姜云彬，趙 華，郝剛剛，陳恩濤，洪 斌，薛宏偉，周 輝

（中國空間技術研究院 遙感衛(wèi)星總體部，北京 100094）

0 引言

“天基紅外系統(tǒng)”（Space-Based Infrared System,SBIRS）是美國空軍為取代“國防支援計劃”（Defense Support Program, DSP）預警衛(wèi)星而設計部署的后續(xù)新型衛(wèi)星系統(tǒng)。該系統(tǒng)由低軌道衛(wèi)星星座（SBIRS Low，后來被重新命名為空間目標跟蹤和監(jiān)視系統(tǒng)，即STSS）及高軌道衛(wèi)星星座（SBIRS GEO 和SBIRS HEO）組成，并可聯動“國防支援計劃”預警衛(wèi)星，以支持導彈預警、導彈防御、作戰(zhàn)空間感知和技術情報收集任務[1-3]。

SBIRS 的高軌衛(wèi)星系統(tǒng)由洛克希德·馬?。羼R）公司負責研制，衛(wèi)星平臺采用洛馬A2100M 平臺，有效載荷采用諾斯羅普·格魯曼公司的紅外相機。截至目前，SBIRS 高軌部分已發(fā)射布署了6 顆地球同步軌道（GEO）衛(wèi)星和2 顆橢圓軌道（HEO）衛(wèi)星[3-5]，最后一顆GEO 衛(wèi)星于2022 年8 月24 日發(fā)射并入軌。其中，GEO 衛(wèi)星5 顆在用、1 顆為備份，HEO 衛(wèi)星2 顆在用。

本文在對SBIRS GEO-3 衛(wèi)星的任務、相關技術指標和總體能力進行分析的基礎上，對SBIRS 衛(wèi)星構型設計與特點以及應用的新技術等進行分析和總結，以期為我國的高軌遙感衛(wèi)星構型設計提供啟示。

1 SBIRS GEO-3 衛(wèi)星任務及主要技術指標

1.1 衛(wèi)星任務

高軌導彈預警系統(tǒng)用于對發(fā)射階段導彈的探測，對彈道導彈主動段、高超武器助推段的探測和跟蹤，以及協(xié)同低軌導彈預警系統(tǒng)對導彈自由段進行探測和跟蹤，并且可將探測到的信息傳輸至地面系統(tǒng)和天基預警系統(tǒng)低軌星座，以便協(xié)同將導彈的準確飛行軌跡信息提供至地面雷達使至引導攔截系統(tǒng)[3,5-6]。作為導彈預警系統(tǒng)的重要組成部分，SBIRS的功能如圖1 所示。

圖1 SBIRS 高軌衛(wèi)星的任務功能Fig.1 Mission functions of high orbit satellite in the SBIRS

SBIRS 衛(wèi)星網絡可實時對全球進行監(jiān)視和偵查[5,7]。其衛(wèi)星采用多波段探測技術與新型See-To-Ground 探測技術，通過配置掃描和凝視紅外相機來搜索、發(fā)現、識別和跟蹤目標對象，具有紅外、可見光和紫外多譜段探測能力，可近于全天候監(jiān)視全球導彈和衛(wèi)星的發(fā)射，跟蹤多個目標，提供飛行目標的發(fā)射及助推段非成像信息，并估算出導彈的大致攻擊地點[6-7]。

1.2 主要技術指標

SBIRS 的GEO 衛(wèi)星所采用的洛馬A2100M 軍用型平臺[5]由A2100 平臺改進而來，針對軍事用途進行了加固與改進[8-10]。A2100M 平臺采用三軸穩(wěn)定方式，姿態(tài)控制精度0.05°，配置了混合動力推進裝置框架推力器系統(tǒng)（包含BPT-5000 霍爾效應推力器）[11]。

SBIRS GEO-3 衛(wèi)星的主要技術指標如表1 所示。圖2 展示的是衛(wèi)星的在軌飛行狀態(tài)。

圖2 SBIRS GEO-3 衛(wèi)星在軌飛行狀態(tài)示意[13]Fig.2 Schematic diagram of SBIRS GEO-3 in orbit flight[13]

表1 SBIRS GEO-3 衛(wèi)星的主要技術指標Table 1 Main technical indicators of SBIRS GEO-3 satellite

1.3 載荷配置

SBIRS GEO-3 衛(wèi)星配置高速掃描型和凝視型2 種紅外相機，掃描型紅外相機（線陣）負責快速搜索和識別特定紅外特征目標，凝視型紅外相機（面陣）負責紅外目標的精跟蹤。2 種相機的外形（地面調制階段）分別見圖3 和圖4，圖5 為凝視相機的內部結構和部分光路，圖6 為兩相機的組合體[8,14]。據現有公開資料，SBIRS GEO-3 衛(wèi)星載荷的技術指標如表2 所示。

圖3 掃描相機[8]Fig.3 Scanning camera[8]

圖4 凝視相機[8]Fig.4 Staring camera[8]

圖5 凝視相機內部光學結構[14]Fig.5 Internal optical structure of staring camera[14]

圖6 相機組合體[14]Fig.6 Camera assembly[14]

表2 SBIRS GEO-3 衛(wèi)星載荷的主要技術指標Table 2 Main indicators of payloads of SBIRS GEO-3 satellite

2 SBIRS GEO-3 衛(wèi)星總體能力分析

2.1 衛(wèi)星探測目標種類

掃描相機的視場較寬，可對大范圍預警區(qū)域進行掃描監(jiān)視，及時發(fā)現目標。凝視相機的視場相對較小、分辨率高，可對目標進行跟蹤和確認。

根據表2 數據，衛(wèi)星探測波段為1.65～5.5 μm/STG。據推算，該紅外譜段可探測的溫度（峰值溫度）范圍在2000～600 K，實際可探測溫度范圍寬于該區(qū)間。導彈尾焰噴口附近的溫度約3000～1500 K，超聲速飛機氣動摩擦致熱的蒙皮溫度約290～570 K，艦船煙囪的輻射波段約為3～5 μm。而大氣紅外窗口波段大致分為0.7～2.5 μm、3～5 μm 和8～14 μm?？梢姡l(wèi)星的探測對象主要為各種類型的導彈、艦船等地面和空中目標，相機光軸指向可能需要在空間目標和地面目標間轉換，因此衛(wèi)星應具備一定的機動能力。

2.2 衛(wèi)星探測能力

衛(wèi)星運行軌道為小傾角GEO，軌道周期與地球自轉周期相同，年周期相對地球軌位變化情況見圖7，基本沿著相同經度、在±2.6°緯度范圍內移動。衛(wèi)星相對太陽每天周期性轉動，圖8 和圖9 所示分別為春分點和夏至點當天衛(wèi)星+X面與太陽矢量夾角以及衛(wèi)星表面太陽外熱流密度的變化情況，圖10 和圖11 所示分別為春分點和夏至點當天衛(wèi)星+Z面與太陽矢量夾角以及衛(wèi)星表面太陽外熱流密度的變化情況，衛(wèi)星軌道年周期β角變化曲線見圖12。

圖7 衛(wèi)星年周期軌位變化情況Fig.7 Annual periodic orbit position change of the satellite

圖8 衛(wèi)星+X 面與太陽矢量夾角和太陽外熱流密度變化曲線（春分點）Fig.8 Curve of included angle of satellite +X plane and solar vector varies with solar external heat flux at spring equinox

圖9 衛(wèi)星+X 面與太陽矢量夾角和太陽外熱流密度變化曲線（夏至點）Fig.9 Curve of included angle of satellite +X plane and solar vector varies with solar external heat flux at summer solstice

圖10 衛(wèi)星+Z 面與太陽矢量夾角和太陽外熱流密度變化曲線（春分點）Fig.10 Curve of included angle of satellite +Z plane and solar vector varies with solar external heat flux at spring equinox

圖11 衛(wèi)星+Z 面與太陽矢量夾角和太陽外熱流密度變化曲線（夏至點）Fig.11 Curve of included angle of satellite +Z plane and solar vector varies with solar external heat flux at summer solstice

圖12 衛(wèi)星軌道年周期β 角變化曲線Fig.12 Variation of satellite orbital β angel in annual period

可以看到，衛(wèi)星6 面受曬，南北面受曬程度相對較弱，因此熱耗大的設備一般布置在衛(wèi)星的南北面；太陽電池陣的旋轉軸垂直于軌道面，以與軌道相同的平均角速度旋轉。

GEO 衛(wèi)星的地球視角為17°。根據星上2 種紅外相機的視場角，經STK 軟件仿真，掃描相機的視場為10°×20°，經1 次機動2 次掃描即可完成對地搜索；凝視相機的視場為1°×2°，星下點的覆蓋范圍約630 km×1260 km（見圖13）。而導彈飛越此等范圍區(qū)域的最短時間為min 級別，因此衛(wèi)星需要具有較強的機動能力去跟蹤目標。相機工作模式見圖14。

圖13 相機工作視場Fig.13 Camera working field of view

圖14 凝視相機與掃描相機工作模式Fig.14 Operating modes of staring and scanning cameras

2.3 衛(wèi)星探測精度與模式

參數取1650～5500 μm 波段，相機口徑0.28 m，軌道高度35 800 km，像元尺寸18 μm，焦距0.56 m（F=2）進行計算。如不考慮像元大小，分辨率約為260～860 m，鄰斑中心間距約4～13 μm；如按像元尺寸反算，則分辨率約為1160 m，與公開數據基本相符?？梢娫摲直媛室堰h大于目標尺度，因此衛(wèi)星不采用成像探測模式，而采用將目標對象視為點目標的雷達搜索和跟蹤模式。

對于點目標，為保證像點信噪比，積分時間內衛(wèi)星擾動所引起的像點移動不應超出像元范圍。如按100 ms 積分時間估計，則衛(wèi)星低頻擾動的平均角速度應控制在1.3×10-3(°)/s 以內，指向精度(′)級即可，高頻擾動角位移幅值同樣應控制在(′)級。

2.4 衛(wèi)星散熱能力

衛(wèi)星采用被動成像方式，對功率的需求較小，故其太陽電池陣的尺寸和面積都不大。

衛(wèi)星工作在近紅外和中紅外波段，故探測器有制冷需求，并需要考慮相機載荷的散熱。

從圖11 可以看出，每天都有一段時間太陽與相機光軸的夾角較小，陽光會射入光學系統(tǒng)，影響其成像質量（見圖15），故相機需要采取遮光措施。根據STK 軟件仿真，遮光罩長度方向沿Z向、寬度方向沿Y軸方向布置的效果較好。遮光罩同時具有隔熱效果。

圖15 遮光罩對相機光照的影響Fig.15 Influence of lens hood on camera illumination

2.5 其他

衛(wèi)星攜帶約2000 kg 燃料，用于GTO 變軌和軌道保持。燃料較重，需要考慮貯箱布局和傳力問題。

3 SBIRS GEO-3 衛(wèi)星構型及特點分析

3.1 采用A2100M 平臺

A2100M 平臺是在A2100 平臺基礎上針對具體應用開發(fā)的系列平臺之一。A2100 平臺于1996 年首次經過飛行驗證，此后不斷融入新的技術元素，例如霍爾推力器、鋰離子電池、多結砷化鎵太陽電池等，逐步提高了衛(wèi)星平臺的性能[11]。

A2100M 平臺的主要參數如表3 所示。

表3 A2100M 平臺主要參數Table 3 Main parameters of A2100M satellite bus

A2100M 平臺構型的主要特點如下：

1）較高的承載和運送能力

平臺可提供高達4700 kg 的衛(wèi)星發(fā)射質量，變軌燃料最多可達2000 kg。

2）采用分艙和模塊化設計

平臺主體分為平臺艙和載荷艙兩部分，見圖16。

圖16 A2100M 平臺組成Fig.16 Composition of A2100M satellite bus

分艙和模塊化設計可提高研制效率，洛馬公司宣稱收到訂單后可以在18 個月內交付產品。分艙設計也可降低載荷與衛(wèi)星平臺之間的相關度，使得平臺艙和載荷艙可并行設計、生產制造、測試等；平臺艙標準化程度高，批生產保障條件好，研制周期短；模塊化/通用化/標準化的設備和太陽電池陣等的研制和總裝流程成熟。

3）箱板承力筒復合主傳力體系

A2100M 平臺承力結構繼承A2100 平臺，總體上為分布式傳力結構，其構型與組成見圖17，采用箱板和承力筒構成的串聯傳力體系，箱板式框架結構位于承力筒上方，箱板框架結構內部安裝燃箱。承力筒除承載平臺箱板結構、分系統(tǒng)設備以及有效載荷艙的力載外，還承擔與運載對接的任務。箱板結構生產制造簡單，部裝/總裝方便。

圖17 A2100M 平臺承力結構構型與組成Fig.17 Load-bearing structure configuration and composition of A2100M satellite bus

箱板承力筒復合主承力結構需要重點處理方圓過渡問題。據圖18 初步推測，上端方梁（框）與承力筒端框通過板加筋（或梁）結構實現方圓過渡，以減小集中載荷等問題。來自相機等設備的載荷均通過艙板結構以分布方式傳遞到星箭對接面上，艙體結構上的應力分散分布、相對平均。

圖18 衛(wèi)星縱向載荷傳力路徑Fig.18 Longitudinal load transmission path of satellite

4）推進系統(tǒng)貯箱布局

平臺攜帶燃料較多（約2000 kg），因此貯箱是衛(wèi)星構型和布局中的重點，需著重考慮的因素包括貯箱（帶燃料）的傳力效率、局部強度以及空間利用效率等。A2100M 燃箱和氧箱采用的是并置方式布局（見圖17），燃箱布置在結構中心位置，氧箱布置在側面（承力筒外部），2 個氣瓶安裝在承力筒下方。本文對A2100M 平臺燃燒劑和氧化劑質量進行初步預計，如推進劑總重2000 kg，混合比為1.65，則燃燒劑重約754 kg，氧化劑重約1246 kg，每個氧箱攜帶623 kg，即3 個貯箱的質量近似相等。

為比較貯箱三箱并置和兩箱串聯布局方案，本文假定結構質量、推進劑質量、載荷質量、材料特性以及邊界條件相同，對兩布局方案的基頻進行分析計算，有限元模型和計算結果分別見圖19、圖20和表4。結果表明，三箱并置方案不僅質心低，整星高度也低，而且橫向基頻也高于兩箱串聯方案。

圖20 三貯箱并置布局板式結構有限元模型及模態(tài)振型Fig.20 Finite element model and modal vibration shape of plate structure with parallel layout of three tanks

表4 貯箱三箱并置和兩箱串聯布局方案的基頻對比Table 4 Fundamental frequency comparison between threetank juxtaposition and two-tank serial layout schemes

載荷安裝部位的傳遞函數為

式中：φxr和φfr分別表示響應點和激勵點某模態(tài)的振型矢量值；Kr表示根軌跡增益；ξr表示阻尼比；ω表示無阻尼振蕩頻率；ωr表示阻尼自然振蕩頻率。通常，衛(wèi)星質心越低、尺寸越小，φxr則更小些。因此，對于相同的激勵，載荷部位的響應越小，力學環(huán)境越好。顯然，相比兩箱串聯，三箱并置布局方案可改善載荷的力學條件。

5）設備布局

GEO-3 衛(wèi)星的設備布局參見圖21，2 組太陽電池陣對稱布置在衛(wèi)星兩側（Y向/南北向），2 臺相機安裝在衛(wèi)星上部艙內，2 幅雙波段萬向波束天線對稱布置在衛(wèi)星兩側（Y向/南北向），蓄電池外掛在衛(wèi)星-X面，可展開式遮光罩安裝在衛(wèi)星對地面（+Z）的-X向[4-5,12]。太陽電池陣采用三角連接架與太陽電池板串聯結構方式，整體剛度和根部剛度較弱，基頻估計較低。遮光罩為可展開式結構，發(fā)射段收攏，入軌后展開，其展開剛度估計較弱。故初步推斷，整星控制頻率可能較低。2 幅數傳天線發(fā)射段收攏在相機鏡筒部位（凹下部分），以桁架結構（3 根桿件）支撐固定。電池以模塊形式安裝在衛(wèi)星平臺基座上，安裝方便，也有利于熱隔離。這種蓄電池外掛方式也見于WV3 平臺。衛(wèi)星采用動量輪作為控制系統(tǒng)的力矩執(zhí)行機構，布置安裝在艙體中部Y向側面的豎直板上。

3.2 雙相機一體化構型、布局設計

GEO-3 衛(wèi)星的2 臺相機采用一體化構型布局設計和總裝操作。2 臺相機的成像機制和成像模式不同，其光機結構也必然有差別。根據圖6 分析推斷，2 臺相機采用了一體化設計思路，從空間利用率、總裝、散熱、力學、測試、與平臺結構尺寸匹配及數傳天線布局等方面進行了綜合考慮和優(yōu)化，具有布局緊湊、空間利用率高、共用/同結構最大化、與衛(wèi)星平臺尺寸匹配性好、可單機裝配/調試/檢測、組合體裝星等特點，能有效減小載荷質量，提高加工和裝調效率。

從圖22 看，相機一體化構型布局同時解決了數傳天線發(fā)射段壓緊空間的問題。而且，星敏安裝在相機結構上，可縮短姿態(tài)測量基準與目標探測基準的結構尺寸，以減小結構形變、振動等引起的誤差，提高目標預報的精度。

圖22 相機及數傳天線安裝Fig.22 Installation of camera and data transmission antenna

3.3 遮光罩設計

GEO-3 衛(wèi)星相機的遮光罩設計為可展開式結構，發(fā)射段收攏壓緊在衛(wèi)星側面（+Z面），入軌后垂直+Z面展開，收攏和壓緊狀態(tài)見圖23[14]。外遮光罩主要由3 部分組成，板1、板2 為外遮光罩主體；板3 為輔助板，可相對于板2 翻轉，如圖24[14]所示。

圖23 遮光罩構型及布局[14]Fig.23 Configuration and layout of lens hood[14]

圖24 遮光罩組成[14]Fig.24 Composition of lens hood[14]

遮光罩的遮光原理如圖25[14]所示，其中α、β為太陽光入射角（α＞β），當太陽處于地球圓盤邊緣的午夜時刻，可以進一步限制視場；輔助板的翻轉可以有效防止太陽雜散輻射進入光學系統(tǒng)，大大減少太陽直射造成的光學系統(tǒng)內部及周圍的熱流，達到保護光學系統(tǒng)的目的。這種可展開式遮光罩設計的不足之處在于，遮光罩的隨動功能需要衛(wèi)星姿控設備和相應的地面控制單元予以配合，增大了衛(wèi)星在軌運行的不穩(wěn)定概率和相關后續(xù)圖像處理單元的成本和復雜度[14]。

圖25 遮光罩遮光原理示意[14]Fig.25 Schematic diagram of light shielding principle of lens hood[14]

3.4 技術特點總結

根據以上分析，GEO-3 衛(wèi)星構型布局具有以下特點：

1）平臺采用承力筒艙板組合承力體系，衛(wèi)星總體上為分布式傳力結構。并采用板加筋結構實現方圓過渡和解決應力集中問題。

2）貯箱采用水平并置方式布局，燃箱和氧箱分別安裝在承力筒的兩側，可降低整星質心，同時減小貯箱支撐結構的彎曲應力。

3）蓄電池采用較為少見的外掛布局，相比于通常所用的內置布局（將蓄電池安裝在外艙板的艙內表面），外掛布局受到的約束較少，空間利用率更高。

4）2 臺相機采用一體化構型布局優(yōu)化設計，使整星結構布局緊湊，提高了平臺的空間利用率和傳力效率，減小了載荷質量，簡化總裝操作，同時可實現散熱統(tǒng)一管理。

5）衛(wèi)星采用可展開式遮光罩來減小太陽光照對光學系統(tǒng)成像時間和質量的影響。

4 新技術應用

隨著技術的進步，SBIRS 衛(wèi)星也在不斷更新其技術，下面主要對其中涉及新材料、新工藝等方面的應用情況進行介紹。

1）石墨烯材料應用

為了降低成本、減小結構質量、提升比剛度，洛馬公司為SBIRS 衛(wèi)星太陽電池陣展開臂開發(fā)了一種新型石墨桅桿和展開系統(tǒng)。圖26 為帶有桅桿的柔性太陽電池陣渲染圖[12]。

圖26 帶有桅桿的柔性太陽電池陣渲染圖[12]Fig.26 Rendering of flexible solar array with mast[12]

2）分裂線軸釋放裝置應用

太陽電池陣展開機構使用了分裂線軸釋放裝置（見圖27[11]），通過緩慢釋放發(fā)射約束機構中的機械應變能來展開太陽電池陣。整套機構沒有火工品起爆步驟，消除了火工品起爆帶來的高頻沖擊。

圖27 分裂線軸釋放裝置[11]Fig.27 Split spool release device[11]

3）燃料貯箱3D 打印技術應用

燃料貯箱采用3D 打印技術進行制造，可有效降低制造成本、縮短研制周期。圖28 為3D 打印制造的貯箱構件。

圖28 3D 打印的貯箱構件Fig.28 3D printed storage tank

4）電推進技術應用

SBIRS 衛(wèi)星采用BPT-4000 霍爾推力器以及一款全新的雙軸萬向框架推力組件，搭配MR-510 電弧推力器來實現在軌衛(wèi)星的全方位推進，可以根據需求改變推力方向。相比于傳統(tǒng)的燃料推進，電推進技術的應用可大幅減小衛(wèi)星結構的質量，但其推力較小，取得相同的速度增量需要的時間較長[11]。

5 借鑒與啟示

綜合上述對SBIRS GEO-3 衛(wèi)星構型及技術特點的分析，可以得到以下啟示：

1）用少量結構板和小尺度承力筒組合搭構成封閉的承力結構，其組成簡單、傳力路徑清晰，可降低設計和制造難度，有效縮減成本，提高研制效率，尤其是對于批量產品效果更為顯著。

2）貯箱采用并置方式，可降低整星質心、提高整星動態(tài)剛度和改善星上產品的力學環(huán)境；同時，三貯箱并置的球冠圓柱貯箱，僅需適當增加貯箱柱段和平臺高度，便可增加平臺的燃料攜帶量、擴展艙容，從而適應平臺能力擴展需求。

3）采用蓄電池外掛布局、相機一體化構型和可展開式遮光罩，有助于提高衛(wèi)星平臺的空間利用率和探測效能。

4）應用第4 章所述有關新技術，有望提升研制效率，以及減小衛(wèi)星（特別是高軌衛(wèi)星的）發(fā)射質量。