微纳InSAR卫星总体技术研究

郭 鑫，施思寒，付伟达，姚雨迎，曾 凡

(航天东方红卫星有限公司，北京 100094)

0 引言

星载合成孔径雷达干涉(Synthetic Aperture Radar Interferometry, InSAR)是以卫星为遥感平台，利用两个或多个SAR天线以微小视角差异对同一目标进行观测，得到两幅或多幅SAR复图像，利用相位信息作干涉处理，用于数字高程模型建立、地壳形变测量、洋流监测和运动目标监测，是未来星载SAR发展和应用的重要方向。

2010年，德国航空航天中心发射TanDEM-X卫星，与2007年发射的TerraSAR-X卫星构成全球首个双星编队SAR系统，在3.5年时间内获得了高精度全球DEM。未来，德国航空航天中心还将发射TanDEM-L双基L波段干涉SAR卫星、HRWS多基SAR卫星，实现更高精度的高程测量和立体测量。上述在轨或即将发射的星载InSAR卫星均为单星质量超过1 000 kg的传统大卫星，成本高、研制周期长、难部署，制约了星载InSAR的应用效能。

微纳卫星是指质量在百千克量级的高集成度卫星，其质量和体积小、功能密度高、开发周期短、能以更低成本完成更多复杂空间任务，在科研、国防、民用商业等领域发挥着越来越重要的作用。近5年，国内外已先后发射了ICEYE、Capella、Micro-X-SAR、海丝一号、齐鲁一号等几十千克至数百千克的微纳SAR卫星。伴随着微纳卫星技术的迅猛发展，微纳InSAR卫星应运而生。但是微纳卫星质量、体积和资源限制，对微纳InSAR卫星总体设计提出了巨大的挑战。

本文开展了微纳InSAR卫星系统总体技术研究，第1章给出了InSAR测量约束下使得可测量覆盖范围最大的双星编队构型设计方法，在此基础上建立了低燃料消耗编队构型设计准则。第2章提出了“孪生式”高功能密度比的InSAR系统，阐述了载荷平台一体化和高集成化设计、卫星高集成模块化设计等技术。第3章根据前述总体设计方法，给出了InSAR卫星编队构型的轨道设计结果，并在此轨道下给出了InSAR卫星系统总体指标。第4章总结了本文设计结果和创新点。

1 低燃料消耗的编队构型设计

InSAR卫星编队构型设计就是寻求满足干涉约束条件的卫星相对运动关系，将其转换为绝对轨道参数并维持稳定。建立相对运动关系是为了获取有效稳定的干涉基线，保证干涉测量的精度和效能；绝对轨道维持是消除轨道摄动所带来的影响，保证卫星性能指标稳定。因此编队卫星需要配备推进装置并携带足够燃料，实现InSAR卫星的编队构型。受微纳卫星质量约束，无法携带大量燃料，限制了干涉测量效能。

为此，本文提出了低燃料消耗的InSAR卫星编队构型设计方法，主要考虑以下两个方面：1)基于干涉测量约束条件，选取有效的干涉基线，进行编队构型设计，使得一个轨道周期内可用测量的全球覆盖范围最大，在保证测绘效能的前提下降低轨道控制次数；2)根据编队卫星相对运动关系和轨道控制方法，建立低燃料消耗轨道参数设计准则，获得绝对轨道参数。

1.1 干涉测量约束

编队卫星在运行过程中不断运动，两者之间形成一定的干涉基线，可在编队飞行坐标系进行描述。编队飞行坐标系的定义为：原点为参考卫星的中心，轴为地心至参考卫星的矢量方向，轴为参考卫星的飞行方向，轴与轴和轴形成右手坐标系。选择主星为参考卫星，绕飞星为辅星。根据测量需求，干涉基线可沿航迹和切航迹两个方向分解为水平基线和垂直基线。如图1所示，在编队飞行坐标系中，为主星的质心，为辅星，2_和2_分别为辅星在平面和平面的投影，为雷达下视角，为主星在雷达视线方向的投影，为2_在轴上投影，则2_为垂直基线，为水平基线，为有效垂直基线，为基线倾角。

图1 干涉基线示意图Fig.1 Schematic diagram of interference baseline

设辅星在编队飞行坐标系中的坐标为(,,)，则垂直基线为，水平基线为，有效垂直基线为可表示为

(1)

根据干涉测量原理，水平基线可用来测量运动目标的速度，其长度需要满足速度测量精度的要求，如式(2)第一项。有效垂直基线取决于极限基线长度，当有效垂直基线长度超过极限基线时，两幅SAR卫星天线收到的信号不再相关，无法进行干涉，如式(2)的第二项。基于上述原则，综合考虑卫星安全性等要求，InSAR卫星编队构型的约束条件可表示为

(2)

式中，为方位向多视数，为测速精度，为图像相关系数，为雷达波长，为目标斜距，为卫星速度，为信号发射带宽，为入射角，为光速，为地形坡度，为极限基线长度，为卫星安全距离。

1.2 可测量范围最大的编队构型设计

根据轨道动力学的相关推导，在编队飞行坐标系中，辅星相对主星的相对运动方程为

(3)

式中，=，=sin，=-，=-，为主星半长轴，为主星轨道倾角，为主星偏心率，为辅星偏心率，为主星升交点赤经，为辅星升交点赤经。

如式(3)所示，由参数(,,)即可确定编队构型。根据干涉约束条件，干涉测量覆盖范围最大的编队构型设计流程如下：

第一步，由式(2)第一项，根据方位向测速精度，计算得到水平基线的范围。同时，由式(3)的第二式可以看出，水平方向构型的最大包络为2，结合水平基线范围，可计算得到参数。

第二步，考虑安全因素，选择合适的取值。令卫星初始位置为升交点赤经，表征平面内的初始相位角。当主星位于原点、辅星绕主星飞行时，其轨迹为长半轴为2、短半轴为的椭圆。为了减小主辅星星箭分离时碰撞的可能性，取值范围为0°或者180°附近。

第三步，由式(2)第二项计算得到极限基线长度，取极限基线的0.2～0.5倍作为最优有效垂直基线，设定参数和的初始值和取值范围，计算每个轨道周期可测量的全球纬度幅角范围，不断迭代得到使得干涉测量覆盖范围最大的最优值。

1.3 低燃料消耗的双星轨道参数设计

为了获取更多太阳光照和更低能源消耗，SAR卫星多运行在近地太阳同步轨道。而近地卫星受到地球形状和大气阻力等摄动的影响，卫星轨道位置将发生变化，无法形成稳定的编队构型。由轨道摄动原理可知：1)地球形状摄动带来的升交点位置变化和近地点漂移取决于偏心率、半长轴和倾角，因此当编队卫星采用偏心率近似为0、等半长轴、等倾角的轨道构型时，各卫星的升交点和近地点位置漂移速度相同，可避免编队任务中对升交点和近地点的控制，减少燃料消耗；2)大气阻力摄动带来的半长轴衰减取决于面质比和大气密度，因此当编队卫星采用“孪生式”设计即相同卫星质量和迎风面积以及相同轨道高度时，各卫星的半长轴衰减速率一致，避免编队任务中对半长轴衰减的控制，减少燃料消耗。

综上所述，并结合式(3)，可以得到低燃料消耗的双星轨道参数设计准则如下

(4)

式中，为轨道半长轴，为偏心率，为轨道倾角，为近地点幅角，为升交点赤经，为平近点角，=1表示主星，=2表示辅星。

2 孪生式高功能密度比InSAR卫星系统设计

高功能密度比微纳卫星典型特点是卫星质量小、体积小，同时载质比更高、功能更强大、应用更灵活。从系统设计角度上，微纳卫星将打破传统大卫星分系统、分舱的界限，降低接口复杂度，采用标准化、集成化、模块化的设计新思路，实现微纳卫星的高功能密度比。本节结合编队卫星低燃料消耗的等面质比需求，提出了“孪生式”高功能密度比的InSAR系统，通过载荷平台一体化和高集成化设计、卫星高集成模块化设计，实现高载质比、高功能密度的微纳InSAR卫星。

2.1 载荷平台一体化和高集成化设计

载荷平台一体化设计是将卫星作为一个整体，从大系统层面进行统一的机电热设计和资源规划权衡。星载SAR包括SAR天线、中央电子设备和展开机构。本节通过SAR天线与微纳卫星承载能力的权衡匹配、中央电子设备高集成化和展开机构与平台结构一体化设计等方面，实现高载质比和SAR载荷性能最优。

2.1.1 SAR天线与微纳卫星承载能力的权衡匹配

对星载SAR来说，天线质量一般占到SAR载荷质量的70%以上，天线收拢尺寸决定着整个SAR载荷的最大包络，天线功耗决定每个轨道周期SAR载荷的工作时间和图像性能，因此SAR天线设计是SAR卫星总体设计中至关重要的方面。本节提出SAR天线与微纳卫星质量、包络和功耗约束的权衡设计方法，可为SAR载荷波位设计和卫星总体设计提供先决条件。

在质量约束方面，微纳卫星的质量不超过200 kg。当卫星载质比达到最高1∶1时，SAR载荷的质量需不超过100 kg，考虑到舱内中央电子设备和展开机构的质量，通常SAR天线的质量需要小于70 kg。

在包络约束方面，微纳卫星本体的尺寸小于1 m，发射状态下的SAR天线以分阵形式收拢压紧在卫星侧板上，若卫星本体尺寸为××，则SAR方位向天线尺寸需小于+(-1)2×，距离向尺寸需小于。在功耗约束方面，考虑最恶劣情况，SAR载荷工作在阴影期，供电完全由载荷蓄电池提供。此时，需要面积足够大的太阳翼，以保证每个轨道周期内载荷蓄电池能够充满电量；同时考虑到蓄电池的寿命，每个轨道周期内蓄电池的放电深度需要小于20%。结合星载SAR的成像原理和波位设计原理，SAR天线与微纳卫星承载能力权衡匹配的设计约束表达式如下

(5)

式中，min_为满足系统灵敏度的最小天线面积，min_为满足模糊度的最小天线面积，为天线面积，为卫星轴向尺寸，为卫星轴向尺寸，为卫星轴向尺寸，为天线折叠次数，为SAR天线平均发射功率，为天线组件效率，为SAR天线工作电压，为每个轨道周期内SAR工作时间，为放电深度，为载荷蓄电池的容量。

2.1.2 中央电子设备的集成化设计

SAR中央电子设备的高集成模块化设计是按照供电、模拟信号、数字信号3个界面进行功能模块的划分，将传统大卫星的舱内设备进行集成，其系统组成框图和信息流如图2所示。将舱外天线42 V配电和舱内设备30V配电集成为一台雷达配电器，实现SAR天线和舱内设备的开机、关机及主备切换；将基准频率源、调频信号源、雷达接收机、内定标器、微波组合、驱动放大器等模拟信号设备集成为射频综合单元，完成基带中频信号的变频放大、射频信号收发以及提供定时采集时钟信号；将波束控制器、监控定时器和数据形成器集成为数字综合单元，完成天线波束扫描和控制、雷达工作模式参数设置、回波信号采集压缩。经过高集成度设计，中央电子设备质量由传统大卫星百千克量级减少至15 kg，实现了高功能密度比。

图2 SAR载荷系统组成框图和信息流Fig.2 System composition and information flow of synthetic aperture radar

2.1.3 展开机构与平台结构一体化设计

体验式教育实践模式，就是以师范生职业技能和职业品格培养为核心，以技能训练、教育见习、教育实践、顶岗实习等实训为生长点，形成校内和校外实训相结合，合作培养未来教师的有效机制，促进师范生一体化的培养。这种模式的构建，以学生体验为中心，校内实训和校外实习相配合，是知能一体化的开放式教育实践模式。

展开机构和平台结构一体化设计体现在机构和星体结构板承力设计方面。受运载火箭整流罩包络约束，SAR天线在发射过程中折叠、收拢、压紧安装在卫星表面，入轨后展开拼接使用。由于微纳卫星载质比较高，刚度较小，要求SAR天线收拢压紧状态下一阶基频不小于50 Hz。受微纳卫星质量和天线解锁可靠性的限制，可提供的压紧点数量有限，使得天线安装在卫星本体上存在大“悬臂梁”状态，进而导致SAR天线力学环境较差、结构基频要求较高。为此，充分利用卫星“筋骨”结构，将压紧点设置在卫星内结构板处，再采用卫星本体结构“加强梁”设计，如图3所示，通过框架和部分结构板实现支撑和传力，降低了对天线结构刚度的要求，减小了SAR天线质量。

图3 天线压紧点加强梁设计示意图Fig.3 Design diagram of reinforcing beam at antenna pressing point

2.2 卫星高集成模块化设计

卫星采用高集成模块化设计思路，将相同类型的功能板卡集成起来，减少结构件所占的质量和包络，使得卫星集成度更高、功能更强大。本节提出一种高集成星上综合管理模块设计方法，集成了传统卫星绝大部分分系统的下位机，使处理器和FPGA资源利用更加充分，实现与星上能源模块、测控天线、姿轨控器件和SAR载荷的信息流交互，从而使得卫星的功能更加综合、硬件高度集成和信息完全共享。

在硬件层面，以星载计算机为任务核心，利用共用机箱+标准板卡的模块式结构，将智能数据处理、遥测遥控、导航接收、姿态控制、平台热控管理、SAR热控管理、数据传输、星间通信等模块按照标准板卡，集成为整体的硬件设备，各功能模块信号通过底板互联，与外部信号通过公共接插件连接，其架构示意图如图4所示，硬件实物图如图5所示。采用标准化高速数据接口，实现星上综合管理模块与SAR载荷数据的高速传输，通过各功能模块CPU软件在轨更改和动态加载机制实现卫星功能在轨动态重构，通过FPGA软件在轨上注实现无线电软件动态重构。该种设计打破传统卫星分系统的概念，将卫星80%的分系统下位机集成为一个机箱，减少了冗余的电子设备、结构框架和星上电缆网，体积、质量和功耗等开销更小，集成度更高，并可根据实际需求扩充或裁减功能板卡数量，具备高度灵活性。

图4 星上综合管理模块硬件架构图Fig.4 Hardware architecture diagram of onboard integrated management module

图5 星上综合管理模块硬件实物图Fig.5 Hardware of onboard integrated management module

在软件层面，采用分层的体系结构，对卫星系统自上而下地逐级分解，形成多层次的软件组件，包括应用层、传输层和物理层。各层之间采用标准接口，便于层间信息交换、软件重构和系统功能的增强和补充，其体系架构如图6所示。操作系统为底层支撑，通过驱动程序及操作系统接口将底层硬件统一起来；传输层为整个软件架构核心，通过标准接口的基础软件组件，为应用层提供基础功能，包括星地、星间、星内通信的标准协议；应用层由各种功能软件组成，并可动态扩展APP实现卫星功能扩展。在此种软件架构下，用户仅需要进行软件功能选取和参数配置，并适用标准接口开发满足特殊应用的软件APP，达到快速开发和灵活配置的目的。

图6 星上综合管理模块软件架构图Fig.6 Software architecture diagram of onboard integrated management module

在任务设计层面，星上综合管理模块具备信息通信与共享能力，支持星内、星地、星间一体化网络通信。结合InSAR的任务设计，利用微纳卫星快速灵活轨道机动和信息共享的特点，采用“孪生式”InSAR卫星系统，设计质量、包络和功能相同的主辅星，可以根据预判的最优基线进行主辅星之间灵活切换，实现最优的测绘效能。主辅星协同工作时，主星通过星间激光通信将位置、速度、姿态和工作模式等信息传递给辅星，辅星接收到信息后通过推进组件进行位置和姿态机动，完成双星编队飞行和对地测量。

3 设计实例

为了验证文中论述的微纳InSAR卫星总体设计方法的有效性，下文给出了低燃料消耗的双星编队构型和孪生式高功能密度比InSAR卫星系统的设计实例。根据参考文献[2,10,13]已公开的相关设计参数给出了卫星总体设计指标，具有一定的理论及实际意义。

3.1 低燃料消耗的双星编队构型设计实例

选择轨道高度500 km的太阳同步轨道和X频段SAR天线。当测速精度优于0.2 m/s、相关系数为0.9时，由式(2)第一项计算得到水平极限基线小于600 m。由式(3)第二项可得，设计参数为300 m。当信号发射带宽为90 MHz时，由式(2)第二项计算得到入射角20°～50°时极限基线长度为2.5～6.5 km，则最优有效垂直基线为500～1 250 m。选取初始值为1 000 m、初值为360°，由式(1)第三项仿真得到不同组合取值下一个轨道周期内有效垂直基线如图7所示，分析可干涉测量纬度幅角范围如表1所示。可以看出，当为1 600 m、初值为330°时，可实现一个轨道周期南纬71°～北纬71°范围内的干涉测高，达到73.9%全球覆盖的高测绘效能。

图7 不同取值的有效垂直基线Fig.7 Valid vertical baseline with different values

表1 不同取值的覆盖范围

给定主星轨道参数，由式(4)计算辅星的轨道参数如表2所示。

表2 主辅星轨道参数

3.2 孪生式高功能密度比InSAR卫星系统设计实例

首先,计算满足SAR图像性能的最小天线面积。根据表3的轨道参数和式(5)仿真可知，在系统灵敏度和模糊度约束下，入射角在15°～45°时，最小天线面积为0.5～2.5 m，因此天线面积需不小于2.5 m。

其次,根据微纳卫星质量和包络约束，仿真分析得到SAR天线的尺寸和质量。当设计卫星本体尺寸为800 mm×800 mm×1 000 mm、天线采用5折收拢方案时，由式(5)第一项可以得到天线面积需要小于3.84 m。结合天线电扫描能力、极化方式、天线组阵个数、天线安装架材质等因素，估算不同天线面积的质量如表3所示。考虑10%的设计余量，设计天线面积为2.8 m，方位向天线尺寸为4.0 m，距离向天线尺寸为0.7 m。此时，距离向具备±15°电扫描能力，可以实现入射角15°～45°的对地观测；方位向具备±1°电扫描能力，可以实现滑动聚束模式1 m分辨率、5 km幅宽和TOPS模式12 m分辨率、100 km幅宽的对地成像。

表3 X频段SAR天线质量

再次,根据微纳卫星能源约束，计算得到SAR图像的功耗。卫星配备7 Ah的高倍率载荷蓄电池、42 V载荷母线电压，当SAR天线TR组件效率为40%、蓄电池放电深度20%时，由式(5)第二项可得，一个轨道周期内可以满足SAR天线在1 400 W平均功率下工作1 min。此时， 1m分辨率模式下系统灵敏度优于-21 dB、3 m模式下系统灵敏度优于-23 dB。

最后,结合微纳卫星典型配置，星上综合管理模块具备100～450 Mbps的星地数据传输、16 384 bps的下行遥测、4 000 bps的上行遥控、50 Mbps星间激光通信、10 m实时定位、1 m实时定轨、载荷平台工作温度管理等功能；供配电采用双独立半调节母线，配置1.7 m的三结砷化镓太阳电池阵、30.8 Ah平台蓄电池和7 Ah高倍率载荷蓄电池，满足卫星短期3 500 W、每轨工作1 min 的成像需求；姿态控制采用三轴稳定对地定向的模式，具备指向精度0.03°、确定精度0.01°和稳定度0.001 5°/s的能力。结合编队构型和SAR载荷设计实例，微纳InSAR卫星系统总体指标如表4所示。

表4 微纳InSAR卫星系统技术指标

4 结论

本文开展了微纳InSAR卫星系统总体技术研究，给出了使得干涉测量覆盖范围最大的双星编队构型设计流程，建立了低燃料消耗的双星轨道设计准则；给出了SAR天线质量、包络和大功率特性与微纳卫星承载能力权衡匹配的设计方法；采用高集成模块化设计思路，建立了“孪生式”高功能密度比InSAR卫星的框架体系设计框架。针对上述设计方法，给出了设计实例，验证了设计方法的有效性，为微纳InSAR卫星系统设计和工程实现提供了参考。