遥感卫星平台与载荷一体化设计综述

祖家国 吴艳华 杨岩 李坝清 郭崇岭 蔺宇辉 孙德伟 田景峰 王光远

（1 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

（2 北京空间机电研究所 北京 100094）

0 引言

目前遥感卫星研制向更高使用效能方向大力转型，卫星提升性能指标以及增大载荷规模的需求越来越迫切。传统研制模式中，平台与载荷在构型布局上基于接口界面开展设计，发射段抗恶劣力学环境、在轨微振动以及在轨光机热等各专业仿真分析耦合程度不深，但是随着整星和载荷规模增大，必须寻求更加精细化、集约化的设计方法支撑遥感卫星总体研制[1-2]，平台载荷一体化设计是解决该问题的重要手段[3]。近年来，国内外各类遥感卫星的研制均在不同程度上采用一体化设计的方法，同时也涌现出各种观点。本文从一体化设计概念出发，深入探讨平台载荷一体化设计的层级划分，对比国内外遥感卫星一体化设计现状，明确清晰了遥感卫星平台载荷一体化设计的任务目标，可为后续遥感卫星平台载荷一体化研制提供借鉴。

1 一体化设计理念

一体化设计方法是指一种以产品总体功能性能最优为目标，整体考虑设计生产全过程各环节，综合调度产品研制队伍，以产品模型信息为载体的设计方法[4-5]。具体落地到遥感卫星研制领域，平台载荷一体化设计方法包括广义上和狭义上的一体化设计。广义上的平台载荷一体化设计是为整体提升功能密度而在技术体制、工作模式上的一体化，形成围绕敏捷成像、立体测绘、高分辨率成像等方面能力提升，以及光机结构超稳定、主被动减振隔振、高精度目标定位、在轨图像校正等方面提升卫星整体总体方案。狭义上的平台载荷一体化设计则是指平台与载荷突破简单固化的技术界面和分工，从光、机、电、热各专业开展的多层次、多维度的综合设计思想和设计方法，其内容涉及卫星与载荷结构功能一体化、一体化构型布局、一体化振动抑制、一体化热设计、一体化时空基准、一体化光机电热集成等[3,6]，外部表征为平台与载荷之间突破单一、简化的技术界面，双方深入对方设计核心，形成多专业的综合接口，其设计内涵如图1所示。

基于狭义一体化设计内涵定义，结合平台标准化、模块化发展以及遥感卫星效能提升的目标，当前平台载荷一体化设计主要形成两个设计理念，一是以遥感卫星效能提升为目标，围绕有效载荷光学设计的一体化设计理念，二是基于标准化、模块化的平台载荷一体化设计理念。

围绕载荷的一体化设计理念：围绕载荷光学设计开展载荷结构和平台结构布局，以光学有效载荷性能指标为核心开展整星光、机、电、热各学科功能性能验证，设计的起点是光学设计，设计验证的终点是光学指标。

基于平台的一体化设计理念：围绕平台机、电、热、控制等能力，对平台开展标准化、模块化、系列化设计。围绕载荷在系统性关键问题上进行平台载荷一体化设计，实现系统最优[7]。

要强调的是两种技术路线都是一体化设计，一体化设计与平台模块化设计并非对立关系，关键在按需设计，当遥感卫星功能性能指标设计空间较大时，基于平台设计可以极大地降低时间成本和经济成本。当设计空间被压缩，基于平台的设计无法满足指标要求时，可以采用围绕载荷开展设计。

2 对设计层级的认识

按照平台载荷一体化设计技术发展路线和实现的目标来看，大体上可以分为3个层级，如图2所示。

图2 遥感卫星平台载荷一体化设计3个层级Fig.2 The three levels of remote sensing satellite’s IDDP

第一层级，基于接口的一体化设计：双方具备清晰明确的结构、热控和电子学接口界面，通过双方协商，可以实现部分结构功能的一体化设计。例如一体化遮光罩设计，一体化承力结构设计等，双方设计独立性强，协调简单，效率高，其一体化设计思想主要体现在部分功能设计既可作为载荷功能实现载体，也可以作为平台功能实现载体。

第二层级，基于模型协同的一体化设计：平台与载荷共享一个信息模型，双方对平台与载荷的功能性能有一定的了解，可以就整星传力路径、力学性能、指向以及光学性能各项指标开展部分规划，由于模型共享，可以一定程度上压缩整星规模，减少质量、体积、功耗及成本，但是双方设计还未完全做到融入对方，从功能性能方面还未实现一体化。其一体化设计思想主要体现在模型共享，结构空间最大化利用，双方设计模型界面模糊，已经基本没有平台和载荷的严格界面划分，功能性能有一定整体统筹规划。

第三层级，基于功能性能指标最优的一体化设计：在模型协同设计发展到一定阶段以后，双方设计能力相互影响相互渗透，光、机、电、热各专业的总体设计全盘考虑形成最优整星方案，实现功能性能指标最优。这也是平台载荷一体化设计的最终目标和最高层级。

以上层级与层级之间没有明确的界限划分，通常是为满足遥感卫星设计目标，由系统需要自发完成的迭代。平台与载荷设计在指标要求不高，设计综合较低时，完全基于机械接口、电接口以及热接口等条件下就可以完成整星设计，生产制造调试也完全独立，双方独立性好，接口界面清晰简单，研制效率高。随着指标要求增加，光学有效载荷口径增大，首先从结构布局上对一体化设计提出了要求，这时结构功能一体化被提上了日程，例如遮光罩的设计、星敏感器的安装布局，经过双方接口的协商，通过基于接口的一体化设计，仍然可以满足指标要求，这是第一层级的基于接口的一体化设计。随着指标要求持续增加，双方需要在布局上交互的内容越来越多，同时力学性能、指向抖动、光学热变形分析的平台载荷之间相互影响也越来越深，并成为了设计的主要矛盾，基于接口的一体化设计无论是在效率上还是指标符合性方面都在降低，需要上升至第二层级的一体化设计，即基于模型协同的一体化设计，在此阶段的核心技术手段是“模型协同”，无论是构型布局的问题，还是光、机、电、热各专业功能性能问题均以模型协同来解决，平台与载荷共享同一个信息模型，双方协同开展设计。当各自经验总结积累，设计人员和设计技术水平上升到一定程度，一体化设计就进入了第三个层次——基于功能性能最优的平台载荷一体化设计，此时无论是光、机、电、热哪个专业的总体设计均需全盘考虑整星指标最优，从整星层面实现光学指标分解和验证，同时综合考虑传力路径、力热稳定性、控制信息传递等问题，不再具有平台和载荷的概念，整星设计融为一体。

对于中小型遥感卫星，设计指标要求不高，整星体积和功能要求单一，研制进度快，平台与载荷独立开展设计，仅有部分设计功能需要开展一体化设计，比如星敏感器的安装、遮光罩的设计、承力结构的设计等，可以采用基于接口的一体化设计，目标是遥感卫星整星轻小型化设计，使整星结构紧凑，实现较小转动惯量，并能降低结构振动对成像品质的影响。对于大中型遥感卫星，无论是空间布局还是力热性能要求都比较苛刻的情况下，酌情开展基于模型协同的一体化研制，设计阶段通过定义共享信息模型，协同布局并基于共享模型开展力热功能性能分析，生产制造阶段双方共同完成整机装配装调，目标是围绕核心的有效载荷，进行构形、布局和热设计，尽可能减少卫星质量、体积、功耗以及成本；随着双方协同深入，对遥感卫星光、机、电、热各专业的综合集成理解越来越深入，逐步实现大中型遥感卫星的一体化设计，整星系统层级统筹设计和分解指标，发挥有效载荷的最大效能，使产品不断向集约化、智能化方向发展。

3 国内外实践

3.1 国外

国外平台载荷一体化设计起步较早，到目前为止主要形成了以World View系列卫星为代表的基于接口的一体化设计、以Geo Eye系列卫星为代表的基于模型协同一体化设计、以哈勃空间望远镜（HST）和詹姆斯·韦伯空间望远镜（JWST）为代表的功能性能一体化设计等 3种模式。无论哪种模式，均充分应用了一体化设计思想，以光学遥感器为核心，从系统顶层对整星传力路径、结构布局、振动抑制、敏捷机动性等各方面进行了优化设计，大大减轻了卫星整体质量和惯量。

（1）以World View系列卫星为代表的基于接口的平台载荷一体化设计

美国分别于2007年和2009年发射了World View-1、World View-2两颗高分辨率商业卫星[8]。为了满足商业卫星的轻、小、快、精等应用要求，在结构布局上采用光学遥感器嵌入卫星平台，在嵌入部分采用桁架结构与卫星平台进行接口连接[7]。从一体化设计理念上来说，World View系列卫星属于基于平台的一体化设计。从一体化设计层级来说属于基于接口的一体化设计，主要表现在以下几个方面：

——整星的平台和载荷之间拥有严格的接口界面，双方在规定的布局空间和力热接口环境下开展研制；

——结构布局方面，载荷嵌入平台内部，减小了整星规模[9]；

——传力路径设计方面，载荷与平台采用镂空桁架结构连接，桁架结构即可作为遥感器光学设计的承力结构，又可抑制平台在轨振动[10-12]，减小结构变形和温控对载荷的不利影响；

——遮光罩即可为遥感器光学系统消除杂光，也可以作为星敏感器和光纤陀螺姿态测量设备的安装承力结构，这样可以保证姿态测量的基准与光学遥感器的成像基准很好地统一，同时缩短姿态测量与载荷成像坐标系之间的转换误差传递链[13-14]，提高了卫星的定位精度。

（2）以Geo Eye系列卫星为代表的基于模型协同的平台载荷一体化设计模式

Geo Eye-1卫星是美国于2008年发射的全色分辨率达到0.25m的商业卫星，从设计理念上来说，该系列卫星没有采用成熟的卫星平台，属于围绕载荷的一体化设计，从一体化设计层级来说属于基于模型协同的一体化设计，主要表现在以下几个方面：

——整星没有平台和载荷清晰接口界面，二者相互融合，结构紧凑；

——结构布局方面，以遥感器承力结构作为卫星结构主体，光学遥感器的镜筒支撑光学元件的同时作为卫星系统元件的安装面[15-16]；

——整星从传力路径、力学性能、指向以及光学性能各项指标开展了部分规划，在一定程度上压缩了整星规模，但是还没有做到完全融为一体，从功能性能上实现一体化。

（3）以HST和JWST为代表的功能性能一体化设计

HST是美国1990年发射的太空望远镜，JWST预计2020年发射。作为两个超大口径的空间光学遥感卫星，HST平台载荷模块化设计为它的5次在轨维修奠定了基础，JWST主镜采用了分块设计及空间可展开设计，以满足发射条件，其恶劣的在轨条件对整星光机电热一体化设计提出了苛刻的要求。从设计理念上来说HST和JWST两个系列的遥感卫星均属于围绕载荷的一体化设计。从层级来说，二者代表的是世界上属于基于功能性能指标最优的一体化设计，以JWST为例其功能性能一体化技术主要表现在以下几个方面：

——采用在线加工检测一体化技术，主镜直径2.4m，质量900kg，抛光约30nm的加工精度[17]。

——搭建了一个贯穿整个项目的通用平台，采用IBM Rational Rose Real-time开放式标准软件完成系统开发，实现软件一体化设计[18]。

——主镜的分块设计和整星空间可展开设计实现展开与发射状态功能布局最优（展开尺寸为6.1m×6.6m×14.626m，折叠后尺寸为10.661m×4.472m）[19]。其展开过程如图3所示，地面装配与发射过程中次镜与次镜支撑处于折叠状态；在轨后，首先通过机构展开次镜支撑，次镜进入预定位姿后，依次锁定次镜支撑、旋转调整主镜位姿并锁定主镜，完成整星的空间展开过程。

图3 JWST展开过程Fig.3 JWST deployment process

——可折叠遮阳板可展开成为一个网球场大小的遮光板，屏蔽太阳光和地球反射光，为光学系统、结构系统、电子学系统提供–233℃的工作环境温度，实现整星光、机、热一体化设计[20]。JWST遮光罩温区示意如图4所示，遮阳板包括5层隔热板，光学系统（OTE）和综合科学仪器舱（ISIM）从构型布局上就被动制冷至低温环境，3个温区控制分别实现制冷、冷区控温和环境控温，充分保证了光学系统和综合科学仪器舱的工作环境温度。

图4 JWST温区示意Fig.4 JWST temperature zone schematic

综上所述，无论是哪种层级的平台载荷一体化研制均围绕光学遥感器的成像品质和成像能力，以平台机、电、热、控制性能最优为目标，卫星的功能更加完备、成像性能指标和卫星快速姿态机动能力不断提升，是目前国外光学遥感卫星发展的主要趋势[21-22]。

3.2 国内

国内遥感卫星平台载荷一体化设计主要以基于接口的一体化设计为主。如某高分遥感卫星的星敏感器直接安装在光学遥感器主承力板上；光学遥感器通过一体化支撑结构安装在平台上方；采用独立遮光罩设计，遮光罩为光学遥感器提供消杂光能力；测控天线安装在光学遥感器遮光罩上；星敏散热板安装在星敏感器支架上；光学遥感器散热板安装在平台上方。某敏捷遥感卫星也采取了多项平台载荷一体化设计措施，包括：动中成像工作模式设计；星敏感器直接安装在光学遥感器主承力板上；采用独立遮光罩设计，遮光罩为光学遥感器提供消杂光能力；测控天线、数传天线、星敏散热板和视频相机等安装在光学遥感器遮光罩上。国内某型号遥感卫星一体化设计结构如图5所示。

图5 国内某遥感卫星一体化设计结构Fig.5 An integrated structure design of a remote sensing satellite in China

4 结束语

发展遥感卫星平台载荷一体化设计技术，应当以平台载荷一体化设计的层级和遥感卫星研制任务类型相结合，针对不同的任务类型和指标要求，开展不同层级的一体化研制，即按需设计。

1）针对时间紧、技术成熟、各项指标均完全满足要求的研制任务，应以降低成本为目标，采用基于接口的一体化设计，对现有成熟技术不断总结积累迭代，形成标准化、系列化、产品化的遥感卫星，以达到成本低、效率高的目的。

2）针对研制难度大，口径、质量、成像性能和成像品质等各项指标要求均很高的情况下，采用基于模型协同的一体化研制模式，以遥感器光学性能为核心，从最终图像时间分辨率和几何品质出发，进行整星光、机、电、热各专业协同设计。

3）基于模型协同一体化设计技术的发展和认识，结合研制任务和指标要求，逐步积累遥感卫星功能性能一体化设计能力。

遥感卫星的平台载荷一体化设计技术是遥感卫星总体设计最顶层的系统关键技术，国内的一体化设计水平相较于国外的先进水平还有较大的差距。为实现整星最优的一体化设计，我们需要在设计模式上，针对不同研制任务，采取不同的一体化研制模式，通过长期相互渗透，逐步提升平台与载荷双方设计能力，形成以效能提升为目的的遥感卫星的整体设计思路，实现整星功能性能最优。