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标  题: 实践五号卫星及其飞行成果
发信站: 哈工大紫丁香 (Thu Jun 24 01:02:38 2004), 站内

　　实践五号卫星于1999年5月10日发射升空。到8月8日，已经完成其在轨90天的
科学试验使命。目前卫星状态良好，中国空间技术研究院正在利用其寿命潜力开展
平台技术试验。该卫星是一颗科学试验卫星，主要用于空间环境辐射探测、单粒子
效应及对策研究、空间流体科学试验、新型航天器新技术试验。卫星用户为中国科
学院，卫星研制通过招标，由中国空间技术研究院负责实施。

　　实践五号卫星发射成功，意味着中国空间技术研究院开发的CAST968小卫星平
台的推出和应用。这也是中国空间技术研究院考虑到现代小卫星市场需求，不失时
机地抓准实践五号卫星研制的机会，开展小公用平台技术研究的重要途径。

　　一、实践五号卫星概述

　　实践五号卫星任务有效载荷包括三部分：空间环境测量有3台设备，分别用于
测量空间电子、质子及重粒子和星内外辐射计量；单粒子效应及对策研究试验有5
台设备，分别进行单粒子事件检测、单粒子屏蔽效应、单粒子事件翻转、单粒子事
件综合效应和单粒子锁定等试验；空间微重力试验为两个液池，分别进行微重力和
低重力环境下的流体对流试验。在进行上述试验的同时，兼顾进行新型航天器的技
术试验。由于卫星是采用公用平台思想开发的，该任务的完成意味着小卫星公用平
台的建立。

　　实践五号卫星有效载荷主要参数如下：

表1 有效载荷主要性能参数

设备名称                  主要性能参数

单粒子事件检测器         测量单粒子事件空间分布用的芯片的存储,容量为448kb

单粒子事件屏蔽效应试验仪  利用屏蔽方法进行抗单粒子翻转试验,用的芯片的
                          存储容量为320kb

单粒子事件翻转试验仪      利用数据纠错方法进行抗单粒子翻转试验,用的
                          芯片的存储容量为256kb

单粒子事件综合试验仪      利用软件加固方法进行抗单粒子翻转试验,
                          用的抗辐射加固芯片的存储容量为4kb

单粒子锁定试验仪          3种试验芯片（共12片），试验电路为3组

高能质子能量测量范围      高能质子和重离子探测器　　　2.9~300MeV
                          α粒子和重离子能量测量范围　3.5~26MeV/n

高能电子探测器            能量测量范围0.15~5MeV

辐射剂量仪                量程0～102Gy

S波段高速数传发射机       码速率　　 1.024Mb/s
                          发射功率　　≥7W

大容量固态存储器          存储容量　　512Mb

流体两相流液池            液池1微重力水平10e-4g
                          液池2微重力水平10e-1g

　　实践五号卫星平台由8个分系统组成，分别为结构与机构、热控、姿控、电源
、测控、天线、星务管理、总体电路分系统。整星电连接框图见图1。

　　卫星在设计上充分采用了计算机技术，整星由星务分系统的中心计算机进行统
一资源管理，在遥控单元、遥测单元及姿控、电源和总体电路分系统中均设有下位
机，形成主从式工作方式。

　　卫星有3种控制模式，第1种是对日定向三轴稳定，以满足流体科学试验10-4g
微重力要求；第2种是对日定向自旋稳定模式，以满足流体科学试验第二工况和单
粒子试验的要求；第3种是利用冷气、偏置动量轮建立和保持对地定向三轴稳定，
进行小卫星公用平台技术试验。

　　星上电源采用太阳电池阵与CdNi电池组联合供电方案。测控采用S波段体制。
热控以被动控制为主，主动为辅的方案。卫星结构除对接环、顶板外，全部采用铝
蜂窝、铝蒙皮形式。

　　实践五号卫星整星构型呈六面体形式，尺寸为1.2m×1.1m×1.04m。为了适应
运载限制包络，星体顶部切掉两个棱边。星体底部是对接环，用以实现与运载的对
接。星体两侧布放两翼太阳电池阵，收拢状态最大直径1.789m，高度1.04m。卫星
与运载是通过包带进行连接，包带直径660mm。卫星构型见图2、3。

　　卫星主要技术指标如表2。

　　二、飞行成果

　　实践五号卫星发射成功后，5月10日至11日进行了在轨测试，5月12日至19日进
行了流体科学实验。在这一阶段流体两相流液池连续开机，经过北京站时S波段发
射机开机将流体图像和科学数据传回地面，其它有效载荷关机。5月20日以后进入
空间环境实验阶段。在这一阶段流体两相流液池关机，5台单粒子研究的仪器和3台
空间带电粒子环境探测仪器连续开机，大容量存储器开机，经过北京站时S波段发
射机开机将大容量存储器数据传回地面。试验主要成果如下：

　　1.微重力流体科学实验

　　在两个阶段8天的时间里，进行了33次空间流体科学实验，获得流体运动图像
12000余幅，温度记录曲线近30小时（图4是其中一段液池的控温、测温曲线），圆
满地完成了各项科学实验任务。初步分析得到流谱图和液池内的速度场分布，以及
微重力条件下定常流和非定常流的对比图像。

表2 卫星主要技术指标

项　目            指　标

轨道　            半长轴(km)   7239.77
　　　            偏心率       1.7964×10-4
            　　　轨道倾角(°) 98.799
　　　            升交点地理经度(°)  -77.6235

卫星质量(kg)      297.7

本体尺寸(mm)      1100×1200×1040

收拢尺寸(mm)      Ф1789×1040

在轨运行尺寸(mm)  5000×1200×1040

方阵功率(W)　     初期   374
　　　　　　      3个月  350

姿态测量精度(°)  ±4

姿态控制精度(°)  ±5

姿态稳定度(°/s)  <0.05

自旋速率(r/min)   4±2

测控频段          S波段

上行码速率(kb/s)   2

下行码速率(kb/s)   4

发射功率(mW)       ≥400

设计寿命(月)       3

　　多层热毛细对流是近年来国际微重力流体科学研究的前沿课题之一，不仅对发
展和改善空间晶体材料生长方法和晶体品质有现实意义，并且对深入认识地面上具
有自由面或界面的流体对流运动的特征和机理等流体物理领域的基础问题有重要意
义。此次试验是我国首次空间微重力流体科学实验，实验中首次成功地应用了遥科
学手段。实验中观测到了低重力条件下的热毛细对流与浮力对流的耦合现象和大量
未知的现象，对这些现象和规律的研究必将推动我国流体物理学的发展。

　　这次微重力流体科学实验在我国是第一次，在世界上也是首次在卫星上实现如
此复杂的微重力流体力学实验。

　　2.新型航天器的新技术实验

　　验证了分布式数据管理系统、1553B总线、CCSDS数据传输标准、高速多路复接
技术、现场可编程门阵列（FPGA）技术、DRAM固态大容量存储器、S波段数传发射
机等新技术能够适应于太阳同步轨道的空间环境。但是无论SRAM还是DRAM都会因单
粒子事件而发生翻转，硬件和软件设计中必须充分考虑到这一问题，采取必要的防
范措施，否则将影响电子仪器在空间环境中的正常运行。

　　3.空间单粒子事件效应及对策研究和空间高能带电粒子环境研究

　　主要进行了空间电子、质子、高能粒子及星内辐射计量测量，图5为探测到的
质子分布。通过对实践五号卫星探测数据的处理和分析，得到以下结论：

　　(1)在这个轨道上辐射总剂量引起的故障不严重，约为1~2rad（Si）/天，而一
般器件耐辐射剂量为5krad（Si）以上。

　　(2)单粒子引起的锁定是很危险的，但在这一轨道上发生单粒子锁定的概率很
小。在这一轨道上80C86和80C31CPU中的寄存器发生单粒子翻转事件的概率也是很
小的。实践五号卫星至今尚未检测到这类事件。

　　(3)在这个轨道上单粒子翻转发生概率：
　　SRAM约为0.5~4次/(Mb?天)
　　DRAM约为0.2~1次/(Mb?天)

　　(4)屏蔽可以减少单粒子翻转的概率，但不能完全避免单粒子翻转。

　　(5)纠错编码对克服单粒子翻转引起的错误有效，星载计算机硬件和软件设计
上，必须充分考虑单粒子引起的翻转的影响。采用硬件和软件EDAC的容错设计，是
避免单粒子翻转效应的有效方法。

　　(6)单粒子翻转发生概率与太阳质子事件有正相关关系，通过空间环境观测与
预报，使一些重要航天器避开较强的太阳质子事件是减少空间飞行器故障的有效办
法。

　　(7)工业级或商业级器件有可能在空间环境下可靠运行，但必须经过严格而有
效的筛选。

　　4.小卫星公用平台技术得到验证

　　实践五号是紧紧围绕建立小卫星公用平台思想开发的小卫星，为建立小卫星公
用平台，设计上采用了许多新技术。主要成果如下：

　　(1)公用平台思想得到体现。设计伊始提出平台应为可裁剪的方案，并通过型
号研制滚动性提高能力。因此整星在设计上均留有较好的可扩展、可裁剪的接口。
首先为了建立小卫星公用平台，实践五号卫星在构型设计上采用平台和有效载荷分
舱布放的原则，它不因有效载荷的变化引起平台构型的重大变动。另外，在结构设
计上，虽然实践五号卫星当初提出的重量为350kg，但设计是按500kg考虑。它在系
统配置上形成可裁剪的组合模式，以适应不同任务对卫星的要求。先进的星务管理
系统增强了平台对各类有效载荷遥测、遥控及数据管理的适应能力，同时具有很强
的可扩充能力。

　　(2)全铝蜂窝板式卫星主结构经受住了考验。除对接环及顶板外，卫星结构全
部采用铝蜂窝、铝蒙皮板。星体内部长隔板既是仪器安装板，又是主承力结构，这
不同于传统的卫星需要单独的承力结构，可提高卫星结构的利用效率。整星试验证
明这种结构形式具有很好的阻尼特性。

　　(3)立足全星集成设计的崭新星务管理技术得到充分验证。卫星采用二级分布
式拓扑结构执行全星的业务管理——星务管理。其上层为双冗余的中心计算机，进
行全星资源管理与控制，下层为若干规范化的智能管理执行单元（在各分系统设备
中的内嵌式下位机），各单元采用具有统一标准通信接口协议和数据通信格式的网
络接口，与中心计算机形成主从式工作模式。它可完成遥控与数据管理、遥测数据
采集与处理、程控指令提供、时间校时、温控参数采集与控制、数据处理及分配管
理等多项任务。这种采用标准通信协议，利用网络进行星上各类信息传递的方法，
提高了工作效率。

　　(4)多模式姿态控制系统得到验证。为完成科学试验任务，实践五号卫星设计
成对日三轴和对日自旋稳定模式；考虑对地三轴稳定模式应用范围广，在科学试验
任务完成后，一个重要的平台技术试验项目就是对地定向三轴稳定。目前卫星从对
日转向对地定向的大角度姿态机动已得到很好验证，在对地定向试验中最好姿态控
制精度接近0.30。该试验目前仍在进行中。

　　(5)国内S波段测控首先在轨应用。实践五号卫星是中国第1颗在轨使用S波段测
控体制进行测控的卫星。其使用不但对卫星有意义，同时为国内正在建设的S波段
地面测控网提供了很好的演练机会。

　　(6)各类高新、商用器件得到在轨验证，并有待作进一步的考核。从新技术验
证出发，卫星设计上部分项目采用了新技术、工业级器件，其中以姿控分系统
80386EX、PC104计算机为代表，这是我国目前卫星上使用的最高档次计算机芯片。

　　(7)偏置动量轮加磁控的姿态控制技术取得宝贵经验。作为国内首次采用偏置
动量轮、磁力矩器、磁强计组合姿态控制的技术在轨进行了很好的演练，达到预期
目的。

　　(8)小型电池阵压紧机构得到首次成功应用。太阳电池阵压紧、释放机构完全
是一种新型、为小卫星研制的机构。卫星入轨后太阳电池阵顺利展开，证实了这种
技术已经开始走向应用。

　　(9)带翼热管使用效果明显。通过增大热管与仪器安装板的接触面积，提高了
热传导效率。这是我国卫星上首次使用这种技术。在轨数据表明星内环境稳定均衡
，热管起了很好作用。

　　三、CAST968小卫星公用平台

　　通过实践五号卫星的研制实践，中国空间技术研究院推出了CAST968小卫星平
台。该平台也是根据我国目前小卫星广泛需求而应运而生，其设计基于高的集成度
、良好的性能，体现卫星整星业务管理的星务管理思想为其核心内容。

　　CAST968小卫星平台主要技术指标如下：

　　平台由结构、热控、姿控、电源、测控、星务管理等部分组成。

　　平台基本结构同实践五号,为一扁正方体：1.1m×1.2m×0.5m。根据轨道及功
率要求，太阳电池阵可采用固定或驱动帆板，或部分体装的外部结构。平台顶部安
装有效载荷，其尺寸根据有效载荷具体要求确定。由于平台与有效载荷分舱设计，
摆脱了有效载荷对平台的束缚，使得平台适应能力更强。

　　帆板式太阳电池阵发射时可收拢在星体外侧，星体外壁本身也可以作为电池阵
一部分，因此平台的电池阵可以是体装式、固定帆板式、单轴或双轴驱动帆板形式
。太阳电池阵压紧方式采用专门为适应小帆板研制的压紧带机构。

　　考虑到变轨等对小卫星星座的适应性，在平台内部装有肼推进系统。对变轨要
求大的卫星，在平台底部可增加单独的推进舱，既满足轨道调整能力要求，又对平
台结构影响较小。

　　卫星在设计上充分利用了计算机技术，整星由星务管理分系统的中心计算机进
行统一资源管理，各分系统设置星务管理执行单元，形成主从式工作方式。星务管
理执行单元可完成星上任务模块的监测、控制、供电和保护等诸多功能，它与计算
机联网，受计算机控制，赋予不同的任务模块，可完成不同的任务，因此可以实现
可变结构的测量任务、控制任务、供电任务和保护任务，从而达到智能化的星务管
理目的。由于采用计算机技术，整星的遥控指令、遥测路数等均具有很强的扩展能
力，同时具有数据存储能力。

CAST968平台主要技术指标

项目                             指标

整星最大重量                     500kg左右

平台重量(净重)                  200～300kg

平台尺寸                        1.2m×1.1m×0.5m

方阵功率（BOL）                 300～1000W

最大可承载载荷重量              100～250kg

可提供载荷功率                  近地轨道：长期最大300W

载荷舱面积                      1.32m2

姿控方式                        三轴稳定、自旋稳定

指向精度                        2~0.1°

指向稳定度                      0.05~0.001°/s

测控体制                        S波段

星箭接口                        Φ637mm或Φ937mm包带

变轨能力                       可根据需要提供

寿命                           1～5年

　　卫星可实现多种控制模式，具体由用户载荷要求而定。自旋适应于空间科学试
验；对地定向三轴稳定适应于大多数通信和遥感类任务，该模式是CAST968平台的
主要工作模式。控制系统在组成上按任务要求可以进行适当裁剪，针对每个具体任
务，硬件配置上力争采用最小模式构成，以提高可靠性，降低成本，缩短研制周期
。控制分系统的测量部件一般包括太阳敏感器、地球红外敏感器、星敏感器、三轴
磁强计和陀螺，执行机构包括磁力矩器、偏置动量轮、反作用轮、冷气推进系统、
肼推进系统；控制主要为接口装置、控制计算机。

　　热控采用被动为主，主动为辅的控制方式。平行隔板内采用等温化设计，长平
行隔板内部埋设热管，以实现等温化控制。需要的情况下，在等温化基础上增加可
控热管。可控热管一端与仪器安装板内的热管相连，另一端与星体散热面相连。当
仪器板温度升高时，可控热管的导热能力加强，达到散热的目的。热控主要部件和
材料有热管、多层隔热材料、涂层和加热片。舱内温度控制在-5~+35℃。舱外表面
温度±(65~70℃)。星体的散热面根据运行轨道、姿态不同，可选择星体不同侧壁
板或平台底板等。

　　星上电源采用太阳电池阵与蓄电池组联合供电方案。电池片可选用Si（效率
14.5％）或GaAs（单片效率18％）。电池阵结构采用模块系列，单块太阳电池阵尺
寸为1000mm×620mm或1200mm×900mm，根据供电要求不同，组成不同块数的太阳电
池阵。蓄电池采用CdNi 或H2Ni蓄电池，容量根据任务要求可选用17Ah(实践五号
)或23Ah(HY-1)的CdNi、30Ah或50Ah的H2Ni蓄电池。蓄电池组均采用N+1备份方式
。根据任务及轨道要求，太阳电池阵可采用固定或可驱动的帆板形式。

　　测控采用S波段体制。射频部分采用S波段统一测控体制及GPS定轨方案。具有
跟踪、测轨、遥测、遥控能力和建立星地回路的能力。遥测通道调制体制为
PCM/DPSK/PM，副载波频率62.5kHz，传输码速率下行为4kb/s ,发射功率300mW；遥
控通道调制体制为PCM/PSK/PM，副载波频率8kHz，上行传输码速率2kb/s。GPS用于
卫星自主定轨测量。射频通道除传送、接收卫星上、下行信号外，还可提供地面天
线跟踪信标，引导地面天线对卫星进行自动跟踪、测轨以及其它简单通信功能，形
成多任务的复用模块。

http://www.space.cetin.net.cn/docs/ht9911/t1001.jpg

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　　四、展望

　　当前国内各类小卫星需求日益迫切，为满足这些要求开发的CAST小卫星平台已
经开始其历史使命。通过滚动式提高平台技术性能，该平台基本能够满足1999～
2010年前后我国国防建设和国民经济建设对小卫星的需求，如各种军事应用、环境
与灾害监测、海洋探测、移动（特种）通信、科学实验以及新技术试验等等。我们
期望着CAST968平台能够为满足这些需求作出更大的贡献!

中国航天1999年第11期
http://www.space.cetin.net.cn/docs/ht97-b.htm

※ 来源:·哈工大紫丁香 bbs.hit.edu.cn·[FROM: 219.217.250.*]

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