小卫星构型设计专业现状及发展方向研究

辛 强（中国人民解放军国防科学技术大学 湖南 长沙 410073）

0 前言

卫星构型设计是指对卫星的外形、结构型式、总体布局、质量特性及与运载接口关系等进行设计和技术协调的设计过程。卫星的构型设计专业属于总体设计范畴，是总体方案设计中的一项使所设计的卫星具体化和实物化的设计工作，具体来说，总体设计方案根据研制总要求优选了卫星总体技术途径，明确了卫星的组成和接口关系，描述了卫星所经营的信息流、物质流和能量流的过程之后，构型设计将组成卫星的各分系统的设备汇总成为一个外部和内部关系协调的、能保证实现卫星功能的、有利于卫星研制的和能促进所设计卫星发展的设计工作。

1 构型设计专业发展现状

小卫星的构型设计专业已有成功发射20余颗卫星的丰富经验，并形成小卫星多种成熟的构型平台。目前国内基于小卫星构型平台的多颗卫星已经在轨稳定运行，工作正常，甚至超寿命服役。

目前，小卫星的构型设计专业正在积极探索微型卫星平台等创新性构型平台。

2 专业发展面临的形式

2.1 技术发展趋势

小卫星因其“快、好、省”的特点，已经在航天领域得到了广泛应用，随着小卫星技术的快速发展，一些新的理念逐步应用在小卫星上，小卫星的构型设计的发展趋势有以下几个方面：

2.1.1 多外形设计适应一箭多星并行发射

目前我国发射的卫星的外形形状多为立方体、圆柱体、球体，这种外形最多可以实现一箭三星串行发射，并不适合一箭多星并行发射。为满足一箭多星发射的需求，卫星外形要有利于在运载火箭整流罩内的布置，充分利用整流罩的包络空间，可选择梯形或三角形截面，减少发射成本。

若卫星为梯形构型，会大大节省空间，可分别采用一箭四星、一箭八星、一箭十二星的发射方式。一箭四星发射时，四颗卫星在整流罩成90°均匀分布。

2.1.2 面向任务载荷的柔性化构型设计

有效载荷是卫星的核心部分，是卫星的专用系统，直接决定卫星的任务和用途，因此卫星的构型应直接服务载荷，以任务载荷为中心进行柔性化设计。

美国的ORS-1等战术型快速响应小卫星设计多围绕任务载荷进行，往往有效载荷的体积和重量占整星的比重很大，平台舱进行小型轻量化设计。

2.1.3 空间可展开构型设计

传统的卫星构型，采用固定的卫星本体，卫星的发射状态尺寸受到运载火箭整流罩空间的限制，卫星本体的尺寸只能局限在一定范围内进行设计，制约了卫星对地面的尺寸大小，对于需要较大对地面面积或较长测量基线等具有特定需求的任务，难以很好的适应任务需求；从卫星热控需求角度来看，由于传统的卫星整星设备功耗的增长与卫星表面积的增长为二次非线性关系，固定的卫星本体限制了卫星表面的散热面积，随着卫星体积重量的增加，其表面散热面积将难以满足整星散热需求。

空间可展开构型，是将卫星本体设计成利用展开机构发射时收拢，满足运载整流罩空间的限制，在轨飞行时本体展开，扩大卫星对地面尺寸和星表面积的构型。

从发达国家的航天技术发展情况来看，美国、日本等国家在近些年先后提出了空间可展开式卫星的研究项目，通过这样一种新颖的设计方式，有效的拓展了卫星设计的思路，打破了运载火箭尺寸的制约，大大提高了卫星对各类任务的适应能力。

国外采用了在轨展开式卫星设计思路的有美国的HexPak、日本的PETSAT和欧洲的AstroSAR，其中前两个项目是将模块化快速响应的设计思想与可展开的方式结合在一起，探索了该类卫星的广阔应用前景。

HexPak是洛克希德·马丁公司在2006年提出的模块化可展开卫星，主要面向未来大功率需求的军用或民用GEO通信卫星，其结构由多个六边形的模块盒组成，发射状态叠加成为自承重的堆栈结构，入轨后在空间展开成平面形式（展开过程见图1）。相对于传统的卫星构型，这样的设计可以为大功率的通信卫星有效载荷提供足够大的散热面，同时对地面的面积也可以达到运载火箭整流罩截面的数倍。

图1 HexPak卫星入轨后展开顺序（以5个模块组成的卫星为例）

2.1.4 标准化、模块化的设计方法

该方法在2005年8月在美国犹他大学举行的第十九届国际小卫星会议上，做了专门的研究和讨论。标准化模块化是在多任务公共平台设计方法的基础上经过修改和提高而获得的，并且加入了一些新的设计理念，例如采用通用接口、模块化、标准化平台与部件。模块化平台也是由一些更小的模块部件组合起来的。采用批生产、模块化还可以降低成本、缩短周期。按照传统的单星设计生产方式，性能一致性差，质量检测费工费时。通过采用模块化、标准化的构型布局，可以实现流水线的方式生产，不必对卫星进行长时间检测。

2.1.5 布局优化和无缆化设计

布局的设计和总装设计的关系非常密切，布局的合理程度将关系到总装与安装设计的品质：只以质量特性作为布局的约束条件，可能会造成仪器设备布局分散，给电缆和管路的安装造成很大的困难，如果在布局时就将舱内空间划分成几个区，各分系统的仪器尽可能的集中在一个区域内，这样会减少和缩短电缆的长度，减少质量；在条件许可的情况下，分系统的仪器应尽可能的组合在一起形成一个功能组件；公用分系统和有效载荷相对集中到各自的舱段，这样，在卫星技术状态发生变化时，安装、电缆网、热控等设计的改动量相对小，这样可以缩短研制时间，减少科研经费。

无电缆连接是随着多功能结构的发展而出现的。目前已经在芯片模块内部和多芯片模块之间进行了试验，将逐步推广到仪器、设备之间，最终使整个卫星成为没有电缆的卫星。

2.1.6 DMU模装技术和数字化验证仿真技术

DMU技术是通过计算机的手段用数字来表示卫星的结构和星上仪器设备，通过对虚拟零部件的配置和布局，完成卫星的总体构型。卫星构型是一种创造性劳动，主要靠设计师通过人—机交互的方式一步步完成，而且需要多次的迭代与反复才能最后完成。利用CAD的手段来进行构型设计的最大优点是投资省、时间少、精度高；构型一旦完成，立即可以输出相应的图纸文档，并且可以保留卫星构型设计的发展过程，便于修改和参考。波音777飞机是全数字化产品设计的典型案例。

验证与仿真平台将仿真作为航天器数字化设计的一个重要环节，为航天器数字化设计提供验证手段。

仿真验证技术分为3个层次，即数学仿真验证、半物理仿真验证和全物理仿真验证，它们之间有良好的接口关系。数学模型可以直接用力学或电性产品实物代替，能够实现由数学仿真到半物理乃至全物理仿真的快速、灵活、准确和无缝连接。

图2 仿真验证示意

2.2 国际技术水平对标

表1 构型布局专业国际技术水平对标情况汇总表

目前国际上许多公司生产的小卫星已经实现了构型布局方面实现标准化、模块化。如美国轨道科学公司生产的“全球星”小卫星全球通信系统，该任务总共由48颗小卫星组成星座来实现全球实时通信。卫星采用模块化组装，每颗卫星分为4个主要模块：有效载荷、太阳帆板、电池、结构。卫星采用流水生产线方式生产，生产线分为两级，一级是分系统模块生产线，分别设立15个工作站，组装模块，然后将模块送入整星总载线装星。在部件生产中，保证批量相同部件均有互换性，大大减少了部件的生产数量。用传统的方式一年生产一颗，改进后，在初期只用90天，并逐步缩短生产时间，从第17颗卫星开始，每颗星的生产周期将稳定在21天左右。并且只对头两颗发射正样星进行严格的测试和设计质量检验，后面的卫星只要经检查与这颗星的质量完全相同就可以出厂。

还有国外很多大学、研究机构生产的CubeSat小卫星，除有效载荷外，其他设备、部件均采用标准化设计，部件之间可以互换，通用化，大大降低了成本和研制时间。

2.3 主要问题与差距

2.3.1 创新性构型平台建设不足，卫星外形设计形式单调。

2.3.2 目前的小卫星平台仅适用于特定载荷，围绕载荷进行构型的柔性设计积累还不够，对国外先进的构型技术调研还不够充分。

2.3.3 采用可展开式构型的小卫星还处于研究阶段，没有成功发射的经验，空间可展开机构的研究为满足高可靠性设计仅限于简单的解锁、展开结构，还没有设计复杂机构的能力。

2.3.4 模块化程度不够。

2.3.5 无缆化技术仍处于原理概念研究阶段，没有工程应用。

2.3.6 计算机辅助建模方式还不健全。

3 专业发展方向

3.1 卫星外形多样化

调研国内外航天器的外形结构，分析其原理及可行性，开展针对一箭多星并行发射模型的卫星构型设计研究，确定关键技术及技术途径，制定构型设计方案。

3.2 面向任务载荷的柔性构型设计

总结归纳现有小卫星任务载荷的类型、用途、安装方式，分析其工作模式和对卫星构型的要求，开展对现有载荷的卫星构型的优化，积累经验，提出面向任务载荷的柔性构型设计方案。

3.3 空间可展开构型设计

分析空间可展开式卫星的特点，针对目前的卫星任务领域进行梳理，探索其适用范围；结合我国目前的航天产品研制能力，对展开机构、发射状态锁紧机构、星箭接口等主要设计内容进行研究，并进行动力学分析。

3.4 卫星模块化构型设计

模块化构型设计思想是将卫星设计成标准化的独立模块，再根据特定的任务需求选配不同载荷和平台的功能模块组装；发展模块化构型设计需要从机、电、热标准一体化设计入手，采用标准单元的方法进行设计。

4 结束语

构型设计是关乎卫星成败的关键，目前国内小卫星的构型设计已经形成系列化平台型谱，较以往卫星单一、局限的构型设计已经有了长足的进步，但是对标国外先进的小卫星构型设计，我们还有很大的差距，只有以“多样化构型、面向载荷的柔性构型、可展开构型、模块化构型设计”为专业发展方向，才能发展小卫星的构型设计专业，实现更大的跨越。