閻梅芝，張永強(qiáng)，趙志明，魏建光，韓 毅，常新亞，于兆吉，果琳麗，馮振偉

（1.航天東方紅衛(wèi)星有限公司； 2.北京跟蹤與通信技術(shù)研究所； 3.北京空間機(jī)電研究所：北京 100094）

0 引言

近年來(lái)，美國(guó)太空探索技術(shù)公司（SpaceX）推出的星鏈（Starlink）計(jì)劃掀起了低軌大規(guī)模星座的發(fā)展熱潮[1]。提高衛(wèi)星的時(shí)間分辨率，不斷促進(jìn)低軌衛(wèi)星的輕小型化、高集成度以及快速、批量發(fā)射與部署是小衛(wèi)星應(yīng)用所要追求的永恒主題。隨著用戶(hù)對(duì)于衛(wèi)星系統(tǒng)應(yīng)用與部署需求的提升，對(duì)小衛(wèi)星快速研制[2]、出廠發(fā)射效率、快速組網(wǎng)等均提出了更高的要求，國(guó)外從銥星（Iridium）、全球星（Globalstar）到星鏈（Starlink）等星座的研制模式也發(fā)生了顛覆性的變革，包括研制和技術(shù)狀態(tài)的低成本、標(biāo)準(zhǔn)化，測(cè)試、驗(yàn)證模式簡(jiǎn)化（如抽樣驗(yàn)證）等，目前已達(dá)到年發(fā)射上千顆衛(wèi)星的規(guī)模。國(guó)內(nèi)的衛(wèi)星研制也逐漸從傳統(tǒng)全流程模式向星座快速、批產(chǎn)模式過(guò)渡，在年發(fā)射數(shù)十、數(shù)百乃至數(shù)千顆衛(wèi)星的發(fā)展過(guò)程中，需要不斷嘗試新流程、新方法、新模式，并開(kāi)展實(shí)施與驗(yàn)證工作。

本文以某批產(chǎn)星座研制過(guò)程與實(shí)際驗(yàn)證結(jié)果為案例，闡述基于當(dāng)前生產(chǎn)模式，為實(shí)現(xiàn)500 kg 級(jí)小衛(wèi)星批產(chǎn)已開(kāi)展的一系列優(yōu)化措施與創(chuàng)新方法，以期為促進(jìn)后續(xù)低軌小衛(wèi)星星座高效規(guī)模化部署提供借鑒。小衛(wèi)星批產(chǎn)模式在整星層面對(duì)于衛(wèi)星總裝、集成與測(cè)試（AIT）期間的多線程并行、流水線節(jié)拍式工作策劃、總裝、測(cè)試、環(huán)境試驗(yàn)與發(fā)射場(chǎng)技術(shù)等均需要基于批產(chǎn)需求開(kāi)展專(zhuān)項(xiàng)設(shè)計(jì)與優(yōu)化工作，且批產(chǎn)星研制、AIT、發(fā)射場(chǎng)等各階段工作優(yōu)化和效率提升均在其科研/首發(fā)星已開(kāi)展全流程充分驗(yàn)證的前提下開(kāi)展。

1 小衛(wèi)星批產(chǎn)研制模式概述

常規(guī)小衛(wèi)星或星座科研/首發(fā)正樣衛(wèi)星AIT 流程（以采用流程更加復(fù)雜的化學(xué)推進(jìn)產(chǎn)品為例）如圖1 所示，主要的工作項(xiàng)目包括結(jié)構(gòu)、推進(jìn)、管路部裝，平臺(tái)、載荷產(chǎn)品安裝與綜合測(cè)試，力學(xué)、光照、熱平衡、熱真空、電磁兼容性（electromagnetic compatibility, EMC）等試驗(yàn)測(cè)試[3]，試驗(yàn)前后合板、開(kāi)板（以及狀態(tài)設(shè)置、確認(rèn)與測(cè)試），軟件落焊與回歸測(cè)試，精測(cè)、檢漏、質(zhì)測(cè)，出廠前衛(wèi)星最終狀態(tài)設(shè)置與測(cè)試等。全過(guò)程中整星至少需合板3 次、開(kāi)板2 次，且各項(xiàng)大型試驗(yàn)需多次狀態(tài)設(shè)置、試驗(yàn)前后測(cè)試與轉(zhuǎn)運(yùn)工作。根據(jù)型號(hào)實(shí)際研制經(jīng)驗(yàn)，按照上述流程，即使是一步正樣的衛(wèi)星，整星AIT 流程一般也需要1 年以上。

圖1 傳統(tǒng)小衛(wèi)星AIT 流程Fig.1 AIT process for traditional small satellites

對(duì)標(biāo)年出廠數(shù)十顆星的小衛(wèi)星星座批產(chǎn)需求，如果仍按照上述流程執(zhí)行，將耗費(fèi)大量的人力物力，且存在不能滿(mǎn)足型號(hào)計(jì)劃要求的風(fēng)險(xiǎn)。為了降本增效，考慮批產(chǎn)星技術(shù)狀態(tài)已固化且星上產(chǎn)品已經(jīng)過(guò)科研（首發(fā)）星全流程驗(yàn)證，除與衛(wèi)星ID、識(shí)別字等相關(guān)的軟件、參數(shù)設(shè)置外，其他產(chǎn)品技術(shù)狀態(tài)與科研星完全一致的情況，精細(xì)識(shí)別和分析耗時(shí)長(zhǎng)、無(wú)法并行的環(huán)節(jié)，同時(shí)精簡(jiǎn)、優(yōu)化需反復(fù)操作的流程，確認(rèn)關(guān)鍵環(huán)節(jié)并提出相應(yīng)的優(yōu)化措施，包括全流程僅一次合板即最終狀態(tài)，取消軟件落焊、熱平衡試驗(yàn)等項(xiàng)目，減少精測(cè)、檢漏次數(shù)，實(shí)現(xiàn)管路模板焊裝與結(jié)構(gòu)加工并行實(shí)施，縮短長(zhǎng)線工作項(xiàng)目周期等。對(duì)流程優(yōu)化期間所需考慮與解決的問(wèn)題進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證后得到優(yōu)化的批產(chǎn)小衛(wèi)星AIT 流程，如圖2 所示，優(yōu)化后整星AIT 流程可縮減至3 個(gè)月。后文將對(duì)具體的優(yōu)化措施以及實(shí)施與驗(yàn)證情況按照總裝與測(cè)試、環(huán)境試驗(yàn)等進(jìn)行分類(lèi)闡述。

圖2 批產(chǎn)小衛(wèi)星AIT 流程Fig.2 AIT process for batch production of small satellites

2 批產(chǎn)小衛(wèi)星總裝與測(cè)試流程優(yōu)化

為實(shí)現(xiàn)批產(chǎn)星大幅縮減AIT 周期的目標(biāo)，對(duì)傳統(tǒng)流程中占用周期較長(zhǎng)、存在反復(fù)操作的項(xiàng)目進(jìn)行重點(diǎn)優(yōu)化，主要措施包括：衛(wèi)星全周期僅一次合板即最終狀態(tài)；產(chǎn)品交付即落焊，取消軟件落焊與回歸測(cè)試環(huán)節(jié)；投產(chǎn)工藝底板，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)生產(chǎn)與管路部裝并行工作；減少精測(cè)、檢漏次數(shù)等。

2.1 整星僅一次合板即最終狀態(tài)

要實(shí)現(xiàn)整星一次合板即最終狀態(tài)，需要考慮和解決如下問(wèn)題：1）環(huán)境試驗(yàn)、出廠前后需在艙外完成射頻通道有線與無(wú)線狀態(tài)切換與測(cè)試；2）論證試驗(yàn)驗(yàn)證出廠前不再更換敏捷衛(wèi)星在艙內(nèi)所安裝的控制力矩陀螺（CMG）、制冷機(jī)等可動(dòng)部件隔振器的可行性；3）具備合板狀態(tài)下姿控分系統(tǒng)閉環(huán)測(cè)試能力。

2.1.1 在艙外開(kāi)展有線/無(wú)線狀態(tài)切換

常規(guī)衛(wèi)星在正樣研制過(guò)程中至少需合板、開(kāi)板3 次（力學(xué)試驗(yàn)前后、熱真空試驗(yàn)前后、出廠前后等），批產(chǎn)星可通過(guò)優(yōu)化流程實(shí)現(xiàn)一次飛行狀態(tài)總裝，即單機(jī)設(shè)備齊套后，艙內(nèi)狀態(tài)按照飛行狀態(tài)設(shè)置到位，衛(wèi)星僅合板一次，不再開(kāi)板拆裝艙內(nèi)設(shè)備。這就需要在第一次合板前完成電纜緊固、熱控實(shí)施、拍照確認(rèn)等原出廠前需要做的工作。此外，星內(nèi)射頻通道一般在力學(xué)試驗(yàn)、出廠前為無(wú)線狀態(tài)，熱試驗(yàn)、出廠前老煉測(cè)試時(shí)為有線狀態(tài)，要實(shí)現(xiàn)一次合板，則無(wú)線/有線狀態(tài)的切換需在艙外進(jìn)行操作。經(jīng)批產(chǎn)星座實(shí)際驗(yàn)證，不論射頻天線為無(wú)源天線還是有源相控陣天線，在設(shè)計(jì)時(shí)預(yù)先考慮均可實(shí)現(xiàn)無(wú)線/有線狀態(tài)的艙外操作與切換。同時(shí)，須將力學(xué)、熱試驗(yàn)傳感器均設(shè)置到艙外，艙內(nèi)無(wú)傳感器。

2.1.2 批產(chǎn)星力學(xué)試驗(yàn)后不再更換隔振器

對(duì)于部分配置CMG 的敏捷衛(wèi)星[4]或者其他配置隔振器的可動(dòng)部件類(lèi)產(chǎn)品（如動(dòng)量輪、制冷機(jī)[5]等），為保證可靠性，在經(jīng)歷整星力學(xué)試驗(yàn)后，出廠前需按慣例更換新隔振器或隔振器內(nèi)的隔振墊[6]：在正樣階段投產(chǎn)若干隔振器正樣件、飛行件并進(jìn)行相關(guān)試驗(yàn)，正樣件用于進(jìn)行單機(jī)驗(yàn)收級(jí)振動(dòng)、沖擊、熱真空試驗(yàn)，完成單機(jī)試驗(yàn)后交付整星，參加系統(tǒng)級(jí)力學(xué)、熱真空試驗(yàn)以及正樣階段整星電測(cè)，并在衛(wèi)星最后一次合板前全部換裝為飛行件，從而保證上天的飛行件所經(jīng)歷的環(huán)境試驗(yàn)損傷累積最少，保證在軌運(yùn)行期間組件的可靠性與壽命，以盡量減少其上天后在真空環(huán)境下析出的揮發(fā)物，避免揮發(fā)物凝結(jié)在相機(jī)光學(xué)鏡片上降低成像質(zhì)量。

批產(chǎn)型號(hào)委托隔振器研制單位開(kāi)展了專(zhuān)項(xiàng)試驗(yàn)驗(yàn)證，為取消出廠前更換隔振墊的可行性提供試驗(yàn)數(shù)據(jù)與理論支撐?？蒲行桥c批產(chǎn)星CMG 隔振器研制流程分別如圖3 和圖4 所示。

圖3 科研/首發(fā)星CMG 隔振器研制流程Fig.3 Flow chart of CMG vibration isolator development forscientific/first launch satellites

圖4 批產(chǎn)星CMG 隔振器研制流程Fig.4 Flow chart of CMG vibration isolator development for batch production satellites

批產(chǎn)星采用隔振器批次性抽檢方式，被抽檢的隔振器完成所有的環(huán)境試驗(yàn)驗(yàn)證，不再交付整星產(chǎn)品安裝；在抽檢件所有試驗(yàn)結(jié)果滿(mǎn)足要求的前提下，同批次剩余隔振器僅進(jìn)行小量級(jí)掃頻與真空烘烤試驗(yàn)，交付后經(jīng)歷整星大型試驗(yàn)與測(cè)試后隨整星發(fā)射。以ZN 系列硅橡膠材料隔振墊為例，其依次經(jīng)歷了模擬主動(dòng)段力學(xué)試驗(yàn)（包括正弦、隨機(jī)、沖擊試驗(yàn)等）、模擬在軌段試驗(yàn)（包括輻照試驗(yàn)、疲勞試驗(yàn)等），結(jié)果表明，經(jīng)歷全周期試驗(yàn)后的隔振墊與原飛行件隔振墊的隔振效率基本一致，CMG 指向精度變化在要求的范圍內(nèi)。上述取消出廠前隔振器更換流程已在多顆批產(chǎn)星實(shí)際研制中實(shí)施，入軌后衛(wèi)星各項(xiàng)性能均滿(mǎn)足要求，驗(yàn)證了該批產(chǎn)化流程的可行性。

2.1.3 合板狀態(tài)下具備姿控分系統(tǒng)閉環(huán)測(cè)試能力

姿控閉環(huán)測(cè)試是將姿態(tài)敏感器與執(zhí)行器、姿控軟件協(xié)同配合，模擬、驗(yàn)證在軌飛行程序的關(guān)鍵測(cè)試環(huán)節(jié)[7]，一般在整星開(kāi)板階段進(jìn)行第一次測(cè)試，此后在整星熱真空試驗(yàn)、老煉測(cè)試、大型試驗(yàn)后總檢查等階段需進(jìn)行測(cè)試。常規(guī)衛(wèi)星不具備合板狀態(tài)下開(kāi)展閉環(huán)測(cè)試的條件，主要原因?yàn)椋洪]環(huán)測(cè)試狀態(tài)下，在入軌段“衛(wèi)星消初偏”等多個(gè)模式下，姿控軟件將控制各推力器噴氣；而為保證推進(jìn)系統(tǒng)的安全性、可靠性與壽命，除推進(jìn)部件專(zhuān)項(xiàng)測(cè)試外，其他測(cè)試過(guò)程中不允許推進(jìn)噴氣。一般做法為，除推進(jìn)專(zhuān)項(xiàng)測(cè)試外，在姿控分系統(tǒng)中心控制單元涉及推力器輸出的電連接器上串接工藝電纜，將所有推力器驅(qū)動(dòng)信號(hào)線接點(diǎn)設(shè)計(jì)為空，其他接點(diǎn)線纜保留。按照一次合板的批產(chǎn)流程，該工藝電纜需在合板前拔下，因此需解決合板狀態(tài)下開(kāi)展姿控閉環(huán)測(cè)試時(shí)禁止輸出推力器信號(hào)的問(wèn)題。實(shí)現(xiàn)方案可分為硬件與軟件兩種方式：硬件方式為將推力器驅(qū)動(dòng)脈沖控制信號(hào)線引至星表插頭，并投產(chǎn)短接電纜設(shè)置其通斷狀態(tài)；軟件方式為在姿控軟件中增加選擇分支與相關(guān)的設(shè)置指令，如發(fā)送“推進(jìn)輸出禁止”令姿控軟件選擇禁止推進(jìn)輸出的分支，該分支僅用于合板狀態(tài)下開(kāi)展地面閉環(huán)測(cè)試時(shí)使用?？紤]到硬件方式對(duì)整星電纜網(wǎng)、結(jié)構(gòu)改動(dòng)較大且存在一定的安全隱患，批產(chǎn)小衛(wèi)星對(duì)基于軟件方式的合板開(kāi)展姿控閉環(huán)測(cè)試方法與流程進(jìn)行了充分驗(yàn)證，可有效滿(mǎn)足批產(chǎn)需求。

2.2 取消軟件落焊環(huán)節(jié)

首發(fā)星存在部分具有落焊需求的新研軟件，一般需在完成整星電性能測(cè)試或力學(xué)試驗(yàn)，驗(yàn)證軟硬件功能、性能正確后，從整星拆下返回產(chǎn)品研制單位再開(kāi)蓋落焊，并在補(bǔ)充完成單機(jī)測(cè)試與試驗(yàn)后返回整星開(kāi)展回歸測(cè)試，這樣的軟件落焊環(huán)節(jié)一般占用整星主線約20 天。

批產(chǎn)星整星、產(chǎn)品狀態(tài)與科研星一致，需落焊的軟件已在科研星研制過(guò)程中進(jìn)行了充分驗(yàn)證，為取消軟件落焊環(huán)節(jié)提供了可能性。因此為進(jìn)一步縮短批產(chǎn)星研制周期，單機(jī)研制過(guò)程中可要求各單機(jī)研制單位在產(chǎn)品交付前直接進(jìn)行軟件落焊，即所有繼承性好的產(chǎn)品交付即落焊，整星研制過(guò)程中不再安排軟件落焊環(huán)節(jié)。

2.3 結(jié)構(gòu)生產(chǎn)與管路部裝并行工作

常規(guī)衛(wèi)星正樣結(jié)構(gòu)研制與管路取樣、安裝、焊接工序[8-9]為串行流程，其中正樣結(jié)構(gòu)研制周期一般為1 個(gè)月以上，結(jié)構(gòu)驗(yàn)收后至管路焊接完成周期為25 天，兩項(xiàng)工作均耗時(shí)較長(zhǎng)，將嚴(yán)重影響批產(chǎn)星研制進(jìn)度。為使上述兩個(gè)工序可并行完成從而縮短主線周期，提出采用管路模板的方法，即：投產(chǎn)工藝底板，在結(jié)構(gòu)加工的同時(shí)，除貯箱上下口和局部星上斷點(diǎn)外，在模板上提前完成其余管路焊縫的焊裝工作；待正樣整星結(jié)構(gòu)到廠進(jìn)行已焊接管路分組的復(fù)裝，并將剩余星上斷點(diǎn)焊縫焊裝完成后即可開(kāi)展后續(xù)總裝工作。此舉經(jīng)批產(chǎn)星實(shí)際驗(yàn)證，可將管路焊裝主線由25 天壓縮至5～7 天。優(yōu)化后的管路焊裝流程如圖5 所示。

圖5 批產(chǎn)星優(yōu)化后的管路焊裝流程Fig.5 Flow chart of pipeline welding after optimization for batch production satellites

2.4 其他總裝與測(cè)試項(xiàng)目?jī)?yōu)化

除上述流程優(yōu)化項(xiàng)目外，對(duì)于批產(chǎn)星研制過(guò)程中的精測(cè)、檢漏以及其他測(cè)試項(xiàng)目亦可進(jìn)行優(yōu)化。傳統(tǒng)衛(wèi)星的精測(cè)、檢漏時(shí)機(jī)為推進(jìn)安裝后，平臺(tái)、載荷設(shè)備安裝后，力學(xué)試驗(yàn)前，力學(xué)試驗(yàn)后以及出廠前，部分衛(wèi)星在發(fā)射場(chǎng)還要開(kāi)展。面向批產(chǎn)星，對(duì)精簡(jiǎn)精測(cè)與檢漏環(huán)節(jié)進(jìn)行了實(shí)際驗(yàn)證，最終確定批產(chǎn)星全流程僅開(kāi)展：2 次檢漏，分別在推進(jìn)發(fā)動(dòng)安裝后與出廠前；3 次精測(cè)，分別在發(fā)動(dòng)機(jī)安裝后、力學(xué)試驗(yàn)前后。同時(shí)精簡(jiǎn)了部分精測(cè)具體實(shí)施工作——如艙外相控陣天線的波束寬度量級(jí)為°，因此′級(jí)或″級(jí)的安裝精度誤差對(duì)其指向精度的影響可忽略，故在后續(xù)批產(chǎn)星研制過(guò)程中不再對(duì)其進(jìn)行精測(cè)，產(chǎn)品交付時(shí)亦不再安裝精測(cè)鏡。經(jīng)多個(gè)批產(chǎn)星AIT實(shí)際實(shí)施與在軌驗(yàn)證，所有天線在軌傳輸、指向功能均正常。

根據(jù)批產(chǎn)星優(yōu)化后的AIT 研制流程，對(duì)每個(gè)階段測(cè)試項(xiàng)目進(jìn)行固化與優(yōu)化，將傳統(tǒng)測(cè)試項(xiàng)目進(jìn)行合并或并行開(kāi)展，例如力學(xué)試驗(yàn)簡(jiǎn)化每個(gè)方向振后測(cè)試項(xiàng)目，僅開(kāi)展各分系統(tǒng)、部件軟硬件功能與通道健康檢查，每個(gè)方向測(cè)試耗時(shí)由傳統(tǒng)衛(wèi)星的3～4 h縮減為1 h 以?xún)?nèi)，在測(cè)試完成后再將衛(wèi)星吊裝下振動(dòng)臺(tái)，減少反復(fù)設(shè)置地面測(cè)試設(shè)備、天線、電纜等的時(shí)間。批產(chǎn)星在力學(xué)試驗(yàn)后完成整星無(wú)線狀態(tài)健康檢查，保證整星各分系統(tǒng)功能與所有通道正常的前提下，將總檢查與模式測(cè)試放待熱真空試驗(yàn)完成后詳細(xì)開(kāi)展，出廠前的部分測(cè)試項(xiàng)目與老煉測(cè)試融合開(kāi)展。

3 批產(chǎn)小衛(wèi)星環(huán)境試驗(yàn)流程優(yōu)化

對(duì)于重量500 kg 級(jí)的小衛(wèi)星，環(huán)境試驗(yàn)的周期在整星正樣研制過(guò)程中占比較大，且需要在力學(xué)振動(dòng)臺(tái)、熱真空罐、EMC 試驗(yàn)室、磁試驗(yàn)室等試驗(yàn)場(chǎng)地之間多次轉(zhuǎn)運(yùn)。由于科研星已經(jīng)完成了完整的環(huán)境試驗(yàn)驗(yàn)證，且批產(chǎn)星與科研星的技術(shù)狀態(tài)基本一致，可對(duì)試驗(yàn)項(xiàng)目與狀態(tài)、流程等進(jìn)行充分優(yōu)化，進(jìn)一步提升批產(chǎn)星AIT 階段工作效率。試驗(yàn)項(xiàng)目?jī)?yōu)化的原則為保證衛(wèi)星驗(yàn)證充分、安全性、可靠性與壽命。具體優(yōu)化措施包括：如無(wú)特殊要求，取消以驗(yàn)證衛(wèi)星設(shè)計(jì)狀態(tài)為目的的試驗(yàn)，如熱平衡、EMC、磁、微振動(dòng)、力學(xué)試驗(yàn)前后的光照試驗(yàn)（僅保留出廠前光照試驗(yàn)），通過(guò)控制產(chǎn)品一致性來(lái)保證整星特性；保留旨在驗(yàn)證衛(wèi)星可靠性與強(qiáng)度的熱真空與力學(xué)試驗(yàn)，并對(duì)整星力學(xué)試驗(yàn)時(shí)不帶太陽(yáng)電池陣的可行性進(jìn)行了充分論證與試驗(yàn)。

3.1 取消部分環(huán)境試驗(yàn)項(xiàng)目（熱平衡、EMC、磁試驗(yàn)等）

為進(jìn)一步提升批產(chǎn)星研制效率，對(duì)批產(chǎn)星可精簡(jiǎn)的試驗(yàn)項(xiàng)目進(jìn)行取消嘗試與驗(yàn)證，主要取消部分旨在驗(yàn)證整星設(shè)計(jì)狀態(tài)是否合理，而此類(lèi)設(shè)計(jì)狀態(tài)已經(jīng)過(guò)科研星相關(guān)試驗(yàn)充分驗(yàn)證，無(wú)須在批產(chǎn)星上重復(fù)驗(yàn)證的試驗(yàn)項(xiàng)目。

目前已在某批產(chǎn)星驗(yàn)證的流程包括取消整星熱平衡試驗(yàn)僅開(kāi)展熱真空試驗(yàn)，需要注意的變化點(diǎn)包括：在熱真空試驗(yàn)初期，為避免部分行波管放大器等射頻設(shè)備過(guò)早開(kāi)機(jī)產(chǎn)生低氣壓放電現(xiàn)象，需調(diào)整部分模式；在第二個(gè)循環(huán)或真空罐內(nèi)環(huán)境穩(wěn)定、射頻設(shè)備放氣充分后再對(duì)其進(jìn)行開(kāi)機(jī)測(cè)試。在未取消熱平衡試驗(yàn)時(shí)，由于第一個(gè)工況一般為低溫工況，大功率射頻設(shè)備不需開(kāi)機(jī)，因此不存在該問(wèn)題。

某光學(xué)遙感批產(chǎn)星還對(duì)整星取消微振動(dòng)試驗(yàn)、EMC 試驗(yàn)與磁試驗(yàn)的流程進(jìn)行了驗(yàn)證，采取的措施包括嚴(yán)格控制批產(chǎn)星狀態(tài)與科研星一致、用理論計(jì)算替代試驗(yàn)測(cè)試等，適用于對(duì)EMC 與磁特性無(wú)特殊要求、無(wú)高精度要求的衛(wèi)星。

對(duì)于更大規(guī)模的批產(chǎn)星座研制，可對(duì)大型試驗(yàn)的抽檢或取消方案進(jìn)行論證與策劃[10-11]，即同批次批產(chǎn)衛(wèi)星中，僅抽取部分衛(wèi)星開(kāi)展力學(xué)或熱真空等環(huán)境試驗(yàn)，其他衛(wèi)星可不再開(kāi)展，從而進(jìn)一步提升批產(chǎn)衛(wèi)星研制效率。

3.2 開(kāi)展專(zhuān)項(xiàng)試驗(yàn)驗(yàn)證力學(xué)試驗(yàn)不帶太陽(yáng)電池陣的可行性

科研星完整的力學(xué)試驗(yàn)流程為：力學(xué)試驗(yàn)前分別安裝每個(gè)太陽(yáng)電池陣及其展開(kāi)火工品并光照，力學(xué)試驗(yàn)帶太陽(yáng)電池陣完成后，通過(guò)火工品起爆展開(kāi)太陽(yáng)電池陣并光照?？紤]到力學(xué)試驗(yàn)前后光照將占用主線研制流程約3～5 天，且太陽(yáng)電池陣生產(chǎn)周期較長(zhǎng)，交付時(shí)間可能晚于力學(xué)試驗(yàn)，批產(chǎn)小衛(wèi)星抽取一組批產(chǎn)星在帶與不帶太陽(yáng)電池陣（為避免過(guò)試驗(yàn)，不帶太陽(yáng)電池陣僅完成小量級(jí)特征級(jí)掃頻試驗(yàn)）開(kāi)展整星力學(xué)試驗(yàn)時(shí)，對(duì)星上不同設(shè)備的振動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行測(cè)量與比對(duì)。太陽(yáng)電池陣的力學(xué)試驗(yàn)已在單機(jī)研制過(guò)程中完成。圖6 所示為某批產(chǎn)星帶與不帶太陽(yáng)電池陣開(kāi)展整星力學(xué)試驗(yàn)時(shí)，主傳力路徑上關(guān)鍵位置處的特征級(jí)頻響曲線對(duì)比，可以看出，兩種試驗(yàn)狀態(tài)下，衛(wèi)星三個(gè)方向的特征曲線一致性較好，衛(wèi)星力學(xué)特性基本一致，即太陽(yáng)電池陣對(duì)衛(wèi)星主傳遞路徑力學(xué)特性無(wú)明顯響應(yīng)，表明不帶太陽(yáng)電池陣進(jìn)行整星振動(dòng)試驗(yàn)的力學(xué)環(huán)境可滿(mǎn)足環(huán)境適應(yīng)性與可靠性篩選的要求。因此，某系列衛(wèi)星在后續(xù)所有批產(chǎn)星中均不帶太陽(yáng)電池陣開(kāi)展力學(xué)試驗(yàn)，經(jīng)多顆已成功發(fā)射衛(wèi)星的主動(dòng)段與在軌驗(yàn)證，衛(wèi)星功能、性能均滿(mǎn)足要求。

圖6 某批產(chǎn)星帶與不帶太陽(yáng)電池陣開(kāi)展力學(xué)試驗(yàn)時(shí)星上關(guān)鍵位置處測(cè)點(diǎn)特征級(jí)頻響曲線對(duì)比Fig.6 Comparison of characteristic frequency response curves for key measurement points on a batch production satellite in mechanical test with and without solar-array wings

部分衛(wèi)星在安裝太陽(yáng)電池陣時(shí)需要旋轉(zhuǎn)方向放置，且旋轉(zhuǎn)方向后存在部分推力器倒置的情況；而根據(jù)推力器產(chǎn)品使用規(guī)范，推力器倒置時(shí)不允許承受火工品起爆等較大的沖擊。為避免上述情況，首發(fā)星等帶太陽(yáng)電池陣開(kāi)展力學(xué)試驗(yàn)的衛(wèi)星所采取的做法是：對(duì)于旋轉(zhuǎn)方向后倒置的推力器，先安裝工藝推力器，待力學(xué)及光照試驗(yàn)完成后再整星開(kāi)板，更換為正樣推力器，并重新檢漏。而對(duì)于力學(xué)試驗(yàn)不帶太陽(yáng)電池陣的批產(chǎn)星，由于不再存在力學(xué)試驗(yàn)后火工品起爆所造成的沖擊，可以在推力器第一次裝星時(shí)即全部采用正樣產(chǎn)品，從而不再需要為將部分工藝推力器更換為正樣推力器而單獨(dú)增加衛(wèi)星開(kāi)板環(huán)節(jié)，有利于縮短整星研制周期。另外，力學(xué)試驗(yàn)不帶太陽(yáng)電池陣在精簡(jiǎn)流程、縮短研制周期的同時(shí)，還可節(jié)約太陽(yáng)電池陣起爆所耗費(fèi)的火工品等成本。

4 批產(chǎn)小衛(wèi)星發(fā)射場(chǎng)流程優(yōu)化

為實(shí)現(xiàn)批產(chǎn)衛(wèi)星快速在軌組網(wǎng)，在通過(guò)上述措施實(shí)現(xiàn)快速AIT 的基礎(chǔ)上，還需對(duì)發(fā)射場(chǎng)的工作項(xiàng)目與流程進(jìn)行全面優(yōu)化，以實(shí)現(xiàn)快速發(fā)射。按照傳統(tǒng)的發(fā)射場(chǎng)測(cè)試流程，發(fā)射場(chǎng)工作周期平均為55 天，包括技術(shù)區(qū)衛(wèi)星開(kāi)板、高頻通道有線測(cè)試、合板、高頻通道無(wú)線測(cè)試、太陽(yáng)電池陣安裝、光照試驗(yàn)、加注測(cè)試及發(fā)射區(qū)測(cè)試等項(xiàng)目[12-13]。近年來(lái)，隨著小衛(wèi)星帶翼運(yùn)輸逐漸得到應(yīng)用和推廣，發(fā)射場(chǎng)不再進(jìn)行開(kāi)板測(cè)試，將諸如太陽(yáng)電池陣安裝、電池陣展開(kāi)狀態(tài)下的光照試驗(yàn)、各分系統(tǒng)詳細(xì)部件測(cè)試等原有的發(fā)射場(chǎng)測(cè)試工作均融合到出廠前狀態(tài)設(shè)置階段的測(cè)試項(xiàng)目中；同時(shí)，采取發(fā)射場(chǎng)全無(wú)線測(cè)試，以健康檢查與接口測(cè)試為主，最終將批產(chǎn)星發(fā)射場(chǎng)測(cè)試周期平均值縮減為20 天左右。優(yōu)化后的發(fā)射場(chǎng)工作流程如圖7 所示，衛(wèi)星運(yùn)輸至發(fā)射場(chǎng)后首先進(jìn)行開(kāi)箱以及艙外所有設(shè)備、機(jī)構(gòu)、部件狀態(tài)的確認(rèn)、拍照與檢查工作，其中技術(shù)區(qū)測(cè)試僅需2～3 天，總裝最終狀態(tài)實(shí)施工作為2 天，發(fā)射場(chǎng)不再開(kāi)展精測(cè)與檢漏等工作。

圖7 批產(chǎn)星發(fā)射場(chǎng)工作流程Fig.7 Work flow chart at launch site for batch production satellites

優(yōu)化后的發(fā)射場(chǎng)測(cè)試流程也給綜合測(cè)試的狀態(tài)控制、測(cè)試依據(jù)的制定等帶來(lái)新的挑戰(zhàn)，包括發(fā)射場(chǎng)測(cè)試期間分系統(tǒng)間并行、協(xié)同測(cè)試的科學(xué)安排，特定狀態(tài)下禁發(fā)指令的提前制定，產(chǎn)品、測(cè)試人員相關(guān)安全措施等。為進(jìn)一步提升發(fā)射場(chǎng)工作效率，可通過(guò)論證、落實(shí)出廠前完成推進(jìn)劑加注等開(kāi)展流程優(yōu)化，以滿(mǎn)足后續(xù)更大規(guī)模星座建設(shè)需求。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文總結(jié)了為實(shí)現(xiàn)批產(chǎn)小衛(wèi)星快速研制與快速發(fā)射等目標(biāo)，在整星研制過(guò)程中所需開(kāi)展的大型試驗(yàn)、總裝、綜合測(cè)試等相關(guān)工作的優(yōu)化項(xiàng)目，闡述了其具體實(shí)施方案、解決措施與驗(yàn)證情況，以及對(duì)于提升AIT 效率的實(shí)際效果，最終將批產(chǎn)星AIT周期由1 年以上縮減為3 個(gè)月，將發(fā)射場(chǎng)工作周期由35～55 天縮減為20 天，在小衛(wèi)星批產(chǎn)領(lǐng)域?qū)崿F(xiàn)了階段性里程碑，為后續(xù)更大規(guī)模星座建設(shè)奠定了良好的基礎(chǔ)。隨著技術(shù)進(jìn)步與未來(lái)低軌大規(guī)模星座突飛猛進(jìn)的發(fā)展，對(duì)此類(lèi)星座研制與發(fā)射效率必將提出更高的要求，衛(wèi)星批產(chǎn)流程也將迎來(lái)新一輪的變革與持續(xù)創(chuàng)新。