協同小衛星系統和服務

林來興

（北京控制工程研究所，北京 100190）

1 引言

現代小衛星問世已經近30年，在應用方面，多顆小衛星組成系統協同工作是其最大的特點，同時也是最有發展前途的，既能發揮小衛星最大優勢，同時又能克服當前小衛星存在的一些缺點。為此本文提出協同小衛星系統和服務的概念，簡稱5S（Synergic Small Satellites Systems and Services）。

本文首先論述“協同小衛星系統和服務”的概念和內涵；其次討論5S主要內容，特別是針對小衛星星座和編隊飛行的設計特點及其性能；最后研究它們在各方面的服務（應用）。

2 S系列概念的由來與發展

S系列概念最早起源于20世紀80年代出現的小衛星（Small Satellite，2S），當時由于世界冷戰和軍事需求，火箭運載能力迅速提高，衛星應用也隨著擴大。在原有技術基礎上，衛星功能越來越復雜，總質量越來越大（達到十幾噸），成本越來越高（十幾億美元），研制周期越來越長（十幾年）。與此同時，計算機、電子、信息技術得到迅速發展，技術水平不斷提高，而其產品尺寸越來越小，質量越來越輕，成本越來越低，大大促進空間技術的改革，從而帶動小衛星（2S）技術的興起。

20世紀80年中期國際上興起小衛星熱。各國開始大力研制小衛星系統，小衛星各系統包括小衛星有效載荷、平臺及小衛星發射運載工具，于是就出現小衛星系統（Small Satellites Systems，3S）的概念。3S最典型事件就是1987年在美國猶他州大學召開的世界第一次小衛星會議，后來該會議每年召開一次至今已連續不斷召開了27屆，且參加人數和提交論文數量逐年增加，可見這股小衛星熱經久不衰。經過這幾年對小衛星系統不斷研制，成功發射，并開始在許多領域得到良好應用，小衛星優勢逐步顯露出來，其優勢是質量輕、成本低、研制周期短和技術性能能滿足應用要求。

20世紀90年代中期又出現由小衛星系統（3S）的概念升級為小衛星系統與服務（Small Satellites Systems and Services，4S）的概念，它不僅強調重視小衛星系統研制，而且大力開發小衛星在各個領域的服務（應用），特別是在對地觀測領域。4S最典型事件就是從1994年起，歐洲航天局（ESA）在歐洲舉辦4SSymposium 會議，每兩年一次，至今已經召開了10次研討會。小衛星對地觀測，特別是光學成像系統取得突破性的成就，20年來光學成像分辨率提升了3個數量級，空間分辨率可達0．5～0．7 m，小衛星質量為200～250kg，即使是微波雷達小衛星其空間分辨率也達到1m 左右，質量小于300kg。

雖然小衛星系統具有上述一系列優勢，而且也取得很好的應用成果，但是仍然存在一些固有缺點。為此本文提出5S概念，采用多顆協同小衛星組成系統與應用，5S既能充分發揮小衛星優勢，同時又能克服小衛星存在的缺陷。

3 協同小衛星系統和服務（5S）概念和內涵

協同小衛星系統的定義是：由多顆（2顆或2顆以上）小衛星按一定要求分布在1種或多種軌道上，共同協作完成某項空間飛行任務（例如：觀測、通信、偵察、導航等），從而使空間飛行獲得更大的應用價值。這一概念類似分布式小衛星系統和應用，但是兩者也有區別：分布式小衛星系統僅指小衛星的空間幾何分布，而協同小衛星系統是從結構功能來定義的。前者僅能說明多顆小衛星處在分開狀態工作；后者不僅包括了分布式概念，而且各顆小衛星相互協同配合一起工作，重點強調是協同合作。協同小衛星系統有兩種型式：同構和異構。同構是指在協同多顆小衛星系統中，每顆小衛星結構與質量基本相同，例如“銥星”和“全球星”通信衛星星座；異構是指組成系統的每顆小衛星結構與質量均不相同，例如對地觀測系統觀測上午星座、下午星座和美國研制的F6編隊飛行（現該項目已取消）。協同多顆小衛星系統的主要內涵如圖1所示。有關編隊飛行（Formation Flying）、星座（Constellation）和星群（Cluster），它們的定義與內涵參閱文獻［1］。

圖1 協同小衛星系統Fig．1 Synergic small satellites systems

小衛星分類有三種：①小衛星質量在200～500kg（狹義），或者200～1000kg（廣義）；②微小衛星質量在幾十千克量級；③納型衛星（由多個立方體星組成）重量幾千克。

根據協同小衛星系統服務（應用）種類（星群、星座和編隊飛行）與小衛星分類（小衛星、微小衛星和納型衛星），當前協同小衛星系統適用范疇與概況如表1所示。

表1 協同小衛星系統和服務（應用）概況Table 1 Overview of synergic small satellites systems and services（application）

當前與過去，星群大部分用于空間環境參數的觀測任務，因為衛星工作有一定壽命，在這段時間內衛星因軌道攝動引起衛星的位置變化不影響任務完成，例如ESA 的四顆星組成的星群（Cluster-1，2，3，4）用來觀測地磁場分布與變化。由于星群比較筒單，目前相對來說應用范圍也較少，為此下面僅討論小衛星星座和編隊飛行的特性以及它們在各領域中新的應用。從表1可看出目前小衛星在星座應用方面技術是最成熟的，小衛星編隊飛行目前還處在研究試驗階段，為此下面將重點討論小衛星星座技術。

4 小衛星星座

4．1 概述

星座概念出現在空間應用比較早，早在20世紀70年代美國發射了3顆“子午儀”導航衛星星座，后來美國又建立了全球導航衛星系統（GPS）。僅20世紀80、90年代全球建立的通信衛星星座就有十幾個，目前現代導航衛星星座建成和正在建設的就有4個。但是這些星座的衛星質量都較大，建成周期很長、投資費用很高。小衛星星座應用廣泛，投資小，建成周期短。為此更加被世人所關注。有關星座分類、星座設計詳見文獻［1］，現將星座設計性能、星座位置控制等分述如下。

4．2 星座性能分析

由于星座應用范圍很廣，它們的技術性能按不同用途簡述如下［2］：

1）衛星通信星座

對于衛星通信星座，有以下幾方面的性能：

（1）衛星對地覆蓋范圍與時間；

（2）地球覆蓋統計（對一個特定的地點或區域最小／平均／最大覆蓋可見度，以及對任何網絡節點或全球覆蓋旳間隙）；

（3）數據中繼系統（DRS）的地面站和／或用戶的可見性等；

（4）多普勒效應；

（5）仰角（網絡節點或信息系統輪廓）；

（6）衛星和用戶天線分析（視場，指向角和覆蓋角度，增益模式）和運動狀態（仰角和方位角隨時間變化的函數）；

（7）星間鏈路（ISL）設置，能見度演變和鏈路預算；

（8）鏈路的可用性和可靠性；

（9）鏈路預算分析和信號質量；

（10）系統之間和系統內部之間的干擾問題。

對一個具體衛星通信星座來說，以上指標無須均等對持，可以根據總體要求有所取舍。

2）對地觀測星座

最常見對地觀測星座的質量因素：

（1）在任何區域或全球范圍內的最大／最小／平均覆蓋率（覆蓋百分比）和重訪時間；

（2）遙感器占空比（每軌道數據采集時間）；

（3）對各種遙感器和天線在區域、數據中繼系統（DRS）和地面站的可見度

（4）數據的實時性／延遲（時間間隔是指從遙感器數據采集到用戶接口）；

（5）在任何地點或全球范圍內最大／最小／平均的響應時間；

（6）照明條件（星食分析）和太陽幾何學（如某地太陽高度角）。

3）地面表面覆蓋分析

地面表面覆蓋性能是對地觀測星座的一個重要技術指標，它與4個參數有關：覆蓋面積、衛星軌道高度、衛星數量和重訪時間。這個最佳技術指標沒有唯一解，因為相關參數太多，只能有特解。圖2表示全球覆蓋在軌道高度固定條件下，重訪時間與衛星數量的關系。在固定覆蓋區域前提下，要求一定重訪時間，衛星軌道高度越高，衛星數量越少，但是空間分辨率越低。圖2采用Walker星座設計方法，同時沿滾動軸遙感器左右側擺45°，以擴大覆蓋寬度［3］。

圖2 全球覆蓋在不同軌道高度時固定重訪時間與衛星數量關系Fig．2 Correlation between the revisiting time and satellite number

4）遙感器覆蓋性能

星座性能與遙感器覆蓋性能有著非常密切的關系，一個良好的星座性能必須配置一個適合覆蓋性能的遙感器。舉例說明，某火災監視星座的監視區域為北緯35°～45°，西經10°～東經30°，覆蓋面積約為200萬平方千米，最大重訪時間不超過25 min。該火災監視星座需要由12顆小衛星平分在3個軌道平面組成，軌道高度為700km 的圓軌道，軌道傾角為47．5°［4］。圖3表示火災監視器視場和覆蓋寬度。監視器可以左右擺動（如圖3所示），最大覆蓋寬度為2500km。

圖3 火災監視器視場和覆蓋寬度Fig．3 Field of view of fire monitors and coverage width

在上述條件下重訪時間與緯度關系如圖4 所示。從圖4得知：最大和平均重訪時間在北緯35°～43°滿足25min要求，而平均重訪時間可擴展至北緯30°～50°。

圖4 重訪時間與緯度關系Fig．4 Relations between revisiting time and longitude

4．3 星座位置保持

4．3．1 星座位置保持概述

（1）目的：為了保持星座隊形結構，以確保在其整個設計壽命標稱的服務水平。

（2）范圍和方法：處理長期軌道偏差和相應處理算法；選擇最佳機動時間，約束條件為最大限度地減少軌道操作總數，最大限度地減少燃料消耗（減少所需速度增量ΔV），確保燃料預算在工作壽命期間滿足需要。

（3）支持分析能力：利用星座軌道動力學模型和軟件，進行長期星座軌道演化仿真實驗，例如，找出軌道操作最佳次數；選擇軌道確定方法，例如多普勒，星載多普勒無線電定軌定位（DORIS），GPS，車載雷達等。

4．3．2 軌道攝動分析

1）存在攝動差則需要星座位置保持

低軌道星座：大氣阻力攝動，地球偏平J2項攝動，日月攝動；中高軌道星座：地球偏平J2攝動，太陽輻射壓力，日月攝動（特別是衛星軌道高度大于10 000km 時）；大橢圓軌道星座：地球偏平J2攝動，日月攝動和太陽輻射壓力，近地點周圍大氣阻力。

2）星座長期演變分析

最低軌道高度影響星座的壽命；軌道形狀偏差影響半長軸和偏心率；軌道空間構型偏差影響軌道平面的節點分離、軌道傾角和近地點幅角。

4．3．3 星座位置保持要求和控制策略

1）位置保持要求

（1）低軌道星座：半長軸的維護，以抵消氣動阻力的影響；地面跟蹤控制偏離度（半長軸和／或傾角校正）。

（2）中高軌道星座：半長軸／偏心率維護；若日月攝動影響軌道平面間距變化，進行必要控制。

（3）大橢圓軌道星座：控制半長軸，以保持地面軌跡；偏心率控制，以彌補近地點高度受大氣攝動的影響；傾角控制（針對節點和近地點幅角的變化）。

2）星座位置保持策略

（1）絕對軌道控制：保持每顆衛星在一個所要求的控制箱內，這適用于星座每顆衛星是獨立的。

（2）相對軌道控制：保證星座整體幾何形狀，而不是試圖維持每顆衛星原先軌道位置。這適用于保持一顆衛星軌跡對另一顆衛星軌跡，從而確保星座服務性能。

（3）星座位置保持策略結果：①通過仿真和進行優化軌道機動，保持在相應的可接受的頻帶的變量；正確處理絕對和相對控制之間的矛盾；考慮機動實施方面的限制：目標是為使ΔV數值最小，避免發生黑窗口（航天器須重新定向）。②預算任務期間所需要軌道維持的燃料量（考慮衛星質量變化的影響）。

5 小衛星編隊飛行

衛星編隊飛行概念在理論研究方面出現時間比較早，但是真正具有實際應用價值的是在20世紀90年代后期。在這之前蘇聯于20世紀60年代曾經利用聯盟號飛船（無人）進行過多星編隊飛行，但是它們僅是表演飛行試驗，不是現在所討論的衛星編隊飛行。真正衛星編隊飛行的目的是：提供極大測量基線，從而實現諸如星載干涉儀、全球遙感、同步目標跟蹤觀測等；多顆衛星同時觀測一個目標區域，實現觀測數據干涉與合成，從而獲得極高觀測精度，以解決單顆衛星無法獲得高程、地面低速運動目標狀態觀測等問題。有關衛星編隊飛行概念、編隊飛行分類、關鍵技術以及編隊飛行優勢詳細在文獻［1，5］中論述。

編隊飛行出現至今已有十幾年歷史，大部分在地球軌道和兩個平衡點區域（地-日與地-月），因為平衡點區域重力幾乎為零，編隊飛行隊形實現和保持需要燃料很少，平衡點區域編隊飛行用于宇宙探測，這當然也是必要的。但是更有實用價值和迫切性的是地球軌道編隊飛行。進入本世紀以來編隊飛行已成為空間技術熱點研究課題，目前世界上針對編隊飛行的國際學術大型會議就有兩個：一個為國際航天器編隊飛行任務和技術研討會（Internation Symposium on Formation Flying Missions and Technologies），每隔2～3年舉行一次，至今已連續舉行5 次；另一個為國際衛星星座和編隊飛行（IWSCFF）會議，也是每隔2～3年舉行一次，至今已連續舉行7次。

雖然航天器編隊飛行在積極進行，也取得一些成果。但是就目前研究進展來看，大部分是動力學理論研究和設計方案論證，另一小部分為最簡單的兩星串聯編隊飛行空間試驗。地球軌道衛星編隊飛行對軍用民用都具有很大的優勢，例如，多顆微波雷達衛星組成精確編隊飛行，具有提高地面分辨率、可測高程、監視地面低速運動目標、擴大覆蓋幅寬等四大優點。本世紀初美國曾經開展過一個宏偉計劃，稱為Techsat-21，但因技術難度大，相位同步與要求滿足干涉條件非常嚴格等原因，最后被迫取消。

對地球軌道衛星編隊飛行，特別是近地軌道來說：由于低軌道地球扁平J2引起軌道擾動，為了保證微波雷達相位同步，運行一年每顆衛星需要速度增量達100～1000m／s，這樣大的燃耗，即使再好的編隊飛行目前也無法在低軌道實現。只有多顆衛星分布在不同軌道的編隊飛行，才可以獲得很高價值的觀測成果，在下面本文將提出一個編隊飛行全球三維定位系統方案，也就是電子偵察衛星編隊飛行方案，它是由多顆小衛星分布在不同軌道的編隊飛行。類似這樣研究項目是今后編隊飛行攻關的重點課題。

6 協同小衛星系統應用（服務）

本文提出幾種小衛星系統方案和系統設計，以此作為協同小衛星系統服務應用的示例。

6．1 編隊飛行全球三維定位系統

本文的三維定位系統基于反GPS 工作原理，GPS工作原理是地面目標同時能接收到空間3～4顆衛星發出的無線電信號，根據接收各顆衛星信號的時差，經過數據處理，獲得地面目標位置和速度。反GPS工作原理是空間編隊飛行的3～4顆衛星能同時收到地面目標發出的無線電信號，根據接收信號的時差與頻差，獲得地面目標位置，這就是電子偵察衛星的基本原理。美國發射過很多電子偵察衛星，其中以“白云”電子偵察衛星為例，定位系統由3顆衛星組成，其中2顆前后分布在同一個軌道，第3顆在前2顆中間，但處在另一軌道，這3顆衛星經過赤道時形成一個等邊三角形，可以獲得地面雷達三維位置，但是過赤道后第3顆逐漸靠近另外2顆，甚至構成一條直線，定位系統完全失去功能，因此“白云”電子偵察衛星隨緯度提高則定位精度很快降低，在高緯度地區這種定位系統無法使用。（一般電子偵察衛星系統定位精度為4～5km。）

本文提出一個可以連續偵察地面和海洋的電子偵察衛星系統。由4顆小衛星按三維編隊飛行軌跡布置，編隊飛行中心有1顆主星，圓周上按相隔120°均勻分布3顆輔星，如圖5所示［6］。

圖5 三維編隊飛行小衛星組成電子偵察衛星軌道構形Fig．5 Orbital configuration of electronic reconnaissance satellites composed of small satellites 3Dformation flying

圖6所示為電子偵察衛星系統工作原理，若采用編隊飛行方案，其主星軌道參數如下：長半軸α＝7378km（軌道高度1000km），傾角i＝63°，4 顆衛星，可以獲得三維定位。

圖6 電子偵察衛星系統工作原理Fig．6 Electronic reconnaissance satellite system working principle

電子偵察衛星系統分別組成3個衛星組。每組2顆衛星（主星與任意一顆輔星），通過測定輻射源信號到達每組2顆衛星的時間差，得到輻射源至該組2顆衛星的距離差，利用這三組距離差分別建立3個以每組2顆衛星所在位置為焦點的雙曲面，然后，根據這三個雙曲面和地球表面的交線得出地面雷達三維位置。

三維定位系統最少采用4顆衛星，若衛星數量增加，則三維定位精度提高。當采用精確編隊飛行動力學模型和定位方法時，進行數學仿真，可獲得下列結果：若采用時差和頻差混合定位方法，可獲得很高的定位精度。當編隊飛行衛星之間位置精度優于1m 時，各星時間同步精度要求為10ns，頻差精度為1～2Hz，則全球的地面雷達三維定位精度估計優于1km，星下點半徑為1000km 的區域三維定位精度為0．5km；當星下點半徑為2000km 的區域時其三維定位精度為0．8km。具體三維定位精度分布如圖7所示。

圖7 三維定位精度分布Fig．7 Accuracy distribution of 3Dpositioning

若要實現全球電子偵察衛星定位，本文建議把主星軌道改為極軌道。為了滿足全球三重覆蓋每天最少一次，采用多組編隊飛行，每組中心衛星都在同一個軌道平面內且各組均勻分布。由于每組編隊飛行都具有三重覆蓋，只要中心星構成的編隊隊形所覆蓋范圍足夠寬廣，就可滿足每天一次全球覆蓋（一天回歸軌道）。設Pc為軌道交點周期，由于地球自轉，兩條相鄰星下點軌跡與某一緯度的兩個交叉點之間距離為Pc×0．25L（L為在該緯度上轉過1°經度的距離，地球每分鐘自轉的經度為0．25°）。如果在一個軌道周期內均勻布置N組編隊飛行衛星，則每組編隊衛星飛行的地面覆蓋為

當N為5時，B大于等于500km（即采用5組編隊飛行衛星，每組3～4顆衛星，總共15～20顆衛星，每組覆蓋地面寬度為500km），主衛星星下點寬度±250km。一般來說1000km 軌道高度的電子偵察衛星編隊飛行都能滿足上述地面覆蓋寬度要求。全球電子偵察衛星星座運動軌跡如圖8所示。有關電子偵察衛星編隊飛行的更加詳細文獻參見文獻［6］。

圖8 全球電子偵察衛星飛行軌跡Fig．8 Flight path of global electronic reconnaissance satellite

全球電子偵察衛星飛行系統具有下列創新點：

（1）對全球雷達位置可實現高精度定位，精度幾百米（包括高程），比現有定位精度高一個數量級，例如美國“白云”電子偵察衛星，定位精度3～4km；

（2）不受地理緯度限制，可實現全球三維定位；

（3）給出編隊飛行動力學精確數學模型，并進行完整數學仿真實驗，可得出較可靠的定位精度；

（4）本文為近地軌道多顆小衛星編隊飛行的第一個應用示例。

由于這種電子偵察衛星編隊飛行只要求高的隊形測量精度，而對隊形位置保持精度較低，為此消除攝動影響，保持隊形，運行一年僅需要速度增量為100～120m／s，這些燃料消耗在實用工程中完全可以接受。

6．2 沿航向編隊飛行實現對地綜合觀測

這里采用沿航向編隊飛行，表示兩顆衛星在不同軌道飛行，以不同時間（相隔時間為重訪時間）覆蓋同一個地區。也就是說，它們升交點赤經不相同，與此相應的發射時間也不同，這兩者時間差就是重訪時間。升交點赤經之差是用來補償地球自轉引起星下點軌跡的變化，而其他軌道根數完全相同。

圖9用圖解方法表示沿航向編隊飛行的概念，圖9表示以不同時間的2顆衛星通過升交點赤經相差為ΔΩ＝tw，其中t為通過升交點時間差（也稱重訪時間），w為地球自轉角速度。

沿航向編隊飛行實現對地綜合觀測。軌道設計方案采用一天回歸軌道，對近地軌道來說，一天回歸只有兩個軌道高度：561km 圓軌道與888km 圓軌道。這里采用561km 低圓軌道，因為分辨率較高。有效載荷可采用全色或多光譜相機，土壤水分、植皮、地表溫度、海洋水色、海洋各種參數以及自然災害等各種監測儀器［7］。每顆小衛星只裝1～2種有效載荷，以適應小衛星質量與功耗許可范圍。編隊飛行構建一條對地綜合觀測覆蓋地帶。一般覆蓋地帶寬度近百千米，若采用在滾動軸左右側擺方式，覆蓋地帶寬度可達100～200km。

圖9 沿航向編隊飛行概念Fig．9 Concept of formation flying along the course

覆蓋地帶觀測方案：根據覆蓋我國區域須要選擇最合適的傾角。例如傾角60°～65°，升交點為東經105°～110°。系統可由若干具有不同有效載荷的小衛星組成。衛星數量、種類、星間間隔等完全按飛行任務和總體設計要求來確定。運載火箭發射方式有兩種：①多次發射方式，每次升交點赤經相差根據公式ΔΩ＝tw計算，從而補償地球自轉效應；②1次發射6～7種對地觀測監測器，要求第3級火箭入軌后，每隔5～6min釋放一顆小衛星，第3級火箭通過升交點為當地時間上午6～7時左右，釋放第7顆小衛星的近地點幅角ω為0°（對我國南海進行觀測），這樣連續釋放全部監測器大約需要40min，由于采用一天回歸軌道，每天至少有幾次都會在白天觀測。圖10表示由7種任意不同的觀測監測器實現對地綜合觀測，而且每種監測器對地重訪時間為1天。圖10中1、2、3、…7代表7種對地綜合監測器。這種設計方案可以滿足許多領域應用的要求。當采用第一種多次發射方式，每顆小衛星間隔時間可以根據需要來選擇，然后計算升交點赤經之差；若按第二種1次發射方式，第3級火箭向后釋放小衛星，而且要求有一定分離速度，這樣發射完畢，7 顆小衛星像一串糖葫蘆，因為分離速度不同且又有釋放間隔時間，所以不會發生碰撞。

圖10 表示由7種不同觀測監測器實現對地綜合觀測（示意圖）Fig．10 Integrated earth observation implemented by seven different observation monitoring instruments

6．3 地球同步軌道衛星編隊飛行

本方案在地球同步軌道分布4顆衛星組成編隊飛行。具體作法如下：①讓衛星軌道周期相等于地球自轉周期（23h56min4．1s）；②傾角非零，此時星下點軌跡為8 字形，傾角大小決定8 字形大小；③橢圓度非零，適當選擇傾角和橢圓度，這4顆衛星就構成如圖11所示的編隊飛行，而且這4顆衛星在一軌道周期內繞基準星（以紅色表示）兩圏。

當4顆衛星組成編隊飛行作為區域三維導航衛星系統時，就是導航衛星星座；當對地觀測，4 顆衛星同時對準一個觀測目標，則成為對地觀測編隊飛行。這說明本方案具有星座和編隊飛行兩種功能，完全取決于采用什么樣的衛星和數據處理。這一特點至今世上還沒有找到第二個示例。

本文設計為區域導航衛星系統，其特點是用最小數量衛星，實現高精度三維區域導航，對中國和四周區域可以連續24h高精度導航，一般導航星座至少需要十幾顆衛星。采用4顆衛星編隊飛行，即可實現覆蓋在本區域內的任何用戶可以連續不斷同時接收到4顆導航衛星的信號，由于編隊飛行的4顆衛星可以長期保持一個基本不變的隊形，從而保證導航精度所必要的定位精度在10m 左右。這是至今為止在相同精度和相同覆蓋區條件下，采用衛星數量最少的，也是投資經費最低的導航系統方案，詳細參閱文獻［8］。

圖11表示4顆小衛星在地球同步軌道編隊飛行，當中一顆（紅色）為備份衛星。編隊隊形由于軌道攝動變化如圖12所示，圖中表示編隊飛行半徑為10 000km 運行一年的隊形變化。

經過采用精確編隊隊形動力學模型，獲得在確保導航定位條件下，每年要修正軌道速度增量ΔV為20～30m／s。

地球同步軌道對地觀測最大優點是實時性，重訪時間為零，但是距離很遠，單顆衛星光學相機分辨率非常低，無實用價值。若要提高相機分辨率，則相機鏡頭重量劇增，以致實際工程無法實現。為此單顆衛星對地觀測無法解決實時性，只能采用聯合多顆衛星編隊飛行協同工作。

圖11 地球同步軌道分布4顆衛星的編隊飛行Fig．11 Four satellite formation flying in geostationary orbit

圖12 衛星編隊飛行軌道位置一年的變化歷程Fig．12 Orbital position change process of satellites formation flying in a year

在地球同步軌道4顆衛星可以連續對準同一個目標觀測，然后對觀測結果進行干涉與合成數據處理，從而獲得較高的空間分辨率和時間分辨率（重訪時間為零）。但是目前干涉合成數據處理，覆蓋面積不夠理想，只能完成小區域點對點變換的數據處理，獲得很小覆蓋面積，實際應用須要進行面對面變換，才能獲得所需要大的覆蓋面積。但是這一技術目前還存在較大困難，只待今后技術進展，逐步解決。

6．4 對地觀測手機小衛星星座

采用手機作為有效載荷，立方體納型衛星為平臺，類似英國薩瑞大學空間研究中心（SSC）最近發射的STRaNT-1 納型手機衛星［9］。這里著重討論手機小衛星對地觀測星座，具體方案如下所述。

在智能手機攝像頭前加裝一個具有2°視場的光學小鏡頭，目前手機具有1300萬像素，拍照為來復式。在500km 軌道高度將產生18km×18km＝324km2覆蓋面積的一幅圖像，分辨率為5 m。分辨率＝覆蓋寬度／像素＝18 000 m／3500 ＝5 m（1300萬像素開平方結果約為3500）。

這顆納星還有兩個固定式太陽電池陣，每顆納星質量為5～6kg，投資成本不到15萬美元。

以上述手機衛星為基礎，可以組成多種對地觀測和通信衛星星座，這里僅討論其中一種：把上述4顆手機衛星橫向連接在一起（垂直于軌道平面），相當推掃寬度為4×18＝72km。手機除了來復式拍照，還可以連拍，每幅為72km×18km≈1300km2，要求選擇拍照速度和衛星對地運動相一致。這個應用示例可以與2008年德國發射的“快眼”（Rapid Eye）小衛星星座比較，該星座覆蓋寬度78km，光學分辨率為5m，衛星重量為150kg。由5顆小衛星組成星座，覆蓋全球時間為1天，星座經濟投資約為7000萬美元。4顆手機衛星為一組，相當一顆“快眼”小衛星，若加一些余量，大約6 組手機衛星就可以1天時間覆蓋全球，也就是由24顆手機衛星組成星座，相當5顆小衛星組成“快眼”星座，其經濟投資僅為360萬美元，約是“快眼”小衛星星座投資的1／20。24顆手機衛星星座質量約為“快眼”小衛星星座1／6．5。當然，這種比較僅就從光學對地觀測角度來分析，是不夠全面的，因為“快眼”小衛星星座具備其他功能，例如多光譜成像等，但仍然可以說明手機衛星星座的優勢。另外手機衛星還具有通信能力，若加裝一些設備如通信轉發器、改善收發機與天線的性能（當然也須增加衛星重量和功耗），則可以組成各種實時數據存儲轉發通信手機衛星星座。

總之，若能巧妙成功采用手機衛星組成各種應用星座［10］，則投資成本將會有數量級的降低，原因很簡單，手機衛星的有效載荷和平臺都已是現有的成熟商品，在這之前人們已經花費了幾十至上百億美元作為研制開發費用。

7 結束語

本文提出5S概念的主要目的：希望正在蓬勃發展的小衛星、微小衛星、微型衛星、納型衛星以及立方體星等，能積極開創研制協同小衛星系統，以擴大其在各個領域的新應用。5S的發展前景將是十分美好的，這可由5S特點：投資成本小、研制周期短和實用效果好等優勢體現出來。

（References）

［1］林來興，張小琳．星群、星座與編隊飛行的概念辨析［J］航天器工程，2012，21（5）：97-102

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