空间站在轨组装的微纳卫星模块化设计与集成方法

许永生 郑靖 王涛 李春 黄维达 吕红强

(1 深圳航天东方红卫星有限公司，广东深圳 518057)(2 中国空间技术研究院遥感卫星总体部，北京 100094)

近年来，微纳卫星发展备受瞩目，在新技术验证、组网应用等方面前景广阔[1-3]。目前，模块化、标准化已成为微纳卫星设计的核心理念[4-9]。随着我国空间站的规划建设，将微纳卫星与空间站相结合，利用货运飞船上行微纳卫星的模块化组件，由航天员在轨快速组装不同功能的微型飞行器，并经简化测试后即时释放部署，灵活开展各类新技术/新产品验证与升级迭代、提供快速响应任务是微纳卫星开发新模式的发展方向。

空间站在轨组装与地面常规微纳卫星研制部署存在着明显差异：①可考虑采用更轻巧的模块化结构设计。货运飞船提供较好的上行力学环境，微纳卫星模块化组件无需考虑发射段严苛的力学环境，承受的力学过载小，无需像常规卫星设备一样设计高强度结构，仅提供满足在轨组装、释放冲击、姿轨机动等一定裕度的结构支撑即可。②需采用面向人机工效学的功能模块标准化接口设计。空间站失重环境操控不便、组装设备有限等，功能模块应具备满足人机工效学要求的规则外形、简洁的对外标准化接口，模块设备应避免锐边、尖角，安装接口布局设计应有足够的操作空间，且便于拆装操作。③需考虑采用开放式组装架构设计，易于拆装，扩展性强，更快的组装及部署。应避免消耗体力的手动操作，避免专用工具的使用，以适合空间站人员灵活便捷进行模块的装配、连接、拆卸及更换，且考虑到任务的多样性，微纳卫星采用开放式可扩展体系架构，具有良好的可扩展性，快速站内实现各功能模块与不同载荷的柔性化集成，及快速释放部署。

针对以上设计需求，本文提出了一种面向空间站在轨组装的微纳卫星功能模块标准化设计与集成方法，该方法提供了基于标准结构板与模块定位销的空间站内微纳卫星装配方案，具有快速拼装、模块增加、模块去除、模块替代等扩展性强的特点，可有效降低空间站在轨组装的难度和工作量。

1 微纳卫星模块化设计与集成研究现状

当前，国内外针对微纳航天器模块化标准化进行了大量研究，以适应灵活多样的任务、快速研制部署、在轨组装与维护等需求。

美国空军研究实验室(AFRL)发起的“即插即用卫星”(PnPSat)计划[8-9]旨在开发一款基于即插即用接口和模块化组件设计的快速响应卫星平台。PnPSat全面采用空间即插即用设备(SPA)技术，星载设备通过附加传感器接口模块(ASIM)提供的即插即用接口快速接入SPA网络。PnPSat还采用集成了电子线路、SPA接口的多功能结构板，实现卫星的快速总装。PnPSat卫星模块化架构如图1所示。

美国AeroAstro公司提出的小型先进研究与技术(SMART)卫星[10-11]采用了智能模块化结构标准，将星载设备进行集成封装成标准模块，通过“即插即感即用”(PSP)标准接口实现各模块的机电连接。各功能模块为相同外包络的正六棱柱体，如图2所示，每个模块的底部(母口)和顶部(公口)具有电中枢连接器，通过公口和母口配合实现卫星快速叠层组装以及模块替换、升级。

图2 SMART卫星模块化架构

日本东京大学提出的细胞卫星(CellSat)[12-14]由比传统“模块”更小的多个细胞单元组成，具有可重构的体系架构。细胞单元为边长60 mm的立方体，各面具有同样的结构和接口，由在轨服务机器人使用连接器通过插入和旋转2项简单操作完成与其他单元的机械、供电及通信连接，如图3所示。图4给出了细胞单元构建对地观测CellSat卫星示意。

图3 细胞单元与连接操作

图4 对地观测CellSat卫星

美国NovaWurks公司基于美国国防先进研究计划局(DARPA)提出的多细胞卫星(Satlet)[15]概念研制了细胞单元卫星(Hisat)，每颗Hisat具有供电、通信、姿态控制等基本卫星功能，并拥有与其他Hisat、有效载荷实现装配的机械和电气接口。2017年10月，Hisat搭载进入“国际空间站”，由宇航员组装完成由6个Hisat和2个太阳电池阵组成的为“卫星模块初始任务验证及经验”(Satlet Initial-Mission Proofs and Lessons，SIMPL)卫星，并实现了在轨部署。

德国“卫星智能模块在轨组装项目”(intelli-gent Building Blocks for On-orbit Satellite Servicing，iBOSS)项目[16-17]将卫星平台描述为由多个模块化的智能建造块装配而成，建造块包括结构建造块和系统建造块两种类型，如图5所示。每个智能建造块采用相同的立方体结构以及相同的标准化机械、电源、数据接口，建造块采用的接口如图6所示。iBOSS卫星主要面向在轨服务任务，由空间机器人完成空间系统的在轨组装与维护、重构。

图5 iBOSS卫星与建造块

图6 iBOSS建造块机械、电源、数据接口

国内高校、航天院所在微纳卫星模块化设计与集成方面也开展了较多研究。文献[4]提出了面向微型航天器簇的微型航天器模块化设计方法，实现卫星的灵活、快速配置以适应任务多样性的需求。文献[5]提出了一种“单机标准化、系统模块化、整星二度集成化”的精致微纳卫星理念，实现微纳卫星“高承载、高精度、高速率、高功率”设计，并通过“精致微纳技术试验卫星”进行了验证。文献[18]通过对传统卫星分系统进行拆分、整合，结合即插即用标准接口技术，提出了即插即用模块化卫星功能模块划分方案。文献[19]提出了一种软件定义卫星模块化设计方案，重点对卫星结构模块、电子学模块进行了标准化接口设计，为软件定义卫星提供快速响应的硬件支撑。

综合以上国内外调研，现有微纳卫星模块化与集成研究呈现以下特点：①设计理念上，以规则化的形状、尺寸定义不同功能类型的模块，尝试设计各种类型的标准化、即插即用接口来实现模块间的快速组装集成、测试；②装配方案上，采用了基于独立主结构+功能模块、功能模块直接拼装、子结构模块+功能模块等几种形式的装配集成方式，其中，功能模块直接拼装、子结构模块+功能模块的两种装配方案具备模块更换、增加能力，可扩展性较好；③背景应用上，现有研究主要面向两种应用，一种是基于地面装配，主要实现微纳卫星批量化快速研制与发射部署，另一种是基于空间机器人的航天器在轨维护，实现未来在轨航天器的模块设备再利用、模块更替以及功能性能升级。

可以看出，现有微纳卫星模块化设计与集成方法并不能有效适应空间站资源有限、人机工效学、拆装便捷等站内人员组装需求，且功能模块设计多是考虑恶劣的上升段力学环境，导致模块结构及接口连接过设计。因此，需要提出适用于空间站在轨组装的微纳卫星模块化设计与集成方法，以实现宇航员在失重环境、无辅助工具条件下快速便捷地完成微纳卫星站内组装。

2 面向空间站在轨组装的微纳卫星模块化集成设计

从微纳卫星模块化体系框架设计出发，重点对适用于空间站在轨组装的微纳卫星结构标准化、功能模块接口标准化进行研究。模块化体系框架设计主要对空间站组装微纳卫星从软硬件、接口等方面进行顶层划分，以明确卫星网络架构；结构标准化研究主要是设计符合人机工效学且有利于模块灵活拆装的支撑结构，为卫星各功能模块拼装提供力学承载条件；功能模块接口标准化研究主要是精简、统一模块间的机械与电气连接形式，有助于空间站内人员对功能模块的便捷组装、拆卸、接口插拔等操作。

2.1 模块化体系框架设计

空间站组装微纳卫星模块化体系框架主要包括卫星功能模块、标准支撑结构、标准接口(含机械接口和电气接口)、星上网络等4部分，如图7所示。

图7 空间站在轨组装微纳卫星模块化体系结构

卫星功能模块主要是通过对具有相同或相似功能的单机部件集成得到，如将卫星主要电子线路以板卡形式集成在一起的综合电子模块、由敏感器与姿态执行机构组成的控制模块、由单体电芯拼装成一体的蓄电池组模块等。

星上网络采用面向多任务的软件定义卫星架构，通过预设软件接口来配置星载软件功能，星务软件自动识别基于标准化信息接口设计的模块单机产品，自主完成星上模块设备数据通信及卫星基本功能测试。

2.2 卫星标准支撑结构设计

卫星支撑结构由两类标准结构板构成，其中，一类结构板带有标准安装孔位，另一类结构板带有标准安装孔位和安装定位销，如图8所示。

图8 标准结构板

两类标准结构板可组成基本卫星结构单元，并可根据卫星任务和模块配置需求进行横向和纵向扩展组成多种卫星结构构型，如图9所示。

图9 不同组装形式的卫星结构构型

2.3 模块标准化接口设计

1)模块标准机械接口

各模块的机械接口仅需提供满足上行1gn过载、在轨释放冲击及在轨机动等一定裕度的结构支撑即可。结合上述标准支撑结构，综合电子、控制、推进、蓄电池组、数传等块状模块以及太阳翼片状模块均采用与支撑结构标准安装孔位相匹配的固定销形式的标准机械接口，天线、星敏感器等小型设备配置具有定位销的固定板以方便在轨安装，如图10所示。

图10 模块标准化机械接口

2)模块标准电气接口

将各模块内部设备的接口进行归拢集成，利用J30等标准接插件实现模块对外的信息、指令、供电、加热线路等接口的标准化，如图11所示。

图11 模块标准化电气接口

3 面向空间站在轨组装的微纳卫星模块化集成方法验证

对30 kg级微纳遥感卫星进行空间站在轨组装的模块化集成方法进行了验证。结合目前微纳单机产品体系情况，将微纳卫星配套单机按照其功能任务划分归拢在8个基本功能模块，包括标准支撑结构、综合电子模块、姿控模块、电源模块、天线模块、推进模块、数传模块、热控模块以及光学载荷模块，如图12所示。

图12 微纳遥感卫星模块组成

卫星标准支撑结构采用两类标准结构板组成的基本箱式结构单元形式，为在轨组装各模块设备提供良好的安装边界、接口及力学条件；综合电子模块为卫星综合信息处理中枢，将平台的主要电子线路以板卡堆叠形式组成模块单机，集成了星载计算机、测控、GNSS导航、电源控制等电子设备，实现卫星星务管理、遥控遥测、姿轨控制计算与管理、供配电控制与管理、热控管理等功能，监视整星状态；姿控模块集成了太阳敏感器、星敏感器、陀螺、磁强计、磁力矩器、动量轮等，主要完成卫星姿态确定与姿态控制，提供卫星所需的姿态条件；电源模块包括蓄电池组和太阳电池阵两个独立子模块，为各模块提供能源供给和功率保障；天线模块包括测控天线、GNSS天线、数传天线等，提供相关射频信号辐射/接收；热控模块主要是用于外层包覆的模块化多层等，保障设备维持在规定温度范围，卫星热控以被动热控为主、主动热控为辅，模块或单机设备的热控涂层在地面完成喷涂，蓄电池组等工作温度范围窄或有加热需求的设备在地面完成温度敏感器(如热敏电阻、单总线Onewire等)、加热片的设置。数传模块、推进模块均为独立单机，分别负责星上载荷数据的存储与分发，卫星轨道机动与维持。

空间站在轨组装微纳遥感卫星的完整过程如图13所示。

图13 微纳遥感卫星在轨组装过程

首先，各模块通过自身定位销实现在4块支撑结构板上的安装；之后，利用支撑结构板间的安装孔位和定位销装配关系完成卫星主体部分的组装；最后，安装两块模块化太阳电池阵，实现整星的组装集成。

针对组装后卫星功能模块的拆除或更换问题，设计一款解锁销，将其放入标准结构板的安装孔内，对齐要拆除或更换模块的定位销，通过按压解除模块安装，如图14所示。

图14 微纳卫星模块在轨更换/拆除

4 结束语

针对空间站在轨组装微纳卫星的特点，本文提出了一种微纳卫星模块标准化设计与集成方法，此方法提供了基于标准结构板与模块定位销的空间站内微纳卫星装配方案，与现有模块化集成设计技术相比，得益于良好的上行力学环境，其特点如下。

(1)卫星结构、功能模块无需高强度结构设计，组装的卫星更轻巧；

(2)具有在空间站空间与工具有限、失重环境下宇航员简便快速地完成模块装配、连接、去除、增加、更换等不同手动操作的优点；

(3)采用开放式组装架构，扩展性强，可根据任务需求，实现不同功能微纳卫星的快速在轨组装、部署。

空间站在轨组装微纳卫星变革了卫星研制部署模式，为新技术快速验证和快速任务响应提供了新手段、新途径，是一个有前景的微纳卫星发展方向。