星及其产品研制和提高环境试验技术能力具有重大作用。本文对通过20年以来在环境试验技术方面进行的不断探索与积累取得的成果进行了介绍，可为我国未来小卫星环境试验技术提供参考。

1 小卫星环境剖面分析

1.1 主动段力学环境研究(预示与测量)

卫星发射过程的动力学环境是卫星抗力学设计的主要目标，也是卫星地面大型力学试验主要的模拟对象[3]。当前发射动力学环境的数据主要由运载测量，测量位置通常位于星箭界面，这些数据也是确定卫星系统级力学试验条件的基础。对于小卫星，主要的系统级力学试验是振动试验，包括正弦振动和随机振动。由于试验和发射的状态差异，试验过程中常需要控制关键结构部位的振动响应来避免过试验。关键结构部位的振动响应以往是通过星箭耦合分析来预估的，而缺乏实际主动段星上振动响应数据的验证。

小卫星首次在某型号A卫星上开展了主动段振动响应测量试验[4]。A卫星上搭载了一套主动段振动响应测量系统，主要目标是获取卫星在发射过程主动段运载火箭动力学环境下的加速度响应数据。该系统随卫星于2012年成功发射，完成了既定任务，并获得了全部的主动段振动加速度数据。

某型号A卫星搭载的主动段振动响应测量系统由一台主动段振动测量仪和6个加速度传感器组成。其中传感器采用的是货架产品，每个传感器可以测量3个轴向的振动加速度响应；主动段振动测量仪负责给传感器供电、数据采集编码、存储和发送，其构成上包括数据处理及存储模块，供配电模块和信号采集模块三部分。针对小卫星星上资源紧张的特点，主动段振动测量仪进行了小型化和低成本设计，其质量和功耗都低于国内其他航天器类似系统的50%以上；通过采用工业级、高集成元器件，也大大降低了成本。

某型号A卫星为典型的小卫星构型，采用舱板式结构，由推进舱、平台舱和载荷舱3个舱段组成。6个加速度传感器由下至上分别布置在底板、中板和顶板3个层次，每个层次各布置2个传感器，并大致呈对称分布，使测点整体上在纵向截面上成“日”字形，如此布置的目的是便于获取卫星结构振动响应分布的变化趋势。

主动段振动响应测量采用自动识别点火和全过程记录的方式，工作状态包括准备模式、采集/存储模式、传输模式和重发模式4种工况。测量系统可在发射前1 h或更早时间进入准备模式，这时并不开始记录数据，只是监测星上的振动响应，当有两处测点振动量级同时达到一定值后，系统认为火箭已经点火，自动切换到采集/存储模式，开始连续的记录各测点的数据，直到主动段结束，主动段结束是通过太阳翼展开的时刻来自动识别的。传输模式用于把记录的数据发送到卫星平台，为下传地面做准备。重发模式是为了避免数据存储被损坏而设计的后备模式。该点火方式不同于国内其他航天器类似任务，以往通常采用地面指令提前设置采集记录的方式，一般至少提前30 min开始记录。通过自动识别点火和主动段结束等“智能化”设计，使记录的数据只包含了从点火前约3 s到太阳翼展开的振动响应数据，既达到了记录主动段全过程数据的目的，又避免了记录多余的不必要数据降低了存储空间的冗余。为了确保在唯一的火箭点火时机准确的触发开始记录数据又避免误触发的风险，特别设计了“6选2”的判别方式，即6个传感器中任意2个的纵向达到或超过了阈值即可触发，该方式经过概率计算是可靠性最高的，地面试验和最终的在轨飞行也验证了是实际可行的。

该卫星使用长征二号丙火箭进行一箭双星发射，主动段振动响应测量系统获取了从火箭点火到太阳翼展开全过程完整的数据。测量数据表明：卫星在主动段不同时刻的振动响应是不同的，主要表现为振动和冲击两种形式。显著的振动响应集中在起飞后前100 s内，尤其是跨声速段约60 s内由于气动噪声与火箭发动机工作共同作用，振动响应最为剧烈。随着火箭一二级分离、飞出大气层，振动响应显著降低，之后抛整流罩、星箭分离以及太阳翼展开等工况产生的较大响应主要表现为瞬态冲击，持续时间不超过1 s。主动段振动响应测量的信号与火箭飞行时序对照，时间一致，符合正常的力学环境变化趋势，这表明了该数据是可信的。

在发射A卫星过程中，运载也进行了主动段振动环境测量，测点位置在星箭界面。从A卫星主动段振动响应测量结果中选取主动段主要振动工况，按照运载测量数据处理方法，并与验收试验条件对应，低频瞬态振动(5～100 Hz)处理成冲击响应谱，中频随机振动(20～2000 Hz)处理成功率密度谱，得到的谱线与运载测量处理数据进行对照，表明：两者的谱线显示其频率特性是一致的，且都显示出明显的40 Hz振动特征；两者的纵向振动都高于横向振动，且纵向40 Hz处测量结果都高于随机振动验收条件。这进一步证明了A卫星主动段振动环境测量数据是有效的。

经过飞行验证和地面数据分析，A卫星主动段振动测量仪完成了既定任务，指标正常，测量数据完整有效。主动段振动测量仪在飞行产品的基础上，经过1次实际飞行考核，证明满足飞行应用要求，达到宇航产品单机4级成熟度。主动段振动测量仪及其所测数据都具有重要价值，可以从以下几方面加以应用推广。

(1)获取的数据可以用于进一步的分析和研究，去发现发射过程中星箭力学耦合关系的更多规律，以指导卫星抗力学设计、分析和试验。

(2)后继的其他航天器也应继续开展主动段力学环境测量，尤其是科研星型号，多次测量的统计可以降低数据的离散性。

(3)主动段振动测量仪可以作为成熟产品应用到其他型号，其“小型化、低成本和智能化”的特点虽然是针对小卫星设计的，但对其他型号也是适用的，甚至可以作为卫星平台的一部分，成为常规设备，用于卫星结构的健康监测和力学环境数据收集。

主动段振动测量仪经历本次飞行可以利用积累的经验进行改进提高，尝试搭配更多种传感器用于测量冲击、微振动等其他参数，满足更多的测量需求。

1.2 在轨微振动环境研究

随着航天技术的发展，以高分辨率遥感卫星为代表的高精度航天器在对地观测、激光通信和深空探测等领域的应用越来越多，精度也越来越高，微振动已经成为影响高精度航天器成像质量等性能的关键因素之一。微振动[5]是指航天器在轨运行期间，星上部件高速转动、有效载荷中扫描机构运动、大型可控构件驱动机构步进运动、变轨调姿期间推力器点火工作、制冷机的膨胀机和压缩机、百叶窗等热控部件机械运动、大型柔性结构受激振动和进出阴影时冷热交变诱发航天器产生的一种幅值较低、频率较高的颤振响应。

东方红公司是最先开展微振动环境研究的研制单位之一。在海洋一号卫星研制中开始进行地面微振动试验，取得了地面试验的数据，初步了解小卫星主要微振动干扰源和传递路径的情况，并积累了微振动数据分析的经验。目前，对东方红公司研制的大多数遥感卫星开展了整星级微振动试验和微振动仿真分析工作。东方红公司建立了系统级和组件级的微振动测量系统。在系统级微振动试验中，开展了加速度和角位移测量。在组件级，开展控制力矩陀螺(CMG)、数传天线等微振动干扰源的微振动加速度响应与力测量工作，积累了大量微振动经验数据。同时，在具有高分辨率成像载荷的多颗卫星上配置了微振动测量系统，对在轨星上关键位置进行了微振动的测量，对地面测试结果进行了验证，为微振动抑制设计提供了基础，并对相机成像质量改进提供了数据支撑。

1.3 在轨卫星温度环境分析

卫星在轨的温度水平对星上仪器设备和部件功能的发挥、性能指标的实现、可靠性及寿命等有重要的影响，设备温度通过热控分系统进行设计保证，热设计缺陷及热控系统故障，会造成卫星功能异常[6]。热控分系统是卫星的重要组成部分，针对卫星从地面待发阶段到任务结束全过程，分析和识别卫星的外部空间环境、航天器任务特征以及自身特性，在满足来自外部环境和卫星对热控制技术约束的前提下，综合运用合理的热控制技术，对热量的吸收、传输、排散等环节进行调节，保证与热相关的参数满足卫星可控完成预定功能的要求[7-8]。卫星要求热控分系统保证的温度大致如下：星上常用的电子设备一般要求温度在-15～+50 ℃范围内；部分机电产品温度较一般电子设备的温度要求略窄，如机械陀螺以及控制力矩陀螺要求温度在0～+40 ℃范围内；特殊组件如蓄电池，早期的镉镍蓄电池要求温度在+5～+20 ℃范围内，目前使用的锂电池要求温度在+10～+35 ℃范围内；推进分系统的设备多数由于使用燃料肼，要求温度在+5～+60 ℃范围内；太阳翼舱外天线及展开太阳翼要求温度在-100～+100 ℃范围内，体装太阳翼要求温度在-100～+140 ℃范围内。另外，舱外天线以及太阳翼受空间环境的影响大，温度波动范围大，尤其在卫星进出阴影时太阳翼最大的温度变化速率会达到+15～+18 ℃/min。

东方红公司成功发射的120余颗小卫星，绝大多数运行在400～1000 km的太阳同步轨道上，在轨寿命最长的小卫星已超过10年。根据设备在轨的温度数据统计，小卫星领域所有卫星的热控分系统运行良好，星上组件的温度在其寿命期内均能满足要求。

2 小卫星环境试验设计

小卫星环境试验设计的目的有两方面：一方面验证产品的设计与采取的制造工艺是否正确和符合质量要求，以确保产品在预定的工作环境下正常工作；另一方面则是检验产品的制造质量，尽量在地面暴露元器件、材料及制造工艺中的潜在缺陷，减少早期失效。针对这两方面的目的，小卫星环境试验的内容主要包含以下部分：①对小卫星全生命周期内所经历的环境进行全面分析识别；②分析预示卫星地面及在轨力、热及其他环境；③针对整星系统级、分系统级、单机级的特点制定相应的考核条件及要求，涵盖力、热、磁、紫外辐照等试验项目；④对卫星各级产品试验过程进行控制，并对其试验结果进行评估；⑤对整星系统级试验进行策划、实施、评估；⑥对卫星在轨环境进行控制，主要包含力学、热等环境。

下面主要从小卫星试验条件统一化定制、批产卫星环境试验设计、微纳卫星环境试验设计等方面进行介绍。

2.1 统一试验条件

东方红公司成立初期，星上单机试验条件的确定原则大致如下：热试验项目与GJB1027A[9]一致。试验温度的确定一般以卫星接口数据单签署的热设计温度为依据，上下各外扩5 ℃作为单机的验收级试验温度；以验收温度为基线，再上下各外扩5 ℃作为该单机的鉴定级试验温度。力学试验项目也与GJB1027[10]保持一致，试验条件的确定与单机在卫星上力学环境有关，不同的安装位置单机的试验条件也不一样。小卫星的结构多为舱板式结构，有的设备安装在平台底板上，有些安装在载荷舱底板上，还有些设备安装在舱内隔板或侧板上。不同的安装位置就会出现一个力学试验条件，因此在小卫星研制初期，星上单机的热、力试验条件五花八门，种类繁多。

随着东方红公司的发展，卫星研制的数量渐渐增加，同样一台单机在不同卫星上安装位置不同，造成了试验条件的差异，不利于单机产品的批量化生产。同时，2006年修订后的GJB1027A[9]标准强调单机的热、力等验收级试验条件是寿命期环境与可靠性筛选的包络。尤其是一般电单机热试验的温度，不再是以其热设计温度为基线简单的外扩，单机的验收级温度是热设计温度外扩后的温度范围和可靠性筛选所需的-25～+60 ℃(85 ℃温差)温度范围的包络。基于上述的变化，小卫星启动了领域单机试验条件统一化的工作，编写了小卫星组件试验相关标准，给出小卫星领域一般电单机统一的力、热验收级以及鉴定级的试验条件，特殊单机试验条件制定的原则，按照标准完成试验的电单机无特殊情况可以安装在卫星的任何舱板上。同时对于已经完成鉴定的继承产品，如控制分系统的大部分产品，按照原有条件执行，但是需对单机的力、热、环境进行评估，确认相关试验条件可以包络单机寿命期的环境并留有一定余量。

2010年以来，小卫星领域得到了极大的发展，卫星数量越来越多，对单机的产能提出了更高的要求，对单机产品去型号化生产提出了更高的需求。东方红公司率先开展了单机产品试验条件统一化的工作。对姿控、结构、数传和上下位机等设备的原有鉴定级试验条件进行梳理，分析各型号执行的验收级试验条件，最终形成各类设备各自的统一试验条件。对新研产品，在其研制初期就充分考虑在小卫星领域的通用性，设计符合统一试验条件的试验方案。目前，在小卫星领域已实现大部分星上产品的试验条件通用化，为小卫星平台化打下基础。

2.2 批量小卫星环境试验设计

近年来，随着小卫星向小型星座和多颗业务星同步研制模式转变，通过优化试验流程和批试验技术已经取得了较好的效果。

并行组批试验，即多颗星的同时进行试验，是解决多星并行研制的有效方法之一。其特点是减少了研制周期，适合于数量多、批量大，要求联合测试的型号。并行组批热试验又可分为单空间模拟器多星并行组批热试验和单空间模拟器单星并行组批热试验。并行热试验由于卫星多，设备多，需要判读和控制的试验温度数据成倍增加，从而增加了试验温度控制难度，但是技术上可以通过试验仿真分析或相关试验经验解决。

以某遥感卫星为例，由3颗卫星组成的星座，3颗卫星状态基本一致。由于星座需要联合测试要求及研制周期短的原因，2009年9月，对此3颗卫星首次完成并行组批热试验，如图1所示，实现了3颗卫星并行热试验，同步进出工况、联合测试的要求。此类型的组批试验在后续研制型号中得到极大推广，多型号采用此组批热试验流程，如CAST3000平台、遥感三十一号系列卫星、高分一号系列卫星等均组批进行系统热真空试验，其中更有5星并行热试验。

图1 3颗卫星并行热试验示意图

对于装备型号卫星，通过对比对其正样热平衡试验[11]的数据，卫星设计的继承性好，热控分系统的设计成熟度高，热平衡试验的数据差别较小。从验证热设计的角度出发，对于装备型号，进行1～2颗装备星的正样热平衡试验即可获取较充分的数据。东方红公司形成了小卫星系统级热平衡试验优化相关标准，明确了系列卫星的后续装备卫星或业务卫星，其技术状态与首发科研星一致，热控分系统状态与首发科研星完全一致，可以剪裁热平衡试验；如果同批次多颗卫星技术状态完全一致，热控分系统状态也一致，则可以选择其一进行热平衡试验，其余卫星可以剪裁热平衡试验。

目前小卫星领域系统级力学试验[12]一般均是采用单星振动试验，例如某遥感系列星座卫星。这种方式均是每颗卫星具备力学试验状态后，串行开展振动试验，该种方式较为成熟。并行组批力学试验受限较多，只对某些型号适用，但由于卫星数量多，采取一箭多星发射，可以开展并行组批力学试验。目前小卫星进行并行振动试验的卫星有试验系列卫星双星、皮纳系列卫星三星，均是系统级卫星串联在一起，采用一个振动试验夹具进行的并行试验。某卫星A/B星的特殊构型，采用运载适配器并行连接，一起并行进行振动试验，证明并行系统级力学试验已经过试验验证。由于并行力学试验卫星多、设备多，造成力学传感器数据量增加，这可以通过开发自动化判读软件与试验经验解决。

2.3 微纳卫星环境试验设计

微纳卫星[13]采用开放式体系结构、标准接口规范和一体化设计技术，打破了现有的从系统、分系统到单机、部件的装配层级，模糊了机、电、热设计的专业界限。采用一体化设计，将卫星当成一个整体，对力学性能、热性能、电磁性能、光学性能等进行综合设计、分析与试验验证，原有的按装配层级进行试验划分的模式已经不适用。而且短周期、密集发射的研制模式也要求在达成基本验证目的的前提下，试验时间尽可能短、试验效率尽可能高，这决定了现有的试验方法体系将无法更有效的满足微纳卫星对试验的需求。现有卫星试验方法体系的很大一部分工作是为了确保卫星的长寿命、高可靠，但微纳卫星对在轨寿命和可靠性的要求与传统卫星存在一定区别，考虑到微纳卫星成本低、生产周期短、发射数量多等特点，卫星设计寿命与传统卫星相比一般有所降低，对卫星可靠性的要求更侧重于任务可靠性，这必然会对地面试验项目的选择、试验条件的制定产生一定影响。

为缩短研制周期、降低试验成本，同时保证试验方法在产品质量控制的重要作用，针对微纳卫星研制特点，在方案阶段，微纳卫星研制主要以分析计算代替试验验证，指导产品的设计改进；由于卫星研制周期短，不再给出明确初样阶段与正样阶段分界，简化研制流程；产品不再进行初样生产制造，而是直接正样用于上天飞行，为正检状态；在试验流程上，以准鉴定级试验验证直接正样的新研产品，以验收试验验证成熟产品，减少试验项目和成本；正检状态产品通过准鉴定级试验后，转正样状态设计，根据状态更改，需通过分析评估是否进行补充试验。

根据皮纳系列卫星的工程研制经验，制定了相应的环境试验规范，同时进行了试验流程优化，并形成相关标准。微纳卫星大量应用商用现货产品(COTS)部组件、工业技术和微小型化产品，必须通过产品环境筛选试验保证卫星的可靠性问题，这也是使用新技术和COTS部组件可靠应用于微纳卫星的核心问题。微纳卫星产品环境试验要求综合考虑了标准接口电路板单板环境应力筛选试验与独立组件环境可靠性试验，并对环境试验矩阵进行了适当裁剪[14]，减小了试验的时间和成本，并在东方红公司微纳卫星部分星上产品中进行了初步的实际应用。传统组件级冲击试验、磁试验和电磁兼容性(EMC)试验等项目可考虑随整星完成。从装配层级角度，微纳卫星将单板级与组件级筛选试验综合考虑，也是对层级筛选流程的优化。微纳卫星集成度相对较高，不存在明显的分系统分界，大量使用电路板功能单元产品，也弱化了单板级和组件级分界，因此比较适宜进行装配层级筛选流程的裁剪和优化。

微纳卫星具有个头小、批量大和研制周期短等特点，对系统级组批试验的需求较迫切，因此从皮纳一号卫星就开始了系统级组批试验的相关工作，并在型号研制中进行了有益尝试，取得了较好的效果，积累了经验。微纳卫星采取了两种方法进行组批试验。一种是串行组批试验，即统筹安排，优化试验流程，按照流水线生产的模式进行组批试验；另一种是并行组批试验，即多颗卫星同时进行试验。

3 小卫星产品的环境设计、控制与防护

3.1 微振动防护设计与验证

随着越来越多高精度载荷在小卫星上的应用，微振动已经成为影响高精度卫星成像质量等性能的关键因素。在轨测量数据表明：CMG、动量轮、制冷机、大型部件转动机构等是影响较大的扰振源。

从扰振源到高精度载荷影响的全链路分析，目前比较简单可靠的方法是从传递路径入手，分析微振动在整星结构中的传递特性，找出影响微振动传递特性的关键环节，进而通过安装隔振器、优化构型布局和结构材料尺寸等方式减小传递到高精度载荷处的微振动。

在微振动防护的工程实践中，隔振减振方面，与协作单位合作研制了橡胶隔振垫，随遥感三十号卫星实现了首飞验证，随后相继在20余颗高分辨率遥感卫星上推广应用，隔振效率可达90%以上，助力高分辨率卫星成像质量大幅提升。在构型布局优化方面，在卫星微振动试验中，分别测量了动量轮不同布局方式对相机安装处微振动的影响，进而对动量轮布局进行了调整优化，降低了传递到高精度载荷处的微振动，并在后续型号中推广应用。随着三超平台的应用，采用安装隔振器、优化构型布局等前端抑制手段基本可以满足分辨率在0.3 m以上的高分辨率卫星，对于后续0.3 m以下甚高分辨率卫星而言，微振动的防护可能需要全链路的抑制手段相结合，从扰振源、传递路径、敏感载荷、图像处理4个方面进行系统级综合防治，以满足更高图像质量的要求。

3.2 振动减振设计与验证

随着东方红公司微纳卫星平台的发展，对微纳卫星型号抗力学设计及验证提出了新的挑战。微纳卫星多为搭载形式，运载主动段力学环境恶劣，且缺少实际遥测数据或星箭耦合分析结果，难以在整星振动试验过程中制定合理的加载量级。

“十二五”期间，为了改善微纳卫星平台力学环境，创新性的采用金属丝减振器设计了整星隔振措施。新的减振设计首先在皮纳型号初样星上进行了鉴定级力学试验验证，通过分析卫星安装减振垫前后在星上关键位置处的加速度响应数据，评估星上设备最佳减振效果可达到50%～80%左右。随后，安装减振器的皮纳一号正样星顺利通过了整星验收级试验的考核，且型号发射成功，卫星入轨后状态正常，金属丝减振设计顺利完成飞行验证。

在20千克级皮纳型号上应用成功后，在“十三五”期间，针对东方红公司后续型号的特点，进一步优化金属丝隔振器设计，将应用范围由20千克级提高至100千克级，在整个减振器质量不超过2 kg状态下，可将正弦或随机振动量级衰减至50%，覆盖东方红公司全部百千克级微纳卫星。

截至目前，金属丝减振器共成功应用于十余颗微纳卫星，均发射成功。在后续的工作中，将继续攻关“平台动力学环境优化设计”，持续开展整星减振[15]的优化和验证工作，目标是将整星减振器适用能力提高至1000 kg。

3.3 高精度温控设计

随着电子技术的发展，电子设备对热控的要求也越来越高。有些控温精度达到毫开级，甚至更高的要求。NASA于2002年发射地球重力场测量(GRACE)双星，关键部件达到了每轨0.1 K的热稳定要求；ESA于2009年3月发射的重力场与稳态洋流探测器(GOCE)其关键部件的温度稳定性达到了10 mK的水平，美国哈勃望远镜、俄罗斯某侦察卫星的相机控温精度都在0.1 ℃以上；美国空间干涉测量飞行器(SIM)和空间望远镜(NGST)等空间光学系统要求控温精度达到1 mK。随着小卫星需求的扩展，对高精度需求也越来越高，东方红公司对高精度温度控制技术开展了关键技术攻关研究工作，提出了多种高精度温度控制方法。针对某卫星±0.1 ℃高精度控温要求，提出采用基于分级热控方法结合比例-积分-微分(PID)控温算法的高精度控温方法，通过仿真和试验验证，实现了高精度温度控制指标优于每轨0.1 ℃[16]，验证结果如图2所示。针对某卫星毫开级高精度温度控制要求，提出采用基于正温度系数(PTC)材料结合PID控温算法的高精度控温方法，通过仿真和实验验证，实现了高精度控温指标优0.01 ℃/200 s[17]，验证结果如图3所示。

图2 ±0.1 ℃高精度控温验证结果

图3 毫开级高精度控温验证结果

4 小卫星系统级环境试验

系统级环境试验是小卫星研制生产的关键环节，包括力学试验和热真空试验，环境试验的目的与作用包括两方面，一方面是验证固有可靠性，验证产品的设计与采取的制造工艺是否正确和符合质量要求，以确保产品在预定的工作环境下正常工作；另一方面是尽量提高产品的使用可靠性，检验产品的制造质量，尽量在地面暴露元器件、材料及制造工艺中的潜在缺陷，减少早期失效。

试验数据分析是小卫星系统级环境试验的关键环节。在系统级力学试验中，通过对预示级试验数据分析，以对卫星力学试验输入条件[18-19]进行详细制定，进而保证卫星受到充分全面考核，通过对满量级试验数据的分析，从而对小卫星环境适应性以及系统级筛选做出评估。热真空试验相对力学试验更为复杂，需要姿轨控分系统、星务分系统、数传分系统、供配电分系统、热控分系统等各个系统协调配合，同时辅以地面模拟设备，综合实现热真空试验的考核目的，保证星上非主动控温单机设备高温与低温极尽拉偏，实现32 ℃温差，充分考核单机性能，暴露产品缺陷。热真空试验的复杂点与难点在于同时把控星上所有非主动控温设备的温度，这些设备的温度受到自身热特性、附近单机热特性、加热回路、外热流等多方面的共同影响，因此在进行热真空试验的过程中，往往需要通过经验，协调卫星各个分系统、地面试验模拟实施单位，对卫星进行控温。小卫星环境试验在最初发展阶段，以设计师经验为依托，在力学试验中，通过对卫星测点数据依次判读分析，制定整星满量级试验条件，并对满量级试验数据进行分析评估；在热真空试验中，以人工定时进行数据记录、调温措施手动记录、设备温度变化规律人工统计等措施实现热真空试验过程的控温。

随着时代的发展，小卫星数量必将呈现井喷式增长，尤其在多星并行试验且人员数量有限的情况下，传统力热试验方式将难以满足发展需求。东方红公司在小卫星环境试验技术方面不断创新，基于传统试验方式，以智能化、大数据为依托，不断深入研究。在力学试验方面，进行了力学试验数据智能分析算法、试验条件智能判定方式、特征数据智能对比等一系列研究；在热真空试验方面，进行了热真空试验数据智能存储方式、设备温度发展趋势分析算法、控温方式智能闭环控制等一系列研究。

5 环境试验效应分析

环境试验效应分析是通过对环境试验数据及其相关的产品可靠性数据的分析，确定环境试验对产品设计验证和故障筛选的有效性。组件级产品、卫星系统级、环境试验设计等各个层面都需要进行环境效应分析，各有其对小卫星研制技术发展的促进作用。基于已成功发射的120余颗小卫星,完成近200次系统级振动试验，140多次的卫星系统级热真空试验，已积累了一定的环境试验效应分析的经验和数据，在组件级、卫星系统级层面发挥了一定的作用。通过整星及舱段微振动试验识别了星上扰振源的响应量级，得到了扰振源在星上的传递特性，开展了微振动抑制设计，确保光学相机关键位置的响应量级满足成像要求。通过在轨验证，有效的保证了可见光相机在轨成像质量。通过力学振动试验，有效验证了整星的结构设计，解决了结构局部设计余量不足，试验中超过结构局部承载能力，导致蜂窝芯子失稳或破坏等问题；检验卫星经受验收级力学振动环境的能力，暴露卫星材料、元器件和工艺等方面的缺陷。通过整星热真空试验，暴露了卫星推进系统控温、软件、元器件失效等方面的问题，检验了星上各分系统设备经受热真空环境的工作能力。

要在环境试验设计层面发挥作用，尚需更多的子样和深入的分析研究。

6 结论

本文针对在20年来东方红公司在小卫星环境试验技术方面的研究成果进行回顾，总结了在小卫星环境剖面、环境试验设计、星上环境控制、环境试验及其效应分析等方面的研究经验。这些研究方向和经验体现了较为全面的小卫星环境试验技术架构。但也可以看出在各个方面还存在不能完全满足小卫星研制需要的问题，小卫星环境试验技术需要进一步向深度和广度发展。

首先，小卫星环境试验技术能力需要进一步提升。虚拟试验技术是在卫星设计阶段进行较好设计验证的方法，也是小卫星环境试验剪裁的基础。虚拟试验技术是理论分析与试验数据分析融合的技术方法，大量试验数据的积累是提高这个方法有效性的前提条件。前期的技术积累已具备发展虚拟试验技术的基础条件。环境效应分析是提高环境试验设计(试验计划、试验条件)有效性的必要条件。利用已有的大量试验数据及其卫星测试和在轨的信息，对环境试验设计的有效性进行系统性分析，能够对后续的批产小卫星、微纳卫星、小卫星新平台等的环境试验设计提供有力支撑。振动、微振动环境防护技术的进一步发展，不仅有助于提升卫星性能指标，还能够因改进产品的环境试验设计而有利于产品设计。

其次，小卫星环境试验技术要预见小卫星发展趋势，以小卫星未来的需求为技术发展方向。利用小卫星建设空间网络、进行深空探测、空间组装等技术已进入应用，用户提出小卫星需求的重要内容之一是轻小型、低成本、能量产。这些需求指出了对现有试验设计方案的剪裁、提高试验效率等研究方向。要分析新型小卫星在其环境剖面上新的敏感点，研究如何对不同寿命需求、不同批产数量的卫星采用不同的试验方案。在试验中的关键数据识别与分析，影响卫星关键性能环境的识别及其防护和面对更复杂环境的试验有效性评估等技术都需要不断进行研究，才能进一步发挥促进小卫星技术发展的作用。