小衛星星座批產研制模式設計與實踐

閻梅芝，張永強，趙志明，魏建光，韓 毅，常新亞，于兆吉，果琳麗，馮振偉

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

0 引言

近年來，美國太空探索技術公司（SpaceX）推出的星鏈（Starlink）計劃掀起了低軌大規模星座的發展熱潮[1]。提高衛星的時間分辨率，不斷促進低軌衛星的輕小型化、高集成度以及快速、批量發射與部署是小衛星應用所要追求的永恒主題。隨著用戶對于衛星系統應用與部署需求的提升，對小衛星快速研制[2]、出廠發射效率、快速組網等均提出了更高的要求，國外從銥星（Iridium）、全球星（Globalstar）到星鏈（Starlink）等星座的研制模式也發生了顛覆性的變革，包括研制和技術狀態的低成本、標準化，測試、驗證模式簡化（如抽樣驗證）等，目前已達到年發射上千顆衛星的規模。國內的衛星研制也逐漸從傳統全流程模式向星座快速、批產模式過渡，在年發射數十、數百乃至數千顆衛星的發展過程中，需要不斷嘗試新流程、新方法、新模式，并開展實施與驗證工作。

本文以某批產星座研制過程與實際驗證結果為案例，闡述基于當前生產模式，為實現500 kg 級小衛星批產已開展的一系列優化措施與創新方法，以期為促進后續低軌小衛星星座高效規?；渴鹛峁┙梃b。小衛星批產模式在整星層面對于衛星總裝、集成與測試（AIT）期間的多線程并行、流水線節拍式工作策劃、總裝、測試、環境試驗與發射場技術等均需要基于批產需求開展專項設計與優化工作，且批產星研制、AIT、發射場等各階段工作優化和效率提升均在其科研/首發星已開展全流程充分驗證的前提下開展。

1 小衛星批產研制模式概述

常規小衛星或星座科研/首發正樣衛星AIT 流程（以采用流程更加復雜的化學推進產品為例）如圖1 所示，主要的工作項目包括結構、推進、管路部裝，平臺、載荷產品安裝與綜合測試，力學、光照、熱平衡、熱真空、電磁兼容性（electromagnetic compatibility, EMC）等試驗測試[3]，試驗前后合板、開板（以及狀態設置、確認與測試），軟件落焊與回歸測試，精測、檢漏、質測，出廠前衛星最終狀態設置與測試等。全過程中整星至少需合板3 次、開板2 次，且各項大型試驗需多次狀態設置、試驗前后測試與轉運工作。根據型號實際研制經驗，按照上述流程，即使是一步正樣的衛星，整星AIT 流程一般也需要1 年以上。

圖1 傳統小衛星AIT 流程Fig.1 AIT process for traditional small satellites

對標年出廠數十顆星的小衛星星座批產需求，如果仍按照上述流程執行，將耗費大量的人力物力，且存在不能滿足型號計劃要求的風險。為了降本增效，考慮批產星技術狀態已固化且星上產品已經過科研（首發）星全流程驗證，除與衛星ID、識別字等相關的軟件、參數設置外，其他產品技術狀態與科研星完全一致的情況，精細識別和分析耗時長、無法并行的環節，同時精簡、優化需反復操作的流程，確認關鍵環節并提出相應的優化措施，包括全流程僅一次合板即最終狀態，取消軟件落焊、熱平衡試驗等項目，減少精測、檢漏次數，實現管路模板焊裝與結構加工并行實施，縮短長線工作項目周期等。對流程優化期間所需考慮與解決的問題進行試驗驗證后得到優化的批產小衛星AIT 流程，如圖2 所示，優化后整星AIT 流程可縮減至3 個月。后文將對具體的優化措施以及實施與驗證情況按照總裝與測試、環境試驗等進行分類闡述。

圖2 批產小衛星AIT 流程Fig.2 AIT process for batch production of small satellites

2 批產小衛星總裝與測試流程優化

為實現批產星大幅縮減AIT 周期的目標，對傳統流程中占用周期較長、存在反復操作的項目進行重點優化，主要措施包括：衛星全周期僅一次合板即最終狀態；產品交付即落焊，取消軟件落焊與回歸測試環節；投產工藝底板，實現結構生產與管路部裝并行工作；減少精測、檢漏次數等。

2.1 整星僅一次合板即最終狀態

要實現整星一次合板即最終狀態，需要考慮和解決如下問題：1）環境試驗、出廠前后需在艙外完成射頻通道有線與無線狀態切換與測試；2）論證試驗驗證出廠前不再更換敏捷衛星在艙內所安裝的控制力矩陀螺（CMG）、制冷機等可動部件隔振器的可行性；3）具備合板狀態下姿控分系統閉環測試能力。

2.1.1 在艙外開展有線/無線狀態切換

常規衛星在正樣研制過程中至少需合板、開板3 次（力學試驗前后、熱真空試驗前后、出廠前后等），批產星可通過優化流程實現一次飛行狀態總裝，即單機設備齊套后，艙內狀態按照飛行狀態設置到位，衛星僅合板一次，不再開板拆裝艙內設備。這就需要在第一次合板前完成電纜緊固、熱控實施、拍照確認等原出廠前需要做的工作。此外，星內射頻通道一般在力學試驗、出廠前為無線狀態，熱試驗、出廠前老煉測試時為有線狀態，要實現一次合板，則無線/有線狀態的切換需在艙外進行操作。經批產星座實際驗證，不論射頻天線為無源天線還是有源相控陣天線，在設計時預先考慮均可實現無線/有線狀態的艙外操作與切換。同時，須將力學、熱試驗傳感器均設置到艙外，艙內無傳感器。

2.1.2 批產星力學試驗后不再更換隔振器

對于部分配置CMG 的敏捷衛星[4]或者其他配置隔振器的可動部件類產品（如動量輪、制冷機[5]等），為保證可靠性，在經歷整星力學試驗后，出廠前需按慣例更換新隔振器或隔振器內的隔振墊[6]：在正樣階段投產若干隔振器正樣件、飛行件并進行相關試驗，正樣件用于進行單機驗收級振動、沖擊、熱真空試驗，完成單機試驗后交付整星，參加系統級力學、熱真空試驗以及正樣階段整星電測，并在衛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歷的環境試驗損傷累積最少，保證在軌運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境下析出的揮發物，避免揮發物凝結在相機光學鏡片上降低成像質量。

批產型號委托隔振器研制單位開展了專項試驗驗證，為取消出廠前更換隔振墊的可行性提供試驗數據與理論支撐?？蒲行桥c批產星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 批產星CMG 隔振器研制流程Fig.4 Flow chart of CMG vibration isolator development for batch production satellites

批產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境試驗驗證，不再交付整星產品安裝；在抽檢件所有試驗結果滿足要求的前提下，同批次剩余隔振器僅進行小量級掃頻與真空烘烤試驗，交付后經歷整星大型試驗與測試后隨整星發射。以ZN 系列硅橡膠材料隔振墊為例，其依次經歷了模擬主動段力學試驗（包括正弦、隨機、沖擊試驗等）、模擬在軌段試驗（包括輻照試驗、疲勞試驗等），結果表明，經歷全周期試驗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。上述取消出廠前隔振器更換流程已在多顆批產星實際研制中實施，入軌后衛星各項性能均滿足要求，驗證了該批產化流程的可行性。

2.1.3 合板狀態下具備姿控分系統閉環測試能力

姿控閉環測試是將姿態敏感器與執行器、姿控軟件協同配合，模擬、驗證在軌飛行程序的關鍵測試環節[7]，一般在整星開板階段進行第一次測試，此后在整星熱真空試驗、老煉測試、大型試驗后總檢查等階段需進行測試。常規衛星不具備合板狀態下開展閉環測試的條件，主要原因為：閉環測試狀態下，在入軌段“衛星消初偏”等多個模式下，姿控軟件將控制各推力器噴氣；而為保證推進系統的安全性、可靠性與壽命，除推進部件專項測試外，其他測試過程中不允許推進噴氣。一般做法為，除推進專項測試外，在姿控分系統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，將所有推力器驅動信號線接點設計為空，其他接點線纜保留。按照一次合板的批產流程，該工藝電纜需在合板前拔下，因此需解決合板狀態下開展姿控閉環測試時禁止輸出推力器信號的問題。實現方案可分為硬件與軟件兩種方式：硬件方式為將推力器驅動脈沖控制信號線引至星表插頭，并投產短接電纜設置其通斷狀態；軟件方式為在姿控軟件中增加選擇分支與相關的設置指令，如發送“推進輸出禁止”令姿控軟件選擇禁止推進輸出的分支，該分支僅用于合板狀態下開展地面閉環測試時使用?？紤]到硬件方式對整星電纜網、結構改動較大且存在一定的安全隱患，批產小衛星對基于軟件方式的合板開展姿控閉環測試方法與流程進行了充分驗證，可有效滿足批產需求。

2.2 取消軟件落焊環節

首發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試或力學試驗，驗證軟硬件功能、性能正確后，從整星拆下返回產品研制單位再開蓋落焊，并在補充完成單機測試與試驗后返回整星開展回歸測試，這樣的軟件落焊環節一般占用整星主線約20 天。

批產星整星、產品狀態與科研星一致，需落焊的軟件已在科研星研制過程中進行了充分驗證，為取消軟件落焊環節提供了可能性。因此為進一步縮短批產星研制周期，單機研制過程中可要求各單機研制單位在產品交付前直接進行軟件落焊，即所有繼承性好的產品交付即落焊，整星研制過程中不再安排軟件落焊環節。

2.3 結構生產與管路部裝并行工作

常規衛星正樣結構研制與管路取樣、安裝、焊接工序[8-9]為串行流程，其中正樣結構研制周期一般為1 個月以上，結構驗收后至管路焊接完成周期為25 天，兩項工作均耗時較長，將嚴重影響批產星研制進度。為使上述兩個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：投產工藝底板，在結構加工的同時，除貯箱上下口和局部星上斷點外，在模板上提前完成其余管路焊縫的焊裝工作；待正樣整星結構到廠進行已焊接管路分組的復裝，并將剩余星上斷點焊縫焊裝完成后即可開展后續總裝工作。此舉經批產星實際驗證，可將管路焊裝主線由25 天壓縮至5～7 天。優化后的管路焊裝流程如圖5 所示。

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

2.4 其他總裝與測試項目優化

除上述流程優化項目外，對于批產星研制過程中的精測、檢漏以及其他測試項目亦可進行優化。傳統衛星的精測、檢漏時機為推進安裝后，平臺、載荷設備安裝后，力學試驗前，力學試驗后以及出廠前，部分衛星在發射場還要開展。面向批產星，對精簡精測與檢漏環節進行了實際驗證，最終確定批產星全流程僅開展：2 次檢漏，分別在推進發動安裝后與出廠前；3 次精測，分別在發動機安裝后、力學試驗前后。同時精簡了部分精測具體實施工作——如艙外相控陣天線的波束寬度量級為°，因此′級或″級的安裝精度誤差對其指向精度的影響可忽略，故在后續批產星研制過程中不再對其進行精測，產品交付時亦不再安裝精測鏡。經多個批產星AIT實際實施與在軌驗證，所有天線在軌傳輸、指向功能均正常。

根據批產星優化后的AIT 研制流程，對每個階段測試項目進行固化與優化，將傳統測試項目進行合并或并行開展，例如力學試驗簡化每個方向振后測試項目，僅開展各分系統、部件軟硬件功能與通道健康檢查，每個方向測試耗時由傳統衛星的3～4 h縮減為1 h 以內，在測試完成后再將衛星吊裝下振動臺，減少反復設置地面測試設備、天線、電纜等的時間。批產星在力學試驗后完成整星無線狀態健康檢查，保證整星各分系統功能與所有通道正常的前提下，將總檢查與模式測試放待熱真空試驗完成后詳細開展，出廠前的部分測試項目與老煉測試融合開展。

3 批產小衛星環境試驗流程優化

對于重量500 kg 級的小衛星，環境試驗的周期在整星正樣研制過程中占比較大，且需要在力學振動臺、熱真空罐、EMC 試驗室、磁試驗室等試驗場地之間多次轉運。由于科研星已經完成了完整的環境試驗驗證，且批產星與科研星的技術狀態基本一致，可對試驗項目與狀態、流程等進行充分優化，進一步提升批產星AIT 階段工作效率。試驗項目優化的原則為保證衛星驗證充分、安全性、可靠性與壽命。具體優化措施包括：如無特殊要求，取消以驗證衛星設計狀態為目的的試驗，如熱平衡、EMC、磁、微振動、力學試驗前后的光照試驗（僅保留出廠前光照試驗），通過控制產品一致性來保證整星特性；保留旨在驗證衛星可靠性與強度的熱真空與力學試驗，并對整星力學試驗時不帶太陽電池陣的可行性進行了充分論證與試驗。

3.1 取消部分環境試驗項目（熱平衡、EMC、磁試驗等）

為進一步提升批產星研制效率，對批產星可精簡的試驗項目進行取消嘗試與驗證，主要取消部分旨在驗證整星設計狀態是否合理，而此類設計狀態已經過科研星相關試驗充分驗證，無須在批產星上重復驗證的試驗項目。

目前已在某批產星驗證的流程包括取消整星熱平衡試驗僅開展熱真空試驗，需要注意的變化點包括：在熱真空試驗初期，為避免部分行波管放大器等射頻設備過早開機產生低氣壓放電現象，需調整部分模式；在第二個循環或真空罐內環境穩定、射頻設備放氣充分后再對其進行開機測試。在未取消熱平衡試驗時，由于第一個工況一般為低溫工況，大功率射頻設備不需開機，因此不存在該問題。

某光學遙感批產星還對整星取消微振動試驗、EMC 試驗與磁試驗的流程進行了驗證，采取的措施包括嚴格控制批產星狀態與科研星一致、用理論計算替代試驗測試等，適用于對EMC 與磁特性無特殊要求、無高精度要求的衛星。

對于更大規模的批產星座研制，可對大型試驗的抽檢或取消方案進行論證與策劃[10-11]，即同批次批產衛星中，僅抽取部分衛星開展力學或熱真空等環境試驗，其他衛星可不再開展，從而進一步提升批產衛星研制效率。

3.2 開展專項試驗驗證力學試驗不帶太陽電池陣的可行性

科研星完整的力學試驗流程為：力學試驗前分別安裝每個太陽電池陣及其展開火工品并光照，力學試驗帶太陽電池陣完成后，通過火工品起爆展開太陽電池陣并光照?？紤]到力學試驗前后光照將占用主線研制流程約3～5 天，且太陽電池陣生產周期較長，交付時間可能晚于力學試驗，批產小衛星抽取一組批產星在帶與不帶太陽電池陣（為避免過試驗，不帶太陽電池陣僅完成小量級特征級掃頻試驗）開展整星力學試驗時，對星上不同設備的振動響應進行測量與比對。太陽電池陣的力學試驗已在單機研制過程中完成。圖6 所示為某批產星帶與不帶太陽電池陣開展整星力學試驗時，主傳力路徑上關鍵位置處的特征級頻響曲線對比，可以看出，兩種試驗狀態下，衛星三個方向的特征曲線一致性較好，衛星力學特性基本一致，即太陽電池陣對衛星主傳遞路徑力學特性無明顯響應，表明不帶太陽電池陣進行整星振動試驗的力學環境可滿足環境適應性與可靠性篩選的要求。因此，某系列衛星在后續所有批產星中均不帶太陽電池陣開展力學試驗，經多顆已成功發射衛星的主動段與在軌驗證，衛星功能、性能均滿足要求。

圖6 某批產星帶與不帶太陽電池陣開展力學試驗時星上關鍵位置處測點特征級頻響曲線對比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

部分衛星在安裝太陽電池陣時需要旋轉方向放置，且旋轉方向后存在部分推力器倒置的情況；而根據推力器產品使用規范，推力器倒置時不允許承受火工品起爆等較大的沖擊。為避免上述情況，首發星等帶太陽電池陣開展力學試驗的衛星所采取的做法是：對于旋轉方向后倒置的推力器，先安裝工藝推力器，待力學及光照試驗完成后再整星開板，更換為正樣推力器，并重新檢漏。而對于力學試驗不帶太陽電池陣的批產星，由于不再存在力學試驗后火工品起爆所造成的沖擊，可以在推力器第一次裝星時即全部采用正樣產品，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增加衛星開板環節，有利于縮短整星研制周期。另外，力學試驗不帶太陽電池陣在精簡流程、縮短研制周期的同時，還可節約太陽電池陣起爆所耗費的火工品等成本。

4 批產小衛星發射場流程優化

為實現批產衛星快速在軌組網，在通過上述措施實現快速AIT 的基礎上，還需對發射場的工作項目與流程進行全面優化，以實現快速發射。按照傳統的發射場測試流程，發射場工作周期平均為55 天，包括技術區衛星開板、高頻通道有線測試、合板、高頻通道無線測試、太陽電池陣安裝、光照試驗、加注測試及發射區測試等項目[12-13]。近年來，隨著小衛星帶翼運輸逐漸得到應用和推廣，發射場不再進行開板測試，將諸如太陽電池陣安裝、電池陣展開狀態下的光照試驗、各分系統詳細部件測試等原有的發射場測試工作均融合到出廠前狀態設置階段的測試項目中；同時，采取發射場全無線測試，以健康檢查與接口測試為主，最終將批產星發射場測試周期平均值縮減為20 天左右。優化后的發射場工作流程如圖7 所示，衛星運輸至發射場后首先進行開箱以及艙外所有設備、機構、部件狀態的確認、拍照與檢查工作，其中技術區測試僅需2～3 天，總裝最終狀態實施工作為2 天，發射場不再開展精測與檢漏等工作。

圖7 批產星發射場工作流程Fig.7 Work flow chart at launch site for batch production satellites

優化后的發射場測試流程也給綜合測試的狀態控制、測試依據的制定等帶來新的挑戰，包括發射場測試期間分系統間并行、協同測試的科學安排，特定狀態下禁發指令的提前制定，產品、測試人員相關安全措施等。為進一步提升發射場工作效率，可通過論證、落實出廠前完成推進劑加注等開展流程優化，以滿足后續更大規模星座建設需求。

5 結束語

本文總結了為實現批產小衛星快速研制與快速發射等目標，在整星研制過程中所需開展的大型試驗、總裝、綜合測試等相關工作的優化項目，闡述了其具體實施方案、解決措施與驗證情況，以及對于提升AIT 效率的實際效果，最終將批產星AIT周期由1 年以上縮減為3 個月，將發射場工作周期由35～55 天縮減為20 天，在小衛星批產領域實現了階段性里程碑，為后續更大規模星座建設奠定了良好的基礎。隨著技術進步與未來低軌大規模星座突飛猛進的發展，對此類星座研制與發射效率必將提出更高的要求，衛星批產流程也將迎來新一輪的變革與持續創新。