小衛星模塊化設計技術分析

張科科 朱振才 夏磊

(1 中國科學院上海微系統與信息技術研究所，上海 200030) (2 上海微小衛星工程中心，上海 201203)

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小衛星模塊化設計技術分析

張科科1,2朱振才2夏磊2

(1 中國科學院上海微系統與信息技術研究所，上海 200030) (2 上海微小衛星工程中心，上海 201203)

小衛星具有功能密度高、研制成本低、有效載荷種類多等特點，而傳統的衛星設計方法都是根據具體任務對分系統進行定制化設計，導致設計出的衛星系統各異、接口形式多樣、質量大、成本高，難以實現小衛星高性能、短周期和低成本的研制目標。文章針對小衛星的發展特點，結合應用實例，對美國、德國等研發的模塊化小衛星的設計方法及關鍵技術,包括線性堆棧式分層模塊化結構設計、即插即感知軟件技術、標準化飛行器總線技術等進行分析和總結，并提出了我國模塊化小衛星的設計建議，其中融入了通用化接口、標準化平臺與部件等設計理念。

小衛星；模塊化設計；高性能；標準化

1 引言

小衛星具有功能密度高、研制成本低、有效載荷種類多、飛行任務靈活多樣、性能指標千差萬別的特點。以衛星平臺為核心的設計和研制模式，以及基于傳統設計思路、依靠實物試驗的研制方式及串行工作的管理模式，已經難以實現小衛星高性能、短周期、低成本的研制目標，因此需要適應小衛星技術特點的新的設計理念和方法。

衛星設計方法的演變可劃分為三個階段：第一階段是由分系統直接組合構成，衛星的質量大、成本高、研制周期長。第二階段是設計一種公共平臺來滿足多個空間飛行任務的要求，即將航天器分為公用平臺和有效載荷兩大模塊分別進行設計。由于耦合度高，此種方案無法適應有效載荷和任務的多樣性要求。第三階段是模塊化設計，是在對衛星平臺進行功能分析的基礎上，劃分并設計出一系列功能模塊，通過模塊的選擇和組合構成不同的衛星平臺來滿足不同有效載荷的需求。這里的模塊是指具有獨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，作為構成小衛星的基本組成單元，通過選用諸如電源管理單元、姿態確定模塊、姿態控制模塊、計算單元、路由存儲單元、數據處理單元、智能接口單元等功能模塊，組合實現指定任務的小衛星。因此，模塊化設計相比公共平臺設計優勢明顯，是小衛星重要的發展趨勢。國外已經開展了大量基于模塊化設計的研究，包括美國Aero/Astro公司的“空間維護與修理技術平臺”(SMARTBus)系列[1-2]，美國海軍研究實驗室和麻省理工學院的快速響應型“戰術衛星”(TacSat)計劃[3-4]，以及德國的“技術試驗承載器”(TET)平臺[5-7]。我國主要使用第二階段的設計方法。

本文針對低成本、高性能、短研制周期，并可支持多種軌道、多種任務類型衛星平臺的需求，研究和分析了國外典型的模塊化小衛星項目，并在此基礎上提出了模塊化小衛星的一種實現方式，可為我國模塊化小衛星設計提供參考。

2 國外模塊化小衛星研究現狀

2.1 美國“空間維護與修理技術平臺”項目

2.1.1 平臺堆棧結構概述

美國Aero/Astro公司開發的“空間維護與修理技術平臺”，是將一系列結構相同、功能不同的模塊通過機械、電、邏輯標準連接，采用線性堆棧六邊形結構，如圖1所示。它包括有效載荷基板、通信模塊、姿態確定模塊、姿態控制模塊、電池模塊和太陽電池陣模塊，具有較短組裝時間和低重復成本兩大優勢。工作人員能夠在幾個小時之內完成模塊組合和整體測試，而不是傳統(第一、二階段衛星設計模式)需要幾周甚至幾個月的時間。

圖1 典型的“空間維護與修理技術平臺”堆棧結構Fig.1 Typical stack frame of SMARTBus

2.1.2 設計理念

“空間維護與修理技術平臺”采用線性堆棧式分層的模塊設計理念，各個模塊結構與外部接口相同，但承載的功能不同，由于沒有專用的特殊負載，所以各個模塊相對獨立，可在縱向上任意放置和線性疊加。相對于傳統衛星平臺實現基本互換功能可能需要封裝再設計、分析和測試，模塊化設計更簡便、高效，集成和測試處理可在幾分鐘到幾小時內完成。“空間維護與修理技術平臺”的主要分層如表1所示，各層之間的交互結構如圖2所示。

各個獨立模塊之間的相互作用需要清晰嚴格的分層，因為分層是將一個完整的復雜系統分成多個具有感知能力的部分，且保證每個部分與其相鄰部分是相互獨立的。這是將復雜問題簡易化的關鍵，同時，分層結構也使進一步改進變得更加便捷。

表1 “空間維護與修理技術平臺”結構分層功能介紹

圖2 各層交互結構Fig.2 Interaction among layers

在分層模塊基礎上快速建立功能任務的能力，正是“空間維護與修理技術平臺”實現快速響應的方法。根據功能任務的不同選擇所需模塊，通過標準的機、電、熱接口將其簡單組合成一個小衛星整體，以實現模塊集成。同時，模塊在多任務方案中的可重復使用性，也使小衛星真正實現了模塊化。

2.1.3 關鍵技術

1)線性堆棧式分層模塊化結構設計

基于“空間維護與修理技術平臺”的“柔性可擴展平臺小衛星”(Flexible Extensible Bus for Small Satellites，FEBSS)系統，是線性堆棧結構的典型代表，其堆棧形式如圖1所示。模塊的橫截面采用內切圓直徑為44 cm 的六邊形，高度增量為2 cm，每個模塊的頂部(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現模塊組裝[8]。此系統具有兩大優勢，即較短組裝時間和低重復成本，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

“空間維護與修理技術平臺”的模塊化設計通過“即插即感知”的軟件技術來支持，通過即插即感知的標準接口將各層模塊連接到一起，以完成整星的任務。即插即感知是由“即插即用”衍生出的概念，區別在于前者能夠同時識別物理的和功能的特性。這種軟件技術使“空間維護與修理技術平臺”結構不僅能探測各模塊的存在位置，而且能夠探知各模塊的功能及關鍵運行參數。

2.2 美國“戰術衛星”系列

2.2.1 衛星概述

“作戰響應空間”(ORS，又稱“快速響應空間”)

是在緊急任務或航天器被打擊時，快速地發射、補充部署空間飛行器，以達到對熱點地區信息收集等目標，以美國研發的“戰術衛星”系列最為典型。其中，戰術衛星-3的模塊化設計尤為突出，可滿足軍隊對航天器運行的及時響應性、靈活性和經濟可承擔等多重需求。該衛星采用第一代模塊化的空間即插即用電子設備技術，由高光譜成像儀傳感器、通用數據鏈路(CDL)通信組件、衛星通信試驗組件、衛星試驗航空電子系統和衛星平臺構成，其系統結構如圖3所示。

注：ARTEMIS傳感器是星載高光譜傳感器的一種型號。圖3 戰術衛星-3系統結構Fig.3 Structure of TacSat-3

2.2.2 設計理念

為了滿足“快速響應空間”的要求，戰術衛星-3采用基于內聚性、封裝性、解耦性和重復使用性的模塊化設計原則，將衛星設計成開放式系統。其主要設計理念是：首先，建立開放式系統或策略的相關概念和制度，并建立起系統架構，識別關鍵結構；然后對關鍵接口所用的開放式標準的可行性進行評估，確定開放式分級并挑選合適標準，準備測試評價及技術過渡計劃；最終確定系統結構和接口管理文件。

在此設計模式下，戰術衛星-3采用基于開放通用標準的可裁剪式平臺(見圖4)，具有很好的魯棒性和柔性，系統的工作性能得到大大改善，使其能夠更有效地應對改變，并易于插入新技術，不僅具有良好的成長能力，互用性得到提高，組裝危險性降低，還縮短了任務的研制周期，減少了對供應方的依賴性，降低了整體成本。

圖4 基于開放通用標準的可裁剪式平臺Fig.4 Tailorable bus built on open common standards

2.2.3 關鍵技術

1)標準化飛行器總線技術

為滿足衛星快速裝配的要求，標準化飛行器總線技術由傳統的針對有效載荷重新設計衛星平臺總線的方式轉變為有效載荷根據標準化總線而設計的方式。采用標準化總線技術，可以使衛星平臺的設計和測試時間縮短到幾周以內。

2)通用數據鏈路技術

通用數據鏈路技術是一種公共的已經明確定義并在機載情報、監視和偵察(ISR)協會成功應用了一定時間的通信體制。為了實現快速響應，“戰術衛星”系列采用通用數據鏈路技術，上下行鏈路數據通過通用數據鏈路高速傳輸。戰術衛星-2、3將該技術用于空間并支持衛星的直接戰區作業，在一些可移動的地面系統支持下應用于軍隊服務。

3)空間即插即用綜合電子技術

即插即用是指使用既有硬件組件整合成一個應用傳感器接口模塊，并將接口控制文件信息編碼裝入該模塊，其本質就是將既有組件轉換成即插即用組件。空間即插即用綜合電子技術采用接口驅動的方式，包括支持低數據傳輸率的SPA-U和支持高數據傳輸率的SPA-S接口標準。戰術衛星-3將5個即插即用有效載荷模塊組裝入衛星航空電子試驗艙中，2個外部電氣接口與指令數據處理單元相連接。

2.3 德國“技術試驗承載器”衛星

2.3.1 衛星概述

“技術試驗承載器”是由德國工業研究協會牽頭、采用在軌演示驗證技術研發的新興創新衛星項目。技術試驗承載器-1空間段(見圖5)包括衛星平臺和有效載荷2個部分：平臺質量為70 kg；有效載荷質量為50 kg，包括載荷支撐系統和實際任務載荷系統。太陽翼未展開時，衛星的總高度約為880 mm，寬度約為550 mm，厚度為650 mm。

圖5 技術試驗承載器-1衛星結構Fig.5 Structure of TET-1

2.3.2 設計理念

“技術試驗承載器”衛星平臺采用模塊化、靈活性和高可靠性的設計理念。新型標準總線和模塊化的載荷供應系統，使其在未來能夠作為在軌演示驗證應用的標準平臺。整星設計的一個特點是連接衛星平臺和有效載荷之間的接口由模塊化載荷支撐系統[6]控制管理，可以方便地更換有效載荷以滿足任務需求，如圖6所示。通過模塊化降耦合設計，衛星平臺由服務組件、電子組件和有效載荷平臺組件組成。有效載荷包含任務有效載荷系統、有效載荷支撐系統和小部分衛星平臺組件(星敏感器、磁強計、低增益天線、GPS)。

2.3.3 關鍵技術

1)模塊化平臺設計

衛星平臺按組件級標準分成三大模塊。①服務組件包含電池、反作用輪、電源控制盒分配單元和一個陀螺儀。②電子組件包含星務計算機和有效載荷支撐系統的一部分，同時電子系統自身提供12塊接口板，使得衛星平臺在不利用有效載荷支撐系統的情況下也可直接連接一些試驗載荷。③有效載荷平臺組件是衛星電子部分與可調節有效載荷部分的鏈接，該有效載荷平臺允許預組裝有效載荷的快速集成。

2)有效載荷支撐系統設計

有效載荷支撐系統主要為衛星平臺和試驗有效載荷提供靈活的接口服務，與衛星平臺存在一個固定接口；同時為試驗有效載荷提供多個靈活可變的接口，用于承載不同的試驗有效載荷。有效載荷支撐系統是一個模塊化系統，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個部分組成：能源供給部分，主要保障所連接的試驗有效載荷的能源供給，以及有效載荷支撐系統自身的能源供給；處理器板部分，主要對有效載荷支撐系統進行相關控制；輸入輸出板，為試驗有效載荷提供數據接口。

2.4 啟示

從國外的實例和研究中可以看出，設計的小衛星模塊首先要具有獨立完備性，即每個模塊既保持一定的功能聚合，同時又保持良好的界定性；其次是具有開放性，體現在每個模塊采用開放標準的接口，可自動適應或兼容整星的機、電、熱及數據接口要求。此外，小衛星模塊還具有柔性特點，可以根據系統需求進行有效的應對變化和組合。因此，小衛星的模塊必須實現規范化和系列化。功能模塊的規范化是指同類功能模塊具有相同的對外接口特性，方便在集成過程中進行替代和更換。其核心是標準化，通過對某一類或具有相似任務的衛星系統的分析研究，把其中含有相同或相似的功能單元分離出來，用標準化原理進行統一、歸并、簡化，以通用單元的形式獨立存在，并形成功能與指標具有合理層次的系列，這種設計便于實現小衛星針對不同有效載荷和飛行任務的多樣化、寬適應性的要求，我國在發展模塊化小衛星設計過程中，可以參考和借鑒相關設計理念和原則。

3 模塊化小衛星的一種實現方式

3.1 總體設計思路

模塊化小衛星應以衛星構成柔性化、模塊可更換、模塊可快速裝配集成為核心[9]，主要設計思路如下。

(1)衛星構成柔性化設計。柔性化是指根據具體應用需求與外界工作環境對系統內部作出適當的動態配置，以保證對不同任務、不同軌道高度的通用性[10]。模塊化衛星的柔性化設計過程中，衛星各分系統都留有一定的設計裕度，通過發射前針對具體任務進行修改，迅速調整整星功能與性能。柔性化設計主要強調系統功能軟件化、硬件體系可重構性、模塊化設備可擴展性、系統接口可配置化、軟件(操作系統內核、應用程序)可裁剪化。

(2)衛星平臺的通用化及模塊可更換性設計。用于快速集成衛星平臺的部組件和程序，將嚴格按照開放式的通用標準進行模塊化設計與開發。其主要要求為：部組件的模塊化、板級部件的即插即用、模塊化的部組件具有自檢測能力。所有的設計、制造和模塊的測試都是預先完成的，并且形成的分系統已經在開發的時候被充分測試，長期存儲仍能保證性能，實現模塊可更換功能。

(3)接口統一規范標準，模塊實現快速集成。模塊化衛星的統一標準接口設計內容涵蓋了電氣連接、通信鏈路、機械接口、動力系統、熱接口等各個方面，通過標準協議使得系統確認部組件并能通信。此外，通過擴展統一的標準和協議，實現星內部組件的即插即用，減少集成和測試時間，強化軟件重構能力，并增加在軌可靠性；還能實現衛星與有效載荷、衛星與運載火箭的迅速集成。統一標準接口設計包含基于標準接口的系統體系結構、基于即插即用的標準通信協議規范、支持即插即用的總線硬件接口、支持即插即用的衛星功能部件。

3.2 模塊化小衛星設計方案

3.2.1 衛星平臺立方體桁架式構型設計

根據模塊化設計思想，采用帶有球節接口的立方體桁架結構作為衛星主結構方案，增大衛星模塊擴展靈活性。桁架結構具有質量小、工藝性好、靈活及易拆裝等優點。選用18孔球節接頭，通過球節接頭各孔與桿連接實現模塊多方向擴展。立方體模塊具有標準接口，可以根據需求繼續增加模塊以進行衛星功能 的擴展。小衛星大小可根據任務需求選擇幾個具有標準接口的立方體模塊堆疊而成，見圖7。

衛星每個模塊的結構由3個基本部分組成：板、桿、球節接頭，每個模塊均由4個球節接頭將8根桿連接起來組成立方體結構，如圖8所示。每個球節接頭有18個螺孔，可與各桿連接。每個模塊有8根帶有凸臺的桿，以及5根光桿，其中光桿連接在模塊各面的對角的2個球節接頭之間，以保持整個模塊結構的穩定性。板用來在結構上支持模塊的內部元件，滿足所包含組件全部質量所需的剛度、強度及保持頻率要求。

圖7 小衛星外形結構Fig.7 Configuration of small satellite

圖8 單個立方體模塊設計Fig.8 Modular design of single cube

3.2.2 模塊化星載計算機設計

星載計算機是衛星控制和計算系統的核心，主要包含星上控制、衛星測控和星上數據處理三大功能。模塊化星載計算機設計思路是將以上功能通過模塊有效地集成在一起，同時各個模塊可根據環境變化或任務需求作出動態改變。采用的方法為以大規模FPGA為載體，以片內總線為連接方式，將各個模塊作為總線節點，根據要求改變其功能，增加或去除該模塊。

模塊化星載計算機整體結構如圖9所示，采用Xilinx公司的Virtex-4系列FPGA，該系列FPGA具有動態重構功能，按照其提供的內部配置訪問接口(ICAP)即可完成模塊的功能改變，模塊分為動態區域和靜態區域。

動態區域中的各個模塊可在軌重構，模塊的功能可適應飛行任務和環境變化。該區域模塊包括：遙控接收模塊1～n，負責接收并解析遙控信息，并將數據傳輸到主控模塊；遙測發送模塊1～n，負責將遙測數據包按照遙測信號體制傳輸回地面站；SpaceWire總線接口模塊，負責和星內SpaceWire總線通信，按照總線標準收發數據；姿態和軌道控制模塊，負責將姿態和軌道控制算法產生的控制量輸出至姿態軌道控制執行機構，同時接收姿態敏感器傳回的姿態信息，再傳輸給主控模塊；星上時鐘控制模塊，調整星上時鐘網絡。每個模塊均裝有SoCWire CODEC模塊，SoCWire CODEC模塊除了具有通信功能，還支持“熱插拔”，從而有效實現模塊柔性功能。

靜態區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，具備容錯功能，在該IP核上運行VxWorks星載操作系統，完成星務管理；RAM控制模塊還附有錯誤檢測與糾正(EDAC)模塊，保證從星載RAM中讀取數據的正確性；Flash控制模塊根據內部配置訪問接口模塊讀取動態區域內模塊的配置鏡像，完成模塊功能更新；內部配置訪問接口模塊利用內部配置訪問接口讀取Flash控制模塊中預置或者更新過的模塊鏡像，按照動態重構時序完成模塊功能更新；當星上模塊與主控模塊通信時，通過SpaceWire總線接口模塊將數據傳輸至SocWire CODEC模塊打成數據包，數據包經由SocWire Switch轉換器將數據發送至主控模塊。

注：RX和TX為接收信號和輸出信號，n為遙控接收模塊和遙測發送模塊數量。圖9 基于FPGA的模塊化星載計算機結構Fig.9 Architecture of modular satellite computer based on FPGA

3.2.3 模塊化熱控分系統設計

熱控分系統利用模塊化、柔性設計理念，不再針對每次任務進行優化，而是將同類或相同基本原理的產品作為設計基礎，通過綜合或者增加功能形成新的設計方案，快速適應不同衛星任務的需求。圖10給出了一種理想的模塊化、柔性熱控體系結構。

結合理想模塊化、柔性熱控體系結構，給出2種針對不同任務實現的模塊化、柔性熱控設計，見圖11和圖12。其中，熱控分系統的升級，主要是規模與熱耗的簡單增大，可以增加輻射器模塊數目、增

加等溫熱總線的尺寸和增大補償加熱器的功率，以匹配更多的設備模塊與更高的熱負荷。

對于涉及熱控規模增大和結構變化的復雜柔性重構升級，可以通過增加熱控模塊的數目解決衛星總體規模增大的問題，通過改變等溫熱總線布置方式解決柔性重構問題，從而快速實現熱控分系統重構。

總之，采用模塊化、柔性設計，可有效提高熱控分系統的快速設計、升級與重構能力，增強系統的適應能力、魯棒性與靈活性。

圖10 理想模塊化、柔性熱控體系結構設計Fig.10 Modular and soft design of thermal control system

圖11 利用模塊化、柔性設計升級熱控分系統Fig.11 Using modular and soft design to update thermal control subsystem

圖12 利用模塊化、柔性設計重構熱控分系統Fig.12 Using modular and soft design to rebuild thermal control subsystem

3.2.4 模塊化姿態控制分系統設計

模塊化姿態控制分系統(見圖13)可由經過飛行驗證的標準化姿態敏感器、執行部件、姿態控制線路及標準星載計算機等組成，安裝在一個模塊艙內。該系統硬件不經修改或作少量修改，而只要修改計算機軟件就能滿足各種類型應用技術衛星對姿態控制系統的性能要求。其執行機構包括4個動量輪、3個磁力矩器、16個推力為1 N的姿態控制推力器和4個推力為20 N的軌道控制推力器。

姿態控制系統接口組件主要是將不同單機的不同接口兼容，并統一與姿態控制分系統遠程接口單元建立鏈接。姿態控制分系統遠程接口單元主要通過標準化多通道數據總線實現姿態控制分系統與通信及數據處理單元之間的通信。星載計算機通過標準數據總線完成姿態數據的采集，并將姿態控制指令送到相應的執行機構。

由于傳統姿態控制分系統的現有單機在硬件和功能上的劃分界面是清晰獨立的，符合模塊的特點，因此模塊化主要體現在將當前姿態控制分系統的各個 單機接口標準化，功能實現軟件化，具體措施如下。

(1)姿態控制單機接口標準化。對于相同類型、不同供應商、不同指標的單機組件，均制定相同的接口規范，便于相互替換。不過，由于供應商的不可控性，該措施在實施中具有較大難度。對于無法實施接口標準化的姿態控制單機，設計相應的接口轉化單元，轉換為相同類型的輸入，以保持姿態控制軟件的通用性，不必因單機的更改而更改。

(2)通用的可重構姿態控制軟件。模塊化、通用的姿態控制軟件在基本功能上擴展服務，增加統一敏感器數據格式輸出，統一控制器數據格式輸出模塊，將依賴于硬件產品的數據格式轉化為與硬件產品無關的數據格式，在進行組件替換時，姿態確定、控制算法的輸入輸出保持不變，因而具有較強的適應性。

(3)通用的姿態控制算法。衛星任務具有多樣性和復雜性的特點，因此對衛星期望姿態的導引律要具備通用性。確保在軌和任務目標改變時無須修改星上軟件，只要對地面上傳的姿態指令和相應參數進行修改即可。

注：X,Y,Z是姿態控制中對應衛星本體坐標系的3個坐標軸方向；S方向為4個動量輪中的斜裝動量輪方向，斜裝動量輪可以產生X,Y,Z方向的動量。圖13 模塊化姿態控制分系統設計框圖Fig.13 Modular attitude control subsystem design block diagram

4 結束語

小衛星技術已經成為當前航天發展的一個重要方向，小衛星的總體設計理念也正在逐步確立和完善。其中，模塊化設計的研究和實現在國內還屬于初步階段。為了滿足我國未來對低成本、高性能、短研制周期，以及可支持多種軌道、多種任務類型衛星平臺的需求，在研究和分析國外典型模塊化衛星項目的基礎上，本文提出了一種立方體桁架式模塊化衛星結構設計方案，并對典型的星載計算機、熱控分系統和姿態控制分系統進行了模塊化設計，可為我國模塊化衛星的研究和設計提供參考。

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(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，研究方向為微小衛星總體設計。Email：zkkzero98@tom.com。

V474

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2015.06.016