低保真原型法消除NewSpace项目模糊前端的应用研究

《Proceedings of the Design Society》：Low-fidelity prototypes to clear the fuzzy front end of NewSpace projects

　　

本研究探讨了低保真原型（low-fidelity prototyping）与轨迹探索法（wayfaring）作为设计工具，通过案例研究减少NewSpace项目中复杂光学机构早期不确定性与迭代塑造需求的方法。近年来，空间与卫星技术的开发与发射日益增多（Mathieu, 2024）。此前，此类开发仅限于国家空间机构。随着1999年CubeSat平台引入空间模块化、后续技术发展、发射成本降低以及商用现货（COTS）组件的使用，创业公司、高校及中小企业等新参与者得以利用空间资源（Ferrara等, 2025）。这一空间设计的新范式称为NewSpace，Ferrara等（2025）在其NewSpace工程设计文献综述中指出："亟需能够指导系统从早期阶段开展设计的最新度量指标与工具，以制定开发计划并评估战略方向"。因此，本研究通过下一代高光谱成像卫星载荷的在轨望远镜调焦与展开机构设计的案例研究，探讨NewSpace时代的设计方法，遵循案例研究设计范式（Eisenhardt, 1989）。该单案例研究用于构建理论并通过迭代过程追踪评估设计工具。论文首先描述"Old Space"与NewSpace的区别，随后介绍23个低保真原型的案例研究，分析原型保真度的变化如何与NewSpace背景下需求的涌现、精化和验证相关联。传统空间产业常称为"Old Space"，由大型高风险任务主导，由国家空间机构领导（Ferrara等, 2025; Paikowsky, 2017）。这些项目遵循经典系统工程方法：任务关键性、长寿命和多合作伙伴集成促使形成严格需求和阶段门控的需求驱动开发路径（ECSS, 2022; NASA, 2019）。在NASA系统工程手册中，利益相关方期望被转化为"完整的一套经验证的技术需求"，随后被分解并作为设计解决方案定义过程的输入。需求和架构随后被基线化并置于配置管理之下，随着系统精化，这对稳定的运行概念有效，但倾向于增加设计惯性和变更成本（Mavris等, 1998）。对于早期不确定性高的项目，这种前置的需求强调可能减缓实体学习并限制设计自由度，从而催生了替代的原型驱动方法（Kriesi等, 2016）。近年来，空间生态系统中的开发策略转向NewSpace，以快速原型和COTS组件等设计使能因素满足降低成本和缩短上市时间等设计驱动因素（Ferrara等, 2025）。先前研究考察了快速原型和多学科设计，但这是在开发更成熟阶段进行的（Higdon & Klaus, 2012）。Ferrara等（2025）在概念层面表征了设计驱动因素和使能因素，明确旨在为早期NewSpace系统设计提供高层基线，而非机构层面的方法。在此抽象层面，原型制作只是众多使能因素之一，该综述对物理原型如何实际用于发现具体项目中的未知因素提供经验细节较少。事实上，仅引用了关于快速原型的一项研究（Siddique, 2024）。在此基础上，本研究贡献了一个详细的设计案例，展示低保真原型和有管理的保真度变化如何塑造CubeSat望远镜调焦机构的需求和架构。具体而言，本研究旨在回答以下研究问题：基于轨迹探索的低保真原型如何用于将早期不确定性转化为NewSpace望远镜调焦机构的验证需求？早期产品开发常面临"模糊前端"，此时产品需求和技术尚未明确定义（Elverum等, 2015）。原型制作可有效处理变化需求（Kriesi等, 2016）、发现未知中的未知（unknown unknowns）（Leifer & Steinert, 2011）、支持决策制定、促进跨学科沟通（Buchenau & Suri, 2000; Wang, 2024）并降低后期开发阶段 unforeseen挑战的风险。低 fidelity原型是简化原型，展示产品核心功能（Houde & Hill, 1997; Wang, 2024）。原型分辨率是原型具有的"细节量"（Houde & Hill, 1997）。模糊前端中一种有效的设计方法是轨迹探索（wayfaring），通过设计-建造-测试循环中的迭代学习原型探索设计空间（Steinert & Leifer, 2012; Vestad, 2022）。该方法（Kohtala, 2023）基于（Steinert & Leifer, 2012）修改，其抽象基于机器学习收敛，如图2所示。轨迹探索使用原型揭示新信息，将未知中的未知转化为已知中的已知，使需求动态固化。由于望远镜调焦机构案例涉及众多未知，设计团队采用轨迹探索过程，使用简单、低成本原型揭示未知因素、暴露主导约束并将模糊目标转化为具体可测试需求。在初期冻结完整需求集对项目无益，因为研究定义需求的时间可用于学习和解决问题。这是为了避免常见的决策陷阱——分析瘫痪（paralysis by analysis），即过度分析和信息收集延迟或阻止具体原型制作和决策制定。相反，该方法降低了错误成本，保持势头，并将决策锚定于原型而非假设。案例研究为CubeSat望远镜调焦机构。HYPSO（高光谱小卫星海洋观测）1和2的成功发射和部署证明了使用COTS组件进行地球观测高光谱成像（HSI）的可行性（Bakken等, 2023）。HYPSO 2卫星如图4所示。这些卫星以150 m地面采样距离（GSD）监测挪威海岸水质。下一代HYPSO任务需要以约10 m GSD成像内陆水域并具有良好的信噪比，这很可能需要大孔径前透镜。折射式前透镜重且所需尺寸不易获得。反射式望远镜是良好选择，但缺乏空间发射所需的机械刚性（Sigernes等, 2025）。此外，此类大结构占据大量体积，降低系统固有频率，增加共振风险，更易受热致离焦影响，因此需要调节机构。本研究旨在促进COTS望远镜在下一代HYPSO载荷中的应用。尽管问题空间具体，解决方案空间仍然很大。为便于修改和测试，本研究使用COTS Celestron C6望远镜（?180×406 mm）作为光学元件，因其可能具有最佳光学参数（Sigernes等, 2025）。该系统需要次镜调焦机构，因此作为本案例研究。由于载荷与平台协同演进，前端模糊：最终封装和接口（电子学、姿态确定与控制系统ADCS、天线、挡板）、发射/热循环通过后的真实焦面/准直偏移、以及驱动行程、步长、刚度和回差限值均不确定。此外，团队在调焦机构方面经验有限，增加了已知未知和未知中的未知的数量。项目开始时，需求广义定义。机构需沿光轴（z轴）平移次镜调节焦点（主要需求），理想情况下还应允许绕x和y轴小角度倾斜以校正准直（次要需求）。其需适应CubeSat紧凑体积，最好是16U卫星，并承受发射载荷而不 misaligning。团队承认对所需调节范围或实现可接受图像焦点所需运动精度的不确定性。例如，若16U设计无法用所需前透镜实现，则需重新设计。由于案例研究需求不明确，建造阶段与需求定义并行进行，原型用于迭代定义和精化需求，如图3所示。原型开发和关键结果部分描述了所探索的不同概念、关键见解以及原型制作如何对最终设计做出贡献。图5总结了概念进展的定性方面，而定量比较标准和单位报告于表1中。第一原型阶段探索移动次镜的替代驱动架构：角安装导螺杆、冗余齿轮环、共享皮带驱动、绞盘系统和delta机构。此阶段所有原型均为低保真（MDF和PLA），关注运动质量、冗余和封装而非飞行性能。关键发现包括：单侧偏心驱动容易卡滞；冗余齿轮环重且复杂；共享皮带对张力敏感并产生单点故障；绞盘驱动 smooth但增加集成复杂度；架构变更优于参数调优；delta机构实现准直但封装代价大。下一步定量比较候选机构的回差和步长，因此将绞盘、导螺杆和delta概念放大至全测试尺寸（原型4）。光学集成和封装权衡方面，为理解机构与完整光路的交互，将绞盘、导螺杆和delta机构各自集成至带有望远镜光学的黑箱中，产生原型A5、D5和E5。三者均提供可比的焦点和伪影水平。最终架构和高保真原型A6由两部分望远镜主体组成，内外管均采用PA6-CF增材制造，通过四个间隔90°的MGN12线性导轨运动学连接，驱动系使用两个齿轮步进电机、3D打印电机耦合器、硬化钢导螺杆和两个导螺母支架（各承载一对导螺母）。前端铝制透镜环和两个保持环固定望远镜光学元件。从该原型序列中涌现出五项关键设计见解：冗余与复杂度权衡；拓扑优先于调优；简单刚性架构更优；光学集成改变决策；增材制造强大但非中性。讨论部分指出，该案例中，探索性低保真原型证明对实现稳健设计和充分支持的决策有效。设计团队可选择A1设计并优化，但这将留下大量未探索的设计空间。分析泛化表明，探索性低保真原型能够以适度时间和资源需求实现快速灵活的设计空间探索，但代价是降低结构鲁棒性和有限飞行就绪度。首个原型使用粗MDF/PLA快速淘汰弱架构；仅当概念展现前景后才升级材料、紧固件和接口。在此意义上，保真度追随见解而非反之。将保真度作为风险管理杠杆降低了错误成本，并实现架构转向（皮带→绞盘→双导螺杆），而非对死胡同设计过度优化。该方法还使拓扑优化优先于参数微调。大性能跳跃来自切换机制族而非弱架构内的小参数调整。此知识无需高保真测试即可获得，而传统上这将是测试用例。对于其他NewSpace系统，比较机制"家族"比过早调优单一机制更有效。使用系统级度量和多评估评估机制，而非精确数值。低保真原型并不总是可转移至最终产品，因此正确设计选择很重要，使测试保真度与所问问题匹配。本研究表明，降低面向空间的机制保真度可提供有价值的见解并有效锁定设计，重新设计概率低。使用增材制造作为原型方法，该设计可与高性能聚合物结合，测试后飞行（Das等, 2020; Ishfaq等, 2022），因此需要纳入增材制造技术成熟度提升方法（Borgue等, 2020）。复用基线光学安装板、望远镜接口和电子学减少重新设计开销，使多个概念可在相似条件下比较。该平台方法广泛适用于其他CubeSat机构和载荷。平衡装配测试便利性与未来系统集成便利性很重要，因为若完整系统重新设计才能将概念集成至完整载荷，则其所安装平台不理想。本研究方法结合探索性轨迹探索与后期系统工程：早期探索、优化和合规设计，随后是发射验证和鉴定测试。需求定义期间的增量测试中，可遵循NASA "飞你所试、试你所飞"原则（NASA, 1998）。作为系统一部分的测试贯穿开发过程，使设计更稳健。通过早期测试发现未知中的未知使重新设计成本低廉。该案例表明，轨迹探索和快速原型可用于前期揭示正确需求，随后锁定并带入更传统的门控收敛阶段。对于NewSpace任务，这种混合模型似乎比从第一天起应用纯线性的需求优先流程更有效。本案例表明，需要传统Old Space系统工程之外的补充前端设计框架，以在模糊前端中结构化低保真原型和轨迹探索。传统方法的治理和文档负担可能与NewSpace快速迭代的需求不太协调。本方法反映并行工程的某些方面，但同时在不同概念上并行定义需求。文献已将NewSpace实践与工业4.0实践融合（Eugeni等, 2022）。传统系统工程模型的优势在收敛阶段最为明显。每个需求都有分配的验证方法，配置控制严格，鉴定测试成为优化和证明活动而非发现练习。早期接口纪律减少后期集成意外；文档和评审节奏创建可审计证据链；环境 campaigns 从一开始就规划以证明合规性。可靠性增长是系统和可预测的，因为失效模式、冗余策略和余量在各子系统间明确分配。对于大型、安全关键、多利益相关方任务，这种治理包含风险并实现认证。基于模型的系统工程等新方法对此有效（ESA, 2023）。因此，本研究将传统方法视为后端可追溯性、鉴定和文档的关键，同时承认其在前端的局限性。由于需求传统上早期冻结以实现分解和合同签订，物理学习倾向于发生在详细设计之后，此时变更昂贵。Old Space限制在不确定性最高时减缓迭代；未知因素常被保守余量覆盖，这推高质量、体积和成本，并可能使团队偏向 heritage 解决方案。当关键性能驱动因素 poorly understood时，如不同拓扑的可实现焦点分辨率或封装大小，集成风险可能令人担忧。本文开发过程的定义特征之一是跨概念的知识转移。组装技巧、夹具想法和一个概念中证明有效的子机构横向迁移至其他概念，使存活路径无需重新发现即可积累经验证的子解决方案。保真度仅在证据积累时提高，即紧固件、材料和接口在消除已知局限而非预防假设局限时升级。关键的是，当测试揭示不足时，本研究倾向于原则性架构变更（如切换驱动拓扑或运动学结构）而非局部参数调优，避免对死胡同的过度优化。每个周期的输出不是完成的设计，而是更清晰、更小的已验证需求集。观察到的大焦点步长转化为定量步长需求；测量的滑移或滞后变为低回差或闭环需求；封装大小成为平台需求。仅在这些需求被证实后，本研究才收敛各条路径并承诺更高保真度、类似飞行的机构。这样，该过程系统地将早期模糊性转化为以事实而非预测为界的设计空间。使用更低保真度原型可补充传统阶段门控系统，为早期设计门决策提供信息。这是探索NewSpace时代设计空间的特别动态时期。更低成本和更短开发周期使新任务和技术得以在空间飞行。NewSpace研究的日益专业化为复杂空间任务开辟机会，包括碎片清除、卫星维修和加注以及自主操作（Ferrara等, 2025）。因此，围绕新范式中有效实用设计方法构建设计知识很重要。SpaceX等公司进行多次飞行和地面测试，在此过程中损失飞行器以加速学习，呼应早期阿波罗时代，但与规避风险的Old Space范式形成对比。结论部分指出，本研究表明低保真轨迹探索可作为消除NewSpace硬件项目模糊前端的有效策略。通过23个低 fidelity原型对CubeSat望远镜调焦机构进行过程追踪，本研究提供了审慎保真度管理如何支持复杂空间机构需求涌现、精化和验证的证据。主要贡献是将具体保真度选择与ilen与特定学习成果关联：粗略原型用于淘汰弱架构和揭示未知；中间原型用于量化回差和步长等关键指标；较高保真度原型用于验证集成和光学性能。这将快速原型从NewSpace中的通用"使能因素"提升为结构化、经验基础的设计方法。对从业者而言，该案例表明NewSpace团队可通过接受大量廉价低 fidelity构建来前置学习，特别是处理基于COTS的载荷和协同演进平台约束时。这并非取代传统NASA/ECSS系统工程，而是与之互补，因为轨迹探索用于发现正确需求，随后可带入传统验证和鉴定流程。未来工作应在其他机构和任务中测试这种保真度感知轨迹探索模式，以评估其在NewSpace域的泛化程度。

本研究聚焦于NewSpace时代卫星载荷设计面临的"模糊前端"挑战，即早期需求不明确、技术方案未知的产品开发初始阶段。传统"Old Space"系统工程采用阶段门控、需求驱动的线性开发模式，要求在进入设计前完成技术需求的完整定义与基线化，这种模式虽适用于大型、长寿命、高可靠性的国家航天任务，但在面对NewSpace商业化、低成本、短周期的设计驱动时，前置需求冻结会显著增加设计惯性，抑制物理层面的迭代学习。为此，研究人员以HYPSO下一代高光谱成像卫星的COTS（commercial-off-the-shelf，商用现货）望远镜调焦与展开机构为案例，探索低 fidelity原型与轨迹探索法（wayfaring）在早期设计中的结构化应用。

研究人员开展的这项研究源于NewSpace项目特有的多重不确定性：载荷与卫星平台协同演进导致封装尺寸、电子接口、热控方案等边界条件动态变化；团队对调焦机构缺乏经验积累，存在大量"已知未知"和"未知中的未知"；光学系统要求在大孔径反射望远镜基础上实现焦点和准直的精密调节，且需适配16U CubeSat的紧凑体积并承受发射载荷。传统分析-冻结-分解的方法在此场景下易导致"分析瘫痪"——过度研究延误实体决策。因此，研究人员将原型制作作为需求涌现的核心机制，通过23个迭代原型在五个概念族（导螺杆、齿轮环、皮带驱动、绞盘、delta机构）上开展并行探索，以可控成本快速暴露技术瓶颈与方案局限。

研究的技术路径体现为离散并行的轨迹探索框架。研究人员首先基于共同的平台模块（复用光学安装板、望远镜接口和电子学）快速构建多个概念的初始原型（Prototype 1），回答特定可行性问题（如执行器封装或冗余度）；随后依据测试决策点判定概念去留——弱化路径早期终止，前景路径迭代升级；跨概念的知识迁移（如安装方式、公差控制经验）随保真度提升而累积；最终将分散学习目标收敛为验证需求集。原型制造主要依赖增材制造（AM, additive manufacturing）、激光切割等快速成型工艺，材料从中密度纤维板（MDF）和聚乳酸（PLA）过渡至PA6-CF（碳纤维增强聚酰胺6）等高性能聚合物。光学性能评估采用USAF-1951分辨率靶标测试焦点质量，以及离焦星点测试（"甜甜圈测试"）检验准直状态，系统指标涵盖重量、尺寸、冗余性、可测试性、可靠性及回差（backlash）等参数。

研究结果按原型演进阶段组织呈现：

探索驱动架构（原型1–3）。研究人员对比了五种驱动拓扑的运动品质。关键发现一：单侧偏置导螺杆易因杠杆效应产生卡滞，核心局限在于导向刚度而非螺杆本身。关键发现二：冗余齿轮环虽实现多电机驱动可行性，但中密度纤维板齿牙断裂、回差显著，金属化实现将带来重量、尺寸和零件数的负面效应。关键发现三：共享皮带系统对张力高度敏感，过紧导致电机堵转，过松引发跳齿，且单一皮带构成单点故障。关键发现四：绞盘驱动理论上零回差、低零件数，运行平滑但集成复杂度未减。关键发现五：跨架构切换（齿轮环→皮带→导螺杆）带来的性能增益显著优于单一架构内的参数微调；修订版导螺杆（两个齿轮步进电机同轴驱动、四组径向线性轴承）在封装紧凑性与电机级冗余间取得平衡。关键发现六：delta机构具备三自由度调节能力可实现准直校正，但体积占用和光学遮挡问题突出。

回差评估（原型4）。研究人员将绞盘、导螺杆和delta机制扩展至完整测试尺寸进行定量对比。delta机构回差最低（35 μm），导螺杆步长偏差最小（0.4 μm），绞盘两项指标均最差且超出预期——此结果揭示了"未知中的未知"。数据支持简单刚性架构优于复杂机制的结论。

光学集成与封装权衡（原型5）。研究人员将前述三种机制的成熟版本与Celestron C6望远镜光学系统集成于黑箱环境。绞盘方案因体积庞大、高回差、仅能调焦不能准直而淘汰；delta机制虽光学质量匹敌未修改望远镜，但三自由度耦合使焦点搜索困难，外推至在轨工况将依赖90分钟重访周期的迭代操作，加之封装与遮挡问题，最终弃用；导螺杆方案（A5）在光学质量相当的前提下体积更小、操作更简，可通过滚珠丝杠进一步降低回差，并满足0.5 μm运动精度需求。至此，20 cm×20 cm×16U基板适配性、星箭分离后展开能力、高质量调焦准直等目标被提升为明确需求。

最终架构与高 fidelity原型（原型6）。A6采用内外套筒结构，均通过增材制造以PA6-CF成型，四组MGN12线性导轨90°均布，双齿轮步进电机经3D打印联轴器驱动硬化钢导螺杆，导螺母支架成对承载，前端铝制透镜环固定光学组件。测试证实该架构在类飞行封装中实现稳定对准与可重复精细调焦。A6已通过发射验证，环境试验正在进行；初步测试表明增设第三根导螺杆可进一步增刚，实现准直调节功能而不增加delta机构的复杂度。

研究讨论的要点集中于保真度选择与需求涌现的关联机制。研究人员指出，保真度应追随认知深化而非预设梯度：粗陋原型用于架构筛选，中等原型用于关键指标量化，高 fidelity原型用于集成验证与光学确认。这种"保真度作为风险管理杠杆"的策略降低了错误成本，使分析泛化得以从一维序列延伸至多维探索。平台化复用策略（共用接口和模块）是保证多概念可比测试的前提，但其设计需兼顾当前装配便利与未来系统集成，避免完整重构。本研究的方法论定位为：以轨迹探索完成前端需求发现，继而转入传统NASA/ECSS体系的验证鉴定流程，形成"探索-收敛"混合模型，而非取代经典系统工程。研究人员特别强调知识跨概念横向迁移的价值——有效子方案和工艺经验向存活路径汇聚，避免重复探索；同时坚持原则性架构变更优先于局部优化，防止对劣质方案过度投入。

关于Old Space与NewSpace范式关系的辨析，研究人员认为两者并非替代而是互补：传统方法在后端追溯性、鉴定完备性和文档审计性上具有不可替代的优势，尤其适用于大型安全关键任务；但其前端能力存在结构性局限——需求过早冻结将物理学习推迟至变更昂贵的详细设计阶段，保守余量策略倾向于heritage方案并推高质量体积成本。NewSpace的低成本短周期特性呼唤前置的、柔性的物理学习机制，而本研究正是对此需求的响应。文献中NewSpace与工业4.0实践的融合趋势（Eugeni等, 2022），以及Model-Based System Engineering的新发展（ESA, 2023），均为这一混合范式提供了技术支撑背景。

研究结论部分表明，低 fidelity轨迹探索是消除NewSpace硬件项目模糊前端的有效策略。通过对23个低 fidelity原型的过程追踪，研究证实了审慎保真度管理对需求涌现、精化和验证的支撑作用：粗 fidelity原型淘汰弱架构并揭示未知，中等原型量化回差和步长等关键指标，较高 fidelity原型验证集成与光学性能。这一贡献将快速原型从NewSpace的泛化"使能因素"提升为结构化、经验基础的设计方法。对实践者而言，案例提示NewSpace团队可接受大量廉价低 fidelity构建以前置学习，尤其适用于COTS载荷和协同演进平台约束场景。该方法与传统NASA/ECSS系统工程形成互补，轨迹探索用于发现正确需求，随后进入常规验证鉴定流程。未来研究应在其他机构和任务中检验该保真度感知轨迹探索模式的泛化性。