一種模塊組裝6U立方星的總體設計與在軌驗證方法

黃 河，劉瑩瑩，劉光輝，張佼龍，李 朋，張 帝，白 博，馮振欣，周 軍

(1. 西北工業大學精確制導與控制研究所，西安 710072；2. 西北工業大學寧波研究院，寧波 315103)

0 引 言

立方星采用大量標準化商業貨架產品,具有研制周期短、發射靈活、易于組網的優勢[1],近十年來得到了快速發展,立方星在軌成功率從2015年的30%提升到了2019年的75%[2]。

立方星已經成功應用于空間科學探測、對地遙感、新技術驗證、航天科普等領域[3]。國際上積極地在探索將立方星應用于月球、小行星以及衛星集群編隊等領域[4-7]。目前國際上發射的立方星大都是2U,3U立方星,受到體積和能源的約,這類立方星的功能十分有限,而6U立方星能夠利用至少3U空間作為衛星平臺部分,具有模塊化快速組裝的優勢,大大拓展了立方星的空間任務應用能力。

機械結構的模塊化設計是實現6U立方星模塊化組裝的基礎。文獻[8]從結構構型、結構材料、結構連接方式和結構評價指標四個方面論述了框架式立方星結構,指出了未來小衛星結構通用化、小型化、專用化、多功能一體化的多元發展趨勢。美國空軍研制的Grissom立方星是一種能夠適應多種任務的通用微納衛星平臺,文獻[9]對這一新型6U立方星平臺的結構抗沖擊能力進行了評估。文獻[10]介紹了立方星在地球大氣偏振模式探測、低熱層大氣探測以及L波段短報文試驗方面的應用,然而這類立方星平臺結構往往只能適應單一載荷。上述立方星的模塊化組裝一般是針對于PCB電路板的板卡級模塊化組裝。

可靠的測控和高效的數傳是保障立方星空間遙感任務的前提。文獻[11]提出了在3U立方星平臺上搭載近紅外光譜儀載荷,利用圖像開展溫室氣體監測,文獻[12]提出了采用6U立方星平臺進行森林火災監測。然而均沒有就6U立方星的批量遙感圖像的高速下傳問題進行可行性分析。文獻[13]設計了一種面積將近1 m2的反射陣列天線,有望解決立方星深空探測過程中的通訊難題,然而這種可展開天線結構復雜,應用于近地軌道立方星大容量數傳還需要同時解決高能耗問題。文獻[14]針對6U 立方星平臺應用于土壤濕度監測問題中的數據傳輸問題,在240～270 MHz頻段,設計了VHF通信天線,其數據傳輸量不足以支撐遙感圖像的批量下傳。CAT-2 6U立方星開展了GNSS-RO測量,搭載了兩套VHF/UHF天線和1套S頻段天線,每天最多可以傳送10 MB有效載荷數據[15]。因此,有必要在考慮立方星體積和功耗約條件下,將立方星的測控數傳進行一體化設計,提升立方星數據下傳能力,形成一種通用的測控數傳標準化模塊,便于衛星平臺的快速集成。

近地空間廢舊衛星的離軌問題,近年來受到越來越多的關注。采用推力器進行離軌是通用的離軌方式,取決于高效的微型推力器設計。NASA為月球“手電筒”6U立方星設計了一個2.5U綠色單組元推進系統,推進分系統總質量為6 kg[16]。文獻[17]分析并比較了一種適用于6U立方星的水工質微型推進系統,然而占用體積較大,不適合用作6U 立方星的離軌推力器。將離軌帆設計為滿足立方星結構約的標準化模塊,為立方星的快速離軌提供了新的解決思路。

高效的能源管理和可靠的姿態控制系統模塊化設計是立方星模塊組裝的關鍵。文獻[18]將立方星能源系統和姿態控制系統集成為1個1U立方體模塊,旨在能夠滿足多種載荷任務需求,然而該模塊本身能力弱,拓展性不強。文獻[19] 針對立方星在能量來源嚴重受限條件下如何提高太陽能利用率的難題,提出一種適用于立方星的集中供電式空間微電源架構,并設計基于改進粒子群優化算法的最大功率點跟蹤控制策略來提升能量轉換效率。受到結構尺寸的約,立方星攜帶的太陽能帆板面積有限。讓立方星長期處于對日定向模式,能夠顯著提高其能源轉換效率。對于2U,3U立方星,一般采用磁力矩器進行姿態控制。文獻[20]針對立方星體積與功耗限制等情況,采用多目標優化的方法,研制帶芯磁力矩,實現了磁矩大、體積小、重量輕、功耗低。然而,僅使用磁力矩器無法實現對日定向穩定控制。對于6U立方星平臺來說,采用微型三軸飛輪進行姿態控制,能夠大大提高控制精度。文獻[21]針對27U立方星,提出了一種利用金字塔構型反作用輪陣列和磁力矩器的姿態控制系統,能夠用于解決大結構立方星姿態控制輸出力矩不足的難題。目前,關于立方星的姿態控制問題,大都集中在控制算法本身,如純磁力矩器控制,而關于能源約條件下對日穩定控制則研究較少[22]。因此,需要綜合考慮衛星能源管理和姿態控制要求,形成通用化可配置的衛星能源和姿態系統單元模塊。

綜上分析可知,受到立方星本身體積、功耗、數傳能力、測控可靠性、軌控能力等因素的影響,為提升6U立方星的多任務適應能力,需要進一步圍繞6U立方星的結構布局、測控數傳、電源分系統、姿控分系統、離軌分系統等開展功能單元級的模塊化設計,將立方星由板卡級模塊組裝提升為功能單元級模塊組裝。6U立方星模塊組裝涉及到機械結構的快速組裝,能量流、信息流和數據流的適應性匹配,從而實現衛星平臺和有效載荷的松耦合設計,其基本思想如圖1所示。

圖1 6U立方星模塊組裝的基本思想Fig.1 Basic idea of modular assembly for a 6U CubeSat

本文綜合考慮立方星結構模塊組裝的多任務適應性、能源約條件下的姿態控制與測控數傳以及快速離軌策略等問題,提出了一種標準化模塊組裝6U立方星的總體設計方法。并通過中國青少年科普衛星工程八一03衛星(BY- 03)在軌試驗數據,驗證了模塊組裝6U立方星總體設計方法的有效性。

1 模塊組裝的6U立方星的結構設計

立方星的部組件一般采用國際標準的機械和電氣接口,通過PC104接插件連接在一起。為了提高立方星的多任務適應能力,實現立方星的快速組裝,需要從結構總體設計的角度,將立方星平臺部分和載荷部分進行松耦合設計。對于6U立方星而言,可以將衛星平臺部分設計為通用化平臺,而衛星的載荷設計需要適應衛星平臺的機械和電氣結構要求。

為此,本文提出了一種衛星平臺和載荷松耦合設計的6U立方星結構和設備布局方案。將6U立方星的左側設計為衛星平臺部分,右側設計為衛星載荷部分,衛星平臺和載荷之間通過接口的適配性設計,能夠實現整星的快速組裝與集成測試。

衛星結構部分采用標準6U立方星平臺,外部結構為框架+橫梁的形式,內部結構為標準PC104板卡結構,可以兼容標準板卡,實現模塊化組裝。載荷部分通過總裝直屬件替代原橫梁部分,完成載荷與框架的適配性連接。

機構部分為太陽能帆板展開機構,衛星入軌前機構部分在星箭分離機構內處于折疊收攏狀態,待衛星入軌收到解鎖指令后太陽能帆板展開,為整星提供電能。

如圖2所示,左側為衛星平臺,安裝標準PC104板卡部組件,自上而下依次為:UHF天線、磁力矩器2套、GPS接收機、電池組1(8塊電池)、電池組2(4塊電池)、電源控制器(共3層板)、展開機構控制器、飛輪組(共4個小飛輪)、平臺拓展板、計算機板、姿態測量板、U/V接收機、VHF天線、離軌帆。其中離軌帆通過3個M3螺釘安裝于衛星結構平臺外部。

圖2 6U立方星的布局圖Fig.2 Layout of a 6U CubeSat

右側為載荷部分,以BY- 03星為例,由上至下分別為:紫外相機(對天)、載荷編程板、X波段接收機,計算光譜相機和X波段天線并排放置。其中,紫外相機、載荷編程板和X波段接收機安裝于平臺內部,計算光譜相機和X波段天線安裝于平臺外部。

結構系統的主要參數如下:

1)標準6U結構包絡:226.3 mm×100 mm×340.5 mm;

2)標準6U框架質量:<900 g;

衛星帆板在軌展開如圖3所示。

圖3 6U立方星的太陽帆板在軌展開狀態圖Fig.3 Solar panels of a 6U CubeSat unfolding in orbit

2 測控數傳一體的模塊化設計

本節主要考慮在有限的地面站資源和星上資源約條件下,立方星測控數傳一體的模塊化設計方法,提高6U立方星測控可靠性以及數傳速率。

2.1 星地資源約條件下的測控數傳可見性分析

受到能量和體積的約,傳統立方星通常采用UHF/VHF業余無線電頻段進行星地測控和數據通訊。其優點是UHF/VHF是全向天線,而且能耗較低。這種方式僅僅適用于簡單的衛星任務,首先是受電磁環境干擾影響大,其次是數據傳輸速率低,不能滿足大容量圖像數據傳輸的要求。如果單獨采用S/X波段測控,則要求在衛星的對天面和對地面都安裝測控天線,同時增加微波網絡。因而,增加了測控分系統的復雜性,同時對能量的消耗也顯著增加。

此外,受到地面站可用資源的影響,目前很多立方星只采用少量的地面站實施測控和數傳任務。因此,對于衛星星地一體化測控與數傳的任務設計需要統籌考慮衛星星上資源和地面站資源的約。

圖4為只配置了一套對地面的測控數傳天線時,衛星處于對日定向模式下的天線波角覆蓋示意圖。從圖4中可以看出,當衛星尚未建立穩定姿態時,只在一個方向配置測控天線,則存在較大的測控盲區。此外,當衛星處于對日定向模式下,即使衛星過頂,也不能夠保證衛星天線與地面站建立穩定的鏈接關系。

圖4 微帶天線波覆蓋范圍Fig.4 Beam coverage of a microstrip antenna

因此,考慮到立方星本身能量有限的約條件,本文提出了一種基于UHF/VHF+X頻段測控數傳一體化的衛星測控與數傳方法。6U立方星配置了一套UHF/VHF天線,用于常態化測控,一直向地面廣播衛星遙測信息,并且接收地面指令。此外,還配置了一套X波段測控數傳一體機,能夠在測控模式和數傳模式進行工作狀態的切換,實現批量指令的上注。

2.2 UHF/VHF測控系統

星上UHF/VHF測控系統一方面實時向地面廣播星上遙測數據,另一方面通過VHF天線接收地面發送的遙控指令。

VHF天線接收到的地面指令的有效性受到衛星姿態和電磁頻譜干擾影響比較大。因此,為了提高系統的可靠性,在地面只通過VHF頻段給衛星發送簡單的指令,如各單機設備的開關機指令。而衛星的程控指令塊,則通過X波段遙控通道上注。

UHF/VHF測控分系統的結構如圖5所示,包括測控應答機,UHF天線和VHF天線。通常2U,3U立方星會將UHF和VHF放置在一起,兩個天線展開后呈現180°分布。如圖2所示,將UHF天線和VHF天線分別布置在左側衛星平臺的上下部分,一方面解決了天線與太陽帆板位置干涉的問題;另一方面,使得衛星平臺的單機盡量布置在左側,滿足立方星模塊化組裝的要求。

圖5 UHF/VHF測控分系統Fig.5 UHF/VHF TT&C subsystem

2.3 X頻段測控數傳一體的模塊化設計

采用X頻段進行測控可以有效克服環境電磁頻譜干擾,大大降低UV頻段對地面接收站的選址要求,提高測控系統的可靠性?？紤]到立方星體積、功耗的限制,為在盡量小的物理空間內提高測控的可靠性,提高數據傳輸的速率,本文提出使用X頻段測控數傳一體機的方案。測控數傳一體機可以實現測控功能和數傳功能的自由切換。

測控數傳一體機的主要特點如下:

(1) 兼具測控功能和數傳功能,共用一套通信機和發送天線,通過通信機工作模式選擇可以實現在測控模式和數傳模式間切換;

(2)測控模式的主要作用是在衛星處于姿態穩定階段,接收地面站發送的上行指令塊,另外,作為建立穩態姿態情況下的備份測控通道;

(3) 數傳模式的主要作用是通過LVDS總線接收光學載荷數據并存儲于內部固存中,當衛星過境時下傳圖像數據,數據速率可以達到10 Mbps,遠高于采用UV頻段下傳數據的速率;

(4)測控功能和數傳功能要分時使用。

6U立方星,通過X波段測控數傳一體化設計,提高了在穩定姿態期間的測控可靠性,相比于單純使用UHF/VHF頻段進行測控,有利于指令數據塊上注,以及批量圖像數據的下傳。

X波段測控數傳一體機的系統框圖如圖6所示。

圖6 X波段測控數傳一體機系統框圖Fig.6 Block diagram of the integrated system of X-band TT&C and data transmission

3 6U立方星電源分系統的模塊化設計

受到可展開太陽帆板面積的約,能量不足是立方星的常見問題,少數立方星采用了多折太陽帆板的方案,一定程度上緩解了能量不足。本文分析了立方星能源平衡需求對整星工作模式的影響,設計了適應于多種任務的電源分系統模塊化設計方案。

3.1 6U立方星能源平衡需求分析

受到星上能源的約,立方星的各種模式必須進行優化,以維持整星能源平衡。首先,衛星入軌以后,長期處于對日定向工作模式,短期處于載荷工作模式進行科學任務探測以及進行數傳測控;其次,當衛星經過地面站時,對載荷數據進行下傳。

為了便于6U立方星在標準化的6U立方星分離機構中安裝,在6U立方星的兩側安裝太陽能帆板,在軌展開,衛星在光照期姿態對日定向,按照太陽輻射強度1353 W/m2,太陽電池陣轉換效率不小于30%。兩片展開太陽翼總面積約為0.15 m2,壽命末期輸出功率不小于35 W。

根據不同工作模式下的單機工作功耗情況,可以分別統計出速率阻尼模式、對日定向模式、對地定向模式、載荷工作模式、測控數傳模式和安全模式下的衛星總功耗。在衛星軌道確定的條件下,衛星的載荷工作模式和測控數傳模式決定了衛星對能源的需求。為實現立方星的快速模塊化組裝,在太陽電池陣面積確定的條件下,需要對蓄電池組的容量和大小進行適配性選擇。

3.2 電源分系統的模塊化設計

為了滿足6U立方星快速化模塊組裝的要求,立方星的電源分系統需要按照功能進行模塊化設計,以適應不同載荷工作任務的需求。

電源分系統由太陽電池陣、鋰離子蓄電池組和電源控制器組成。6U立方星能源傳輸如圖7所示。

圖7 能源傳輸框圖Fig.7 Energy transmission diagram

電源分系統的各組件需要滿足立方星設計的標準,其中,電源控制器:包絡空間小于0.6U,質量不大于0.6 kg;蓄電池組:包絡空間小于0.8U,質量不大于0.9 kg;太陽電池陣列:有兩塊展開太陽翼,質量不大于1.3 kg。

(1) 太陽電池陣

受到整星結構尺寸的影響,太陽電池陣的面積大小是確定的,可以作為6U立方星的標準配置,方便立方星的快速組裝。太陽電池陣由結構與機構部分和電池電路部分組成,電池電路部分設計采用高效三結砷化鎵太陽電池作為發電單元,在光照期通過母線對星上有效載荷及服務系統供電,并對蓄電池組進行充電。結構與機構為太陽電池提供安裝環境,主要包括基板、壓緊釋放機構和展開機構。

太陽電池陣串聯數目:

(1)

太陽電池陣并聯數目:

(2)

式中:Vbus為光照期母線電壓上限值;Vline為太陽陣供電線纜壓降;Vmin為太陽電池最大功率點的最小輸出電壓;Psa為太陽電池陣輸出功率;Pm為標準條件下太陽電池最大功率;a=0.05為功率設計裕度。

衛星采用兩塊太陽翼,每一個太陽翼采用12串4并電池電路,整星共需要布12串8并電池電路,使用單體電池96片。

(2) 蓄電池組

蓄電池組采用高比能量、低成本且具有多次、長期在軌飛行經驗的18650單體電池。單體電池參數為:工作電壓3～4.2 V;額定容量3.2 A·h;單體重量48.5 g;具備過充、過放、過流和短路保護。

蓄電池串聯數目為:

(3)

式中:V0為單體電池電壓。

蓄電池組的容量為:

(4)

式中:W為蓄電池組輸出的能量;VEOL為蓄電池組壽命末期單體電池的平均放電電壓;d為蓄電池組放電深度。

蓄電池并聯數目:

(5)

式中:CR為電池容量;Ss為單串電池數目。

蓄電池組采用4串3并結構,同時,三組蓄電池分別配置一路溫度傳感器,為保證蓄電池組工作溫度,利用加熱膜對電池組施加溫控管理,加熱總功率約為2.5 W。

(3) 電源控制器

電源控制器負責功率調節和電池組的充、放電管理以及整星配電管理,保證星上設備正常工作。電源控制器采用最大功率點跟蹤控制策略來提升能量轉換效率[19],具有技術成熟、集成度高、工作可靠等優點。電源控制器也采用模塊化設計思想,由光伏轉換單元、二次電源轉換單元、配電單元、下位機及信號測量單元等組成,其原理如圖8所示。

圖8 電源控制器原理框圖Fig.8 Principle diagram of the power controller

4 姿控分系統的模塊化設計

姿態控制分系統需要保證衛星常態化對日定向,根據任務要求調整姿態進行拍照和數傳。

衛星姿控分系統組成如圖9所示。衛星平臺使用的敏感器包括模擬式太陽敏感器3套、磁強計 2套、陀螺2套、GNSS系統1套。

圖9 姿態控制系統組成Fig.9 Components of the attitude control system

衛星平臺使用的執行機構包括磁力矩器、飛輪。其中,三軸磁力矩器2套,用于消旋、粗對日定向與飛輪卸載;單軸飛輪4套,用于對日定向三軸穩定控制和對地定向三軸穩定控制。

衛星姿控分系統的部組件均采用模塊化設計的思想,其中MEMS陀螺和磁強計集成在一塊PCB上;4套飛輪采用三正交一斜裝的方式,三軸磁力矩器集成于一體,均能滿足立方星部組件標準的結構尺寸要求。

因此,通過PC104接插件,能夠將陀螺磁強計組件、飛輪組件、磁力矩器組件和GNSS組件等整合在一起,形成一個標準的立方星姿態測量與姿態控制模塊,方便與立方星平臺其他系統的快速組裝。

將6U立方星作為剛體,可得到其姿態動力學方程為:

(6)

考慮默認3-1-2旋轉順序,得到小角度假設情況下衛星的姿態運動方程為:

ωe+Mdωoi

(7)

即可得到歐拉角描述下的誤差動力學方程如下:

(8)

式中:Tm為磁力矩器產生的控制力矩。

初始消旋階段采用了常規的B-Dot控制器。

B-Dot控制器利用磁力矩器在每個軸上輸出一個控制力矩,這個控制力矩的符號與該軸上磁場強度的變化率相反,用來降低衛星的轉動能量。

磁力矩器控制力矩如下:

(9)

在三軸穩定模式下,姿態控制律采用PD控制,即

(10)

式中:kp和kd分別為比例、微分系數。

5 離軌帆的模塊化設計

衛星工作壽命到期后,盡快脫離軌道墜入大氣層是保障太空安全、和平利用太空資源的國際共識。因此,近地軌道微小衛星在獲取發射許可前都需要提供可靠的離軌方案。對于立方星這類微小衛星,采用推力器離軌的方式,代價較大;而采用離軌帆的方式,通過衛星壽命末期展開離軌帆,能夠增大衛星的面質比,加速軌道衰減。

本文將離軌帆設計為一個約0.5U的尺寸包絡,作為一個標準化的模塊,安裝在衛星的頂部。離軌帆裝置采用了一種軸承卷尺形式,主要由帆板、驅動組件、儲艙組件、釋放組件、熱刀及帆膜等組件構成。由于安裝離軌帆裝置的一側受到相機物理空間干擾無法展開,因此,在設計離軌帆時,只考慮展開其中的三個面,總共展開面積為0.75 m2,如圖10所示。

圖10 離軌帆展開示意圖Fig.10 Deployed deorbit sail

考慮衛星軌道按照97.277°傾角,軌道高度按照475 km,大氣模型分別取Harris-Priester,CIRA 1972和NRLMSISE 2000,經計算,在無變軌維軌情況下,對應三種不同大氣模型,衛星軌道壽命約為4.2年、3.2年和3.4年。衛星運行一年之后,選取離軌帆受阻面積為0.75 m2的情況下,衛星經過136天之后可離軌。離軌時間相比于不配置離軌帆時,縮短了至少80%。

6 在軌驗證情況

本文提出的模塊組裝6U立方星總體設計方法應用于中國青少年科普衛星工程BY- 03衛星,于2020年11月6日搭載長征六號運載火箭在太原成功發射,運行于軌道高度為475 km的太陽同步軌道。

6.1 平臺與載荷的模塊化組裝

將6U立方星的左側設計為衛星平臺部分,右側用于安裝衛星的有效載荷。這一設計使得衛星平臺部分可以作為一種公共的通用化平臺,能夠適配多種標準化載荷,滿足衛星模塊組裝的要求。

BY- 03星搭載了一臺紫外天文相機、一臺計算光譜相機和一臺可編程教育載荷,開展地球和宇宙天體遙感觀測,以及天地協同編程教育實驗。

(1)紫外天文相機

紫外天文相機波段范圍270～300 nm,為了避免光照區的陽光干擾,紫外相機選擇在地影區成像。相機采用CMOS面陣成像,成像幀頻為1 fps,成像區域為天區目標,需要衛星根據軌道等因素,設置目標區域的姿態角度。相機8bit量化,像元數2048×2048,圖像無壓縮,圖像數據量小于35 Mbps。包絡尺寸為85.54 mm(L)×83 mm(B)×184.35 mm(H)。相機質量為2 kg,功耗小于8 W。

(2)計算光譜相機

計算光譜相機用于對地觀測,波段范圍450～650 nm,相機在光照區成像,通過地面系統進行數據反演,得到不少于15個光譜信息。相機采用CMOS面陣成像,成像幀頻為1 fps。計算光譜相機8 bit量化,圖像無壓縮,圖像數據量小于12.5 Mbps。包絡尺寸為96 mm(L)×80 mm(B)×61.5 mm(H)。相機質量為300 g,功耗小于2 W。

圖11 紫外天文相機結構圖Fig.11 Structure of the ultraviolet camera

(3)可編程計算載荷

可編程計算載荷實現夢想聲音的征集發送,衛星平臺遙測數據請求,以及其他數據上下行通信?？删幊梯d荷主要由中央控制器和通信接口組成,主要面向青少年開展以航天專業技術為主題的python編程教育任務。

上述三個載荷都滿足立方星的通用尺寸標準和電氣接口標準,作為可配置的部組件,布置在立方星的右側,從而實現立方星的模塊化快速組裝。

6.2 BY- 03衛星總體技術參數

運行軌道:軌道高度為475 km太陽同步軌道。

發射質量:≤11.5 kg(其中衛星平臺9.5 kg,分離機構2 kg)。

測控頻段:UV頻段+X波段測控。

UV頻段:下行碼速率1200～9600 bps,上行碼速率1200 bps。

X頻段采用UXB體制:下行碼速率4096 bps,上行碼速率4000 bps。衛星采用X測控和數傳一體化設計,共用射頻通道,調制方式為QPSK,信道編碼為RS+卷積,數傳碼速率10 Mbps。

BY- 03衛星的實物如圖12所示。

圖12 八一03標準化6U立方星Fig.12 Standardized BY- 03 6U CubeSat

6.3 電源系統在軌狀態

BY- 03衛星于2020年11月6日11時41分成功分離、整星上電,太陽翼12時11分順利展開,衛星天地鏈路12時54分成功首次建立測控鏈路后,電源系統部分遙測數據如圖13(a)～(d)所示。

圖13 太陽電池陣遙測參數Fig.13 Telemetry data of the electrical power system

對遙測數據分析可知:

(1) 四路太陽電池陣工作電壓為22.4 V、22.3 V、22.1 V、22.4 V,與理論值22.56 V基本一致;每一路太陽電池陣輸出電流均在0～100 mA之間變化,此時處于消旋階段,太陽電池陣沒有處于對日狀態,因此輸出電流尚未達到設計最大值(0.4 A)。通過電壓電流數據可以判斷,太陽電池陣工作正常。

(2) 系統母線電壓(即蓄電池電壓)為16.3 V,說明電源系統的蓄電池在發射場交付后到發射之間的長期存放容量幾乎沒有衰減,入軌工作正常。

(3) 整星消耗總電流約為穩態280 mA,瞬態450 mA(UV下傳數據時),由于消旋階段太陽陣轉換功率不足,蓄電池處于放電狀態補充系統所需功率,放電電流為80～400 mA之間。

(4) 二次電壓模塊工作3.3 V、5 V、12 V均正常,開關狀態正確。

(5) 電源控制器溫度分別為:MCU板28 ℃、二次電源模塊板24 ℃;電池組21 ℃、24 ℃、26 ℃。溫度均在正常范圍內。

6.4 BY- 03衛星在軌工作模式與姿態控制情況

衛星自星箭分離之后,一次進入消旋、粗定姿、對日定向、對地定向等工作姿態。下面給出對日定向模式下的姿態控制情況結果。

如圖14所示,分別為對日定向模式下,衛星三軸角速度測量值以及太陽方向角在遙測時間段內的輸出。時間為11月7日2時57分4秒(UTC)- 3時1分12秒(UTC),橫坐標為星上時間秒值去掉整數天后的秒值。

圖14 對日定向模式下的衛星姿態數據Fig.14 Satellite attitude data in a sun pointing mode

衛星工作在光照區,完成軌道確定和姿態確定。衛星姿態誤差在2°以下,角速度0.2(°)/s以下。此時磁力矩器進行飛輪卸載,對姿態有一定影響。

6.5 測控數傳與載荷在軌測試情況

BY- 03星采用UHF/VHF頻段+X頻段測控模式,其中X頻段通信機為測控數傳一體化設計,根據工作任務需求,在測控模式和數傳模式之間切換。

為比較地面電磁環境對UV測控的影響,利用西安UV地面站和中衛UV地面站對BY- 03的業余無線電頻段進行了比較。測試結果表明,當中衛站和西安站同時處于UV測控弧段時,中衛站接收到的遙測信號幀數要明顯多于西安站。在相同的測控弧段內,中衛站接收到的有效遙測幀數大于70%,而西安站接收的遙測幀數一般不超過30%。一方面,受到周圍高層建筑遮擋,另一方面西安無線電電磁頻譜干擾影響大。

通過UV頻段上行指令,西安站和中衛站均能夠多次正確上行指令,并且實現對衛星單機的開關機操作。在程序指令塊上行方面,X頻段上行則有較好的成功率,能夠順利完成一周內的載荷工作計劃指令上注。

BY- 03 6U立方星搭載了紫外天文相機、計算光譜相機和可編程計算載荷三個主要載荷,通過在軌測試,均正常工作。拍攝的序列圖像,在衛星通過西安數傳站時,由X波段數傳天線下傳,數傳速率達到了10 Mbps。驗證了采用X波段測控數傳一體方式,能夠在功耗和數傳能力約下,實現較大批量數據的快速下傳,相比于傳統使用UHF/VHF模式下傳數據的立方星,數據傳輸能力得到了較大提升。

7 結 論

本文提出了一種模塊組裝6U立方星總體設計方法。通過將衛星平臺和應用載荷分區布局,能夠實現衛星平臺和載荷的松耦合設計,適應不同載荷任務需求。提出了6U立方星測控數傳分系統、電源系統、姿控分系統、離軌帆的模塊化設計方法,實現了6U立方星平臺的快速集成以及與標準化載荷的快速化模塊組裝。在體積和功耗約條件下,提高了測控系統的可靠性,X頻段數傳速度可達10 Mbps,標準化離軌帆能夠將6U立方星從475 km軌道高度上的離軌時間縮短約80%。通過中國青少年科普衛星BY- 03星在軌測試,驗證了模塊組裝6U立方星總體設計的可行性,其能夠作為一種標準化低成本快速研制微納衛星平臺,適應小型光學遙感載荷工程應用的需求。