沈鋒鋼，任春珍，張 鵬

（1.中國空間技術(shù)研究院 載人航天總體部，北京 100094； 2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

航天器姿態(tài)光學(xué)敏感器有地球紅外敏感器、太陽敏感器與星敏感器[1]。為保證在軌姿態(tài)測量的準(zhǔn)確性，姿態(tài)光學(xué)敏感器地面安裝精度應(yīng)最大程度地滿足在軌控制精度要求，即保證地面和在軌安裝精度的一致性。

為了滿足航天員生活和工作的需要，載人航天器的密封艙在運(yùn)行時需要維持1 個大氣壓力，因此密封艙在軌要承受約0.1 MPa 的內(nèi)外壓力差[2]。而在地面總裝階段，考慮方便操作的需要，各艙與外界是保持連通的狀態(tài)，即不存在壓力差。因此，密封艙在軌和地面安裝時的環(huán)境相比發(fā)生了變化，在軌時0.1 MPa 的內(nèi)外壓力差會引起艙體結(jié)構(gòu)變形，從而影響艙體上各設(shè)備的安裝精度，尤其是以艙體結(jié)構(gòu)基準(zhǔn)為安裝基準(zhǔn)的姿態(tài)光學(xué)敏感器的安裝精度。

目前國內(nèi)對航天器總裝精度的研究多集中在測量精度的提高與評價上[3-6]，而對地面與在軌環(huán)境的不同所引入的誤差分析研究較少。文獻(xiàn)[7]分析了內(nèi)壓環(huán)境對敏感器安裝精度的影響，但沒有對內(nèi)壓環(huán)境造成的影響進(jìn)行深入討論。本文從分析在軌與地面環(huán)境不同而引入的誤差對姿態(tài)光學(xué)敏感器安裝精度的影響為切入點，提出了一種敏感器在設(shè)計階段布局的分析方法，包括設(shè)計改進(jìn)分析、試驗驗證、設(shè)計評價等。

1 姿態(tài)光學(xué)敏感器安裝要求

1.1 坐標(biāo)系定義

某載人航天器密封艙的中間段為圓柱體，兩端為圓臺體（如圖1所示），將0°,90°,180°,270°對應(yīng)的母線分別定義為I 象限線、II 象限線、III 象限線和IV 象限線。

艙體結(jié)構(gòu)坐標(biāo)系的定義如下：

1）x軸為密封艙中心軸，其指向為發(fā)射方向；

2）y軸為I、III 象限線與水平面交點的連線，其指向III 象限線的交點；

3）z軸為II、IV 象限線與水平面交點的連線，符合右旋定律。

圖1 某型號航天器艙體結(jié)構(gòu)坐標(biāo)系定義 Fig.1 The definition of coordinate system for a certain spacecraft module

1.2 安裝精度要求

姿態(tài)光學(xué)敏感器均安裝在艙外。其中，地球紅外敏感器與太陽敏感器安裝在密封艙段，星敏感器安裝在非密封艙段。

本文用A、B、C、D、E、F 字母標(biāo)注敏感器，它們在艙體結(jié)構(gòu)坐標(biāo)系中的安裝精度要求如下：

1）A、B 敏感器指向與艙體結(jié)構(gòu)各軸的安裝角度偏差小于30′；

2）C、D 敏感器指向與艙體結(jié)構(gòu)各軸的安裝角度偏差小于2′；

3）E、F 敏感器指向與艙體結(jié)構(gòu)各軸的安裝角度偏差小于6′。

1.3 安裝精度測量方法

航天器總裝精度測量的目的就是使用由多臺經(jīng)緯儀構(gòu)成的非接觸式大尺寸測量系統(tǒng)，測量出有安裝精度要求的設(shè)備在航天器坐標(biāo)系下的角度和位置度，并將其調(diào)整到位[3]。

該載人航天器姿態(tài)光學(xué)敏感器安裝精度測量采用的是基準(zhǔn)鏡法，即在艙體和被測設(shè)備上分別安置基準(zhǔn)鏡作為光學(xué)基準(zhǔn)，用經(jīng)緯儀測量設(shè)備基準(zhǔn)鏡與艙體基準(zhǔn)鏡之間的關(guān)系，來確定設(shè)備的安裝位置和姿態(tài)。

2 艙壓對密封艙外敏感器安裝精度影響分析

姿態(tài)光學(xué)敏感器通過4 個或6 個螺釘對稱地安裝在艙體上。下面從理論上簡單分析艙壓作用對敏感器的角度精度的影響。

姿態(tài)光學(xué)敏感器在艙體上的安裝跨距為l，艙體結(jié)構(gòu)受內(nèi)壓作用變形所產(chǎn)生的位移為Δh，該位移反映到敏感器某方向安裝角度的變化為Δω：它們的關(guān)系可表示為Δω=arctan(Δh/l)。另外，艙壓作用引起的安裝角度變化應(yīng)滿足Δω≤Ck·Ⅰe，其中：Ck為艙壓引起變形影響系數(shù)；Ⅰe為敏感器安裝精度指標(biāo)。

在實際安裝時，敏感器安裝角度精度應(yīng)控制在精度要求的±20%以內(nèi)。在計算分析時，考慮到計算誤差因素，最后，因艙壓引起的安裝角度變化允許在精度要求的50%以內(nèi)，即Ck取值0.5。

密封艙是以x軸為中心的軸對稱結(jié)構(gòu)，在計算分析時可簡化為二維軸對稱模型。密封艙施加 0.1 MPa 內(nèi)壓載荷，對二維軸對稱模型進(jìn)行內(nèi)壓下的靜力分析，內(nèi)壓作用下艙體變形如圖2所示。經(jīng)過分析，密封艙結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力值小于鋁合金材料屈服極限，所引起的結(jié)構(gòu)變形為彈性變形。由圖可知，在密封艙壁板與結(jié)構(gòu)框連接處有著明顯的突變（下凹），其他結(jié)構(gòu)處變形均勻；非密封段的結(jié)構(gòu)變形非常小，可以忽略。

A、B 敏感器安裝在非密封段，因此，艙壓作用對它們所引起的角度變化可以忽略。C、D 敏感器安裝在框5 與艙壁板的連接處，艙壓作用引起的 變形折算其軸向安裝角度變化為20.6′，已超出了指標(biāo)要求。E、F 敏感器安裝在框2、框3 之間的艙壁板處，變形折算其軸向安裝角度變化為0.5′，未超出指標(biāo)要求。

圖2 0.1 MPa 內(nèi)壓作用下艙體變形圖 Fig.2 Module deformation under 0.1MPa internal pressure

3 地面模擬驗證試驗

為了模擬在軌的艙壓環(huán)境，進(jìn)行了地面驗證試驗。對某載人航天器密封艙充0.2 MPa 壓力，即與艙外產(chǎn)生0.1 MPa 的正壓差。

試驗內(nèi)容主要包括充氣前精度測量、充氣后精度測量、放氣后精度測量、再次充放氣測量。針對計算分析中存在敏感器的安裝精度超出指標(biāo)要求的情況，安排了改進(jìn)后的補(bǔ)充試驗。

姿態(tài)光學(xué)敏感器A～F 充氣前及充氣保壓期間的最大角度變化如圖3所示。

由圖3可以看到，艙壓對姿態(tài)光學(xué)敏感器安裝精度的影響因各敏感器安裝位置的不同而不同。具體情況如下：

1）對于A、B 敏感器，非充氣與充氣狀態(tài)對安裝精度影響很小，基本可忽略；

2）對于C、D 敏感器，充氣后最大角度變化量達(dá)到21.2′，遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出2′的精度要求；

3）對于E、F 敏感器，充氣后最大角度變化量為1.92′，受充氣影響較小。

圖3 姿態(tài)光學(xué)敏感器安裝精度充氣前后最大變化 Fig.3 The maximum change of the installation error for the attitude optical sensors

放氣后再充氣試驗，并進(jìn)行了精度測量。結(jié)果表明，兩次充氣各敏感器的角度變化基本一致，最大角度變化的差值僅為42"。這說明只需要進(jìn)行一次充氣驗證試驗，無須多次試驗測量。

根據(jù)艙壓作用對敏感器安裝精度影響的計算分析與試驗測量結(jié)果之比較，對C、D 敏感器在艙體上的布置位置與安裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行了改進(jìn)設(shè)計：由連接框與艙壁板連接處調(diào)整至艙體結(jié)構(gòu)變形一致區(qū)域（圖2中非密封段處），并對敏感器安裝支架進(jìn)行加強(qiáng)設(shè)計。改進(jìn)設(shè)計后又進(jìn)行了計算分析與驗證試驗，計算分析結(jié)果顯示C、D 敏感器的最大角度變化為0.1′，試驗結(jié)果表明最大角度變化為0.182′，均滿足精度要求。

4 結(jié)束語

為保證航天器的正常飛行和工作，特別是各個姿態(tài)光學(xué)敏感器在軌進(jìn)行控制切換時誤差盡可能小，本文以某型號航天器密封艙的姿態(tài)光學(xué)敏感器安裝及精測為基礎(chǔ)，分析了艙壓對載人航天器姿態(tài)光學(xué)敏感器設(shè)備安裝精度的影響，建立了一種將某方向的變形位移轉(zhuǎn)化為安裝角度變化的計算分析方法。利用該方法對姿態(tài)光學(xué)敏感器的安裝精度影響進(jìn)行了計算分析，結(jié)果表明充壓后密封艙體結(jié)構(gòu)的變形對姿態(tài)光學(xué)敏感器安裝精度有一定影響。在計算分析的基礎(chǔ)上，進(jìn)行了地面充壓模擬試驗驗證，試驗測量結(jié)果與計算分析結(jié)果高度吻合。根據(jù)艙壓作用對敏感器安裝精度影響的計算分析與試驗測量結(jié)果之比較，對有關(guān)敏感器在艙體上的布置位置與安裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計后，再次進(jìn)行了計算分析與驗證試驗，結(jié)果顯示敏感器最大角度變化滿足精度要求。這說明在載人航天器布局設(shè)計階段，根據(jù)姿態(tài)光學(xué)敏感器的安裝要求和計算分析結(jié)果，應(yīng)選擇在艙壓作用情況下變形小的區(qū)域和位置進(jìn)行姿態(tài)敏感器的布局。

作為本文研究對象的載人航天器已在軌飛行2年以上，其各個姿態(tài)光學(xué)敏感器的安裝位置精度均控制在精度要求之內(nèi)，對航天器姿態(tài)控制一致性好，充分證明了本文計算分析方法的有效性。

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