甚小型卫星发展综述

Ｖ０１．２２

Ｎｏ．６

航天器工程

第２２卷第６期

１０４

ＳＰＡＣＥＣＲＡＦＴＥＮＧＩＮＥＥＲＩＮＧ

２０１３年１２月

甚小型卫星发展综述

苏瑞丰

张科科

宋海伟

（上海微小卫星工程中心，上海

２０１２０３）

摘

要

介绍了立方星（ＣｕｂｅＳａｔ）、片上卫星（ＳｐａｃｅＣｈｉｐ）、印制电路板卫星（ＰＣＢＳａｔ）、多芯片

组件卫星（ＭＣＭＳａｔ）４种甚小型卫星的发展情况和技术特点。ＣｕｂｅＳａｔ技术最为成熟，已发射多颗此类卫星，但体积固定，成本较高；ＳｐａｃｅＣｈｉｐ是卫星小型化的最终目标，它成本最低，集成度最高，体积最小，但通信距离较短；ＰＣＢＳａｔ的成本和性能居中，设计复杂度低，且元器件有商用现货供应，但功耗较大；ＭＣＭＳａｔ综合了ＰＣＢＳａｔ和ＳｐａｃｅＣｈｉｐ的技术特点，技术复杂。我国甚小型卫星可选择优先发展ＰＣＢＳａｔ；重点突破商用现货元器件的筛选，以及空间应用技术、一体化姿态控制技术、新型微推进技术、轻型高效的蓄电池和太阳电池技术等。

关键词

甚小型卫星；卫星小型化；立方星；片上卫星；印制电路板卫星；多芯片组件卫星

中图分类号：Ｖ４２３．４

文献标志码：Ａ

ＤｏＩ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１６７３—８７４８．２０１３．０６．０１９

ＳｕｍｍａｒｉｚａｔｉｏｎｏｆＶｅｒｙＳｍａｌｌＳａｔｅｌｌｉｔｅＤｅＶｅｌｏｐｍｅｎｔ

ＳＵＲｕｉｆｅｎｇ

ＺＨＡＮＧＫｅｋｅ

ＳＯＮＧＨａｉｗｅｉ

（ＳｈａｎｇｈａｉＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＣｅｎｔｅｒｆｏｒＭｉｃｒｏｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ，Ｓｈａｎｇｈａｉ２０１２０３，Ｃｈｉｎａ）

Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＤｅＶｅｌｏｐｍｅｎｔａｎｄｔｅｃｈｎｉｃａｌｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｆｏｕｒｋｉｎｄｓｏｆＶｅｒｙ

ｓｍａｌｌｓａｔｅｌｌｉｔｅ—Ｃｕｂｅ—

Ｓａｔ，ＳｐａｃｅＣｈｉｐ，ＰＣＢＳａｔａｎｄＭＣＭＳａｔ

ａｒｅ

ｄｅｓｃｒｉｂｅｄ．

Ａ１ｔｈｏｕｇｈＣｕｂｅＳａｔｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｉｓｔｈｅｍｏｓｔ

ｍａｔｕｒｅａｎｄｍａｎｙＣｕｂｅＳａｔｓｈａｖｅｂｅｅｎｌａｕｎｃｈｅｄ，ｔｈｅｖ０１ｕｍｅｏｆＣｕｂｅＳａｔｉｓｆｉｘｅｄａｎｄｅｘｐｅｎｓｉｖｅ．ＳｐａｃｅＣｈｉｐ

ａｓ

ｔｈｅｕｌｔｉｍａｔｅｇｏａｌｆｏｒｓｐａｃｅｃｒａｆｔｍｉｎｉａｔｕｒｉｚａｔｉｏｎｆｅａｔｕｒｅｓｌｏｗｅｓｔ

ｃｏｓｔ，

ｈｉｇｈｅｓｔｌｅｖｅｌ

ｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎａｎｄｓｍａｌｌｅｓｔＶ０１ｕｍｅ，ｂｕｔｔｈｅｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｒａｎｇｅｉｓｃｏｍｐａｒａｔｉｖｅｌｙｓｈｏｒｔ．

ＰＣＢＳａｔ

ａｓ

ａｎ

ｏｐｔｉｍａｌｔｒａｄｅｏｆｆｂｅｔｗｅｅｎ

ｃｏｓｔ

ａｎｄｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ

ｃａｎ

ｂｅｄｅｓｉｇｎｅｄｅａｓｉｌｙａｎｄ

ｕｓｅ

ＣＯＴＳ（ｃｏｍｍｅ卜

ｃｉａｌ

ｏｆｆ—ｔｈｅ—ｓｈｅｌｆ）

ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓｆｏｒｓｐａｃｅ，ｂｕｔｉｔｒｅｑｕｉｒｅｓｈｉｇｈｐｏｗｅｒ．

ＭＣＭＳａｔｉｓ

ａ

ｈｙｂｒｉｄｏｆＳｐａｃｅＣｈｉｐａｎｄＰＣＢＳａｔ，ｂｕｔｉｔｓｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｉｓｃｏｍｐｌｅｘ．ＰＣＢＳａｔｃａｎ

ｂｅ

ａ

ｐｒｉｏｒｉｔｙｉｎｄｅ—

ｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆ

ｖｅｒｙ

ｓｍａｌｌｓａｔｅｌｌｉｔｅｉｎＣｈｉｎａ．Ｓｏｍｅｔｅｃｈｎ０１０９ｉｅｓ

ｓｈｏｕｌｄｂｅ

ｒｅｓｅａｒｃｈｅｄ，ｓｕｃｈ

ａｓ

ｓｃｒｅｅｎｉｎｇ

ｏｆＣＯＴＳｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ，

ｓｐａｃｅａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒ０１，

ｎｅｗ

ｍｉｃｒｏ—ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ，１ｉｇｈｔａｎｄｅｆｆｉｃｉｅｎｔｂａｔｔｅｒｉｅｓａｎｄａｄｖａｎｃｅｄｓｏｌａｒｃｅｌｌｓ．

Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｖｅｒｙｓｍａＵｓａｔｅＵｉｔｅ；ｓａｔｅｌｌｉｔｅ

ｍｉｎｉａｔｕｒｉｓａｔｉｏｎ；ＣｕｂｅＳａｔ；ＳｐａｃｅＣｈｉｐ；ＰＣＢＳａｔ；ＭＣＭＳａｔ

造成本和复杂度大幅提升，１颗１０００ｋ以上的大型

引言

卫星，其成本为ｌ亿～２０亿美元；ｌ颗１００ｋｇ以下的小卫星，成本也需要２００万～１０００万美元。与此相从苏联１９５７年发射第一颗人造卫星开始，随着

反，小型化、高性价比卫星技术也正在蓬勃发展。目前，１颗１ｋｇ以下的皮卫星成本为２万～２０万美元，ｋｇ的大型卫星。卫星的制

１颗ｏ．１ｋｇ以下的飞卫星成本甚至不到１万美元Ⅲ。

收稿日期：２０１３—０２２６；修回日期：２０１３一０９—２２

作者简介：苏瑞丰（１９７９一），女，硕士，助理研究员，从事航天器总体设计工作。Ｅｍａｉｌ：ｆｒｅｅｄｏｍｌ４４５＠１６３．ｃｏｍ。

１

各应用领域任务需求的日益增加，卫星质量由最初的８４妇已发展到超过６０００

第６期

苏瑞丰等：甚小型卫星发展综述

１０５

质量在１起以下的卫星统称为甚小型卫星（Ｖｅｒｙ

Ｓｍａｌｌ

发的ＣｕｂｅＳａｔ皮卫星项目，其目标是制定皮卫星的设计标准。美国加州州立理科综合大学（Ｃ．Ｐ．Ｓ．Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ）在该计划中负责开发“多皮卫星轨道部署器”（Ｐｏｌｙ

Ｐｉｃｏ—ｓａｔｅｌｌｉｔｅＯｒｂｉｔａｌＤｅｐｌｏ—

Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ），主要包括皮卫星、飞卫星，起源于科

学或学术研究，追求性价比，注重验证、发展和提升技术。甚小型卫星能借助电子产业大规模工业生产的基础和架构，以尽可能小的质量、体积和可批量化生产的方式实现任务需求，主要面向教学与科研、低轨通信、新技术验证，以及未来空问遥感组网、空间碎片监测等任务［２］。随着新技术、新材料、新工艺的不断出现，未来将有更多数量的甚小卫星得到更广泛

的应用。

ｙｅｒ，Ｐ—ＰＯＤ），定义了卫星与Ｐ—ＰＯＤ的相关接口，以及Ｐ—ＰＯＤ与运载火箭的接口［３］。２００３年，俄罗斯用１枚火箭发射了６颗ＣｕｂｅＳａｔ皮卫星，其中包括来自加拿大多伦多大学的ＣａｎＸ一１、丹麦奥尔堡大学

的ＡＡＵ

ＣｕｂｅＳａｔ、丹麦技术大学的ＤＴＵＳａｔ、

ＱｕａｋｅＦｉｎｄｅｒ公司的ＱｕａｋｅＳａｔ、日本东京工业大学的ＣＵＴＥ一１和日本东京大学的ＣｕｂｅＳａｔ

ＸＩ—ＩＶ。

本文介绍了立方星（ＣｕｂｅＳａｔ）、片上卫星（Ｓｐａｃｅ＿Ｃｈｉｐ）、印制电路板卫星（ＰＣＢＳａｔ）和多芯片组件卫星（ＭＣＭＳａｔ）４种甚小型卫星，通过综合分析比较它们的优缺点，提出了适用于我国情况的甚小型卫星技术发展思路。

２０１０年１１月，ＮＡＳＡ从“快速、经济可承受、科学与技术卫星”（ＦＡＳＴＳＡＴ）上成功释放一颗立方

星——纳帆一Ｄ（ＮａｎｏＳａｉｌ—Ｄ）。此外，欧盟在第七研

发框架计划（ＦＰ７）下实施了“５０颗立方星组成的用于开展低热层探测和再人返回研究的国际卫星网

２甚小型卫星类型

２．１

络”项目（简称ＱＢ５０项目）。该项目由冯 卡门流体动力学研究所（ＶＫＩ）联合欧洲航天局（ＥＳＡ）等多

立方星（ＣｕｂｅＳａｔ）个研究机构共同提出，采用５０颗２Ｕ立方星组网，实现对低层大气的多点在轨测量，同时在星座中开展卫星再人大气层过程的一些相关研究。ＱＢ５０立方星预计在２０１５年发射。图１给出了ＣｕｂｅＳａｔ的部署器和外观图。

ＣｕｂｅＳａｔ技术是目前甚小型卫星设计的主流技术之一，卫星设计标准体积为１０

１０

ｃｍ×１０ｃｍ×

ｃｍ，质量为１ｋｇ。ＣｕｂｅＳａｔ技术源于美国国防预

先研究计划局（ＤＡＲＰＡ）出资、由多所大学负责开

、

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翟闷

（ｄ）ｃｕｂｅｓａｔ

ＸＩ—ＩＶ

（ｅ）斯坦福大学ｃｕｂｅｓａｔ（ＱＢ５０）

图１

Ｆｉｇ．１

Ｃｕｂｅｓａｔ的部署器和卫星外观图

ＤｅｐｌｏｙｅｒａｎｄｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓｏｆＣｕｂｅｓａｔ

１０６

航天器工程２２卷

美国加州州立理科综合大学和斯坦福大学联合与地面站通信的最小卫星ｍ‘１２｜。文献［１１—１２］中的制定了ＣｕｂｅＳａｔ皮卫星设计标准ｎ］，其目的在于向研究，是ＳｐａｃｅＣｈｉｐ技术发展的一个里程碑，解决了不同学校和不同机构的开发者提供最基本的、必要电源系统集成这个难题。随后，ＳＳＣ又提出了的设计大纲和指导，保证ＣｕｂｅＳａｔ系列中的每一颗ＳｐａｃｅＣｈｉｐ概念设计框图（见图２），利用基于硅锗双皮卫星，都能与释放装置Ｐ—ＰＯＤ正确接口。标准中极互补金属氧化半导体（ＳｉＧｅＢｉＣＯＭＳ）工艺实现明确定义了皮卫星的外部尺寸、推荐使用的制造材单片太阳电池片集成，并获得了３．４％的能源效率，料、关键约束条件，还列出了设计者必须遵守的卫星同时还提出利用异步逻辑实现ＳｐａｃｅＣｈｉｐ中抗辐射组装、集成、发射等的时问进度节点安排。该标准实加固。ＳＳＣ虽然在ＳｐａｃｅＣｈｉｐ上取得了突破，但是际上奠定了整个皮卫星或更小卫星的设计基础，成并未将执行遥感任务卫星的所有功能集成在一个芯为实际设计通用的标准。此外，美国Ｐｕｍｐｋｉｎ公司片上。由于ＳｐａｃｅＣｈｉｐ的功率非常有限，其有效通按照ＣｕｂｅＳａｔ技术标准中电器、机械方面的要求，设信距离很短，因此，即使ｓｓＣ实现利用ｓｐａｃｅＣｈｉｐ计了ＣｕｂｅＳａｔ的开发平台ＣｕｂｅＳａｔｋｉｔ，它能对美国技术设计的卫星，还要继续研究如何实现卫星与地得克萨斯仪器公司（ＴｅｘａｓＩｎｓｔｒｕｍｅｎｔｓ，ＴＩ）基于精面站的远距离通信。

简指令集处理器（ＲＩＳＣ）架构的低功耗微控制器ＭＳＰ４３０（宇航级）进行开发设计。另外，它们还为ＣｕｂｅＳａｔ专门设计了星上实时操作系统。到２０１２年为止，Ｐｕｍｐｋｉｎ公司至少卖出了４０个开发平台［５］。

２．２

片上卫星（ｓｐａｃｅＣｈｉｐ）

ＳｐａｃｅＣｈｉｐ目前还没有统一的定义，一般将其

界定为“建立在单片集成电路上，能够发射到空间执

行任务，并可以和地面站通信的最小卫星”。ｓｐａｃｅ—

Ｃｈｉｐ的集成度高，实现复杂，一直被认为是卫星小型化技术所要实现的最终目标。

注：卫星尺寸为２０ｍｍ×２０ｍｍ×３ｍｍ，质量约为１０

ｇ。

美国学者Ｋｅｌｌｅｒ在１９９４年最早提出ＳｐａｃｅＣｈｉｐ图２

ｓｐａｃｅｃｈｉｐ概念设计

（或者Ｓａｔｅｌｌｉｔ｝ｏｎ＿ａ＿ｃｈｉｐ）的概念，他认为可以将整个Ｆｉｇ．２

ＳｐａｃｅＣｈｉｐｃｏｎｃｅｐｔｕａｌｄｅｓｉｇｎ

卫星集成在一个ＣＭＯＳ的芯片上［６］。１９９８年，２．３

印制电路板卫星（ＰＣＢＳａｔ）

Ｊｏｓｈｉ等人进一步提出“集成卫星”的概念，考虑当时ＰＣＢＳａｔ直译为印制电路板卫星，就是将卫星上

的技术限制，认为可以将卫星所有电子系统的功能集各个物理分离的系统，变成多个独立的电路模块集成成到一块或多块晶圆（ｗａｆｅｒ）上，以达到卫星甚小型到印制电路板（ＰＣＢ）上，其优点是能实现成本和性能化的目标［７书］，并在同年申请了美国专利［９］。ＮＡＳＡ较好的折中。因为ＰＣＢ的设计方法较为成熟，并有也在１９９７年启动了“新盛世”计划和深空系统项目，多款电子设计自动化（ＥＤＡ）软件可对其进行设计，所以开展片上航天器（Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ—ｏｎ—ａ—ｃｈｉｐ）的研究。

以增加了可实现性；而且，利用ＰＣＢ技术可有效实现英国萨瑞大学空间技术研究中心（ＳＳＣ）在１９９９年

多个卫星分系统高密度集成，减小卫星的体积和质也提出类似的概念——ＣｈｉｐＳａｔ。ＣｈｉｐＳａｔ是Ｓｐａｃｅ嘶ｐ

量，并可采用商用现货（ＣＯＴＳ）元器件降低成本。

的简化版，卫星系统的部分功能集成到ＣｈｉｐＳａｔ，最英国萨瑞大学开展了大量的研究，目前共开发终实现ＳｐａｃｅＣｈｉｐ的要求。ＳＳＣ通过片上系统了Ａ、Ｂ、Ｃ三款ＰＣＢＳａｔ的原理样机，以及成熟度最高（ｓｏｃ）的设计方法，率先将数据处理、通信、特定载的ＦＭ型ＰＣＢＳａｔ。Ａ款ＰＣＢＳａｔ原理样机见图３。其荷任务（遥感）集成到ｘｉｌｉｎｘ公司的ＦＰＧＡ中；但是正面如图３（ａ）所示，集成了通信、电源、姿态控制、数对于其他卫星分系统，如电源系统等未实现集据处理、载荷（ＣＭＯＳ机相等）；背面如图３（ｂ）所示，排成口０Ｉ。在２００６年，ＳＳＣ重新对该卫星甚小型设计放的是太阳电池板［１’１３Ｉ。整个ＰＣＢＳａｔ质量为７０ｇ左技术进行可行性评估，提出利用芯片自充电技术实右。Ａ款的问题是未考虑空间辐射和热环境，整个现电源系统的集成，并重新对ＳｐａｃｅＣｈｉｐ作出定义：ＰＣＢ板均裸露在外；采用的是镍氢充电电池，电池容建立在两个单片集成电路（一个作为备份）上，同时量只有８０ｍＡ ｈ，使得整个卫星功率较小，通信距离有最少的外部元件，能够发射到空间执行任务，并可

有限。

第６期

苏瑞丰等：甚小型卫星发展综述

４ＭＨｚ微控制器３

３

ｖ渊制器

太阳敏感器分离开关ｆｉ英时钟

ｃＭＯｓ卡Ｈ机（像素：６４０×４８０）。镍氢充电电池（８０ｍＡ ｈ）

姿态控制模块

２

４ＧＨｚ无线电模块

天线

’’

（ａ）正视图

‘，●

●

（ｂ）背视图

图３

Ｆｉｇ．３

Ａ款ＰＣＢＳａｔ结构图

ＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｏｆＰＣＢＳａｔｅｄｉｔｉｏｎＡ

Ｂ款和Ｃ款是Ａ款的改进型，这两款差别较小，其正面如图４所示。它们增加了定轨功能，可通过ＧＰＳ接收机来确定自身轨道。同时，为了克服Ａ款中电池容量小的问题，Ｃ款改用了锂电池，电池容量可达３００ｍＡ ｈ，提升了通信能力。同样，Ｂ、Ｃ款仍未考虑空间环境，而且太阳电池只安装在背面，增加了姿态控制的难度。

在以上三款原理样机的基础上，考虑到采用Ｐ—ＰＯＤ部署多颗ＰＣＢＳａｔ的情况，萨瑞大学在ＰＣＢ—Ｓａｔ的设计上采用了ＣｕｂｅＳａｔ的相关标准，研制了ＦＭ型ＰＣＢＳａｔ（见图５）。从图５（ａ）可以看出：太阳电池板分成两块，而不是原来的只有背面排放；通信天线设计也考虑实际发射情况，设计成可伸展型；左右两块铝板对核心电路板进行封装，保持电路的温度在正常范围内。其核心电路板如图５（ｂ）所示，集成了执行载荷任务卫星所有的子系统电路。有效载荷部分包括图５（ａ）中的两个载荷传感器，以及载荷控制采集电路，主要分布在核心电路板的背面；数据处理系统采用的是Ａｔｍｅｌ公司低功耗ＡｖＲ微控制器，并采取了抗辐射加固措施；通信系统包括射频模块、可伸展天线；电源系统包括锂电池、峰值功率跟踪器

载荷

（ＰＰＴ）、电池充电调节器；姿态控制和轨道确定器主要包括ＧＰＳ模块、ＧＰＳ接收天线、姿态控制电路等；此外，还包括地面支持设备，用于地面软件开发、接口测试等。装配后的ＦＭ型ＰＣＢＳａｔ如图５（ｃ）所示，总质量为３１１ｇ，尺寸为１０

ｃｍ×１０ｃｍ×２．５

ｃｍ。经过

飞行测试，其各项指标均符合要求。ＰＣＢＳａｔ易于设计，体积小，且元器件均有商用现货可供应，成本较低，是未来皮卫星、飞卫星的一种重要实现技术。

注：尺寸为９ｃｍ×９．５ｃｍ。

图４

Ｆｉｇ．４

Ｂ款、Ｃ款ＰＣＢｓａｔ俯视图

ｏｆＰＣＢＳａｔｅｄｉｔｉｏｎｓＢａｎｄＣ

Ｔｏｐｖｉｅｗ

数据处理系统

臀！蚕嚣张

电源系统地面支持设备

太

（ａ）结构图

通信系统

（ｂ）核心电路板

（ｃ）装配后的卫旱

图５

Ｆｉｇ．５

ＦＭ型ＰＣＢＳａｔ

ＰＣＢＳａｔｆｌｉｇｈｔｍｏｄｅｌ

１０８

航天器工程

２２卷

２．４

多芯片组件卫星（ＭＣＭＳａｔ）

ＭＣＭＳａｔ甚小型化技术源于多芯片组件（Ｍｕｌｔｉ—

布后多层堆积。

目前，ＭＣＭ主要有３种类型：ＭＣＭ—Ｌ（由高密度多层印制线路板构成），它成本低，工艺成熟，但布线密度不高，组装效率和性能都较差；ＭＣＭ—Ｃ（由高密度多层陶瓷基板构成），它最高布线可达８０层，每层膜厚１５０弘ｍ，互联小孔直径只有１００弘ｍ，面积可达１５０

ｍｍ×１５０

Ｃｈｉｐ

Ｍｏｄｕｌｅ，ＭＣＭ）技术，在２０世纪９０年代提出。

ＭｃＭ没有统一定义，一般认为是由不少于两个裸

芯片或芯片大小的集成电路封装到一块高密度多层布线的基板上。将ＭＣＭ技术和卫星设计技术相结合，即将卫星多个分系统的功能封装成芯片或集成电路，然后集成到高密度多层布线基板上，就是ＭＣＭＳａｔ。ＭＣＭＳａｔ技术实际上综合了ＰＣＢＳａｔ和ＳｐａｃｅＣｈｉｐ技术，其特点是芯片距离近，装配密度大，质量小，元器件可采用商用现货。

ＮＡＳＡ在１９９５年为实现航天器小型和微型化提出先进飞行计算机（ＡＦＣ）技术，将ＭＣＭ技术作为关键技术研究，并提出了集成通用组件（Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ

Ｕｔｉｌｉｔｙ

ｍｍ；ＭＣＭ—Ｄ（由高密度淀积薄膜

多层布线基板构成，较多采用硅基材料），它是布线密度、组装效率最高的结构，采用集成电路工艺实现，线宽可以小至５肚ｍ，但成本较高。由于甚小型技术主要针对１ｋｇ以下的卫星，因此，ＭＣＭ—Ｌ相对传统的ＰＣＢ设计并无优势，ＭＣＭＳａｔ设计主要考虑采用ＭＣＭ—Ｃ或ＭＣＭ—Ｄ。文献［１］提出利用ＭＣＭ—Ｄ技术设计甚小型卫星，如图６所示。图６（ａ）为ＭＣＭ—Ｓａｔ概念设计框图；图６（ｂ）是ＭＣＭＳａｔ正面图，包含射频子系统，使用４个１．５子，电源子系统采用８个２０

ｍｍ×８２ｍｍ×４０

Ｍｏｄｕｌｅ，ＩＵＭ）概念。ＩＵＭ是将结构、热控、

电源管理、数据和信号传输、防辐射、防宇宙尘埃以及其他电子和机械功能都集成在一个质量和体积都很小的无电缆连接的封装中，从而形成一个大功能块。ＩＵＭ是系统集成，它既可用单层ＭＣＭ，也可以是三维堆积ＭＣＭ，即将单个ＭＣＭ块在平面排

ｍｍ的交叉偶极ｍｍ的ＧａＡｓ太

阳电池；图６（ｃ）是ＭＣＭＳａｔ背面图，安装了充电电池和电路等。所有微电子器件，包括有效载荷，均排放在３个高密度基板上。

载荷

天线互联孔

太阳电池片电子设备

可见光载衙互联孔

电池转换调制器蓄电池

大容量存储模块

电源层

萌

＠）背面图

（ａ）概念设计（ｂ）正面图

图６

Ｆｉｇ．６

ＭＣＭＳａｔ设计

ＭＣＭＳａｔｄｅｓｉｇｎ

空间环境条件下的适应性。此外，对高效率三结

３

中国甚小型卫星现状

目前，我国对于甚小型卫星主要还处于前期论

ＧａＡｓ太阳电池在空问环境中的性能也进行了测试。

２０１２年５月１０日，国防科技大学成功发射了一颗自主设计与研制的天拓一号技术实验卫星（见图８）。该卫星尺寸为４２５

ｍｍ×４１０ｍｍ×８０ｍｍ，

证和研究阶段，但是具有类似设计理念的纳卫星已有成功实例。

２０１０年９月２２日，浙江大学搭载发射了两颗皮星一号Ａ卫星（见图７），其采用１５０

１５０３．５

质量９．３ｋｇ，实现了将星务管理、电源控制、姿态确定与控制、测控数据传输等基本功能部件集成在单块电路板上，主要任务是开展星载船舶自动识别系统（ＡＩＳ）接收、光学成像、空间环境探测等在轨科学试验。

另外，我国西北工业大学、浙江大学、国防科技大学、哈尔滨工业大学、台湾成功大学等多所高校参与了ＱＢ５０项目。西北工业大学作为ＱＢ５０项目的

ｍｍ×１５０ｍｍ×

ｍｍ的立方体体装式结构，质量３．５妇，功率仅ｗ，９０％以上元器件采用工业级组件筛选及加固，

具备卫星热控、姿态控制、测控、能源、星务管理等多项功能。飞行试验验证了星上装载的半球成像全景

光学相机、ⅧＭｓ加速度传感器和角速度传感器在