張科科 朱振才 夏磊

(1 中國(guó)科學(xué)院上海微系統(tǒng)與信息技術(shù)研究所，上海 200030) (2 上海微小衛(wèi)星工程中心，上海 201203)

?

小衛(wèi)星模塊化設(shè)計(jì)技術(shù)分析

張科科1,2朱振才2夏磊2

(1 中國(guó)科學(xué)院上海微系統(tǒng)與信息技術(shù)研究所，上海 200030) (2 上海微小衛(wèi)星工程中心，上海 201203)

小衛(wèi)星具有功能密度高、研制成本低、有效載荷種類多等特點(diǎn)，而傳統(tǒng)的衛(wèi)星設(shè)計(jì)方法都是根據(jù)具體任務(wù)對(duì)分系統(tǒng)進(jìn)行定制化設(shè)計(jì)，導(dǎo)致設(shè)計(jì)出的衛(wèi)星系統(tǒng)各異、接口形式多樣、質(zhì)量大、成本高，難以實(shí)現(xiàn)小衛(wèi)星高性能、短周期和低成本的研制目標(biāo)。文章針對(duì)小衛(wèi)星的發(fā)展特點(diǎn)，結(jié)合應(yīng)用實(shí)例，對(duì)美國(guó)、德國(guó)等研發(fā)的模塊化小衛(wèi)星的設(shè)計(jì)方法及關(guān)鍵技術(shù),包括線性堆棧式分層模塊化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、即插即感知軟件技術(shù)、標(biāo)準(zhǔn)化飛行器總線技術(shù)等進(jìn)行分析和總結(jié)，并提出了我國(guó)模塊化小衛(wèi)星的設(shè)計(jì)建議，其中融入了通用化接口、標(biāo)準(zhǔn)化平臺(tái)與部件等設(shè)計(jì)理念。

小衛(wèi)星；模塊化設(shè)計(jì)；高性能；標(biāo)準(zhǔn)化

1 引言

小衛(wèi)星具有功能密度高、研制成本低、有效載荷種類多、飛行任務(wù)靈活多樣、性能指標(biāo)千差萬別的特點(diǎn)。以衛(wèi)星平臺(tái)為核心的設(shè)計(jì)和研制模式，以及基于傳統(tǒng)設(shè)計(jì)思路、依靠實(shí)物試驗(yàn)的研制方式及串行工作的管理模式，已經(jīng)難以實(shí)現(xiàn)小衛(wèi)星高性能、短周期、低成本的研制目標(biāo)，因此需要適應(yīng)小衛(wèi)星技術(shù)特點(diǎn)的新的設(shè)計(jì)理念和方法。

衛(wèi)星設(shè)計(jì)方法的演變可劃分為三個(gè)階段：第一階段是由分系統(tǒng)直接組合構(gòu)成，衛(wèi)星的質(zhì)量大、成本高、研制周期長(zhǎng)。第二階段是設(shè)計(jì)一種公共平臺(tái)來滿足多個(gè)空間飛行任務(wù)的要求，即將航天器分為公用平臺(tái)和有效載荷兩大模塊分別進(jìn)行設(shè)計(jì)。由于耦合度高，此種方案無法適應(yīng)有效載荷和任務(wù)的多樣性要求。第三階段是模塊化設(shè)計(jì)，是在對(duì)衛(wèi)星平臺(tái)進(jìn)行功能分析的基礎(chǔ)上，劃分并設(shè)計(jì)出一系列功能模塊，通過模塊的選擇和組合構(gòu)成不同的衛(wèi)星平臺(tái)來滿足不同有效載荷的需求。這里的模塊是指具有獨(dú)立完備功能和開放接口，并具有柔性、可互換使用的通用單元，作為構(gòu)成小衛(wèi)星的基本組成單元，通過選用諸如電源管理單元、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、計(jì)算單元、路由存儲(chǔ)單元、數(shù)據(jù)處理單元、智能接口單元等功能模塊，組合實(shí)現(xiàn)指定任務(wù)的小衛(wèi)星。因此，模塊化設(shè)計(jì)相比公共平臺(tái)設(shè)計(jì)優(yōu)勢(shì)明顯，是小衛(wèi)星重要的發(fā)展趨勢(shì)。國(guó)外已經(jīng)開展了大量基于模塊化設(shè)計(jì)的研究，包括美國(guó)Aero/Astro公司的“空間維護(hù)與修理技術(shù)平臺(tái)”(SMARTBus)系列[1-2]，美國(guó)海軍研究實(shí)驗(yàn)室和麻省理工學(xué)院的快速響應(yīng)型“戰(zhàn)術(shù)衛(wèi)星”(TacSat)計(jì)劃[3-4]，以及德國(guó)的“技術(shù)試驗(yàn)承載器”(TET)平臺(tái)[5-7]。我國(guó)主要使用第二階段的設(shè)計(jì)方法。

本文針對(duì)低成本、高性能、短研制周期，并可支持多種軌道、多種任務(wù)類型衛(wèi)星平臺(tái)的需求，研究和分析了國(guó)外典型的模塊化小衛(wèi)星項(xiàng)目，并在此基礎(chǔ)上提出了模塊化小衛(wèi)星的一種實(shí)現(xiàn)方式，可為我國(guó)模塊化小衛(wèi)星設(shè)計(jì)提供參考。

2 國(guó)外模塊化小衛(wèi)星研究現(xiàn)狀

2.1 美國(guó)“空間維護(hù)與修理技術(shù)平臺(tái)”項(xiàng)目

2.1.1 平臺(tái)堆棧結(jié)構(gòu)概述

美國(guó)Aero/Astro公司開發(fā)的“空間維護(hù)與修理技術(shù)平臺(tái)”，是將一系列結(jié)構(gòu)相同、功能不同的模塊通過機(jī)械、電、邏輯標(biāo)準(zhǔn)連接，采用線性堆棧六邊形結(jié)構(gòu)，如圖1所示。它包括有效載荷基板、通信模塊、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、電池模塊和太陽電池陣模塊，具有較短組裝時(shí)間和低重復(fù)成本兩大優(yōu)勢(shì)。工作人員能夠在幾個(gè)小時(shí)之內(nèi)完成模塊組合和整體測(cè)試，而不是傳統(tǒng)(第一、二階段衛(wèi)星設(shè)計(jì)模式)需要幾周甚至幾個(gè)月的時(shí)間。

圖1 典型的“空間維護(hù)與修理技術(shù)平臺(tái)”堆棧結(jié)構(gòu)Fig.1 Typical stack frame of SMARTBus

2.1.2 設(shè)計(jì)理念

“空間維護(hù)與修理技術(shù)平臺(tái)”采用線性堆棧式分層的模塊設(shè)計(jì)理念，各個(gè)模塊結(jié)構(gòu)與外部接口相同，但承載的功能不同，由于沒有專用的特殊負(fù)載，所以各個(gè)模塊相對(duì)獨(dú)立，可在縱向上任意放置和線性疊加。相對(duì)于傳統(tǒng)衛(wèi)星平臺(tái)實(shí)現(xiàn)基本互換功能可能需要封裝再設(shè)計(jì)、分析和測(cè)試，模塊化設(shè)計(jì)更簡(jiǎn)便、高效，集成和測(cè)試處理可在幾分鐘到幾小時(shí)內(nèi)完成?！翱臻g維護(hù)與修理技術(shù)平臺(tái)”的主要分層如表1所示，各層之間的交互結(jié)構(gòu)如圖2所示。

各個(gè)獨(dú)立模塊之間的相互作用需要清晰嚴(yán)格的分層，因?yàn)榉謱邮菍⒁粋€(gè)完整的復(fù)雜系統(tǒng)分成多個(gè)具有感知能力的部分，且保證每個(gè)部分與其相鄰部分是相互獨(dú)立的。這是將復(fù)雜問題簡(jiǎn)易化的關(guān)鍵，同時(shí)，分層結(jié)構(gòu)也使進(jìn)一步改進(jìn)變得更加便捷。

表1 “空間維護(hù)與修理技術(shù)平臺(tái)”結(jié)構(gòu)分層功能介紹

圖2 各層交互結(jié)構(gòu)Fig.2 Interaction among layers

在分層模塊基礎(chǔ)上快速建立功能任務(wù)的能力，正是“空間維護(hù)與修理技術(shù)平臺(tái)”實(shí)現(xiàn)快速響應(yīng)的方法。根據(jù)功能任務(wù)的不同選擇所需模塊，通過標(biāo)準(zhǔn)的機(jī)、電、熱接口將其簡(jiǎn)單組合成一個(gè)小衛(wèi)星整體，以實(shí)現(xiàn)模塊集成。同時(shí)，模塊在多任務(wù)方案中的可重復(fù)使用性，也使小衛(wèi)星真正實(shí)現(xiàn)了模塊化。

2.1.3 關(guān)鍵技術(shù)

1)線性堆棧式分層模塊化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

基于“空間維護(hù)與修理技術(shù)平臺(tái)”的“柔性可擴(kuò)展平臺(tái)小衛(wèi)星”(Flexible Extensible Bus for Small Satellites，F(xiàn)EBSS)系統(tǒng)，是線性堆棧結(jié)構(gòu)的典型代表，其堆棧形式如圖1所示。模塊的橫截面采用內(nèi)切圓直徑為44 cm 的六邊形，高度增量為2 cm，每個(gè)模塊的頂部(公口)和底部(母口)具有電中樞連接器，通過公口和母口的配合實(shí)現(xiàn)模塊組裝[8]。此系統(tǒng)具有兩大優(yōu)勢(shì)，即較短組裝時(shí)間和低重復(fù)成本，而且可以避免因模塊過多無法連接的問題。

2)即插即感知軟件技術(shù)

“空間維護(hù)與修理技術(shù)平臺(tái)”的模塊化設(shè)計(jì)通過“即插即感知”的軟件技術(shù)來支持，通過即插即感知的標(biāo)準(zhǔn)接口將各層模塊連接到一起，以完成整星的任務(wù)。即插即感知是由“即插即用”衍生出的概念，區(qū)別在于前者能夠同時(shí)識(shí)別物理的和功能的特性。這種軟件技術(shù)使“空間維護(hù)與修理技術(shù)平臺(tái)”結(jié)構(gòu)不僅能探測(cè)各模塊的存在位置，而且能夠探知各模塊的功能及關(guān)鍵運(yùn)行參數(shù)。

2.2 美國(guó)“戰(zhàn)術(shù)衛(wèi)星”系列

2.2.1 衛(wèi)星概述

“作戰(zhàn)響應(yīng)空間”(ORS，又稱“快速響應(yīng)空間”)

是在緊急任務(wù)或航天器被打擊時(shí)，快速地發(fā)射、補(bǔ)充部署空間飛行器，以達(dá)到對(duì)熱點(diǎn)地區(qū)信息收集等目標(biāo)，以美國(guó)研發(fā)的“戰(zhàn)術(shù)衛(wèi)星”系列最為典型。其中，戰(zhàn)術(shù)衛(wèi)星-3的模塊化設(shè)計(jì)尤為突出，可滿足軍隊(duì)對(duì)航天器運(yùn)行的及時(shí)響應(yīng)性、靈活性和經(jīng)濟(jì)可承擔(dān)等多重需求。該衛(wèi)星采用第一代模塊化的空間即插即用電子設(shè)備技術(shù)，由高光譜成像儀傳感器、通用數(shù)據(jù)鏈路(CDL)通信組件、衛(wèi)星通信試驗(yàn)組件、衛(wèi)星試驗(yàn)航空電子系統(tǒng)和衛(wèi)星平臺(tái)構(gòu)成，其系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3所示。

注：ARTEMIS傳感器是星載高光譜傳感器的一種型號(hào)。圖3 戰(zhàn)術(shù)衛(wèi)星-3系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.3 Structure of TacSat-3

2.2.2 設(shè)計(jì)理念

為了滿足“快速響應(yīng)空間”的要求，戰(zhàn)術(shù)衛(wèi)星-3采用基于內(nèi)聚性、封裝性、解耦性和重復(fù)使用性的模塊化設(shè)計(jì)原則，將衛(wèi)星設(shè)計(jì)成開放式系統(tǒng)。其主要設(shè)計(jì)理念是：首先，建立開放式系統(tǒng)或策略的相關(guān)概念和制度，并建立起系統(tǒng)架構(gòu)，識(shí)別關(guān)鍵結(jié)構(gòu)；然后對(duì)關(guān)鍵接口所用的開放式標(biāo)準(zhǔn)的可行性進(jìn)行評(píng)估，確定開放式分級(jí)并挑選合適標(biāo)準(zhǔn)，準(zhǔn)備測(cè)試評(píng)價(jià)及技術(shù)過渡計(jì)劃；最終確定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和接口管理文件。

在此設(shè)計(jì)模式下，戰(zhàn)術(shù)衛(wèi)星-3采用基于開放通用標(biāo)準(zhǔn)的可裁剪式平臺(tái)(見圖4)，具有很好的魯棒性和柔性，系統(tǒng)的工作性能得到大大改善，使其能夠更有效地應(yīng)對(duì)改變，并易于插入新技術(shù)，不僅具有良好的成長(zhǎng)能力，互用性得到提高，組裝危險(xiǎn)性降低，還縮短了任務(wù)的研制周期，減少了對(duì)供應(yīng)方的依賴性，降低了整體成本。

圖4 基于開放通用標(biāo)準(zhǔn)的可裁剪式平臺(tái)Fig.4 Tailorable bus built on open common standards

2.2.3 關(guān)鍵技術(shù)

1)標(biāo)準(zhǔn)化飛行器總線技術(shù)

為滿足衛(wèi)星快速裝配的要求，標(biāo)準(zhǔn)化飛行器總線技術(shù)由傳統(tǒng)的針對(duì)有效載荷重新設(shè)計(jì)衛(wèi)星平臺(tái)總線的方式轉(zhuǎn)變?yōu)橛行лd荷根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)化總線而設(shè)計(jì)的方式。采用標(biāo)準(zhǔn)化總線技術(shù)，可以使衛(wèi)星平臺(tái)的設(shè)計(jì)和測(cè)試時(shí)間縮短到幾周以內(nèi)。

2)通用數(shù)據(jù)鏈路技術(shù)

通用數(shù)據(jù)鏈路技術(shù)是一種公共的已經(jīng)明確定義并在機(jī)載情報(bào)、監(jiān)視和偵察(ISR)協(xié)會(huì)成功應(yīng)用了一定時(shí)間的通信體制。為了實(shí)現(xiàn)快速響應(yīng)，“戰(zhàn)術(shù)衛(wèi)星”系列采用通用數(shù)據(jù)鏈路技術(shù)，上下行鏈路數(shù)據(jù)通過通用數(shù)據(jù)鏈路高速傳輸。戰(zhàn)術(shù)衛(wèi)星-2、3將該技術(shù)用于空間并支持衛(wèi)星的直接戰(zhàn)區(qū)作業(yè)，在一些可移動(dòng)的地面系統(tǒng)支持下應(yīng)用于軍隊(duì)服務(wù)。

3)空間即插即用綜合電子技術(shù)

即插即用是指使用既有硬件組件整合成一個(gè)應(yīng)用傳感器接口模塊，并將接口控制文件信息編碼裝入該模塊，其本質(zhì)就是將既有組件轉(zhuǎn)換成即插即用組件?？臻g即插即用綜合電子技術(shù)采用接口驅(qū)動(dòng)的方式，包括支持低數(shù)據(jù)傳輸率的SPA-U和支持高數(shù)據(jù)傳輸率的SPA-S接口標(biāo)準(zhǔn)。戰(zhàn)術(shù)衛(wèi)星-3將5個(gè)即插即用有效載荷模塊組裝入衛(wèi)星航空電子試驗(yàn)艙中，2個(gè)外部電氣接口與指令數(shù)據(jù)處理單元相連接。

2.3 德國(guó)“技術(shù)試驗(yàn)承載器”衛(wèi)星

2.3.1 衛(wèi)星概述

“技術(shù)試驗(yàn)承載器”是由德國(guó)工業(yè)研究協(xié)會(huì)牽頭、采用在軌演示驗(yàn)證技術(shù)研發(fā)的新興創(chuàng)新衛(wèi)星項(xiàng)目。技術(shù)試驗(yàn)承載器-1空間段(見圖5)包括衛(wèi)星平臺(tái)和有效載荷2個(gè)部分：平臺(tái)質(zhì)量為70 kg；有效載荷質(zhì)量為50 kg，包括載荷支撐系統(tǒng)和實(shí)際任務(wù)載荷系統(tǒng)。太陽翼未展開時(shí)，衛(wèi)星的總高度約為880 mm，寬度約為550 mm，厚度為650 mm。

圖5 技術(shù)試驗(yàn)承載器-1衛(wèi)星結(jié)構(gòu)Fig.5 Structure of TET-1

2.3.2 設(shè)計(jì)理念

“技術(shù)試驗(yàn)承載器”衛(wèi)星平臺(tái)采用模塊化、靈活性和高可靠性的設(shè)計(jì)理念。新型標(biāo)準(zhǔn)總線和模塊化的載荷供應(yīng)系統(tǒng)，使其在未來能夠作為在軌演示驗(yàn)證應(yīng)用的標(biāo)準(zhǔn)平臺(tái)。整星設(shè)計(jì)的一個(gè)特點(diǎn)是連接衛(wèi)星平臺(tái)和有效載荷之間的接口由模塊化載荷支撐系統(tǒng)[6]控制管理，可以方便地更換有效載荷以滿足任務(wù)需求，如圖6所示。通過模塊化降耦合設(shè)計(jì)，衛(wèi)星平臺(tái)由服務(wù)組件、電子組件和有效載荷平臺(tái)組件組成。有效載荷包含任務(wù)有效載荷系統(tǒng)、有效載荷支撐系統(tǒng)和小部分衛(wèi)星平臺(tái)組件(星敏感器、磁強(qiáng)計(jì)、低增益天線、GPS)。

2.3.3 關(guān)鍵技術(shù)

1)模塊化平臺(tái)設(shè)計(jì)

衛(wèi)星平臺(tái)按組件級(jí)標(biāo)準(zhǔn)分成三大模塊。①服務(wù)組件包含電池、反作用輪、電源控制盒分配單元和一個(gè)陀螺儀。②電子組件包含星務(wù)計(jì)算機(jī)和有效載荷支撐系統(tǒng)的一部分，同時(shí)電子系統(tǒng)自身提供12塊接口板，使得衛(wèi)星平臺(tái)在不利用有效載荷支撐系統(tǒng)的情況下也可直接連接一些試驗(yàn)載荷。③有效載荷平臺(tái)組件是衛(wèi)星電子部分與可調(diào)節(jié)有效載荷部分的鏈接，該有效載荷平臺(tái)允許預(yù)組裝有效載荷的快速集成。

2)有效載荷支撐系統(tǒng)設(shè)計(jì)

有效載荷支撐系統(tǒng)主要為衛(wèi)星平臺(tái)和試驗(yàn)有效載荷提供靈活的接口服務(wù)，與衛(wèi)星平臺(tái)存在一個(gè)固定接口；同時(shí)為試驗(yàn)有效載荷提供多個(gè)靈活可變的接口，用于承載不同的試驗(yàn)有效載荷。有效載荷支撐系統(tǒng)是一個(gè)模塊化系統(tǒng)，包含一塊底板和一系列不同類型的歐洲卡大小的接口板(160 mm×100 mm)。它主要由3個(gè)部分組成：能源供給部分，主要保障所連接的試驗(yàn)有效載荷的能源供給，以及有效載荷支撐系統(tǒng)自身的能源供給；處理器板部分，主要對(duì)有效載荷支撐系統(tǒng)進(jìn)行相關(guān)控制；輸入輸出板，為試驗(yàn)有效載荷提供數(shù)據(jù)接口。

2.4 啟示

從國(guó)外的實(shí)例和研究中可以看出，設(shè)計(jì)的小衛(wèi)星模塊首先要具有獨(dú)立完備性，即每個(gè)模塊既保持一定的功能聚合，同時(shí)又保持良好的界定性；其次是具有開放性，體現(xiàn)在每個(gè)模塊采用開放標(biāo)準(zhǔn)的接口，可自動(dòng)適應(yīng)或兼容整星的機(jī)、電、熱及數(shù)據(jù)接口要求。此外，小衛(wèi)星模塊還具有柔性特點(diǎn)，可以根據(jù)系統(tǒng)需求進(jìn)行有效的應(yīng)對(duì)變化和組合。因此，小衛(wèi)星的模塊必須實(shí)現(xiàn)規(guī)范化和系列化。功能模塊的規(guī)范化是指同類功能模塊具有相同的對(duì)外接口特性，方便在集成過程中進(jìn)行替代和更換。其核心是標(biāo)準(zhǔn)化，通過對(duì)某一類或具有相似任務(wù)的衛(wèi)星系統(tǒng)的分析研究，把其中含有相同或相似的功能單元分離出來，用標(biāo)準(zhǔn)化原理進(jìn)行統(tǒng)一、歸并、簡(jiǎn)化，以通用單元的形式獨(dú)立存在，并形成功能與指標(biāo)具有合理層次的系列，這種設(shè)計(jì)便于實(shí)現(xiàn)小衛(wèi)星針對(duì)不同有效載荷和飛行任務(wù)的多樣化、寬適應(yīng)性的要求，我國(guó)在發(fā)展模塊化小衛(wèi)星設(shè)計(jì)過程中，可以參考和借鑒相關(guān)設(shè)計(jì)理念和原則。

3 模塊化小衛(wèi)星的一種實(shí)現(xiàn)方式

3.1 總體設(shè)計(jì)思路

模塊化小衛(wèi)星應(yīng)以衛(wèi)星構(gòu)成柔性化、模塊可更換、模塊可快速裝配集成為核心[9]，主要設(shè)計(jì)思路如下。

(1)衛(wèi)星構(gòu)成柔性化設(shè)計(jì)。柔性化是指根據(jù)具體應(yīng)用需求與外界工作環(huán)境對(duì)系統(tǒng)內(nèi)部作出適當(dāng)?shù)膭?dòng)態(tài)配置，以保證對(duì)不同任務(wù)、不同軌道高度的通用性[10]。模塊化衛(wèi)星的柔性化設(shè)計(jì)過程中，衛(wèi)星各分系統(tǒng)都留有一定的設(shè)計(jì)裕度，通過發(fā)射前針對(duì)具體任務(wù)進(jìn)行修改，迅速調(diào)整整星功能與性能。柔性化設(shè)計(jì)主要強(qiáng)調(diào)系統(tǒng)功能軟件化、硬件體系可重構(gòu)性、模塊化設(shè)備可擴(kuò)展性、系統(tǒng)接口可配置化、軟件(操作系統(tǒng)內(nèi)核、應(yīng)用程序)可裁剪化。

(2)衛(wèi)星平臺(tái)的通用化及模塊可更換性設(shè)計(jì)。用于快速集成衛(wèi)星平臺(tái)的部組件和程序，將嚴(yán)格按照開放式的通用標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行模塊化設(shè)計(jì)與開發(fā)。其主要要求為：部組件的模塊化、板級(jí)部件的即插即用、模塊化的部組件具有自檢測(cè)能力。所有的設(shè)計(jì)、制造和模塊的測(cè)試都是預(yù)先完成的，并且形成的分系統(tǒng)已經(jīng)在開發(fā)的時(shí)候被充分測(cè)試，長(zhǎng)期存儲(chǔ)仍能保證性能，實(shí)現(xiàn)模塊可更換功能。

(3)接口統(tǒng)一規(guī)范標(biāo)準(zhǔn)，模塊實(shí)現(xiàn)快速集成。模塊化衛(wèi)星的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)接口設(shè)計(jì)內(nèi)容涵蓋了電氣連接、通信鏈路、機(jī)械接口、動(dòng)力系統(tǒng)、熱接口等各個(gè)方面，通過標(biāo)準(zhǔn)協(xié)議使得系統(tǒng)確認(rèn)部組件并能通信。此外，通過擴(kuò)展統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)和協(xié)議，實(shí)現(xiàn)星內(nèi)部組件的即插即用，減少集成和測(cè)試時(shí)間，強(qiáng)化軟件重構(gòu)能力，并增加在軌可靠性；還能實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星與有效載荷、衛(wèi)星與運(yùn)載火箭的迅速集成。統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)接口設(shè)計(jì)包含基于標(biāo)準(zhǔn)接口的系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)、基于即插即用的標(biāo)準(zhǔn)通信協(xié)議規(guī)范、支持即插即用的總線硬件接口、支持即插即用的衛(wèi)星功能部件。

3.2 模塊化小衛(wèi)星設(shè)計(jì)方案

3.2.1 衛(wèi)星平臺(tái)立方體桁架式構(gòu)型設(shè)計(jì)

根據(jù)模塊化設(shè)計(jì)思想，采用帶有球節(jié)接口的立方體桁架結(jié)構(gòu)作為衛(wèi)星主結(jié)構(gòu)方案，增大衛(wèi)星模塊擴(kuò)展靈活性。桁架結(jié)構(gòu)具有質(zhì)量小、工藝性好、靈活及易拆裝等優(yōu)點(diǎn)。選用18孔球節(jié)接頭，通過球節(jié)接頭各孔與桿連接實(shí)現(xiàn)模塊多方向擴(kuò)展。立方體模塊具有標(biāo)準(zhǔn)接口，可以根據(jù)需求繼續(xù)增加模塊以進(jìn)行衛(wèi)星功能 的擴(kuò)展。小衛(wèi)星大小可根據(jù)任務(wù)需求選擇幾個(gè)具有標(biāo)準(zhǔn)接口的立方體模塊堆疊而成，見圖7。

衛(wèi)星每個(gè)模塊的結(jié)構(gòu)由3個(gè)基本部分組成：板、桿、球節(jié)接頭，每個(gè)模塊均由4個(gè)球節(jié)接頭將8根桿連接起來組成立方體結(jié)構(gòu)，如圖8所示。每個(gè)球節(jié)接頭有18個(gè)螺孔，可與各桿連接。每個(gè)模塊有8根帶有凸臺(tái)的桿，以及5根光桿，其中光桿連接在模塊各面的對(duì)角的2個(gè)球節(jié)接頭之間，以保持整個(gè)模塊結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性。板用來在結(jié)構(gòu)上支持模塊的內(nèi)部元件，滿足所包含組件全部質(zhì)量所需的剛度、強(qiáng)度及保持頻率要求。

圖7 小衛(wèi)星外形結(jié)構(gòu)Fig.7 Configuration of small satellite

圖8 單個(gè)立方體模塊設(shè)計(jì)Fig.8 Modular design of single cube

3.2.2 模塊化星載計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)

星載計(jì)算機(jī)是衛(wèi)星控制和計(jì)算系統(tǒng)的核心，主要包含星上控制、衛(wèi)星測(cè)控和星上數(shù)據(jù)處理三大功能。模塊化星載計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)思路是將以上功能通過模塊有效地集成在一起，同時(shí)各個(gè)模塊可根據(jù)環(huán)境變化或任務(wù)需求作出動(dòng)態(tài)改變。采用的方法為以大規(guī)模FPGA為載體，以片內(nèi)總線為連接方式，將各個(gè)模塊作為總線節(jié)點(diǎn)，根據(jù)要求改變其功能，增加或去除該模塊。

模塊化星載計(jì)算機(jī)整體結(jié)構(gòu)如圖9所示，采用Xilinx公司的Virtex-4系列FPGA，該系列FPGA具有動(dòng)態(tài)重構(gòu)功能，按照其提供的內(nèi)部配置訪問接口(ICAP)即可完成模塊的功能改變，模塊分為動(dòng)態(tài)區(qū)域和靜態(tài)區(qū)域。

動(dòng)態(tài)區(qū)域中的各個(gè)模塊可在軌重構(gòu)，模塊的功能可適應(yīng)飛行任務(wù)和環(huán)境變化。該區(qū)域模塊包括：遙控接收模塊1～n，負(fù)責(zé)接收并解析遙控信息，并將數(shù)據(jù)傳輸?shù)街骺啬K；遙測(cè)發(fā)送模塊1～n，負(fù)責(zé)將遙測(cè)數(shù)據(jù)包按照遙測(cè)信號(hào)體制傳輸回地面站；SpaceWire總線接口模塊，負(fù)責(zé)和星內(nèi)SpaceWire總線通信，按照總線標(biāo)準(zhǔn)收發(fā)數(shù)據(jù)；姿態(tài)和軌道控制模塊，負(fù)責(zé)將姿態(tài)和軌道控制算法產(chǎn)生的控制量輸出至姿態(tài)軌道控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)，同時(shí)接收姿態(tài)敏感器傳回的姿態(tài)信息，再傳輸給主控模塊；星上時(shí)鐘控制模塊，調(diào)整星上時(shí)鐘網(wǎng)絡(luò)。每個(gè)模塊均裝有SoCWire CODEC模塊，SoCWire CODEC模塊除了具有通信功能，還支持“熱插拔”，從而有效實(shí)現(xiàn)模塊柔性功能。

靜態(tài)區(qū)域模塊的硬件邏輯無法更改，包括主控模塊、RAM控制模塊、Flash控制模塊、內(nèi)部配置訪問接口模塊、SoCWire Switch模塊和SocWire CODEC模塊。主控模塊采用LEON3-FT型IP核，具備容錯(cuò)功能，在該IP核上運(yùn)行VxWorks星載操作系統(tǒng)，完成星務(wù)管理；RAM控制模塊還附有錯(cuò)誤檢測(cè)與糾正(EDAC)模塊，保證從星載RAM中讀取數(shù)據(jù)的正確性；Flash控制模塊根據(jù)內(nèi)部配置訪問接口模塊讀取動(dòng)態(tài)區(qū)域內(nèi)模塊的配置鏡像，完成模塊功能更新；內(nèi)部配置訪問接口模塊利用內(nèi)部配置訪問接口讀取Flash控制模塊中預(yù)置或者更新過的模塊鏡像，按照動(dòng)態(tài)重構(gòu)時(shí)序完成模塊功能更新；當(dāng)星上模塊與主控模塊通信時(shí)，通過SpaceWire總線接口模塊將數(shù)據(jù)傳輸至SocWire CODEC模塊打成數(shù)據(jù)包，數(shù)據(jù)包經(jīng)由SocWire Switch轉(zhuǎn)換器將數(shù)據(jù)發(fā)送至主控模塊。

注：RX和TX為接收信號(hào)和輸出信號(hào)，n為遙控接收模塊和遙測(cè)發(fā)送模塊數(shù)量。圖9 基于FPGA的模塊化星載計(jì)算機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.9 Architecture of modular satellite computer based on FPGA

3.2.3 模塊化熱控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)

熱控分系統(tǒng)利用模塊化、柔性設(shè)計(jì)理念，不再針對(duì)每次任務(wù)進(jìn)行優(yōu)化，而是將同類或相同基本原理的產(chǎn)品作為設(shè)計(jì)基礎(chǔ)，通過綜合或者增加功能形成新的設(shè)計(jì)方案，快速適應(yīng)不同衛(wèi)星任務(wù)的需求。圖10給出了一種理想的模塊化、柔性熱控體系結(jié)構(gòu)。

結(jié)合理想模塊化、柔性熱控體系結(jié)構(gòu)，給出2種針對(duì)不同任務(wù)實(shí)現(xiàn)的模塊化、柔性熱控設(shè)計(jì)，見圖11和圖12。其中，熱控分系統(tǒng)的升級(jí)，主要是規(guī)模與熱耗的簡(jiǎn)單增大，可以增加輻射器模塊數(shù)目、增

加等溫?zé)峥偩€的尺寸和增大補(bǔ)償加熱器的功率，以匹配更多的設(shè)備模塊與更高的熱負(fù)荷。

對(duì)于涉及熱控規(guī)模增大和結(jié)構(gòu)變化的復(fù)雜柔性重構(gòu)升級(jí)，可以通過增加熱控模塊的數(shù)目解決衛(wèi)星總體規(guī)模增大的問題，通過改變等溫?zé)峥偩€布置方式解決柔性重構(gòu)問題，從而快速實(shí)現(xiàn)熱控分系統(tǒng)重構(gòu)。

總之，采用模塊化、柔性設(shè)計(jì)，可有效提高熱控分系統(tǒng)的快速設(shè)計(jì)、升級(jí)與重構(gòu)能力，增強(qiáng)系統(tǒng)的適應(yīng)能力、魯棒性與靈活性。

圖10 理想模塊化、柔性熱控體系結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)Fig.10 Modular and soft design of thermal control system

圖11 利用模塊化、柔性設(shè)計(jì)升級(jí)熱控分系統(tǒng)Fig.11 Using modular and soft design to update thermal control subsystem

圖12 利用模塊化、柔性設(shè)計(jì)重構(gòu)熱控分系統(tǒng)Fig.12 Using modular and soft design to rebuild thermal control subsystem

3.2.4 模塊化姿態(tài)控制分系統(tǒng)設(shè)計(jì)

模塊化姿態(tài)控制分系統(tǒng)(見圖13)可由經(jīng)過飛行驗(yàn)證的標(biāo)準(zhǔn)化姿態(tài)敏感器、執(zhí)行部件、姿態(tài)控制線路及標(biāo)準(zhǔn)星載計(jì)算機(jī)等組成，安裝在一個(gè)模塊艙內(nèi)。該系統(tǒng)硬件不經(jīng)修改或作少量修改，而只要修改計(jì)算機(jī)軟件就能滿足各種類型應(yīng)用技術(shù)衛(wèi)星對(duì)姿態(tài)控制系統(tǒng)的性能要求。其執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括4個(gè)動(dòng)量輪、3個(gè)磁力矩器、16個(gè)推力為1 N的姿態(tài)控制推力器和4個(gè)推力為20 N的軌道控制推力器。

姿態(tài)控制系統(tǒng)接口組件主要是將不同單機(jī)的不同接口兼容，并統(tǒng)一與姿態(tài)控制分系統(tǒng)遠(yuǎn)程接口單元建立鏈接。姿態(tài)控制分系統(tǒng)遠(yuǎn)程接口單元主要通過標(biāo)準(zhǔn)化多通道數(shù)據(jù)總線實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制分系統(tǒng)與通信及數(shù)據(jù)處理單元之間的通信。星載計(jì)算機(jī)通過標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)總線完成姿態(tài)數(shù)據(jù)的采集，并將姿態(tài)控制指令送到相應(yīng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。

由于傳統(tǒng)姿態(tài)控制分系統(tǒng)的現(xiàn)有單機(jī)在硬件和功能上的劃分界面是清晰獨(dú)立的，符合模塊的特點(diǎn)，因此模塊化主要體現(xiàn)在將當(dāng)前姿態(tài)控制分系統(tǒng)的各個(gè) 單機(jī)接口標(biāo)準(zhǔn)化，功能實(shí)現(xiàn)軟件化，具體措施如下。

(1)姿態(tài)控制單機(jī)接口標(biāo)準(zhǔn)化。對(duì)于相同類型、不同供應(yīng)商、不同指標(biāo)的單機(jī)組件，均制定相同的接口規(guī)范，便于相互替換。不過，由于供應(yīng)商的不可控性，該措施在實(shí)施中具有較大難度。對(duì)于無法實(shí)施接口標(biāo)準(zhǔn)化的姿態(tài)控制單機(jī)，設(shè)計(jì)相應(yīng)的接口轉(zhuǎn)化單元，轉(zhuǎn)換為相同類型的輸入，以保持姿態(tài)控制軟件的通用性，不必因單機(jī)的更改而更改。

(2)通用的可重構(gòu)姿態(tài)控制軟件。模塊化、通用的姿態(tài)控制軟件在基本功能上擴(kuò)展服務(wù)，增加統(tǒng)一敏感器數(shù)據(jù)格式輸出，統(tǒng)一控制器數(shù)據(jù)格式輸出模塊，將依賴于硬件產(chǎn)品的數(shù)據(jù)格式轉(zhuǎn)化為與硬件產(chǎn)品無關(guān)的數(shù)據(jù)格式，在進(jìn)行組件替換時(shí)，姿態(tài)確定、控制算法的輸入輸出保持不變，因而具有較強(qiáng)的適應(yīng)性。

(3)通用的姿態(tài)控制算法。衛(wèi)星任務(wù)具有多樣性和復(fù)雜性的特點(diǎn)，因此對(duì)衛(wèi)星期望姿態(tài)的導(dǎo)引律要具備通用性。確保在軌和任務(wù)目標(biāo)改變時(shí)無須修改星上軟件，只要對(duì)地面上傳的姿態(tài)指令和相應(yīng)參數(shù)進(jìn)行修改即可。

注：X,Y,Z是姿態(tài)控制中對(duì)應(yīng)衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的3個(gè)坐標(biāo)軸方向；S方向?yàn)?個(gè)動(dòng)量輪中的斜裝動(dòng)量輪方向，斜裝動(dòng)量輪可以產(chǎn)生X,Y,Z方向的動(dòng)量。圖13 模塊化姿態(tài)控制分系統(tǒng)設(shè)計(jì)框圖Fig.13 Modular attitude control subsystem design block diagram

4 結(jié)束語

小衛(wèi)星技術(shù)已經(jīng)成為當(dāng)前航天發(fā)展的一個(gè)重要方向，小衛(wèi)星的總體設(shè)計(jì)理念也正在逐步確立和完善。其中，模塊化設(shè)計(jì)的研究和實(shí)現(xiàn)在國(guó)內(nèi)還屬于初步階段。為了滿足我國(guó)未來對(duì)低成本、高性能、短研制周期，以及可支持多種軌道、多種任務(wù)類型衛(wèi)星平臺(tái)的需求，在研究和分析國(guó)外典型模塊化衛(wèi)星項(xiàng)目的基礎(chǔ)上，本文提出了一種立方體桁架式模塊化衛(wèi)星結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，并對(duì)典型的星載計(jì)算機(jī)、熱控分系統(tǒng)和姿態(tài)控制分系統(tǒng)進(jìn)行了模塊化設(shè)計(jì)，可為我國(guó)模塊化衛(wèi)星的研究和設(shè)計(jì)提供參考。

References)

[1]Mcdermott S A，Jordan L G.AeroAstro’s SMARTBus：a low-cost modular approach enabling responsive space missions[C]//Proceedings of the 3rd Responsive Space Conference.Washington D.C.： AIAA，2005

[2]馬尚君，劉更，羅浩.鉸鏈展開式構(gòu)型航天器設(shè)計(jì)及其動(dòng)力學(xué)仿真[J].中國(guó)空間科學(xué)技術(shù)，2010，30(6):49-56

Ma Shangjun，Liu Geng，Luo Hao.Design and dynamic simulation of hinged deployable configuration spacecraft [J].Chinese Space Science and Technology，2010,30(6):49-56 (in Chinese)

[3]吳勤.作戰(zhàn)響應(yīng)空間發(fā)展研究[J].航天電子對(duì)抗，2008(5):8-11

Wu Qin.Research on operationally responsive space [J].Aerospace Electronic Warfare，2008(5):8-11 (in Chinese)

[4]林飛，劉曉恩.作戰(zhàn)及時(shí)響應(yīng)空間——探索新的轉(zhuǎn)型能力[J].中國(guó)航天，2007(12):24-26

Lin Fei，Liu Xiaoen.Operationally responsive space-discover the transformation capability [J].Aerospace China，2007(12):24-26 (in Chinese)

[5]Saqib Kaleem，Jens Müller，Sven Rentsch，et al.On-orbit verification of a 4*4 switch matrix for space applications based on the low temperature co-fired ceramics technology[C]//Proceedings of the 7th German Microwave Conference (GeMiC).New York： IEEE，2012：18-21

[6]F?ckersperger S，Lattner K，Kaiser C，et al.The on-orbit verification mission TET-1 project status of the small satellite mission & outlook for a one year mission operation phase [C]//Proceedings of International Conference on Space Optics (ICSO) 2010.New York： IEEE，2010： 4-8

[7]F?ckersperger S，Lattner K，Kaiser C，et al.The modular German microsatellite TET-1 for technology on-orbit verification [C]//Proceedings of the 59th International Astronautical Congress.Paris：IAF，2008：4310-4322

[8]Westley D M，Grau J，Jordan L，et al.Modular spacecraft standards：supporting low-cost，responsive space [C]//Proceedings of AIAA Space 2004 Conference and Exhi-bit.Washington D.C.：AIAA，2004：2152-2164

[9]Hicks M，Enoch M，Capots L，et al.HEXPAK-a flexible，scalable architecture for responsive spacecraft[C]//Proceedings of AIAA 3rd Responsive Space Conference.Washington D.C.：AIAA，2005：1121-1132

[10]Sugawara Y，Sahara H，Nakasuka S，et al.A satellite for demonstration of Panel Extension Satellite (PETSAT) [J].Acta Astronautica，2008，63(1/2/3/4)：228-237

(編輯：夏光)

Analysis of Small Satellite Modular Design Technology

ZHANG Keke1,2ZHU Zhencai2XIA Lei2

(1 Shanghai Institute of Microsystem and Information Technology， Chinese Academy of Sciences，Shanghai 200030，China) (2 Shanghai Engineering Center for Microsatellites，Shanghai 201203，China)

Small satellite has characteristics like high function density，low development cost，multifarious payloads etc.The traditional design method divides the satellite into many different sub-systems，which leads to the problem of large amount redundant elements，various interfaces，huge weight and high cost，and makes the traditional design method hard to fulfill the design goal of small satellite with characteristics like high performance，short develop time and low cost.The modular small satellite design methods and technologies are investigated，which is based on the main characteristics of small satellite，and associated with some practical research and development examples from America and Germany.The technologies are included such as linear stack layered modular design，plug and sense，plug and play，standardized vehicle bus etc.A modular small satellite design method is proposed，which adds the conception of common interfaces，standardized platform and assembly.

small satellite；modular design；high performance；standardization

2014-12-19；

2015-07-30

張科科，男，副研究員，研究方向?yàn)槲⑿⌒l(wèi)星總體設(shè)計(jì)。Email：zkkzero98@tom.com。

V474

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2015.06.016