王國星 胡亞航 任海龍 張 躍 高明強

裝配·檢測

承力筒式衛(wèi)星艙體部裝配制孔輔助裝置設計

王國星 胡亞航 任海龍 張 躍 高明強

（北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100094）

針對承力筒式艙體結構空間狹窄，傳統(tǒng)人工標記確定孔位方法誤差較大，配制孔后位置經常偏離導致大量返修的難題，本文設計一種能適用于狹窄空間作業(yè)的艙體連接件配制孔裝置。裝置由互為鏡像的劃線標尺、星形螺母、橫向滑尺、滑槽限位塊組成，理論制孔誤差在0.36mm之內。該裝置結構簡單且易操作，可以可靠、高效地完成孔位配制工作。經過在東方紅四號衛(wèi)星平臺實踐，該裝置可實現(xiàn)制孔一次合格率100%，使生產效率明顯提升。該裝置可推廣至其他航天器配制孔作業(yè)環(huán)節(jié)。

承力筒；衛(wèi)星艙體；結構部裝；配制孔

1 引言

近年來，我國空間技術飛速發(fā)展，各類衛(wèi)星大量涌現(xiàn)，衛(wèi)星平臺多樣化、復雜化趨勢愈發(fā)明顯。衛(wèi)星研制是一個復雜的系統(tǒng)工程，其中衛(wèi)星裝配是衛(wèi)星研制的重要環(huán)節(jié)，對保證衛(wèi)星總體性能、功能及可靠性有直接、重要的影響。衛(wèi)星裝配分為組件、部件裝配，功能組件裝配，艙段裝配和整星裝配[1，2]。其中，整星結構部裝決定了衛(wèi)星整體的尺寸精度以及有效載荷的安裝基準。如何提高衛(wèi)星裝配質量、縮短衛(wèi)星裝配周期、減少返修率成為衛(wèi)星裝配領域一項重要的研究內容[3]。

2 問題描述

2.1 承力筒式衛(wèi)星裝配簡介

衛(wèi)星主結構形式有中心承力筒式結構、壁板式、桁架式等，承力筒式的衛(wèi)星結構部裝是指將承力筒、結構板及直屬零件通過螺接、膠接等工藝方法裝配成艙段或整星結構，如圖1所示為承力筒與艙體隔板連接狀態(tài)圖。在裝配后期，通過調整或組合加工等工藝方法為總裝提供天線安裝接口、太陽翼安裝接口、星箭對接接口、發(fā)動機安裝接口、有效載荷安裝接口等[4]。

圖1 典型承力筒式艙體部裝結構

承力筒式整星結構部裝具有以下特點：

a. 構型多、批量少。隨著衛(wèi)星需求的大量增加，承力筒式衛(wèi)星正朝著多樣化方向迅速發(fā)展，形成了遙感領域、通信領域、小衛(wèi)星領域等不同構型的衛(wèi)星型號，目前均達不到大批量的生產，甚至是單件生產[5]。

b. 操作空間受限。由于火箭整流罩內部空間有限，各種儀器設備等有效載荷必須滿足衛(wèi)星的最大包絡尺寸。而承力筒式衛(wèi)星因中間承力筒占據(jù)約30%空間，給操作者預留的空間更加狹窄。在大部件安裝、精測、調試時，很多裝配儀器設備因空間原因無法使用，一定程度上增加了手工裝配操作的難度。

c. 裝配精度要求高。由于承力筒為復合材料加工，裝配時更加依賴艙板安裝與測調過程的精度。一方面保證整星外形尺寸精度在1mm以內。另一方面，衛(wèi)星姿態(tài)的精確控制、衛(wèi)星天線指向的精確控制等，均依賴于相應的艙板隔板在整星坐標系下的精確安裝，例如某承力筒式衛(wèi)星天線饋源接口安裝孔位置度通常要求優(yōu)于0.3mm。由此，艙板的安裝直接影響天線饋源接口、SADA接口、太陽翼接口、艙段高度等精度指標的實現(xiàn)[6]。

d. 裝配環(huán)境要求嚴格。衛(wèi)星裝配廠房對環(huán)境要求十分嚴格，一般情況下溫度要求為(20±5)℃、濕度為40%～60%、潔凈度優(yōu)于100000級。此外承力筒式衛(wèi)星對照明度、噪聲、有機污染程度等均有對應技術要求，甚至要嚴格防止微生物腐蝕星體表面[1]。

2.2 艙體隔板連接件配打孔現(xiàn)狀

艙體隔板與結構板是整星結構的骨骼部分，為了更好地保證結構承力性能，星體承力筒四周采用金屬連接件將承力筒與艙體隔板緊固連接。

實際安裝過程中，一方面，艙體隔板連接孔為盲孔，配制連接件通孔時無法從艙體背面直接制孔。另一方面，由于復材加工誤差不可避免，承力筒外輪廓有一定程度的形變，此情況會導致金屬連接件與承力筒連接后，另一側與艙體隔板的連接位置出現(xiàn)不確定性。由此，目前我國大多數(shù)通信類承力筒式衛(wèi)星均采取金屬連接件先與承力筒試連接，后將艙體隔板實際連接位置鎖定后配制與金屬連接件的連接孔。

在隔板孔位轉移至連接件過程中，涉及到劃線操作，常規(guī)的劃線操作基本上是在平臺上利用高度尺和方箱配合操作，劃線定位精度高，操作簡便。而在承力筒式部裝平臺上配制孔屬于空間上的劃線操作，且承力筒側壁呈橢圓狀，每根角條分布在不同的立體空間上，沒有基準可借助，無法使用高度尺、直角尺等常規(guī)方法完成，再加上星體空間制約，操作十分不便。傳統(tǒng)的操作方法是在艙體隔板連接孔周邊粘貼膠帶，將孔位置通過人工標記的方法，以膠帶為中轉，實現(xiàn)連接孔的位置轉移。這樣的操作方法誤差較大，導致配制孔后位置度偏離指標，出現(xiàn)大量返修工作，見圖2。

圖2 配制孔位置度偏離

由此可知，艙體隔板連接件配制孔的傳統(tǒng)方法存在著以下缺點：a.不確定性大，無法借助工量具，完全依賴目視操作，對操作者技能水平要求高；b.準確性差，一個孔中心，需目視轉移兩次位置，兩個方向劃線耦合，準確性低；c.制孔位置度較差導致后期返修率較大；d.返修后的孔位無法成為鉚接托板螺母或定位連接點的配置孔。

3 方案設計

3.1 方案對比

針對在衛(wèi)星裝配狹窄空間內，艙體隔板連接件配制孔精準劃線作業(yè)的難題，開展方案思路如下，并形成對比清單，如表1所示。

a. 方案一，利用鉛錘吊掛方法獲取連接孔豎直方向的投影，橫向孔位置用吊掛線做引出標記后再投影至連接件上。為使投影面積小，吊掛線采用魚線。橫豎投影交點為配制孔位置，此方法簡單易操作，成本低，缺點為鉛錘擺動影響投影精度，純手動劃線與投影的吻合度不高；

b. 方案二，利用激光跟蹤儀采集承力筒式艙體隔板連接孔在整星部裝坐標系下的空間位置，根據(jù)隔板與連接件相對位置，計算出整星坐標系下連接件各連接孔的位置坐標。配制孔前通過基準轉移，換算出基于連接件自身坐標系下的連接孔位置坐標。由于激光跟蹤儀測試不確定度為0.005mm，此方法可有效保證制孔位置精度，缺點為操作復雜，成本高，裝配周期長；

c. 方案三，設計一種自帶刻度線的輔助制孔裝置，可以實現(xiàn)狹窄空間作業(yè)，同時該裝置避免純手動劃線帶來的較大誤差。裝置設計為自由拆裝式，有輔助劃線的功能，并可適應不同規(guī)格的連接件。

表1 艙體隔板連接件輔助制孔方案

由以上分析，輔助制孔裝置經濟成本低，實現(xiàn)周期短，制孔精度不受影響。方案三中輔助裝置可設計為沿滑槽伸縮的鏡像標尺，以適應不同規(guī)格的連接件，可有效解決各類承力筒式衛(wèi)星艙體隔板的連接孔配制問題。

3.2 輔助裝置方案說明

方案三的核心在于設計一種輔助劃線裝置，便于操作者實現(xiàn)反復拆裝。裝置由互為鏡像的劃線標尺、星形螺母、橫向滑尺、滑槽限位塊組成，如圖3所示。裝置自帶刻度線，刻線最小精度為0.5mm。此工裝降低了傳統(tǒng)方法中純目視作業(yè)轉移孔位帶來的操作誤差，有效地解決了狹窄空間下,對艙體隔板連接件孔位配制劃線的難題。

圖3 配制孔輔助裝置方案示意圖

如圖3所示為配制孔輔助裝置使用示意圖，該裝置的配制孔流程簡圖如圖4所示，流程內容為：a.連接件與承力筒固連，安裝艙體隔板；b.將輔助裝置用螺釘固定于連接件上端，固定時輔助裝置內圓弧緊貼螺釘側壁；c.通過標尺伸縮功能，將尺子的另一端調節(jié)至合適位置，同樣用連接螺釘固定，固定時內圓弧同樣與螺釘側壁緊密貼合，用星形螺母與滑槽限位塊鎖緊標尺；d.用劃針沿標尺刻線端在連接件表面輕劃一條豎線，該豎線即為連接孔中心連線；e.利用橫向滑尺移動到對應刻線位置處，用劃針逐一劃出橫向位置刻線；f.拆下輔助裝置與連接件，根據(jù)連接件各孔位的T型刻線交點配制6mm通孔；g.對連接件復裝，檢測與隔板盲孔的位置度。

圖4 輔助裝置配制孔流程簡圖

4 詳細設計

4.1 結構設計

表2 材料物理屬性

輔助裝置主要零件標尺要求有一定的剛度，同時需要盡可能輕便，并保證反復更換與長期使用，選用鋁合金7075作為劃線標尺的材料。隔板連接件承擔衛(wèi)星艙體及設備的載荷，具備一定的強度，材料為硬鋁合金2A12。材料物理屬性如表2所示。

考慮到承力筒式衛(wèi)星艙體高度不同，輔助裝置要適應不同長度連接件的劃線需求，故劃線標尺設計為分離式帶滑槽的鏡像結構，可沿艙體高度伸縮調整，實現(xiàn)300～800mm距離的制孔操作?；墼O計有雙條滑道，滑槽的凹臺結構可保障滑槽限位塊與星形螺母有效緊固標尺。為便于水平劃線，標尺一端以0.5mm為精度刻線，橫向滑尺槽寬為標尺寬度尺寸，它與標尺為緊密配合且可在滑槽移動與緊固，完成水平方向劃線作業(yè)。裝置的三維設計模型如圖5所示。為使操作醒目以及增強表面耐腐蝕性與耐磨性，裝置本體做硫酸陽極化著紅色，加工后裝置實物如圖6所示。

圖5 三維設計模型

圖6 輔助裝置實物

4.2 誤差源分析

一般情況，衛(wèi)星艙體隔板連接件各孔位的位置度要求小于0.5mm。為驗證配制孔輔助裝置對制孔位置度的有效性，對使用該裝置的工況分析連接件孔位誤差。

a. 配制孔裝置定位誤差。輔助裝置用螺釘固定于連接件上下兩端，固定時輔助裝置內圓弧需要緊貼螺釘側壁，由于圓弧加工的影響，使標尺端面與連接件孔位中心不在同一直線。普通銑削車床CA6140A加工精度為0.02mm，故配制孔裝置貼合操作時的定位誤差為：

b. 配制孔輔助裝置對連接件產生形變。連接件與配制孔裝置通過兩處緊固件連接，裝置重量760g，加裝后連接件由于重力作用會發(fā)生形變，對連接件進行靜力學仿真分析，對連接孔位施加固定約束，采用4面體自動劃分網(wǎng)格，仿真模型如圖7所示。對連接件承力面進行靜力加載，后處理求解出主承力件的位移變化如圖8所示，由于重力產生最大變形量為0.00026mm，孔位附近最大變形量為0.0002mm。故配制孔裝置引入的連接件變形誤差為：

圖7 連接件仿真模型

圖8 連接件位移云圖

d. 鉆孔誤差。利用配制孔輔助裝置完成劃線后，將連接件置于鉆床鉆孔，劃線線寬以及沖點位置會給鉆孔帶來0.2～0.3mm誤差，方柱立式鉆床主軸對工作臺面垂直度變化小于1mm/m，可以忽略不計，故鉆孔階段引入誤差為：

配制孔過程中對連接件孔位置度的綜合誤差如式（1）所示。經計算，配制孔后孔位理論誤差在0.22～0.36mm[7]，滿足體隔板連接件各孔位的位置度要求小于0.5mm的要求。

5 應用驗證

選取東方紅四號衛(wèi)星平臺中不同高度的承力筒式艙體，使用與測試配制孔輔助裝置，分析驗證該裝置的制孔有效性。測試結果如表3所示。結果表明，利用該裝置對兩種艙體連接件進行配制孔操作，豎直方向孔距實測值與指標最大差值為0.22mm，孔中心連線直線度為0.08mm，滿足孔位位置度≤0.5mm的使用要求。

表3 配制孔輔助裝置制孔測量結果

該裝置在東四平臺、小衛(wèi)星平臺整星結構部裝的艙體隔板連接件配制孔環(huán)節(jié)得到實踐，制孔一次合格率為100%。該裝置應用過程如圖9、圖10所示，后續(xù)將向遙感衛(wèi)星艙體結構部裝推廣。

圖9 配制孔輔助裝置安裝定位

圖10 制孔后與隔板貼合復驗

在操作便捷性方面，該裝置為手持式便捷工裝，與艙體連接件之間可拆卸重組，攜帶拆裝便捷。有效地解決了狹窄空間下純手動配制艙體連接孔而導致孔位偏差大的難題。在經濟方面，該工裝結構簡單，單套制造成本約200元，有效避免了作業(yè)效率低且成本高的基準轉移測量。該裝置由操作者手持進入狹窄空間操作，裝置與艙體連接件連接可靠，操作者只需進行劃線操作，極大地降低了對人員和產品的操作安全隱患。經實踐，完成一次艙體連接件制孔約需0.6h，作業(yè)效率提升200%，配制孔無返修現(xiàn)象，明顯提升了產品質量，降低了操作者的勞動強度。

6 結束語

介紹了一種用于承力筒式衛(wèi)星艙體結構部裝的輔助配制孔裝置，該裝置可實現(xiàn)狹窄空間作業(yè)下對艙體隔板連接件孔位的定位與劃線操作。裝置成果結構靈巧，操作輕便、快捷，測量穩(wěn)定性強，有效地降低了傳統(tǒng)方法中純目視作業(yè)轉移孔位帶來的操作誤差。經在東四衛(wèi)星平臺的實踐應用，該裝置在保障測量可靠性與操作安全性的前提下，用較低的成本提高了整星部裝的作業(yè)效率。后續(xù)將向其他承力筒式結構航天器裝配環(huán)節(jié)推廣應用。

1 孫家棟．衛(wèi)星工程概論(下)[M]. 北京：宇航出版社，1998：278～283

2 于鑫．面向智能化的衛(wèi)星總裝工藝系統(tǒng)研究[D].長沙：國防科學技術大學，2014. 12：1～5

3 王洪雨，胡溶溶，喻懋林．裝配仿真技術在衛(wèi)星裝配中的應用[J].航空制造技術，2015(21)：56～58

4 王希季，李大耀. 衛(wèi)星設計學[M].上海：上?？茖W技術出版社，1997

5 高慎斌．衛(wèi)星制造技術(下)[M]．北京：宇航出版社，1998. 284～285

6 張明，喻懋林，張玉生．自動化技術在衛(wèi)星天線高精度裝配中的應用研究[J]. 航空制造技術，2013(20)：26～29

7 GB/T4019.1～4019.2—1997，方柱立式鉆床[S].

Design of Auxiliary Device for Assembling Holes in Body of Bearing Cylinder Satellite Module

Wang Guoxing Hu Yahang Ren Hailong Zhang Yue Gao Mingqiang

(Beijing Satellite Manufacturing Co., Ltd., Beijing 100094)

During the installation process of the load-bearing cylindrical cabin structure, due to the narrow space, the preparation hole operation of the cabin connection piece uses the traditional manual marking method to determine the hole position. This method has many errors, and the position after the preparation hole often deviates, resulting in a large number of repair work. In this paper, a device for preparing holes for cabin connectors, which can be used in narrow space operations, is designed. The device is composed of a scribe ruler, a star nut, a horizontal slide rule, and a chute limit block that are mirror images of each other. The theoretical hole-making error is within 0.36mm.The device is simple in structure and easy to operate, and can complete hole position preparation reliably and efficiently. After being practiced on the Dongfanghong 4 satellite platform, the device can achieve one-time qualification of hole making, which significantly improves production efficiency. The device can be extended to other spacecraft preparation hole operations.

bearing tube；satellite cabin；structural part installation；preparation hole

V465

A

王國星（1990），碩士，航空宇航制造工程專業(yè)；研究方向：航天器機構產品裝配與地面試驗技術。

2021-07-21