机动模式下星箭组合体冲击振动研究

杨晓论，潘建平，郝鹏飞，张 勇

（太原卫星发射中心，太原，030045）

0 引言

传统发射模式下，卫星在发射场完成测试加注后，在技术区进行卫星与火箭垂直对接和扣整流罩，卫星和整流罩的组合体从技术厂房垂直转运至发射工位，转运过程具有距离近（约10 km）、速度慢（不大于5 km/h）、路况好（场内优良路况）等特点，星箭组合体在转运的过程中，受其他力学环境条件影响较小［1］。不仅如此，卫星在出厂之前，均会经历力学试验考核，卫星结构能够承受运载火箭的轴向力学环境要求，星箭的垂直转运过程对星罩组合体的力学性能几乎无影响。而为了完成航天快速发射任务，卫星将会面临着十分恶劣的运输、储存等条件［2］。

随着航天机动发射力量的组建，全域机动快速发射等任务会越来越多，而卫星能否适应远距离快速机动转运则是制约航天快速发射任务的关键因素，同时为了能够实现广域、远距、快速等发射需求，无依托卫星发射已是必然趋势。

为了实现未来空间系统快速作战需求，卫星及火箭均须快速进入战备状态，具备星箭快速对接、组合体快速机动至指定地点、快速发射等能力。在航天快速机动发射任务中，星箭组合体水平放置于发射车，在机动转运过程中，具有机动距离远、机动转运速度快、运输路况复杂等特点。卫星需要经受来自切向和法向的动态冲击、振动等力学环境影响，一旦结构强度设计余量不足，则可能导致卫星结构安全性和整星力学性能出现问题，影响作战性能。

为尽快形成航天快速发射的作战能力，构建远距离快速机动转进及实验室条件下卫星的振动冲击环境，探索机动转进过程中外界力学条件对卫星环境适应性的影响规律，获取机动转进过程中卫星的力学响应数据，开展在卫星运输和星箭组合体运输状态下，远距离快速机动转进过程的环境适应性试验，以确保快速发射能够完成多区域、多地点快速组网，补网发射等任务，为航天快速发射装备选型提供技术支撑。

1 研究内容

星箭组合体在公路机动模式下，振动和冲击对星箭组合体，特别是卫星会产生较大影响。本文就星箭组合体试验方案、试验数据获取、数据处理方法、仿真分析进行了研究。

a）机动运输试验前后力学状态确认。

在公路运输试验前后，需对卫星力学状态进行比对，并以此结果作为后续运输试验的卫星失效标准之一，包括整星扫频振动试验方案、姿控部件精度标定试验方案和关键部位拍照比对，通过以上方式可对卫星运输前后星相进行确认。

b）数据处理方法。

制定卫星本体和连接部位传感器分布方案，获取卫星运输振动冲击数据，对时域数据进行过滤处理，提取瞬态信号进行冲击响应谱转换，截取低频数据；对平稳随机信号进行傅里叶变换，获取稳态随机振动功率谱密度，为后续整星力学环境适应性分析提供数据支撑。

c）振动冲击对卫星力学环境适应性的影响。

通过对采集数据处理分析，构建机动转进过程中卫星振动冲击检测环境，以此研究振动冲击对星箭连接部位和卫星部组件的力学环境影响。研究卫星结构及各分系统单机公路运输条件下振动耐受程度，确保发射任务顺利执行。

d）卫星机动转进状态下的技战术指标。

依据卫星公路运输试验数据并结合仿真进行数据处理、分析总结，考虑快速发射应用场景，提出卫星快速机动转进状态下的运输适应性指标。通过本次试验及仿真等研究，探寻机动转进过程中振动冲击对卫星环境适应性的影响，一定程度上可改进卫星，使其适应远距快速机动。

2 星箭组合体试验方案

2.1 试验前准备

卫星公路运输试验以吉林一号（简称高分03星）在KZ-1A火箭中的一箭四星发射为研究案例，卫星与四星适配器组合体需要满足KZ-1A火箭的包络、星箭接口、质量特性、力学特性等必要条件。

2.2 试验工况

三级以上公路运输包含：三级公路。

车速：40 km/h，20 km/h。

运输里程：累计不小于500 km（往返）。

行驶状态：匀速行驶、过减速带、转弯、加速、减速。

非常规路况：选取部分典型道路（坑洼、减速带等）。

规划工况设置如表1所示。

表1 规划工况Tab.1 Planning working conditions

2.3 试验流程

本试验模拟星箭组合在三级以上公路运输所遇到的所有路况，获取卫星运输过程的力学输入条件，试验流程见图1。

图1 试验流程Fig.1 Test flow chart

根据任务需求，对星箭组合公路运输试验方案、仿真分析、数据处理等进行设计分析，内容包括力学分析、工装设计、工装仿真验证、试验工况设计、传感器安装、运输线路规划、数据采集处理、力学仿真分析等，满足公路运输试验设计要求。通过试验数据获得以下结论：

a）运输试验前，高分03 星在X、Y、Z三个方向一阶频率分别为45.62 Hz、24.54 Hz、43.37 Hz；运输试验后，高分03星三个方向一阶频率分别为45.34 Hz、24.05 Hz、43.25 Hz，三个方向基频前后变化均小于0.5 Hz。通过扫频试验数据对比和仿真分析可知，整星在运输前后结构状态未发生变化。

b）经过公路运输试验后，计算公路运输试验前后3次卫星精度测试实测结果的算数平均值，均小于20 s，满足精度要求。从数据对比可知，星箭组合公路运输试验前后卫星姿控敏感部件状态未发生变化，星箭组合公路运输试验产品满足试验要求。

c）公路运输过程中路面不平和车辆突然加速是振动激励产生的主要原因，正常速度下行驶，振动频率带宽在5～200 Hz，车辆经过减速带、坑洼等路况所产生的冲击对航天器影响较大，相对于单星厢式货车运输振动频率较低，产生的振动冲击也较小。

d）通过公路运输试验，验证了在三级公路等典型路况条件下的振动与冲击对于卫星在星箭组合运输条件下影响较小，卫星运输过程中结构及各分系统单机前后状态一致，试验卫星并未出现系统单机及主承力结构的疲劳或失效，同时获取不同公路等级运输载荷谱。

e）试验卫星对于运输环境适应性较高，在星箭组合公路运输条件下，能够满足航天快速响应发射任务需求。

3 星箭组合体振动冲击数据分析

为分析振动信号在频域下的响应特性，提取振动传感器的时域信号，使用FFT算法将时域信号转化到频域［3］。为抑制信号采样被截断引起频域中的能量泄露，频谱分析时选用Hanning窗。

在进行数据分析与统计之前，预设一个假定条件，即在有足够样本量的情况下，待统计的数据满足高斯分布的要求。在此前提下，本文的数据统计方法依据航天器试验要求中关于统计方法的说明，即鉴定试验用的极限预示环境值是指用90%置信度估计在至少99%的飞行次数中不会被超过，验收试验用的最高预示环境值是指用50%置信度估计在至少95%的飞行次数中不会被超过。该区间估计是指按某种置信度估计其值满足一定百分比范围，其计算式如下：

式中Ex为按P百分位概率和C百分位置信度下的估计值，对于随机振动，该值以功率谱密度的形式来计算；Xm为N个独立样本X得到的对数平均值；σx为样本x的标准差，以dB 表示（相对于样本对数均值），当数据不充足时可取3 dB；Zp和Zc为标准化正态变量，即按P的百分比不超过并有C的置信度，Zp和Zc值一般取50，90和95，99。

3.1 数据处理流程

试验数据分析流程见图2。

图2 试验数据分析流程Fig.2 Flow chart for experimental data analysis

3.2 冲击振动响应

冲击激励是非周期函数，作用时间很短，而冲击响应通常是瞬态过程。一个冲击的输入脉冲通常使用峰值A0和作用时间t0来描述。然而实际工况中，冲击激励都带有复杂和不规则的冲击力或者冲击加速度波形。递归数字滤波法利用数学上的递推公式实现滤波的要求，其计算速度快，故选择递归数字滤波法计算本次试验的冲击响应谱［4］。

数字滤波法的数字滤波波形选择为斜台不变数字滤波模型，广义斜台函数表达式为

式中u(t-KΔt)为单位阶跃函数；A为t=KΔt时斜台的斜率。

对冲击加速度信号进行采样，为Ui。对系统的响应采样，为xi，则递归数字滤波法的递推公式为

根据该递推公式计算得到加速度响应离散时间序列，改变系统的固有频率，求得各个单自由度系统的响应值，即可进一步得到加速度响应峰值，然后以各单自由度系统固有频率和其对应的响应峰值得到冲击响应谱曲线，见图3。

图3 星箭组合运输星上单机设备的三向随机振动PSD曲线Fig.3 Three-dimensional random vibratio PSD curve of single equipment on satellite and rocket combined trasportation

根据统计结果发现，由于振动输入较大，垂向振动输入时单机的随机响应结果最大。以单机各方向随机振动响应的最大方向进行疲劳寿命的考核。星箭组合运输星上单机设备的等效加速试验结果见表2。

表2 星箭组合运输星上单机设备的等效加速试验的均方根Tab.2 RMS of equivalent acceleration test for single unit equipment on satellite and rocket combined transportation

通过以上数据分析可知，星上单机设备随机响应在星箭组合运输状态下大于单星运输，单机设备的等效加速试验的均方根均小于单机验收级随机振动条件下的均方根，满足保障卫星安全运输的要求。

4 仿真数据分析

针对卫星快速发射任务情况下的路况条件，分析卫星运输过程中星上单机的振动环境，通过等效疲劳分析获取运输过程中积累的振动损伤，进行星箭组合运输试验的仿真分析，仿真试验流程见图4。

图4 仿真试验流程Fig.4 Simulation test flow chart

卫星在运输过程中受到的力学环境主要为平稳随机振动，然后叠加了若干由于路面坑洼而产生的瞬态信号。确定性振动包括正弦周期振动、复杂周期振动、瞬态振动等；非确定性的随机振动通常是非周期的，知道其历程只能预示各振幅出现的相对概率，而不能预示某一给定时刻的瞬时值。本文对星箭组合体公路运输试验进行随机振动和冲击响应仿真分析，以获取卫星力学环境适应性。

采用通用结构有限元分析软件建立整星结构优化设计后的有限元模型，建模时对结构的不同组件进行了简化［5］，具体如下：

a）承力筒：承力筒筒体简化为复合材料壳单元，承力筒上、下端框简化为金属材料梁单元，承力筒使用六面体实体单元划分网格并与承力筒建立绑定接触约束。

b）太阳翼：帆板基板简化为复合材料壳单元，电池使用非结构质量等效建立在复合材料壳单元上，帆板基板边缘框简化为梁单元，帆板铰链等效为弹簧单元，接口关系用rigid单元连接到星体模型上。

c）适配器支架：使用六面体实体单元划分适配器支架有限元模型，卫星支腿与适配器支架使用rigid单元连接来模拟螺钉连接。适配器支架底部通过减振器与振动输入相连。

d）星上单机：为简化模型，星上单机建立质量点等效单机的质量，结构复杂的小型单机用rigid单元将质量点连接到单机安装点上，而质量较大单机使用梁单元将质量点连接到单机安装点上。

最终完成的星箭组合运输状态有限元模型见图5。

图5 星箭组合运输状态有限元模型Fig.5 Finite element model of satellite and rocket combined transportation state

根据装备实验室环境试验方法中卡车运输路线要求，对星箭组合体运输状态进行随机响应分析，随机振动PSD曲线见图6。

图6 15次随机振动PSD曲线Fig.6 15 random vibration PSD curve

根据公路运输试验目的并依据标准设计文件，结合设计经验，对星箭组合体公路运输试验进行仿真分析。首先，通过包络分析、结构优化、材料选择对运输试验结构件进行方案设计，包括适配器、减振器等，适配器质量低于60 kg，采用橡胶减振器；其次，对运输状态和仿真分析流程进行分析，以满足公路运输试验要求；然后，对星箭组合体进行动/静力学分析，获取其力学特性，星箭组合体一阶横向频率为14.8 Hz、15.7 Hz，一阶纵向频率为45.7 Hz；最后，对星箭组合体进行公路运输仿真分析，获取星上单机设备力学特性。其中，安装点位置随机响应小于1g，冲击响应小于0.5g，远小于单机设备环境组件力学试验要求，具有较强的力学环境适应性。

通过以上分析，可知高分03 星的一箭四星在公路运输条件下振动耐受程度能够满足星箭组合体机动转进快速发射需求，星箭适配器支架及减振器设计符合公路运输机动快速发射要求。

5 结论

通过对以上公路运输试验数据及相关试验和力学仿真的结果进行分析，可以得出以下结论。

获取卫星在单独和星箭组合两种运输条件下，经由三级以上公路运输过程中传递到卫星的振动及冲击等力学输入条件。通过对公路运输前后卫星扫频振动、精度标定及定点拍照等对比，卫星主承力结构力学特性未发生变化，姿控精度部件几何位置关系未发生变化，表明卫星结构稳定、材料稳定、加工工艺可靠，具有足够的强度和刚度。

通过对试验数据处理和仿真分析可知，高分03星运输过程中结构及各分系统单机前后状态一致，未发生疲劳破坏或失效，满足航天快速响应发射任务需求。通过对星箭组合体公路运输仿真，获取星箭组合体固有频率及星上单机设备力学响应，远小于单机设备力学环境试验要求，同时表明高分系列卫星快速发射状态下，结构及各分系统单机未发生疲劳破坏或失效，具有较强的力学环境适应性，能够满足机动快速发射任务需求。

本文以星箭组合体为研究对象，对星箭组合体在机动运输条件下所受到的振动、冲击等外界力学环境的影响进行分析研究。结合工程实际，提出一种星箭组合体机动运输试验方案，对具体试验流程、试验数据获取与处理方法以及力学仿真分析方法进行了试验验证。数据处理结果表明星箭组合体机动运输试验方案可以验证星箭组合体结构强度和刚度设计的正确性和有效性。