现代微小卫星技术及发展趋势詹亚锋,马正新,曹志刚(清华大学电子工程系微波与数字通信国家重点实验室,北京100084) 摘　要:　微小卫星以其独特的魅力,已经引起了人们越来越多的关注.本文结合当前微小卫星的研究现状,分析了微小卫星的技术特点,并结合它的特点,提出了微小卫星的设计对策.最后对微小卫星的发展趋势,提出了一点看法.关键词:　微小卫星;多功能体系;微机电;卫星组网中图分类号:　TN927+.2 文献标识码:　A 文章编号:　0372-2112(2000)07-0102-05Technology of Modern Micro Sa tellite and Its De velopmen t DirectionZHAN Ya -feng ,MA Zheng -xin ,CAO Zhi -gang(Stake Key L ab .on Micr owave &Digital Communic ations ,Elect ronic Engine ering Depar tment ,T singhua Unive rs it y ,Be ijing 100084,C hina )Abstract :　Micro Satellite has attracted people 's interests because of its particular fascination .This paper anal yzes the technical characters of micro satellite according to its present research situation and summaries s ome des ign strategies based on its characters .At the end ,some viewpoints for development direction of micro satellite are presented .Key words :　micro -satellite ;multifunctional structures ;MEMS (micro electronic mechanical system );satellite network1　现代微小卫星简介 自前苏联1957年10月4日发射了第一颗人造地球卫星Sputnik 以来,卫星得到了广泛的应用,其家族也变得越来越庞大.卫星有多种分类方法,按照星体重量的不同,可以分为如下几种(表1).纵观这40多年的历史,可以清楚地发现卫星的发展经历了从小卫星到大型卫星又到小卫星的道路.受技术的限制,人类发射的第一颗卫星属于微小卫星的范畴,其重量　表1　卫星的分类大卫星>1000kg 中型卫星500～1000kg小卫星100～500kg 微小卫星10～100kg 纳卫星1～10kg 皮卫星0.1～1kg 飞卫星<0.1kg只有50kg ,功能也极其简单.后来随着技术的不断发展,人们的需求也日益多样化,卫星的功能也变得越来越复杂.于是它的体积慢慢扩大,重量逐步增加,造价越来越昂贵,承担的风险也越来越大.此时人们又逐步把目光投向了小型卫星.因为小型卫星有如下一些主要特点:重量轻、体积小、成本低、研制周期短、轨道低、发射容易、生存能力强、风险小,还有一点就是它的技术含量相当高.正是由于这些特点,微小卫星已经受到了各方面特别是经费有限而技术力量雄厚的大学的广泛关注,并得到了迅速发展.国外的许多大学已经研制并发射了自己的微小卫星,如英国的Surrey 大学等.国内若干所主要大学也正在加入这一个行列.2　微小卫星的技术特点 微小卫星虽然有许多与众不同的特点,但却是“麻雀虽小,五脏俱全”.和一般卫星类似,它包括如下几个部分:有效载荷、控制、电源、结构、推进和测控等[1].在传统卫星技术的基础上,随着微机械、集成电路技术的发展,这些部分必将获得突破性进展.下面结合这几个部分讨论一下微小卫星的技术特点.2.1　有效载荷微小卫星上的有效载荷随卫星的功能不同而有一定的差别,但都离不开通信模块.通信模块一般包括天线和转发器.天线按功能可以分为接收天线、发射天线、遥测遥控天线和用于星际通信的专用天线等.目前转发器几乎都是采用弯管式转发器,它对上行信号是透明的,只是做了简单的低噪声放大、变频和功率放大等处理后就直接由发射天线向地面发送.如果采取星上再生处理技术,就可以大大提高系统的通信质量.所谓星上再生处理技术,就是转发器对收到的上行信号进行信道分离、解调再生、信道译码等处理,从而恢复出地面的基带信号,并根据目的地址进行星上交换,然后进行信道编码、调制、信道合成等处理,把信号调整到对应下行目的地波束的相应信道上.这样处理之后可以获得如下几点好处:通过对数字信号的解调再生、信道的编译码,避免上下行噪声积累;采用多个点波束,每一个收稿日期:1999-07-14;修订日期:2000-02-12基金项目:国家自然科学基金(No .69772022)资助项目第7期2000年7月电 子 学 报ACTA ELECTRONICA SINICA Vol .28　No .7J uly 2000波束覆盖面积变小,使得有效全向发射功率EIRP 增大;采用多波束实现频率再用可提高频谱的利用率;星上具有交换、存储能力使其成为空中网络控制中心,它可适应复杂的通信流量变化,有效地利用信道资源.全数字解调算法[2],以其优异的性能和简易的实现方法,特别适合于微小卫星的星上处理和软件无线电,有着广阔的应用前景.对于某些有特殊应用的卫星,如遥感卫星,它的有效载荷主要是遥感模块.遥感模块一般指的是遥感仪器,它分为两大类:一类是被动式的,即以不同的遥感器接收来自大气圈和地物圈中物体受阳光照射后和由自身的温度或某种辐射的波而成像,如CCD 相机和微波辐射计;另一类是主动式的,它是由遥感器主动发出电波照到地物,接收反射或散射的回波而成像,如合成孔径雷达(SAR ).因此,研制性能好、体积小、重量轻的遥感仪器是微小卫星应用的一个关键问题.2.2　控制控制部分主要分为姿态控制和热控制.姿态控制的目的是保持卫星姿态的稳定,以避免因卫星的翻转而造成天线不能正确指向目标地点.目前大型卫星的姿态控制主要是采用双自旋稳定、三轴稳定的方法.考虑到微小卫星的重量及转动惯量比较小,可以采用重力梯度稳定、磁矩稳定、阻力稳定等无源稳定方法,并以重力梯度稳定法为主.所谓重力梯度稳定是利用卫星各部分质量在地球重力场中产生不同的重力,而且在轨道的运行中又产生不同的离心力,这两者的合力产生一个姿态稳定力矩,使卫星的最小惯性轴指向地心.一般是在卫星上安装一个重力梯度杆(参见图5),它的指向精度可达1°～2°.如果再配合其它稳定技术,如磁矩稳定,还可进一步提高精度.热控制的目的是使星体内部的温度适宜,避免过冷或过热导致卫星上的温度敏感器件不能正常工作.由于卫星的运行轨道基本是真空,对流传热是不可能的.因此必须发展热传导率高的材料及结构、绝热性能更好的材料及结构、可在空间展开的热辐射器、薄壁及柔性热管、计算机管理的智能化有源热控器等.图1　SCAR LET 聚光器太阳阵2.3　电源电源系统为整个卫星工作提供必需的能量.预计到下个世纪中叶,空间电源仍将以太阳电池阵和蓄电池为主.如何减少电源系统的重量,降低电源系统的成本,制造新的一次能源将是我们面临的一个挑战.目前正在开发一种带太阳聚光器的太阳电池阵技术,它的全称是“采用折射线性元器件技术的太阳聚光器件”(SCARLE T -Solar Concentrator A rray with Refractive Linear Element Technology ),设计功率可达2.6k W .与同样功率的无聚光器太阳阵相比,其重量减轻50%,尺寸缩小30%,成本降低50%.此外,这种太阳阵具有较高的抗辐射能力,可减轻为抗辐射加固所增加的重量.它采用Fresnel 线性凹面聚光器(如图1所示),使太阳光聚集,以减少所需的太阳电池面积,从而减少电源的重量.另外作为二次能源的蓄电池中的锂蓄电池与常用的镉镍、氢镍蓄电池相比,具有能量高、电池电压高、储能效率高、自放电率低和成体低等优点,有利于减轻电源系统的重量和体积,提高可靠性,延长工作寿命,也广为人们看好.表2列出了NASA “新盛世”计划中采用的锂离子蓄电池的一些主要性能参数.表2　锂蓄电池参数举例电压28±5V 容量10Ah 充放电寿命>1000次工作温度0～30℃工作寿命>10年能量比重量>100Wh /kg 体积比能量>160Wh /L 重量3.1kg2.4　推进在空间推进系统中,至今广泛采用的仍是化学推进系统,如单组元肼推进或双组元推进系统.目前正在开发的小型、轻量、低成本的推进系统主要有两种:轻便型肼推进系统(COMP ———Compact Hydrazine Propulsion System )和微型脉冲等离子体推力器系统(PPT —Pulsed Plas ma Thruster ).这两种系统采用的都是模块化结构,以适应各种航天器的不同要求.2.5　结构一方面,致力于发展和采用石墨纤维等各种轻质新型材料,采用新的结构设计及加工工艺,以便在保证所需机械强度的前提下,努力减轻重量.另一方面则是尽量使机械结构设计标准化、模块化,以适应批量生产和一种平台多种用途的要求,从而缩短研制周期、降低成本、提高可靠性.2.6　测控测控是卫星把它的状态参数、飞行参数等重要数据传送给地面.地面分析之后,把反馈信息送给卫星,以控制卫星的轨道位置、飞行高度、飞行方向和其它的一些参数.这里要充分利用现代通信、导航定位的新技术、新成果,如GPS 定位等,以提高控制精度.卫星上除了上面几个部分外,还有一个核心部分,就是星载计算机(OBC —On Board Computer ).它负责卫星上的所有智能化处理.随着地面计算机的迅速发展,星载计算机的能力也必将得以增强.3　微小卫星的若干实例 目前,许多国家和地区都在发展自己的微小卫星,其中有103第　7　期詹亚锋:现代微小卫星技术及发展趋势的卫星已经发射上天,并取得了许多宝贵的观测数据和科学实验数据.下面列举出几个微小卫星的实例.3.1　英国Surrey 大学研制的微小卫星POSAT -1[3]Surrey 大学自80年代以来已先后研制并成功发射了十几颗微小卫星.POSAT -1是Surrey 大学为葡萄牙研制的,主要用于科学实验和地球探测.它的重量为50kg ,尺寸为35×35×58cm ,如图2所示.图2　PO SAT -1POSAT -1的功率为18W ,采用低地球轨道,近地点为800k m ,远地点为822k m ,倾角为98.6°,周期为105分钟.通信速率为9.6Kbaud /s ,采用FSK 调制,上行链路频率为145.925MHz 和145.975MHz ,下行链路频率为435.075MHz 和435.275MHz .该卫星的结构由11块铝板组成,每一块上面装有不同的子系统.有效载荷主要包括如下几个系统:地球成像系统、行星成像系统、GPS 试验系统、宇宙光探测系统、数字信号处理实验系统和通信系统.其中成像系统由两个CCD 相机组成,其分辨率分别为2.2km 和220m .在卫星的四周是四块太阳能帆板,每一块上面贴有1344块GaAs 太阳电池.它的二次能源采用的是10个NiCd 蓄电池组成的电池组.PoSAT -1的姿态控制采用无源方式,由重力梯度稳定和磁力矩稳定相结合.热控制采用分段参数有限差分模型.为了使卫星受到的太阳辐射量分布均匀,卫星在轨道上绕Z 轴缓慢地自旋.星载计算机选用的是Intel -80186,配有512K 程序RAM 和PROM ,16M 数据RAM .另有一套备份OBC ,采用的是Intel -80188,它也带有512K 的程序RAM .3.2　瑞典空间物理研究所(ISF )研制的纳卫星Munin [4]它的重量只有5kg ,整体尺寸为20×20×25cm (如图3、图4所示).从设计到发射Munin 只用了一年半的时间,充分体现了微小卫星的特点.Munin 主要用于科学试验,进行南北两极的极光和高能粒子的探测.其有效载荷有:离子分光计(重量为600g ,功率为1000mW ),中子探测器(重量为340g ,功率为500mW ),无线电收发机(TE KK -KS100,重量为145g ,接收频率499.950MHz ,发射频率400.550MHz ),CCD 相机.星载计算机用的是DSP (TMS320C50),与之配套使用的有16K 程序RAM ,2M 数据RAM ,64K EPR OM ,32K EEPROM .它的姿态稳定采用的是磁力矩稳定.电源采用锂蓄电池(0.5A ,12.35V )和GaAs 太阳电池阵列.3.3　巴西国家空间研究所研制的微小卫星SAC I -1[5]该卫星主要用于科学实验,总重量为60kg ,有效载荷28kg ,尺寸为60×60×40cm ,功耗为30W ,研制时间为28个月,预计寿命为18个月.SACI -1主要分为如下几个模块:结构模块、电源模块、S 波段通信模块、无源姿态控制模块、星载计算机模块和无源热控模块,其分解示意图如图5所示.图3　Munin 卫星外貌图4　Munin 卫星内部结构结构模块包括一个主体部分(平台和有效载荷)和四个可展开的太阳电池帆板,但只有三块上面装有GaAs 太阳电池,另一个用来作三轴磁力计实验,同时可保持结构的平衡对称性.电源模块由太阳电池帆板组、两个NiCd 蓄电池、两个冷备份蓄电池和能量分配部分组成.通信模块中的收发机采用热备份,上行信号是FM 调制,速率为19.2Kb /s ,下行信号则采用BPSK 调制,速率为500Kb /s .姿态控制采用无源控制,用自旋稳定和地磁稳定相结合,104 电 子 学 报2000年图5　SACI -1分解图指向精度为1°.星载计算机模块采用三片T805处理器.热控也是采用无源控制.因为无源控制可以减小星体的体积,降低卫星的功耗.3.4　南非Stellenbosch 大学制造的微小卫星SUNSAT [6]该卫星已于1999年2月23日发射,主要用于地球探测、分组通信、科学实验.它重60kg ,尺寸为45×45×60cm ,(如图6所示)功耗为30W ,蓄电池采用NiCd 电池,轨道倾角97°,近地点高度450km ,远地点高度860km ,设计寿命为4～5年.SUNSAT 的姿态控制是一个重力梯度杆,长400mm ,原材料是铍铜合金.在它的顶端装有8个激光反射镜和一个太阳传感器、一个磁力计.稳定装置是一个反作用轮,并和磁力矩相接合.SUNSAT 上有两个星载计算机Intel188Ec ,Intel386Ex 和一个专用姿态控制处理器T800,还有其它的一些专用控制器,如8031等.用于地球探测的主要是一个三色CCD 相机,它由3个TI 公司的TC104线性CCD 探测器组成,同时配以64M 的R AM 作为数据存储器.它的通信模块主要参数是:下行用S 波段,传送图像数据,速率为60Mbit /s ;上行用L 波段,传送文件数据,速率为2Mbit /s .4　微小卫星的设计对策 微小卫星的研究目标是“更小,更快,更省,更好”,其中最重要的一点就是要找到价格、性能和可靠性三者之间的最佳平衡点.因此在研制微小卫星时应注意如下几点[7～9]:(1)尽可能采用简单的方法完成任务要求应全面了解设计所要求的和实际能达到的安全余量,并把它作为选择元器件和设计技术的基础.(2)主要模块采用验证过的标准设计主要的模块应尽可能使用验证过的标准设计和硬件,并逐步增加未经验证过的部件作为备份.(3)备份应灵活设计而不是简单备份使用不同的技术提供可替换的备份途径,可以防止某一技术在空间中的异常.(4)接口简单采用简单的接口,不但可以尽量减少接口错误和装配时间,而且有助于降低费用.(5)采用可靠的批量生产元器件在多数情况下,商业型批量生产的廉价元器件的可靠性可与为航天工业少量生产的高成本元器件相媲美.实践证明,经过基本的筛选,这些元器件完全可以适用于大多数低轨道航天任务.(6)最优的不一定是最好的性能最优的,其性能价格比不一定是最好的.追求的应是最好的性能价格比.(7)卫星寿命可以适当降低对于一颗长寿命的卫星来说,要付出的代价是巨大的.考虑到微小卫星成本低、生产周期短、发射容易等特点,卫星的寿命可以适当降低.5　现代微小卫星的发展趋势 目前研制的微小卫星大都采用的还是成熟的技术,然而随着技术的不断发展和各种交叉学科的出现,微小卫星的设计观念将会出现许多本质性的变化,本文认为以下技术的发展将对未来微小卫星产生重大影响.图6　SU NSAT 外貌5.1　多功能体系所谓多功能体系(MFS —Multifunctional Sturcutres ),是一个集成了电子、热能、结构等多种功能的体系[10].目前卫星上所有电子器件的功能都比较单一,相互之间必须通过导线连接才能完成某一个复杂的功能.在MFS 中,所有的电子子系统,象数据传输、控制信号管理等都和能量分配以及热传导部分集成在一起.另外,在MFS 中,还有其它许多很好的设想,例如把传热管直接嵌在卫星的面板中;在结构中使用聚四氟乙烯,这样当卫星发射时可以提高卫星的机械强度,当卫星在轨道上运行时,又可以作为卫星上的等离子推进器的固态推进剂.这样通过使用一个多功能模块代替多个功能模块,无疑会大大减少卫星的重量和体积.如果这个技术得以实现,将会极大地改变现有微小卫星的设计观念和实现手段.下面给出不同时期、不同技术下的功能模块的质量对比图(图7).图中Past 表示过去的情况,SSTL 表示当前Surrey 大学的情况,MFS 表示采用MFS 技术后的情况.5.2　微机电部件和纳米技术的应用众所周知,卫星的价格与卫星的质量存在着某种比例关系.质量越小,卫星的价格越低.但是卫星质量的减少与卫星105第　7　期詹亚锋:现代微小卫星技术及发展趋势图7　不同技术下质量的对比上各个部件能够做到多小有关.因此微机电部件(ME MS—Mi-cro Electronic Mechanical System)的实现成了当前研究的一个热点[11].目前已经研制成功和正在研制的空间用微机电部件主要有以下几种:·微加速度计　这种加速度计根据电子隧道原理制成.其噪声只有自由噪声基准加速度计的1/10～1/100,而重量仅为后者的1/50.单轴微加速度机仅重1克,灵敏度目前已做到10-7个重力加速度单位.·微陀螺　这是一种振动陀螺,重量只有0.1克,封装成的尺寸为5cm×5cm×5cm,其中机械部件尺寸为1.2cm×1.2cm×1.2cm,功耗小于1W,其性能指标为漂移稳定度1°～10°/天.如果这些部件能大量的用于卫星,再和上面提到的“多功能体系”技术结合起来,卫星的尺寸和重量将会进一步下降.当然,限制卫星尺寸和重量的减少还有许多其它因素.如电源的功率产生能力,它和太阳电池的表面积有关;电源的存储能力,它和电池的体积有关;抗辐射的能力;光学器件的分辨率;通信天线的尺寸.尽管有这些因素的存在,纳米技术对于卫星的设计仍然有极大的诱惑力.5.3　分布式卫星系统所谓分布式卫星系统,就是用多颗卫星组成一个星座,共同完成某一项任务.由于微小卫星一般处在低地球轨道(LEO)和中地球轨道(MEO)上,因此必然存在着覆盖面积有限的问题.如果用微小卫星组网,就能实现大范围、实时的通信和对地观测.同时,它的可靠性高、承担的风险小.可以举一个例子对此加以说明.如果只发射一颗卫星,要使它的可靠性达到0.990,将要付出很高的代价.如果使用三颗相同的卫星,每一颗卫星的可靠性为0.900,它的实现相对比较容易,而这时整个系统的可靠性可以达到0.999.这样就可以用较低的代价取得较高的可靠性.当然实际的卫星组网可靠性计算可能没有这么简单,但是从中还是可以看到卫星组网可以提高系统的可靠性.虽然目前已经出现了卫星组网的例子,如“铱”系统,但由于微小卫星受功率和重量等方面的制约,使得在选择星际通信方式时,要考虑更多的因素.这些都将是发展微小卫星的下一步研究方向.当然,微小卫星的发展趋势远远不会只局限于上述这些方面.只要在现有的技术基础上,更新设计观念,提高实现水平,微小卫星的前途将会是一片光明.6　小结 经过40多年的发展,卫星家族变得越来越庞大.本文分析和总结了其中的一支———微小卫星的一些技术特点,并对微小卫星的设计和发展趋势提出了一点看法.相信,随着卫星技术的不断发展,它必将会为人类提供更多更好的服务.参考文献[1]　王希季,李大耀.卫星设计学.上海:上海科学技术出版社,1997,第五章[2]　Huo Changqing,Ma zhengxin,Cao zhi gang.Doppler-corrected nonlinearcarrier phase estimated in QPSK Trans mis sion.ICP MSC'96,1996:240～243[3]　PoSAT-1Technical Features.来自互联网[4]　Munin NanoSatellite.来自互联网[5]　Schoonwinkel,et al.Pre-Flight Performance of Sunsat,South Africa'sFirst Re mote Sens ing and Packet Communications M icros atellite.来自互联网[6]　Neri,J.A.,et al.SACI-1A Cost-Effective MicroSatellite Bus For Mul-tipl e Mission Payloads.来自互联网[7]　Erhard R abenau,et al.More Spacefl ight for Les s Money-Results of TheDAR A Works hop on M is sion Operati ons Concepts for Small Satellite.来自互联网[8]　Erhard Rabenau,et al.Operations Comcepts for Small Satellites-R es ultsof a Works hop.来自互联网[9]　Dipl.Ing Erhard Rabenau.Analysis and Evaluati on of Operational Con-cepts for Spacecraft with Special Focus on Small Satell ites and Low-Cos t 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