1.3 国外小微卫星发展概况

自20世纪80年代中期，卫星向着大型和小型化两个方向发展，经过十几年的探索研究，小卫星技术方面除了进行更深层次的研究，相继出现了小微卫星、纳卫星以及皮卫星等系列微型卫星；还深入开展了小卫星/微型卫星的应用研究，小微卫星技术应用水平已全方位得到迅速提高。据统计，从1985年到2000年的16年期间，全世界发射各种类型航天器1968个，其中小微卫星600余颗，约占发射航天器总数的1/3，而且总的发展趋势是微型卫星发射量逐年增加，100kg以下卫星约占小微卫星总数的1/4。特别是自20世纪90年代后期开始，微型卫星技术更加趋于成熟，小微卫星、特别是现代纳卫星应用的现实性逐步趋向明朗，尽管许多项目仍然具有技术验证的性质，但已出现在轨实际应用的曙光。

1.3.1 美国小微卫星发展现状

美国无论在小微卫星器件研制，还是在小微卫星飞行试验方面都占有绝对优势，在过去的10年中，美国是发射小微卫星最多的国家，在所有发射的50kg以下卫星中约占一半的份额。在美国军方的大力支持下，美国多家研究机构与多所大学开展了小微卫星研制工作，并被列为美国军方空天战略的一部分，由此可见美国军方对开发小微卫星技术的重视。

1.3.1.1 NASA面向小行星探测的自主微小飞行器群（ANTS）

美国NASA目前正利用群智能的最新成果，研制未来的群卫星——“自主纳技术蜂群系统”（Autonomous Nano Technology Swarm, ANTS），计划于2020—2030年探索小行星带。实际上，蜂群卫星系统比传统大卫星具有较强的适应性和较广的应用范围，但蜂群卫星系统的任务规划是一项非常困难的工作，而群体智能技术将会给这项工作带来光明。

ANTS系统的主要任务是利用群体智能技术，探索和勘测介于火星和木星轨道之间的小行星带。小行星带里估计有50万颗小行星，空间环境十分恶劣，传统的大卫星是不能生存的，而ANTS系统则能够运行在小行星带内。ANTS系统计划由1000颗价格低廉的皮星组成。为了克服任务规划工作带来的挑战，NASA在系统设计时模仿昆虫“无智能或简单智能的主体通过任何形式的聚集协作而表现出智能行为的特性”。ANTS系统按照不同等级进行管理，群体卫星体系结构的等级划分包括“队”和“群”，“群”还包括“子群”等。不同卫星搭载的仪器是不同的，所以需要协同工作和共享信息才能很好地完成任务。ANTS系统的等级划分示意如图1-3-1所示。

在这个群体卫星系统里，有几种不同类型的卫星，一类称为“Worker”，它们载有不同的载荷和仪器，如磁强计、X射线仪、质谱仪及可见光和红外相机等，每个“Worker”只能获取一种特定的数据；另一类称为“Ruler”，它们起统治作用，协调各个“Worker”工作，并确定勘测目标；还有一类称为“Messenger”，仅起通信作用，它们是地球、“Worker”和“Ruler”之间的信使。每个“Worker”都会主动勘测遇到的小行星，然后把信息发送给“Ruler”，由“Ruler”评估这些数据，形成一个总勘测报告。

ANTS系统的任务总体概念如图1-3-2所示。

1.3.1.2 XSS系列微卫星计划

美国空军研究室在20世纪就提出了XSS系列微卫星计划，主要用于在轨自主接近空间目标并拍摄图像。目前已经实施的包括XSS-10（图1-3-3）和XSS-11（图1-3-4）两颗卫星。其中，XSS-10是XSS系列微卫星计划中的第一颗卫星，卫星高0.91m，直径为0.46m，重28kg，飞行器上载有光学相机、星敏感器、GPS接收机等有效载荷。卫星采用诸多先进技术，包括：基于微机电系统的导航和控制器件；超轻反作用轮（0.5kg）；可伸展太阳能帆板；无毒燃料推进系统；可增加下行数据有效传输率的高压缩率芯片；用于对不同距离目标进行距离、姿态和速度信息测量的多波段光学传感器系统；用于能源、数据或消耗品传输的轻型对接机构；基于嵌入式软件系统的商用航空电子平台；具有与空军航天控制网络（Air Force Space Control Network, AFSCN）兼容和交叉连接功能的新型轻型遥感系统等。在卫星24小时的任务执行过程中，XSS-10从DELTA Ⅱ火箭的二级仓弹出并分离出来，然后它将演示使用新近开发的制导和控制软件环绕火箭飞行和机动。卫星飞行轨道高度为800km，轨道周期约为90min，过顶时间是12min。在过顶时，卫星从任务控制软件中得到命令，把自己定位在离DELTAII火箭35～100m的范围之内，利用星上高分辨率相机对火箭运行情况进行侦察拍照，并将实时图像传回地面。XSS-10计划耗资100万美元，已成为美国未来小微卫星技术发展的基础。它的发射成功，代表着航天领域的研究和技术的重大进展，而且会为将来的小微卫星低成本在轨实现空间信息攻防任务奠定坚实的基础。在XSS-10飞行任务的基础上，由美国空军实验室主管，洛克希德·马丁公司进一步制造XSS-11试验卫星，它比XSS-10功能更加强大，其任务是与其他卫星交会和接近其他卫星的操作，可以看成一种反卫星武器。

美国空军XSS-11微卫星成功完成与另一颗卫星的一系列轨道交会机动。如果以后的试验同样成功，美国军方希望修改该微卫星的设计，以用于更广泛的太空任务。

1.3.1.3 深空系统技术计划

经过40多年的研究探测，目前NASA已经初步完成了对太阳系的探测，下一步航天任务是派遣航天器到更加难以到达的宇宙区域如太阳或冥王星。NASA为此已经制定了一项“深空系统技术计划”，即X2000计划。该计划于2000年启动，目的是执行更困难的航天任务，诸如在天体上着陆、收集样品并返回地球，这样就必须研制并发射先进的航天器。为了降低费用，满足经济可承受能力的要求，必须缩小航天器的尺寸，这样航天器上的电子设备系统就必须采用纳米技术和微米技术进行设计与制造。

第一艘X2000航天器上的集成化电子系统包括：指挥与数据处理系统、姿态控制系统、电源管理与分配系统、有效载荷连接界面等。这些电子系统将采用以先进的封装技术和先进的自动化设计技术制造的高度集成化、模块化、标准化、长寿命、高可靠性的电子元器件，以满足外行星深空探测任务的长期性和稳定性要求。集成在一块芯片上的系统（System On A Chip, SOAC）技术是必然的选择，即在一块芯片上集成了电源管理、传感器、通信模块、CPU、存储器等功能模块，为了达到这一目的，只有采用纳米技术。

2020年的目标：实现一种“思考型航天器”（thinking spacecraft）。“思考型航天器”应该是具有完全自动化、高度集成化、超低功耗、极其能干的一种航天器。为了达到这一目标，无疑必须采用纳米科学和纳米技术。计划在2020年所要研制的航天器可能会应用的纳米科技主要有：量子计算和仿生学。

图1-3-5所示为X2000计划时间表，图1-3-6所示为“机器虫”（Robo-Bug）卫星概念图。

1.3.1.4 天空盒子成像公司

创建于2009年的硅谷创业团队天空盒子成像公司（Skybox Imaging）首次提出了大数据、小卫星的概念，并计划建造由24颗小微卫星组成的商业遥感卫星星座。2013年11月，SkySat-1的发射和应用，让人们感受到了震撼。这颗90kg的卫星实现了在600km轨道获得优于1m的高分辨率图像和1.1m分辨率、帧频为30f/s、时长为90s的高清晰视频。这些数据将服务于农业估产、数字城市、港口贸易估算等众多领域。

SkySat-1卫星图像和视频数据如图1-3-7所示。

2014年4月，科技网站TechCrunch报道援引多位知情人士的消息称，谷歌已接近完成对卫星创业公司天空盒子成像公司的收购，并为此出价超过10亿美元。相关消息人士还称，在天空盒子成像公司于2012年展开的最后一轮融资中，曾以5亿～7亿美元的估值募集7000万美元资金。分析人士认为，谷歌收购天空盒子成像公司，基于以下几方面考虑：首先可以使谷歌的消费者地图服务获得更多数据；其次，可以为谷歌旨在向大型组织、机构和企业提供地图数据的“地球企业”等B2 B业务带来更多数据；最后是收购天空盒子成像公司后，将其打造成为一家能够更好地实现数据商业化的公司，而不再简单从事为别人提供数据配置的“点缀”，因为提供类似后者服务的商业卫星服务的公司星罗棋布。

SkySat-1单星和星座示意如图1-3-8所示。

SkySat-1只是一个代表，代表了目前层出不穷的小微卫星概念和项目。通过近年的发展，全球众多小微卫星项目与计划正在逐渐证明，小微卫星正在从最初的单纯技术试验力图走向一些应用领域，如对地遥感、通信网络等。

1.3.1.5 Flock-1卫星

美国行星实验室公司（Planet Labs）设计了一种遥感卫星星座——“鸽群-1”（Flock-1，如图1-3-9所示），轨道高度为400km，倾角为52 °，分辨率为3～5m，可每24小时对全球进行一次成像，监视森林砍伐情况。相对于传统的对地观测卫星，这些卫星的分辨率不够高，但在纳卫星层面已实现突破。虽然其大部分硬件产品未进行长期飞行验证，但其星座规模已超过实现全球覆盖所需的卫星数量，足以保证运行可靠性，可提供高重访、低成本的全球卫星图像。该公司于2013年分别发射了“天鸽-1、2”（Dove-1、2）和“天鸽-3、4”技术验证星，并于2014年1月将“鸽群-1”的28颗立方星通过“天鹅座”货运补给飞船送上国际空间站，由“国际空间站”实施在轨部署。该公司于2017年2月通过印度104星发射方式部署88颗立方星。

总之，随着小微卫星技术的逐渐成熟，美国军方正在研究各种具有独特能力的小微卫星系统。例如：分布式卫星系统，用于通信、导航、分布式雷达以及编队飞行光学干涉测量；用于天基感知的卫星系统，执行视觉和红外地球成像、多光谱地球成像和地图绘制、目标探测与跟踪等任务；预警小微卫星系统，用于跟踪飞行中的洲际弹道导弹和潜射战略导弹及其弹头，并引导拦截弹截击目标；虚拟孔径小微卫星系统，用于在军事行动中提高感知能力；“后勤”卫星系统，用于在轨执行补给任务等。可以预见，在未来的军事行动中，将会大量应用小微卫星系统完成其他军事系统无法执行的特殊任务。

1.3.1.6 ASTERIA卫星

ASTERIA卫星通过2017年8月14日SpaceX龙飞船执行的CRS-12国际空间站货运补给任务发送至国际空间站，并在2017年11月正式部署于国际空间站上，作为微型立方体卫星，其展示了小型卫星在系外搜星能力上的显著改善，证明了小型卫星也能够拥有媲美大型天文望远镜（如开普勒天文望远镜）的系外搜星能力。ASTERIA卫星及其天文望远镜如图1-3-10所示。

ASTERIA卫星是一颗6单元立方体卫星，它采用双轴压电驱动平台，装有一个成像载荷。作为一颗采用反应轮的三轴稳定卫星，压电将提供精确控制，将仪器精度控制在1弧秒内。此卫星将用于天体光度测量，并用作未来任务的技术演示星。

1.3.1.7 MarCO-A和MarCO-B卫星

2018年5月5日，它们和“洞察号”搭载在同一枚火箭上发射升空。在“洞察号”出发之后，两颗立方星中的MarCO-A首先被释放进入太空，随后MarCO-B紧跟而上。

在这之前，还没有任何小型航天器曾飞出地球轨道。但这次，两个只有公文包大小的探测器却径直开辟了一条通往火星的道路，长达4.84亿km，并于2018年11月26日将“洞察号”成功着陆红色星球的喜讯传回了地球。它们在飞行过程中不仅拍摄了火星的照片，还帮助研究人员收集了一些关于火星大气层的数据。

这个价值1800万美元的MarCO项目（Mars Cube One）验证了3项重要的科学技术——特殊的高增益天线、垒球大小的微型无线电和原理与灭火器相同的冷气推进系统，实现了能够辅助像“洞察号”这样的大型探测器实现任务，借助立方星直接探索深空的目标，证明了立方星技术的可行性。星际立方星的时代已展露曙光。

MarCO卫星首先展开两个无线电天线和两个太阳能电池板。每个MarCO卫星用一对太阳电池板产生电力，每块板的面积约为30cm×30cm。这些电池板在接近地球时为每个立方星提供大约35 W电力，在火星附近时，提供大约17 W电力。

MarCO卫星有自己的推进系统，它们在飞行途中自己进行航线的调整。MarCO卫星的推进系统使用压缩的R236 FA气体，每个MarCO卫星装有8个推进器，可以向不同方向释放这种冷气推进剂。

MarCO卫星上采用Iris无线电通信系统。它是一个新型的微型X波段转发器，可以与NASA的深空网络兼容，也可以进行导航。MarCO卫星的无线电接收器还可以提供UHF波段（仅接收）和X波段（接收和发送）功能。它能够作为一个信息的传递者，实时中继“洞察号”着陆器发出的UHF频段的信息，传输速率可以达到8000bit/s。

每颗立方星上都带有相机，可以拍下分辨率为752×480的图像。麻雀虽小但五脏俱全的MarCO卫星，虽然飞得比“洞察号”慢，但可以向地球传回“洞察号”靠近、下降、着落于火星时的各种情报。

MarCO卫星及其内部电子模块如图1-3-11所示。

1.3.2 欧洲小微卫星发展现状

21世纪伊始，欧洲各国对小微卫星产生了巨大的兴趣，欧洲各国工业部门、研究机构和大学都开展了小微卫星的研制工作，呈现出参与国家多、使用技术新、应用领域广的特点。

1.3.2.1 CanX系列卫星

CanX-1卫星是加拿大第一颗小微卫星，也是CanX系列小微卫星的第一颗，该卫星运行在高度为820km、倾角为98.73 °的近圆轨道，于2003年6月发射。该卫星主要在轨进行以下新技术试验：

（1）CMOS相机；

（2）基于ARM-7的星载计算机；

（3）GPS接收机；

（4）磁力矩姿态稳定系统。

CanX-1卫星的质量为1kg，呈立方体构型，外形尺寸为100mm×100mm×100mm；星体内部采用平行式分层布局，分系统和有效载荷布置于6块平行的电路板上，6块电路板由4根铝制支杆串起支撑。卫星采用三轴主动磁控方式实现角速率阻尼和粗精度指向控制，采用Honeywell HMR2300三轴磁强计（质量为28g，功耗为0.228 W）实现姿态测量。星上体装三结GaAs太阳能电池，每个电池阵的输出功率为1.63 W，并联装3个单体锂离子电池，容量为3600mAh，额定电压为3.7V。卫星携带两部安捷伦CMOS相机，其中，宽视角彩色相机用于对地球、月球成像；窄视角单色相机用于姿态确定。

CanX-1卫星如图1-3-12所示，CanX-1卫星内部布局如图1-3-13所示。

CanX-6卫星（图1-3-14）是由加拿大COM DEV公司和多伦多大学空间研究所（Institute for Aerospace Studies）/航天实验室（Space Flight Laboratory）研制的技术试验卫星，在轨试验加拿大COM DEV公司的天基自动识别系统（Automatic Identification System），该系统用来跟踪识别海洋上的船只，获得船只数量的分布密度，从而提高全球船只航行的安全性。该卫星于2008年在印度Satish Dhawan空间中心，搭载PSLV-C9运载火箭采用XPOD轨道分配器发射入轨，设计寿命为6个月。

CanX-6卫星运行在高度为635km、倾角为98 °、周期为97.4min的太阳同步轨道，总质量约为6.5kg，呈正方体构型，外形尺寸为200mm×200mm×200mm。该卫星利用永久磁铁、磁滞棒实现被动磁稳定控制，卫星的6个表面体装三结太阳能电池，峰值功率为8 W，标称功率为5.6 W；安装锂离子蓄电池，容量为5.3 Ah。卫星上使用了3个ARM7处理器，分别用于星务管理（16 MB存储器）、姿态控制和有效载荷（16 MB存储器）。

1.3.2.2 SSETI（Student Space Education and Technology Initiative）Express卫星

SSETI是一项欧洲多所大学的学生通过互联网交流和分布式设计，来研制、发射和管理微型卫星的计划。该计划得到欧洲太空局和航天工业界的支持。SSETI Express为该计划的第一颗卫星（图1-3-15），充分借鉴了SSETI计划中ESEO（European Student Earth Orbiter）卫星的设计。该卫星主要用于技术演示与验证以及教学：

（1）搭载并在轨部署CubeSat卫星；

（2）为ESEO卫星提供一个推进系统试验平台；

（3）地球成像和业余无线电通信。

SSETI Express卫星运行在轨道高度为686km、倾角为98 °、升交点地方时为10: 30的太阳同步轨道，总质量为62kg，有效载荷质量为24kg。整星呈长方体构型，包络尺寸为560mm×560mm×900mm；采用1个三轴磁强计和1对MEMS双轴太阳敏感器获得姿态数据，采用1块永久磁铁（与星体纵轴平行，确保在北半球时相机和天线处于天底指向）和2个磁力线圈（垂直于永久磁铁，作为阻尼器）实现半被动磁稳定姿态控制，指向精度约为5 °。卫星的4个外表面体装双结GaAs太阳能电池，平均输出功率为12 W，峰值功率为20 W，效率为22%，配置锂离子蓄电池，标称电压为24V，容量为6.8 Ah。

SSETI Express卫星于2005年在俄罗斯普列谢茨克发射场，采用COSMOS-3M运载火箭一箭多星（二级载荷）发射，卫星入轨后建立了星地联系，除电源系统外，其他子系统工作正常，卫星入轨后成功将两颗CubeSat卫星分配入轨，建立了星地联络，获取了遥测信息。约12h后，卫星与地面失去联系。星上主要有效载荷包括：

（1）CMOS/APS 24位色数字相机。改装自Kodak MCM20027相机，为AAUSat卫星相机的工程样机；地面分辨率约为100m×100m（在650km轨道高度上）；相机孔径为2cm, FOV为10 °，像素为1280×1024，照片大小为2.6 MB。

（2）冷气推进系统功能和性能试验。系统由1个商用气态氮贮箱（净重为2.5kg，体积为6 L，储存2kg气态氮；由碳纤维增强塑料制成）、6个阀门、2个流量控制压力调节器、4个微型喷嘴（每个喷嘴提供130mN推力）、3个压力传感器和10个温度传感器组成。该系统仅作为试验载荷，可提供三轴姿态控制和10m/s的速度增量。

（3）S波段下行通信实验2401.84 MHz, AX.25, 38.400kbit/s，输出功率3W。

（4）3部片状天线和1部语言和数据收发机。

（5）3颗CubeSat卫星和T-PODs轨道分配器。

1.3.2.3 LAPAN-TUBSAT卫星

LAPAN-TUBSAT卫星（图1-3-16）由德国柏林工业大学（Technical University of Berlin）和印度尼西亚国家航空航天研究所（Indonesian National Institute of Aeronautics and Space, LAPAN）联合研制，属于德国柏林工业大学的TUBSAT系列微型卫星，卫星在2007年从印度Satish Dhawan空间中心，采用PSLV运载火箭搭载发射，卫星设计寿命为2年，主要在轨完成如下飞行任务：

（1）遥感及存储转发通信服务；

（2）环境监控、灾害预警等对地遥感服务，如建立印度尼西亚的火山喷发预警系统；

（3）地面火山及地震传感数据的存储转发通信；

（4）技术演示与姿控系统试验。

LAPAN-TUBSAT卫星总质量为56kg，呈立方体构型，外形尺寸为450mm×450mm×270mm，内部结构分为上、下两层：上层包括电源、数管系统及一部相机；下层包括姿控系统、TT＆C及一部相机。卫星配置一个由德国柏林工业大学研制的RW204三轴反作用飞轮（每个飞轮的质量为1.2kg，最高转速为5000r/m）和3组磁力线圈（每组提供的最大力矩为1.2×10-4Nm）以实现三轴稳定控制模式；配置3个光纤陀螺（最大功耗为2 W，测量范围为±938.04o/s）、1个CMOS星敏感器和太阳敏感器（2个GaAs太阳能电池）完成姿态测量。卫星的4个外表面体装太阳电池阵，每个电池阵的面积为432mm×243mm，最大输出功率为14 W，采用5个串联NiH2蓄电池，标称电压为12.5V，容量为8.0 Ah。

卫星有效载荷包括：

（1）高分辨率CCD相机。基于SONY相机设计，具有3 CCD阵，每个CCD阵像素为752×582；刈幅为3.5km，地面分辨率为5m，功耗为7.6 W，质量为0.630kg。

（2）低分辨率CCD相机。基于Kappa相机设计，刈幅为81km，地面分辨率约为200m，焦距为50mm，功耗为3 W，质量为0.200kg。

（3）简短报文的存储转发通信。利用TTC系统和数管系统的Flash存储器实现；数据下行速率为1200bit/s，具有512 KB存储空间。

1.3.2.4 Delfi-C3卫星

Delfi-C3卫星（图1-3-17、图1-3-18）是由丹麦Delft University of Technology从2004年10开始研制的一颗新技术试验微型卫星，该卫星于2008年在印度Satish Dhawan空间中心，搭载PSLV-C9运载火箭一箭6星，利用XPOD轨道分配器发射入轨；2009年1月，卫星子系统及有效载荷工作正常，成功进行了相关技术试验，实现了绝大部分预定目标。该卫星主要在轨完成以下多项技术试验：

（1）新型薄膜太阳电池；

（2）太阳敏感器测量数据在星上的无线传输；

（3）适用于小微卫星的新型高效无线收发器。

Delfi-C3卫星总质量为3kg，呈长方体构型，体积为CubeSat的3倍，外形尺寸为100mm×100mm×340mm，运行在高度为630km、倾角为98 °的太阳同步轨道，采用永久磁铁和磁滞棒消旋，根据有效载荷技术试验要求卫星本体具有一定的旋转角速度的特点，采用永久磁铁和磁滞棒消旋，实现被动磁稳定控制。利用太阳敏感器和对太阳能电池板电流的测量计算来确定卫星姿态。星上安装4块展开式太阳电池阵，每块太阳电池阵的尺寸为326.5mm×77mm×5mm，每块太阳电池阵有一个DC/DC变换器，输出电压为12V，星上无蓄电池。卫星有效载荷主要有：

（1）丹麦TNO Science & Industry的2个模拟式太阳敏感器：进行敏感器测量数据在星上以无线方式传输试验，无线频率为915 MHz；单个太阳敏感器尺寸约为60mm×40mm×20mm，质量约为75g；敏感器由独立的太阳能电池供电，独立于卫星电源系统。

（2）Dutch Space公司的薄膜太阳电池。

（3）面向小微卫星应用的无线收发器。

1.3.2.5 “太空碎片移除”项目

为了应对日益严峻的空间碎片问题，各国积极开展空间碎片移除技术方案研究。欧洲多家研究机构在飞网抓捕、鱼叉捕获、运动跟踪、拖曳帆离轨等太空碎片移除技术上的多年深耕，为“太空碎片移除”任务的顺利实施提供了技术基础。

2013年，英国萨里航天中心联合欧洲多家研究机构，在欧盟第七框架计划（FP7）的资助下，启动“太空碎片移除”项目；2014—2016年陆续完成核心分系统样机的地面试验；2017年完成全系统集成；2018年4月，试验卫星运抵国际空间站，为入轨释放做准备；2018年6月，试验卫星成功从国际空间站释放，开展在轨调试。

2018年9月16日，欧洲“太空碎片移除”（Remove DEBRIS）任务（图1-3-19）成功开展世界首次真实太空环境下飞网抓捕立方星技术验证。该任务在未来半年内还将开展空间目标运动跟踪、鱼叉捕获、拖曳帆离轨其他3项技术在轨验证。该系列试验将加速太空碎片移除技术的实用化进程，对太空对抗技术发展也将产生潜在影响。从2018年9月16日起，试验卫星将在地面站操作指令下，依次开展4项技术在轨验证，其间试验卫星轨道高度逐步降低。地面任务控制中心在每项技术验证结束后将下载试验卫星与有效载荷的相关数据，并准备下一项技术验证，每项技术在轨验证将持续6～8周。2019年3月，试验卫星与任务载荷完成全部4项技术验证后，将陆续在6个月内再入大气层烧毁。

“太空碎片移除”试验卫星为长方体结构，尺寸为0.5m×0.55m×0.72m，质量约为100kg，具备S波段对地双向通信能力。卫星平台主体结构由4个侧板、中心板和底板构成；电子设备均安装在中心板下方舱段内；立方星、飞网、运动跟踪/成像测距装置、鱼叉、拖曳帆和监测相机等任务载荷均安装在中心板上方舱段内，如图1-3-20所示。

1.3.3 亚洲小微卫星发展现状

近年来随着亚洲经济的快速发展，亚洲各国对航天越发关注和重视，纷纷通过各种途径发展自己的空间技术和空间产业，而小微卫星作为各国进入航天领域的最佳途径，更是成为各国关注的重点。日本早在1990年就成立了小卫星研究会，一开始其发展重点就放在了微型卫星上，重点发展质量不足100kg、外部尺寸小于50cm、研制周期为1年、高性能和易于搭载的微型卫星。

1.3.3.1 Cute-1.7 +APD卫星

Cute-1.7 +APD卫星（图1-3-21）是由日本Laboratory for Space Systems和Tokyo Institute of Technology研制的微型卫星，于2006年在日本鹿儿岛，采用M-V-8火箭一箭多星（由Tokyo Institute of Technology研制的轨道分配器弹射入轨）发射入轨。其主要在轨进行技术试验与演示：

（1）验证快速、低成本小微卫星设计技术；

（2）使用商用PDA作为星载计算机的试验；

（3）积累COTS器件的空间飞行经验（卫星30个模块中的13个采用商用器件，如PDA、存储卡、USB集线器、数字相机、手持式收发机等）；

（4）采用三轴磁力矩器进行姿态控制试验；

（5）雪崩光电二极管传感器科学探测试验；

（6）存储转发通信试验；

（7）采用10m电动力系绳的卫星离轨技术试验等。

Cute-1.7 + APD卫星总质量为3.6kg，采用近地点高度为290km、远地点高度为751km的太阳同步轨道（倾角为98 °），呈长方体构型，外形尺寸为226mm×112mm×133mm。卫星通过配置三轴陀螺仪（Analog Devices的ADXRS150）、太阳敏感器（Hamamatsu Photonics的S6560）、三轴磁强计（Honeywell HMR2300）和CMOS相机完成姿态测量，采用三轴磁力矩器实现三轴稳定控制。Cute-1.7 +APD卫星成功入轨后，根据计划安排完成了部分技术试验项目，包括PDA工作正常，GMSK调制成功，陀螺仪和太阳敏感器工作正常。但是在轨运行74天后由于受空间辐射影响，卫星对任何地面指令没有响应，导致部分试验项目未完成，主要有磁强计定姿、姿态控制、系绳展开等。为了进一步完成后续试验，日本后续研制了Cute-1.7 +APD Ⅱ卫星，并且于2008年在印度Satish Dhawan空间中心采用PSLV-C9火箭（采用多伦多大学XPOD轨道分配器）发射入轨，继续在轨完成各项技术试验。

1.3.3.2 FORMOSAT-3/COSMIC卫星

FORMOSAT-3/COSMIC卫星（图1-3-22）是由美国轨道科学公司和中国台湾联合研制（中国台湾出资80%，美国出资20%）的气象卫星星座，卫星主要由美国轨道科学公司研制，中国台湾的5家公司提供14个卫星部件，中国台湾完成卫星的集成与测试。其主要任务是利用无线电掩星技术进行全球和太空气象预报、气象变迁研究及电离层动态监测。FORMOSAT-3是全球第一个无线电掩星技术星座，该星座由6颗相同的微型卫星组成，以建立全球大气即时观测网为目标，还可进行大地测量学和地球重力场研究。该卫星星座于2006年在美国范登堡空军基地，采用Minotaur火箭一箭6星发射，卫星设计寿命为5年，任务寿命为2年，目前有4颗卫星工作正常，另两颗分别出现了电源系统和太阳帆板故障。FORMOSAT-3项目被认为是一项成功的空间计划，国际科学界已利用FORMOSAT-3提供的数据开展了大量研究工作，取得了大量科学成果。

FORMOSAT-3星座采用轨道高度为800km、倾角为72 °的圆轨道，6颗卫星分别位于6个升交点赤经相差24 °的轨道上，相邻两轨道上卫星的平近点角相差45 °。卫星继承了Orbcomm卫星的构型布局，单星总质量约为61kg，采用1个地球敏感器、1个磁强计和1个太阳敏感器完成姿态测量，采用反作用轮实现三轴稳定姿态控制，指向精度分别为±5°（滚动和偏航轴）和±2°（俯仰轴），采用肼单组元推进（2个贮箱、4个喷嘴），完成卫星入轨后星座轨道部署。星上有效载荷主要包括：

（1）一体化GPS掩星接收机：基于JPL的BlackJack GPS掩星接收机设计，已在CHAMP、SAC-C和GRACE卫星上使用；全自主工作，定轨精度为5～10cm；跟踪L1、L2载波频率；质量为4.6kg，体积约为20cm×24cm×10.5cm，功耗为6 W（峰值功耗为23 W）。

（2）微型电离层光度计：用于测量电子密度，由美国海军研究实验室和Praxis公司研制，工作于135.6nm波长的紫外波段。

（3）三波段信标发射机（Triband Beacon Transmitter）：用于电离层层析成像和电波闪烁研究。

STARS-1（Space Tethered Autonomous Robotic Satellite-1）卫星由日本香川大学和Takamatsu国立技术学院于2005年启动研制项目，于2009年在日本种子岛基地采用H2 A火箭一箭8星（二级载荷）发射入轨，主要在轨完成绳系空间机器人技术演示任务，整个系统由子、母两颗微型卫星组成，子、母卫星靠10m长的系绳连接，系绳释放机构安装于母星。卫星发射入轨后，演示了子卫星的释放、子卫星的自主姿态控制、子卫星对母卫星成像以及两颗卫星重新对接等过程。

STARS-1母星总质量为4.0kg，卫星本体（天线和太阳能电池板收起）呈长方体构型，外形尺寸为160mm×160mm×300mm，子星总质量为3.0kg，卫星本体（天线和太阳能电池板收起）呈长方体构型，外形尺寸为160mm×160mm×120mm。卫星采用一个磁强计和一个陀螺仪完成姿态测量，采用磁力矩器实现姿态控制；子、母星的电源系统相同，都具有体装/展开式太阳电池阵，子、母卫星间通过蓝牙通信，子、母星与地面通信采用基于Ax.25协议的上行VHF（144 MHz）、下行UHF（430 MHz）的通信；子卫星装备了一台CCD相机，完成分离过程对母星的成像。

1.3.3.3 PRISM卫星

PRISM（Picosatellite for Remote-sensing and Innovative Space Missions）卫星（图1-3-23）是由日本东京大学2002年开始研制的微型技术试验卫星，于2009年在日本种子岛基地采用H2 A火箭一箭8星（二级载荷）发射入轨，卫星运行在高度为666km、倾角为98 °的太阳同步轨道：主要在轨演示在微型卫星上实现中、高精度对地成像（800km轨道高度上成像精度为30m），卫星发射入轨后，顶端安装有镜头的伸缩杆成功在轨展开，拍摄地球照片成功下传。

PRISM卫星总质量为8.5kg，本体呈长方体构型，发射状态（伸缩杆和太阳能帆板收起）包络尺寸为192mm×192mm×400mm。卫星采用GPS定轨，星上除了配置太阳敏感器（双轴×五面）、三轴陀螺以及三轴磁强计等姿态测量设备，还将相机作为地球敏感器使用；在姿态控制方面，除了采用三轴磁力矩器外，还充分利用相机镜头伸缩杆，起到重力梯度稳定作用。星上能源采用体装及展开式GaAs太阳电池（效率为25%）和锂离子蓄电池。星上载荷主要包括：

（1）折射式光学系统：对地可见光成像。

①相机镜头位于一个伸缩杆的顶端，可以实现长焦距，伸缩杆完全展开后长度为80cm；

②萤石消色镜头：光圈直径为90mm，焦距为500mm；

③CMOS阵列：像素为1280×1024，采用比利时FillFactory NV公司的商用IBIS-5 A；

④光学系统总质量为2kg。

（2）宽视场CMOS相机：对伸缩杆和地球成像。

1.3.3.4 Omid卫星

Omid卫星（图1-3-24）是伊朗第一颗研制并发射的卫星，主要任务是测试基于卫星的轨道制导系统，以及卫星遥测和地理信息系统技术。卫星遥测包括自动测量和传送用于记录和分析的数据，卫星携带GPS接收机，可探测空间环境。该卫星于2009年在伊朗国内发射场，采用“使者-2”运载火箭发射入轨。Omid卫星总质量为25kg，轨道近远地点高度为245.9km×329.7km，轨道倾角为55.5 °，周期为90.1min，整星无姿态控制。

1.3.3.5 ANUSAT卫星

ANUSAT卫星（图1-3-25）是由印度Anna大学设计研制、得到印度空间组织资助的一颗存储转发式业余无线电通信卫星，该卫星于2009年在印度Satish Dhawan空间中心，采用PSLV-CA火箭一箭双星（二级载荷）发射，在轨按计划进行了一系列有效载荷技术试验，如数字式FSK接收机、turbo译码器、基于MEMS的陀螺和磁强计等。

ANUSAT卫星总质量为40kg，本体呈立方体构型，包络尺寸为600mm×600mm×600mm；卫星采用三轴磁强计（测量范围为±45000gamma，精度为500gamma，质量为650g，功耗为1 W）、双缝式太阳敏感器（测量范围±75 °，精度为0.5 °，质量为130g）以及基于FPGA的GPS接收机完成卫星姿态测量，采用一对磁力矩器（每个磁力矩为4.5 Am2）实现卫星自旋稳定控制，自旋速率为8±0.5r/m，指向精度为±3°。卫星的4个侧面（顶面和底面除外）安装硅太阳电池阵，平均输出功率为33 W，采用容量为6 Ah的锂离子蓄电池。