亚轨道运载器环境监测系统的机械与热测试

《Journal of Sensor and Actuator Networks》：Mechanical and Thermal Testing of a Housekeeping System for Suborbital Launchers

　　

本文介绍了一项针对用于航空航天应用的商用现货组件（COTS）的低成本环境测试活动的结果，具体针对为亚轨道运载器设计的环境监测系统（Housekeeping System）。这些测试涵盖了比文献中通常报道的更广泛的热和机械测试程序，提供了对该系统鲁棒性的更全面评估。该环境监测系统通过振动台承受代表运载器（如Ariane 6、VEGA和Falcon 9）预期发射环境的正弦等效动态载荷（SED）。此外，还进行了热真空测试，以评估系统在代表高空飞行的温度和压力条件下的性能。每次测试后，研究人员通过比较系统获取的遥测数据与基线实验室条件下的性能来评估系统功能；最重要的是，验证了遥测数据采集的关键故障，这决定了系统的生存能力。这些环境测试的成功完成证明了环境监测系统的生存能力，验证了其在亚轨道运载器任务中运行的可靠性和适用性。

**论文解读：亚轨道运载器环境监测系统的机械与热资格测试**

**研究背景与问题**

在航天发射环境中，运载火箭的振动、冲击、热流及压力变化对搭载的电子系统构成严峻考验。传统上，航天系统依赖空间级组件（Space-qualified components），其可靠性高但成本高昂，且开发周期长。近年来，采用商用现货组件（Commercial Off-the-Shelf, COTS）成为降低卫星及运载器子系统成本的主流趋势，但COTS组件未经航天环境认证，必须通过严格的资格测试（Qualification testing）以验证其生存能力。目前，公开文献中关于COTS组件在亚轨道运载器（Suborbital launchers）环境下的机械与热联合测试报道较少，尤其缺乏针对环境监测系统（Housekeeping system）的全面测试程序。现有研究多集中于单一环境应力（如热真空或振动），而综合正弦等效动态载荷（Sine-Equivalent Dynamic, SED）、热真空及压力变化的系统级测试数据匮乏。为此，本研究以亚轨道运载器整流罩内部环境监测系统为对象，开展低成本、多应力的环境测试活动，旨在验证该系统在Ariane 6、VEGA及Falcon 9等运载器发射环境下的可靠性与生存能力。该论文发表在《Journal of Sensor and Actuator Networks》。

**主要技术方法**

研究人员采用的关键技术方法包括：（1）正弦等效动态载荷（SED）振动测试：利用LDS V850 LPT600 COMBO机械振动台，施加代表Ariane 6、VEGA和Falcon 9运载器纵向与横向发射环境的SED载荷（具体值见表1）；（2）热真空测试（Thermal Vacuum Testing, TVC）：在Faculdade de Ciências, Universidade de Lisboa的TVC设备中，基于运载器热流数据（如Ariane 6最大热流1135 W/m2）转换为温度-时间曲线，模拟高空飞行热环境，同时控制腔体压力模拟低气压条件；（3）数据采集与性能评估：通过系统自身遥测数据（Telemetry data）记录测试前后数据率、异常值比例及系数变异（Coefficient of Variation, CV），以判定功能退化；此外，采用环氧树脂（3M Scotch Weld Epoxy Adhesive 2216 B/A）对印刷电路板（PCB）进行结构加固，并开发3D打印适配器及铝合金（AA6061）集成组件，确保测试夹具匹配。

**研究结果**

**4.1 振动测试（Vibration Test）**
通过振动台施加表1所列SED载荷（纵向与横向），研究人员在ISQ（Instituto de Soldadura e Qualidade, Oeiras, Portugal）完成测试。结果（图17）显示，PCB在测试频率范围内未出现共振，第一阶固有频率约281 Hz（高于SED最高频率）。测试后系统CV值从0.33%升至0.46%，表明振动导致数据率一致性下降；同时识别出少量异常值。但关键失败发生在额外测试后：PCB的USB通信接口失效，导致无法进行固件更新；后续排查确认USB芯片为故障点，但系统通过CAN总线（Controller Area Network bus）和射频（RF）仍能正常通信，电池充电及传感器功能完好。

**4.2 热测试（Thermal Test）**
鉴于Ariane 6与VEGA的热环境范围（初始温度分别为18°C和20°C，最高温度约85°C）存在重叠，且Falcon 9载荷温度数据不足，研究人员执行单一热测试，从室温升至约85°C，持续60分钟。TVC的加热板通过铝合金集成组件对PCB加热。结果显示（图21），系统传感器比TVC温度传感器更早探测到温升，归因于PCB铜层热扩散及TVC传感器安装位置（延迟热传导）。尽管TVC冷却活塞意外引入约4 g的冲击载荷（图22），系统数据采集率保持稳定，未出现性能退化，USB接口仍可进行固件修改。

**4.3 压力测试（Pressure Test）**
在TVC内进行40分钟压力测试，从大气压（约1013 hPa）降至约400 hPa（基于BME280传感器额定下限300 hPa，设安全余量）。由于TVC单级旋转泵（非涡轮分子泵）限制，最终压力约817 hPa（TVC传感器读数）。系统传感器（BME280）与TVC压力传感器（用于近真空）测量原理不同，定性对比显示（图24）系统能跟踪压力下降趋势，且系统在整个测试中稳定运行，无关键故障。

**讨论与结论**

讨论部分指出，振动测试后系统数据率CV值增加（从0.33%升至0.46%），表明SED载荷导致性能退化，但未引发影响采集功能的故障。热测试中系统温度未超过电子组件最高额定温度（如85°C），压力测试中系统在低至约350 hPa环境下仍正常工作。USB接口故障局限于通信功能，不影响飞行数据获取与存储。结论翻译如下：总体而言，环境监测系统成功通过了测试活动，未出现影响其预期运行的关键故障。这意味着焊点和电子元件能够承受预期的SED振动水平；此外，低压环境和热载荷也未产生负面影响，后者从未达到制造商设定的组件最高工作温度。尽管振动测试后USB通信接口出现故障，但这并未影响系统的主要功能，即飞行期间的数据采集和存储。考虑到环境监测系统设计用于单次任务（与多数欧洲运载器的消耗性特性一致），USB故障不否定测试结果或系统适用性。压力和温度测试结果进一步表明系统能够承受多次飞行循环。本文描述的程序可作为其他空间系统测试的模板。未来工作包括随机振动、冲击和电磁兼容性测试，以及使用最新固件版本重复振动测试。