【航天工程系列】航天器综合测试与总装、试验的关系

航天器研制离不开总装、试验与测试，综合测试几乎贯穿于航天器总装、试验的全过程。综合测试包括总装过程单机、分系统和系统的接口、功能、性能等的测试验证，还包括各分系统在特定条件下工作状态的组合，也包括各分系统主备份的交叉组合，实现对航天器系统级功能、性能的全面验证。为了使所有研制人员都能清楚地知道总装、试验与测试活动，通常要给出流程图。

测试总装：结构和支撑件总装、电缆网总装、分系统1总装、……、分系统n总装。

测试试验：常温常压基线测试、大系统对接测试、电磁兼容性（EMC）测试、初始质量特性、精度测量、磁特性、振动、冲击和噪声、机构展开、热试验、最终质量特性、出厂测试、出厂状态设置。

测试发射：常温常压测试、检查清洗热控多层、推进剂加注、与运载器配接、运送到发射区、发射塔对接、发射区健康检查、模拟发射、联合总检查、蓄电池补充充电、射前状态设置、发射。

1.航天器总装集成常温常压环境下的测试验证

航天器总装集成阶段的验证主要是指，伴随着航天器总装集成过程，在不同的总装状态和常温常压环境下，对航天器的电气接口、基本功能、性能指标、信息流、正常模式、故障模式等进行全面验证。

此阶段测试最大的特点就是项目覆盖面详尽。总装后的分系统仪器设备均按总体布局要求进行真实的安装，仪器设备间的相对位置固定，设备间的电缆连接，高频电磁信号在设备间的辐射和干扰都完全处于真实的电环境之下，这种状态下测试真实性好，很多单机和分系统环境下无法发现的问题常常在此阶段暴露。主要测试内容如下：

（1）电气接口匹配性测试验证，重点对照航天器设计建造规范，对各单机或分系统的供电接口、指令接口、遥测接口、其他信号接口等匹配性进行测试。

（2）航天器各分系统基本功能测试验证，重点是各分系统自身的基本功能测试，全面地检查分系统预先规定的各种功能，如指令接收和执行功能、遥测参数处理功能、信号接收变换和发送、工作模式转换、主备切换、冗余功能及安全保护等。

（3）航天器主要性能指标测试，根据设计任务书的要求，各分系统都有一系列反映其性能状况的技术指标参数，少则几项，多则十几项，甚至几十项，这些参数是分系统设备总装后重要测试内容之一。

（4）航天器各分系统之间信息流匹配性验证。

（5）航天器系统级正常工作模式测试验证。

（6）航天器系统级故障模式及其预案测试验证。

（7）航天器专项功能测试验证。

（8）航天器与测控系统、运控系统和应用系统等大系统间对接测试验证，重在考核航天器系统与运载、测控、运控等系统接口的正确性、匹配性。

初样测试的主要作用是验证电性能设计的正确性、匹配性和合理性，充分暴露问题，找出设计缺陷和工艺缺陷，为修改、完善或优化分系统技术方案、提高设计水平和产品质量提供依据和途径，为修改型号设计、完善设计方案、确定正样设计状态等提供数据支持。

正样测试的主要作用是验证产品软硬件最终状态的正确性、稳定性，为大型试验验证阶段等提供数据支持。

2.航天器模拟发射和在轨环境下的试验验证

为确保航天器在轨运行期间的功能、性能、寿命和可靠性，必须通过模拟发射和在轨工作的空间环境，检查航天器在模拟环境下的功能、性能和工作模式的正确性、稳定性。航天器系统级环境试验主要包括静电放电（ESD）试验、EMC试验、振动试验、噪声试验、热平衡试验、热真空试验、磁试验等。其中初样试验一般只进行ESD试验、热平衡试验，初样结构热控件进行振动试验和热平衡试验。正样环境试验一般包括EMC试验、振动试验、噪声试验、热平衡试验、热真空试验、磁试验等。

航天器系统级ESD试验主要考核航天器电子设备承受空间等离子体引起的表面放电干扰能力，检验航天器表面放电效应对系统正常工作及安全的影响。一般在舱体材料之前，由航天器表面放电效应试验设备模拟空间等离子体引起的表面介质材料放电效应环境，由此产生的电磁脉冲以非接触的辐射方式，通过电子设备连接器，对处于工作状态的电子设备实施干扰，产生的高压放电电弧或电磁脉冲击穿放电电压2~20 kV，峰值电流不小于80 A，放电持续时间30 s，放电过程中持续通过EGSE进行航天器状态监视。如果相关电子设备工作正常，或出现状态异常变化能够在放电结束后自动恢复到符合其产品规范要求的范围内，判定试验点及相关电子设备能够承受表面放电干扰，否则判定为不通过。

航天器系统级EMC试验包括航天器系统、分系统和设备进行电磁自兼容性试验，航天器（含多航天器系统间）、运载火箭、发射场等系统间电磁兼容性试验，原则上不应对正样产品实施超过电磁环境的敏感度类测试或试验，其综合测试目的是获取航天器在上升段电磁兼容性测试数据，以判断航天器与运载是否能够兼容；验证星上各分系统之间的电磁兼容性，判断各分系统是否存在电磁干扰。

航天器系统级力学试验一般包括振动试验、噪声试验、冲击试验等，其综合测试目的在于检验航天器在准鉴定或验收级正弦振动环境和噪声环境下性能是否满足要求，并暴露航天器工艺和质量缺陷。航天器级产品应在力学环境试验前、后进行电性能和机械功能的综合测试，包括按起飞状态设置没有通电工作的组件，判断航天器经过力学环境试验后电性能和机械性能参数是否出现下降和漂移。鉴定试验条件由运载火箭给出。振动试验时航天器的支承和结构状态尽量接近飞行的真实状态，使冲击载荷在振幅、频率分量和传递路径方面与飞行时的动态响应相似。如可行应改变航天器的支承来模拟每个冲击事件发生时的边界条件。进行航天器与运载火箭适配器分离冲击试验时，航天器应连上适当的模拟件并装上真实的火工装置，装上测量关键部位冲击响应的冲击传感器。航天器声试验一般使用混响声场试验方法，航天器置于混响声室地面中心位置，使用减振装置将航天器和支撑装置与地面隔离，保证航天器和支撑装置系统的一阶谐振频率低于试验频率下限值。如果航天器尺寸较大，混响声室容积不能满足试验要求时，宜考虑将航天器分解成几个舱段进行试验，但试验边界条件尽量接近实际状态。装有火工装置的组件（如太阳翼、天线反射器等）试验后应进行展开试验。有精度要求的组件（如姿态敏感组件、推力器、天线反射器等）试验后应进行精度复测。有密封要求的分系统（如密封舱、推进分系统等）应进行密封性能和泄漏率检查。试验剪裁的过程应根据型号产品的质量要求、计划进度、试验经费和技术风险来选择合适的试验项目、试验余量、试验要求、试验顺序等，既应避免进行多余和无效的试验，又不应漏掉能够检测出产品设计缺陷和质量缺陷的必要试验。

航天器系统级热平衡试验综合测试目的在于验证整星正样热设计的正确性；为热真空试验提供拉偏温度参考基准；在模拟轨道热环境的条件下，考核航天器的工作性能，特别是热控产品的性能。航天器系统级热真空试验综合测试目的在于考核航天器在真空热循环温度条件下的工作性能，尤其是要考核星上有源仪器设备在航天器整个工作寿命期间比极端轨道工况更严格的温度条件下性能指标是否满足设计要求，暴露仪器设备的潜在质量缺陷，进一步提高仪器设备的工作可靠性。