一种卫星整星系统

技术领域

本发明涉及航天航空领域，尤其涉及一种卫星整星系统。

背景技术

随着互联网应用的快速发展，互联网接入服务需求急剧增加。美国太空探索技术公司(SpaceX)于2019年5月及11月两次以“一箭60星”方式开展了低轨互联网星座部署，建设速度远超业界预期。其先进的卫星结构构型、发射方式和星间分离解锁方式已颠覆传统卫星的设计和发射方式。近年来，OneWeb、Amazon、Telesat、SpaceX和波音等公司纷纷提出低轨通信卫星星座计划。国内也在积极开展小卫星及其应用技术研究，尤其是国家互联网卫星星座，将会在未来几年快速部署。

发明内容

本申请实施例提供一种卫星整星系统，所述整星系统具有扁平化设计的硬件结构，包括卫星平台和卫星载荷；所述卫星平台包括结构热控系统、能源系统、综合电子处理系统和姿轨控系统；所述卫星载荷包括Ka通信载荷、V通信载荷、L通信载荷和激光通信载荷。

进一步的，所述能源系统包括柔性太阳翼、蓄电池和电源控制器；所述柔性太阳翼和蓄电池为所述卫星提供供电能源；所述电源控制器为所述卫星提供母线电能分配管理和电池的充电控制。更进一步的，所述柔性太阳翼结构主体采用柔性材料，发电单元粘贴于所述柔性材料上，所述发电单元为三阶砷化镓太阳电池；所述柔性太阳翼展开前卷曲收拢在卫星一侧，展开时靠骨架弹性展开。

进一步的，所述结构热控系统采用被动热控技术作为为主热控方式，采用主动热控技术为辅热控方式；所述被控热控技术包括：热控涂层、多层隔热材料、导热填料和/或热管扩热；所述主动热控技术包括闭环电加热控制；具体包括：对于舱内高热耗平台设备和舱内载荷设备采用增强导热、热管扩热的控制措施；对于舱外短时高热耗载荷设备采取增强辐射散热辅以电加热的控制措施。

进一步的，所述综合电子处理系统采用集成化设计，包括：二次电源管理及控温单元、星务姿控管理单元、UV测控应答单元和GNSS单元；所述各单元以单板形式插接在母板上，通过RS422、PPS、RS485、CAN、GPIO和传感器采集接口与其他各设备进行信息交互。

进一步的，所述二次电源管理及控温模块：用于将母线电压转换成各二次电源设备使用的二次电源电压，并对所述二次电源设备进行通断电管理；还用于控制加热片开关，维持所述卫星的舱内温度在0～30摄氏度范围内。

进一步的，所述星务姿控管理单元提供平台信息、载荷信息和姿控信息的交互处理；所述平台信息为卫星除姿控外的平台设备间的交互信息，通过一级CAN总线连接；所述载荷信息为所述综合电子处理系统与载荷设备间的交互信息，通过二级CAN总线连接；所述姿控信息为所述综合电子处理系统与姿轨控系统设备间的交互信息，通过RS422/RS485/OC/GPIO连接。

进一步的，所述姿轨控系统包括测量部件和执行部件；所述测量部件上报测量信息给所述综合电子处理系统，所述执行部件接收并执行所述综合电子处理系统下发的姿控信息，保持所述卫星工作在指定的飞行姿态控制模式下。更进一步的，所述飞行姿态控制模式包括：三轴稳定对地、连续偏航、对日定向、对地凝视、姿控机动保持和/或轨控时姿控模式。

进一步的，所述Ka通信载荷和V通信载荷采用一体的处理机；所述激光通信载荷包括PAT主机、PAT电控箱、信标激光器、光交换机和光通信机。

本申请实施例提出的卫星采用扁平化的整体结构设计、集成化设计的星上综合电子系统、柔性可展开太阳翼，使整星体积大大缩小，可以适应当前主流运载火箭的整流罩内包络要求，极大提高火箭整流罩内的空间利用率。

附图说明

图1为本申请实施例卫星整星系统组成框图；

图2为本申请实施例卫星主体结构包络示意图；

图3为本申请实施例柔性太阳电池翼收拢和展开状态示意图；

图4为本申请实施例二次电源管理及控温单元功能框图；

图5为本申请实施例UV测控处理单元结构框图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例；需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本申请的一个实施例提出一种具有扁平式结构的低轨卫星，卫星本体主包络呈现扁平的长方体，包括上下平行的±Z板，左右平行的±Y板，和前后平行的±X板；其中的-Z板用于卫星设备的安装主板，卫星舱内设备和卫星舱外设备分别分布于-Z板的正面和反面。

在一个可选实施例中，还包括太阳电池翼，太阳电池翼采用柔性材料设计，发电单元粘贴在柔性材料上；太阳电池翼展开前卷曲收拢在卫星一侧，展开时靠骨架弹性展开。

在一个可选实施例中，卫星采用热控涂层、多层隔热材料、导热材料填充和热管为主热控方式，采用闭环电加热为辅热控方式，以±Z、±Y为整星散热面，作为舱内设备主散热通道。

在一个可选实施例中，-Z板正面设备包括：电推进组件、太敏、磁力矩器、陀螺仪、磁强计、锂电池、电源控制器、综合电子系统和/或载荷系统；电推进组件、太敏、磁力矩器依次分布在-Z板正面靠近+Y板的一侧；陀螺仪、磁强计、锂电池和电源控制器分布在-Z板正面中间部分；综合电子系统和载荷系统叠放在-Z板正面靠近-Y板的一侧。

在一个可选实施例中，磁强计为2个，相互垂直放置；陀螺仪包括2个相互垂直放置的MEMS陀螺和一个光纤陀螺；磁力矩器为3个。

在一个可选实施例中，综合电子系统用于卫星各设备的协调和控制，包括：星载计算机、二次电源管理模块、UV测控机和/或GPS接收机，通过RS422、RS485、CAN总线、GPIO和传感器采集接口与卫星各设备进行信息交互。

在一个可选实施例中，星载计算机、二次电源管理模块、UV测控机和/或GPS接收机采用单机无机箱设计，以插板方式通过母板联通。

在一个可选实施例中，载荷系统包括Ka通信载荷、V通信载荷、和/或L通信载荷；所述Ka通信载荷的处理机和V通信载荷的处理机采用一体机。

在一个可选实施例中，载荷系统还包括激光通信载荷，所述激光通信载荷包括PAT主机、PAT电控箱、信标激光器、光交换机和光通信机。

在一个可选实施例中，-Z板反面设备包括：4个动量轮、2个星敏感器和相控阵天线；4个动量轮和1个星敏感器安装在所述-Z板反面靠近+Y板的一侧；相控阵天线和另一个星敏感器安装在所述-Z板背面靠近-Y板的一侧。

实施例

一、总体设计

请参考图1，卫星整星系统包括平台与载荷两部分。卫星平台包括结构热控系统、能源系统、综合电子处理系统、姿轨控系统。卫星载荷包括Ka通信载荷、V通信载荷、L通信载荷和激光通信载荷。请参考图2，卫星主体结构包络为扁平的长方体，尺寸设计为：1360×540×370mm。由于采用了扁平化的结构设计，可以极大地提高火箭整流罩内的空间利用率，并能够适应目前主流运载火箭的整流罩内包络要求。

卫星整机采取以热控涂层、多层隔热材料、导热填料、热管等被动热控技术为主，辅以闭环电加热控制的主动热控技术为辅的热控方案，以±Y、±X为整星散热面，作为舱内设备主要散热通道。对于舱内电源控制器、动量轮等高热耗平台设备，以及舱内载荷设备采用增强导热、热管扩热的控制措施；对于舱外短时高热耗载荷设备采取增强辐射散热、辅以电加热部分的控制措施。对于舱内设备，通过加热片保证卫星各设备在0～30℃温度范围内工作。

二、能源系统

能源系统由太阳电池翼、蓄电池组、电源控制器组成。其中太阳电池翼和蓄电池组为整星提供供电能源，电源控制器为整星设备提供母线电能分配管理与电池充电控制。

卫星蓄电池组选用20Ah锂离子电池组，发射-入轨段与阴影区为卫星平台和载荷开机工作提供常态功耗不小于155W供电能力。根据卫星工作模式进行能源裕度分析，锂离子电池最大放电量出现在在轨运营阶段，蓄电池放电深度为29％，阳照区蓄电池通过太阳翼进行充电，单圈可充满，能源可平衡。

太阳电池翼采用柔性材料设计，发电单元粘贴在柔性材料上，展开前卷曲收拢在卫星一侧，展开时靠骨架弹性展开。采用三结砷化镓太阳电池作为发电单元，太阳翼总面积为3㎡，母线电压29.4V，最大输出功率为445W。在重量、安装空间、资源需求上的需求相对于传统的刚性多板优势非常明显。其收拢和展开状态请参考图3。

三、综合电子处理系统

综合电子处理系统负责所有星上部件的协调与控制，可以完成星务管理、姿态控制、能源管理、GNSS解析、遥测数据管理、指令管理、时间管理和有效载荷管理等功能。综合电子处理系统采用集成化设计，包括：二次电源管理及控温单元、星务姿控管理单元、UV测控应答单元和GNSS单元；各单元以单板形式插接在母板上，通过RS422、PPS、RS485、CAN、GPIO和传感器采集接口与其他各设备进行信息交互。

1、二次电源管理及控温单元

请参考图4，二次电源管理及控温单元负责将母线28V电压转换成各二次电源设备使用的二次电源电压(如5V和12V)，并对二次电源设备进行通断电管理。此外，二次电源管理及控温单元还负责整星控温管理，通过控制加热器开关，保证卫星的舱内温度在0～30摄氏度范围内。

2、星务姿控管理单元

星务姿控管理单元由计算机板、模拟板、姿控载荷接口板组成，提供平台信息、载荷信息和姿控信息的交互处理。其中的平台信息为卫星除姿控外的平台设备间的交互信息，通过一级CAN总线连接；载荷信息为综合电子处理系统与载荷设备间的交互信息，通过二级CAN总线连接；姿控信息为综合电子处理系统与姿轨控系统设备间的交互信息，通过RS422/RS485/OC/GPIO连接。

3、UV测控处理单元

请参考图5，UV测控处理单元包括接收机、发射机和数字基带部分。接收机为UV测控处理单元上行射频通道，其主要由滤波器、低噪放、混频器、时钟源组成；采用一次变频方案将信号从UV波段下变到低中频频段，实现低噪声放大、下变频和自动增益控制功能。发射机为UV测控处理单元的下行射频通道，其主要组成部分为混频器、本振、滤波器、功率放大器，完成遥测信号发射。数字基带部分要完成遥控、部分指令译码、遥测功能。核心部分为FPGA，QPSK解调、Turbo码译码、遥控译码、遥测Turbo码编码、QPSK调制功能由FPGA完成。数字基带上电后，FPGA接收秒脉冲信号，依据外接IO并行数字量选择发送时隙，在每一个秒脉冲上升沿同步发送时钟信号。同时数字基带的ARM处理器通过CAN总线与星务姿控管理单元交换数据，将解调译码的串行遥控指令信息(间接指令)和数字状态信息发送到星务姿控管理单元，接收数字遥控指令、解析并切换工作状态，接收整星下行遥测数据，FPGA组帧和速率匹配后下发地面接收站。

四、姿轨控系统

姿轨控系统包括姿态与轨道测量部件和执行部件。测量部件由磁强计、星敏感器、太阳敏感器、陀螺仪组成，执行部件由磁力矩器、动量轮、电子推进系统组成。测量部件上报测量信息给综合电子处理系统的星务姿控管理单元，执行部件接收并执行综合电子处理系统的星务姿控管理单元下发的姿控信息，来保持卫星工作在指定的飞行姿态控制模式下。卫星飞行姿态控制模式包括：三轴稳定对地、连续偏航、对日定向、对地凝视、姿控机动保持和轨控时姿控等主要模式。

五、卫星载荷

1、Ka通信载荷：由处理机和天线组成，Ka处理机与V处理机为一体机。

处理机参数：尺寸：100×100×100mm；功耗：30W；重量：3.5kg。

Ka天线参数：尺寸：100mm×100mm×2mm；重量：0.2kg。

2、V通信载荷：由抛物面天线和处理机组成，Ka处理机与V处理机为一体机。单天线参数：尺寸：直径300mm，厚度200mm；重量：1.3kg。

3、L通信载荷：由天线和处理机组成。主要参数如下：天线尺寸：100×100×20mm；处理机尺寸：100×100×20mm；总重量：1.5kg。

4、激光通信载荷：激光载荷由由PAT主机、PAT电控箱1、PAT电控箱2、信标激光器、光交换机、光通信机组成。

本申请实施例提出的卫星可实现卫星结构扁平化设计，实现单发运载火箭可容纳16星以上的发射能力，提高卫星发射效率约70％，降低星座发射成本，可将星座建设成本节省约50％。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。