甚小型衛(wèi)星發(fā)展綜述

蘇瑞豐 張科科 宋海偉

（上海微小衛(wèi)星工程中心，上海 201203）

1 引言

從蘇聯(lián)1957年發(fā)射第一顆人造衛(wèi)星開始，隨著各應用領(lǐng)域任務需求的日益增加，衛(wèi)星質(zhì)量由最初的84kg已發(fā)展到超過6000kg的大型衛(wèi)星。衛(wèi)星的制造成本和復雜度大幅提升，1顆1000kg以上的大型衛(wèi)星，其成本為1億～20億美元；1顆100kg以下的小衛(wèi)星，成本也需要200萬～1000萬美元。與此相反，小型化、高性價比衛(wèi)星技術(shù)也正在蓬勃發(fā)展。目前，1顆1kg以下的皮衛(wèi)星成本為2萬～20萬美元，1顆0．1kg以下的飛衛(wèi)星成本甚至不到1萬美元［1］。質(zhì)量在1kg以下的衛(wèi)星統(tǒng)稱為甚小型衛(wèi)星（Very Small Satellite），主要包括皮衛(wèi)星、飛衛(wèi)星，起源于科學或?qū)W術(shù)研究，追求性價比，注重驗證、發(fā)展和提升技術(shù)。甚小型衛(wèi)星能借助電子產(chǎn)業(yè)大規(guī)模工業(yè)生產(chǎn)的基礎(chǔ)和架構(gòu)，以盡可能小的質(zhì)量、體積和可批量化生產(chǎn)的方式實現(xiàn)任務需求，主要面向教學與科研、低軌通信、新技術(shù)驗證，以及未來空間遙感組網(wǎng)、空間碎片監(jiān)測等任務［2］。隨著新技術(shù)、新材料、新工藝的不斷出現(xiàn)，未來將有更多數(shù)量的甚小衛(wèi)星得到更廣泛的應用。

本文介紹了立方星（CubeSat）、片上衛(wèi)星（Space-Chip）、印制電路板衛(wèi)星（PCBSat）和多芯片組件衛(wèi)星（MCMSat）4種甚小型衛(wèi)星，通過綜合分析比較它們的優(yōu)缺點，提出了適用于我國情況的甚小型衛(wèi)星技術(shù)發(fā)展思路。

2 甚小型衛(wèi)星類型

2．1 立方星（CubeSat）

CubeSat技術(shù)是目前甚小型衛(wèi)星設(shè)計的主流技術(shù)之一，衛(wèi)星設(shè)計標準體積為10cm×10cm×10cm，質(zhì)量為1kg。CubeSat技術(shù)源于美國國防預先研究計劃局（DARPA）出資、由多所大學負責開發(fā)的CubeSat皮衛(wèi)星項目，其目標是制定皮衛(wèi)星的設(shè)計標準。 美國加州州立理科綜合大學（C．P．S．University）在該計劃中負責開發(fā)“多皮衛(wèi)星軌道部署器”（Poly Pico-satellite Orbital Deployer，P-POD），定義了衛(wèi)星與P-POD 的相關(guān)接口，以及P-POD 與 運載火箭的接口［3］。2003年，俄羅 斯用1枚火箭發(fā)射了6 顆CubeSat皮衛(wèi)星，其中包括來自加拿大多倫多大學的Canx-1、丹麥奧爾堡大學的AAU CubeSat、丹麥技術(shù)大學的DTUSat、QuakeFinder公司的QuakeSat、日本東京工業(yè)大學的CUTE-1 和日本東京大學的CubeSat XI-IV。2010年11月，NASA 從“快速、經(jīng)濟可承受、科學與技術(shù)衛(wèi)星”（FASTSAT）上成功釋放一顆立方星——納帆-D（NanoSail-D）。此外，歐盟在第七研發(fā)框架計劃（FP7）下實施了“50顆立方星組成的用于開展低熱層探測和再入返回研究的國際衛(wèi)星網(wǎng)絡(luò)”項目（簡稱QB50項目）。該項目由馮·卡門流體動力學研究所（VKI）聯(lián)合歐洲航天局（ESA）等多個研究機構(gòu)共同提出，采用50顆2U 立方星組網(wǎng)，實現(xiàn)對低層大氣的多點在軌測量，同時在星座中開展衛(wèi)星再入大氣層過程的一些相關(guān)研究。QB50立方星預計在2015年發(fā)射。圖1給出了CubeSat的部署器和外觀圖。

圖1 Cubesat的部署器和衛(wèi)星外觀圖Fig．1 Deployer and configurations of Cubesat

美國加州州立理科綜合大學和斯坦福大學聯(lián)合制定了CubeSat皮衛(wèi)星設(shè)計標準［4］，其目的在于向不同學校和不同機構(gòu)的開發(fā)者提供最基本的、必要的設(shè)計大綱和指導，保證CubeSat系列中的每一顆皮衛(wèi)星，都能與釋放裝置P-POD 正確接口。標準中明確定義了皮衛(wèi)星的外部尺寸、推薦使用的制造材料、關(guān)鍵約束條件，還列出了設(shè)計者必須遵守的衛(wèi)星組裝、集成、發(fā)射等的時間進度節(jié)點安排。該標準實際上奠定了整個皮衛(wèi)星或更小衛(wèi)星的設(shè)計基礎(chǔ)，成為實際設(shè)計通用的標準。此外，美國Pumpkin公司按照CubeSat技術(shù)標準中電器、機械方面的要求，設(shè)計了CubeSat的開發(fā)平臺CubeSatkit，它能對美國得克薩斯儀器公司（Texas Instruments，TI）基于精簡指令集處理器（RISC）架構(gòu)的低功耗微控制器MSP430（宇航級）進行開發(fā)設(shè)計。另外，它們還為CubeSat專門設(shè)計了星上實時操作系統(tǒng)。到2012年為止，Pumpkin公司至少賣出了40個開發(fā)平臺［5］。

2．2 片上衛(wèi)星（SpaceChip）

SpaceChip目前還沒有統(tǒng)一的定義，一般將其界定為“建立在單片集成電路上，能夠發(fā)射到空間執(zhí)行任務，并可以和地面站通信的最小衛(wèi)星”。Space-Chip的集成度高，實現(xiàn)復雜，一直被認為是衛(wèi)星小型化技術(shù)所要實現(xiàn)的最終目標。

美國學者Keller在1994年最早提出SpaceChip（或者Satellite-on-a-chip）的概念，他認為可以將整個衛(wèi)星集成在一個CMOS的芯片上［6］。1998年，Joshi等人進一步提出“集成衛(wèi)星”的概念，考慮當時的技術(shù)限制，認為可以將衛(wèi)星所有電子系統(tǒng)的功能集成到一塊或多塊晶圓（wafer）上，以達到衛(wèi)星甚小型化的目標［7-8］，并在同年申請了美國專利［9］。NASA也在1997年啟動了“新盛世”計劃和深空系統(tǒng)項目，以開展片上航天器（Spacecraft-on-a-chip）的研究。

英國薩瑞大學空間技術(shù)研究中心（SSC）在1999年也提出類似的概念——ChipSat。ChipSat是SpaceChip的簡化版，衛(wèi)星系統(tǒng)的部分功能集成到ChipSat，最終實現(xiàn)SpaceChip 的要求。SSC 通過片上系統(tǒng)（SoC）的設(shè)計方法，率先將數(shù)據(jù)處理、通信、特定載荷任務（遙感）集成到Xilinx公司的FPGA 中；但是對于其他衛(wèi)星分系統(tǒng)，如電源系統(tǒng)等未實現(xiàn)集成［10］。在2006年，SSC 重新對該衛(wèi)星甚小型設(shè)計技術(shù)進行可行性評估，提出利用芯片自充電技術(shù)實現(xiàn)電源系統(tǒng)的集成，并重新對SpaceChip作出定義：建立在兩個單片集成電路（一個作為備份）上，同時有最少的外部元件，能夠發(fā)射到空間執(zhí)行任務，并可與地面站通信的最小衛(wèi)星［11-12］。文獻［11-12］中的研究，是SpaceChip技術(shù)發(fā)展的一個里程碑，解決了電源系統(tǒng)集成這個難題。隨后，SSC 又提出了SpaceChip概念設(shè)計框圖（見圖2），利用基于硅鍺雙極互補金屬氧化半導體（SiGe BiCOMS）工藝實現(xiàn)單片太陽電池片集成，并獲得了3．4%的能源效率，同時還提出利用異步邏輯實現(xiàn)SpaceChip中抗輻射加固。SSC雖然在SpaceChip上取得了突破，但是并未將執(zhí)行遙感任務衛(wèi)星的所有功能集成在一個芯片上。由于SpaceChip的功率非常有限，其有效通信距離很短，因此，即使SSC 實現(xiàn)利用SpaceChip技術(shù)設(shè)計的衛(wèi)星，還要繼續(xù)研究如何實現(xiàn)衛(wèi)星與地面站的遠距離通信。

圖2 SpaceChip概念設(shè)計Fig．2 SpaceChip conceptual design

2．3 印制電路板衛(wèi)星（PCBSat）

PCBSat直譯為印制電路板衛(wèi)星，就是將衛(wèi)星上各個物理分離的系統(tǒng)，變成多個獨立的電路模塊集成到印制電路板（PCB）上，其優(yōu)點是能實現(xiàn)成本和性能較好的折中。因為PCB的設(shè)計方法較為成熟，并有多款電子設(shè)計自動化（EDA）軟件可對其進行設(shè)計，所以增加了可實現(xiàn)性；而且，利用PCB技術(shù)可有效實現(xiàn)多個衛(wèi)星分系統(tǒng)高密度集成，減小衛(wèi)星的體積和質(zhì)量，并可采用商用現(xiàn)貨（COTS）元器件降低成本。

英國薩瑞大學開展了大量的研究，目前共開發(fā)了A、B、C三款PCBSat的原理樣機，以及成熟度最高的FM 型PCBSat。A 款PCBSat原理樣機見圖3。其正面如圖3（a）所示，集成了通信、電源、姿態(tài)控制、數(shù)據(jù)處理、載荷（CMOS機相等）；背面如圖3（b）所示，排放的是太陽電池板［1，13］。整個PCBSat質(zhì)量為70g左右。A 款的問題是未考慮空間輻射和熱環(huán)境，整個PCB板均裸露在外；采用的是鎳氫充電電池，電池容量只有80mA·h，使得整個衛(wèi)星功率較小，通信距離有限。

圖3 A 款PCBSat結(jié)構(gòu)圖Fig．3 Configuration of PCBSat edition A

B款和C 款是A 款的改進型，這兩款差別較小，其正面如圖4所示。它們增加了定軌功能，可通過GPS接收機來確定自身軌道。同時，為了克服A款中電池容量小的問題，C款改用了鋰電池，電池容量可達300 mA·h，提升了通信能力。同樣，B、C款仍未考慮空間環(huán)境，而且太陽電池只安裝在背面，增加了姿態(tài)控制的難度。

在以上三款原理樣機的基礎(chǔ)上，考慮到采用P-POD部署多顆PCBSat的情況，薩瑞大學在PCBSat的設(shè)計上采用了CubeSat的相關(guān)標準，研制了FM 型PCBSat（見圖5）。從圖5（a）可以看出：太陽電池板分成兩塊，而不是原來的只有背面排放；通信天線設(shè)計也考慮實際發(fā)射情況，設(shè)計成可伸展型；左右兩塊鋁板對核心電路板進行封裝，保持電路的溫度在正常范圍內(nèi)。其核心電路板如圖5（b）所示，集成了執(zhí)行載荷任務衛(wèi)星所有的子系統(tǒng)電路。有效載荷部分包括圖5（a）中的兩個載荷傳感器，以及載荷控制采集電路，主要分布在核心電路板的背面；數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)采用的是Atmel公司低功耗AVR 微控制器，并采取了抗輻射加固措施；通信系統(tǒng)包括射頻模塊、可伸展天線；電源系統(tǒng)包括鋰電池、峰值功率跟蹤器（PPT）、電池充電調(diào)節(jié)器；姿態(tài)控制和軌道確定器主要包括GPS模塊、GPS接收天線、姿態(tài)控制電路等；此外，還包括地面支持設(shè)備，用于地面軟件開發(fā)、接口測試等。裝配后的FM 型PCBSat如圖5（c）所示，總質(zhì)量為311g，尺寸為10cm×10cm×2．5cm。經(jīng)過飛行測試，其各項指標均符合要求。PCBSat易于設(shè)計，體積小，且元器件均有商用現(xiàn)貨可供應，成本較低，是未來皮衛(wèi)星、飛衛(wèi)星的一種重要實現(xiàn)技術(shù)。

圖4 B款、C款PCBsat俯視圖Fig．4 Top view of PCBSat editions B and C

圖5 FM 型PCBSatFig．5 PCBSat flight model

2．4 多芯片組件衛(wèi)星（MCMSat）

MCMSat甚小型化技術(shù)源于多芯片組件（Multi-Chip Module，MCM）技術(shù)，在20世紀90年代提出。MCM 沒有統(tǒng)一定義，一般認為是由不少于兩個裸芯片或芯片大小的集成電路封裝到一塊高密度多層布線的基板上。將MCM 技術(shù)和衛(wèi)星設(shè)計技術(shù)相結(jié)合，即將衛(wèi)星多個分系統(tǒng)的功能封裝成芯片或集成電路，然后集成到高密度多層布線基板上，就是MCMSat。MCMSat技術(shù)實際上綜合了PCBSat和SpaceChip技術(shù)，其特點是芯片距離近，裝配密度大，質(zhì)量小，元器件可采用商用現(xiàn)貨。

NASA 在1995年為實現(xiàn)航天器小型和微型化提出先進飛行計算機（AFC）技術(shù)，將MCM 技術(shù)作為關(guān)鍵技術(shù)研究，并提出了集成通用組件（Integrated Utility Module，IUM）概念。IUM 是將結(jié)構(gòu)、熱控、電源管理、數(shù)據(jù)和信號傳輸、防輻射、防宇宙塵埃以及其他電子和機械功能都集成在一個質(zhì)量和體積都很小的無電纜連接的封裝中，從而形成一個大功能塊。IUM 是系統(tǒng)集成，它既可用單層MCM，也可以是三維堆積MCM，即將單個MCM 塊在平面排布后多層堆積。

目前，MCM 主要有3種類型：MCM-L（由高密度多層印制線路板構(gòu)成），它成本低，工藝成熟，但布線密度不高，組裝效率和性能都較差；MCM-C（由高密度多層陶瓷基板構(gòu)成），它最高布線可達80層，每層膜厚150μm，互聯(lián)小孔直徑只有100μm，面積可達150mm×150mm；MCM-D（由高密度淀積薄膜多層布線基板構(gòu)成，較多采用硅基材料），它是布線密度、組裝效率最高的結(jié)構(gòu)，采用集成電路工藝實現(xiàn)，線寬可以小至5μm，但成本較高。由于甚小型技術(shù)主要針對1kg以下的衛(wèi)星，因此，MCM-L相對傳統(tǒng)的PCB設(shè)計并無優(yōu)勢，MCMSat設(shè)計主要考慮采用MCM-C或MCM-D。文獻［1］提出利用MCM-D技術(shù)設(shè)計甚小型衛(wèi)星，如圖6所示。圖6（a）為MCMSat概念設(shè)計框圖；圖6（b）是MCMSat正面圖，包含射頻子系統(tǒng)，使用4個1．5mm×82mm 的交叉偶極子，電源子系統(tǒng)采用8個20mm×40mm 的GaAs太陽電池；圖6（c）是MCMSat背面圖，安裝了充電電池和電路等。所有微電子器件，包括有效載荷，均排放在3個高密度基板上。

圖6 MCMSat設(shè)計Fig．6 MCMSat design

3 中國甚小型衛(wèi)星現(xiàn)狀

目前，我國對于甚小型衛(wèi)星主要還處于前期論證和研究階段，但是具有類似設(shè)計理念的納衛(wèi)星已有成功實例。

2010年9月22日，浙江大學搭載發(fā)射了兩顆皮星一號A 衛(wèi)星（見圖7），其采用150mm×150mm×150mm 的立方體體裝式結(jié)構(gòu)，質(zhì)量3．5kg，功率僅3．5W，90%以上元器件采用工業(yè)級組件篩選及加固，具備衛(wèi)星熱控、姿態(tài)控制、測控、能源、星務管理等多項功能。飛行試驗驗證了星上裝載的半球成像全景光學相機、MEMS加速度傳感器和角速度傳感器在空間環(huán)境條件下的適應性。此外，對高效率三結(jié)GaAs太陽電池在空間環(huán)境中的性能也進行了測試。

2012年5月10日，國防科技大學成功發(fā)射了一顆自主設(shè)計與研制的天拓一號技術(shù)實驗衛(wèi)星（見圖8）。該衛(wèi)星尺寸為425mm×410mm×80mm，質(zhì)量9．3kg，實現(xiàn)了將星務管理、電源控制、姿態(tài)確定與控制、測控數(shù)據(jù)傳輸?shù)然竟δ懿考稍趩螇K電路板上，主要任務是開展星載船舶自動識別系統(tǒng)（AIS）接收、光學成像、空間環(huán)境探測等在軌科學試驗。

另外，我國西北工業(yè)大學、浙江大學、國防科技大學、哈爾濱工業(yè)大學、臺灣成功大學等多所高校參與了QB50項目。西北工業(yè)大學作為QB50項目的亞洲區(qū)唯一發(fā)起單位和亞洲區(qū)總協(xié)調(diào)單位，主要承擔兩大任務：一是配合項目總體要求，自主完成一顆立方星的設(shè)計、研制與地面測試；二是完成QB50項目的亞洲區(qū)任務控制中心（MCC）的建設(shè)。

圖7 皮星一號A 衛(wèi)星Fig．7 ZDPS-1Apico-satellite

圖8 天拓一號衛(wèi)星Fig．8 SpacePioneer-1satellite

4 甚小型衛(wèi)星的主要應用領(lǐng)域

4．1 教學與科研實驗

甚小型衛(wèi)星起源于高校和研究機構(gòu)的學術(shù)研究：一是其系統(tǒng)復雜度比大型衛(wèi)星低，研發(fā)周期較短，可進行搭載發(fā)射，所需成本遠低于常規(guī)衛(wèi)星，適合教學與科研實驗；二是無實際應用的嚴格約束，可跳出常規(guī)研制規(guī)范流程的框架，大量的設(shè)計新概念、應用新設(shè)想及商用組件等可得到支持和使用；三是通過參與，激發(fā)學生對航天技術(shù)的熱愛，牽引整個航天學科的發(fā)展。例如：英國薩瑞大學以低成本（百萬英鎊）、短周期（研制周期1～2年）、高效益、高效率、技術(shù)先進和管理現(xiàn)代化為突破口，形成商業(yè)現(xiàn)貨產(chǎn)品應用的技術(shù)規(guī)范和流程，打造通用化、系列化的小微衛(wèi)星平臺，先后將26顆各類小微衛(wèi)星送入太空，引領(lǐng)衛(wèi)星技術(shù)發(fā)展趨勢，完成了面向分布式空間任務的甚小型衛(wèi)星設(shè)計的深入研究，成為衛(wèi)星教學與科研實驗領(lǐng)域的佼佼者。

4．2 空間技術(shù)演示驗證平臺

甚小型衛(wèi)星雖小，卻是非常重要的新技術(shù)演示驗證平臺，可經(jīng)濟、快速地提供新技術(shù)空間飛行試驗和演示，特別是對微米技術(shù)，包括專用集成微型機械裝置（ASIM）、微機電技術(shù)（MEMS）、微光電機系統(tǒng)（MOEM）和其他微型機械裝置，以及納米技術(shù)（分子尺度或原子尺度的裝置）、FPGA 技術(shù)、片上系統(tǒng)（SoC）或可編程片上系統(tǒng)（SoPC）技術(shù)、單片式微波集成電路技術(shù)（MMICs）和主動電子掃描陣列技術(shù)（AESA）等進行太空演示驗證。充分利用這些微納技術(shù)和集成技術(shù)，不僅能大大減少衛(wèi)星質(zhì)量、體積、功耗以及研制成本，而且能大大提高系統(tǒng)的可靠性和衛(wèi)星功能密度。最終，可使甚小型衛(wèi)星各個子系統(tǒng)完全一體化，并形成相應模塊，適應未來批量化生產(chǎn)，形成衛(wèi)星商業(yè)化產(chǎn)業(yè)。此外，還可開展諸如衛(wèi)星編隊飛行、星群間無線通信、空間環(huán)境的科學測量、空間碎片監(jiān)測以及深空探測等任務。據(jù)報道［13］，美國德雷伯實驗室與麻省理工學院共同研制的甚小型衛(wèi)星，用于發(fā)現(xiàn)太陽系之外適宜居住的行星，只有面包大小，寬約10cm，長約30cm，造價379 000英鎊，可勘測當一顆環(huán)繞軌道運行的行星位于凌日位置的恒星亮度變化?？茖W家希望未來發(fā)射衛(wèi)星編隊飛行來勘測數(shù)百顆恒星，探索是否存在類地系外行星。

4．3 分布式空間任務應用

甚小型衛(wèi)星體積非常小，功能單一，但是能夠在較短的研發(fā)時間內(nèi)實現(xiàn)低成本的批量生產(chǎn)，并且一次可用火箭發(fā)射幾十甚至上百顆，因此，在以星座組網(wǎng)或星群編隊的形式執(zhí)行分布式空間任務方面，具有極大的優(yōu)勢。甚小型衛(wèi)星在組網(wǎng)條件下，能充分利用星群網(wǎng)絡(luò)下衛(wèi)星數(shù)據(jù)可互為輔助補充和增強的特點，將某些復雜的衛(wèi)星功能分布化和組合化，進行功能協(xié)同，資源共享。分布式甚小型衛(wèi)星系統(tǒng)可執(zhí)行的典型空間任務包括分布式通信、分布式導航，以及編隊飛行光學遙感或測量等。例如，NASA 設(shè)想在低地球軌道密布甚小型衛(wèi)星，構(gòu)建一個基于互聯(lián)網(wǎng)及相關(guān)服務的“第5代通信和網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)”（5G）衛(wèi)星星座，大幅提高移動通信服務能力。

4．4 空間安全任務

甚小型衛(wèi)星在執(zhí)行空間安全任務方面有其特有的優(yōu)勢。由于單星體積小，難以跟蹤和摧毀，其隱蔽性和生存能力強；低成本的批量生產(chǎn)和星群部署，使其具有系統(tǒng)可重組性和再生性。美國陸軍航天與導彈防御司令部（SMDC）納衛(wèi)星技術(shù)項目經(jīng)理約翰·蘭頓（John London）在2011年國際太空發(fā)展會議上就曾指出：“我們認為能在一個很小的裝置內(nèi)封裝許多功能模塊，目前正在快速朝這一方向發(fā)展?！笨梢姡跣⌒托l(wèi)星在空間軍事應用上具有很好的前景。例如，甚小型衛(wèi)星可用于執(zhí)行子母星任務，平時利用組合排列在母星上的多顆完全相同的甚小型衛(wèi)星，分別對相同地區(qū)獲取多幅低分辨率圖像，然后通過圖像處理得到高質(zhì)量圖像；還可釋放這些甚小型衛(wèi)星，讓它們分布在目標星周圍（繞飛）進行監(jiān)視、干擾和攻擊。

以上是甚小型衛(wèi)星比較明確或可預見的發(fā)展方向，不過，其有效應用還面臨著兩大方面的挑戰(zhàn)。一是在自由飛行或編隊組網(wǎng)時，面對的是復雜的空間環(huán)境和軌道動力學環(huán)境；二是小于1kg 的質(zhì)量限制，大大壓縮了成熟載荷的選擇范圍，對電源功率、通信距離以及推進效能也是極大的約束。因此，還要進一步發(fā)展提高，才能使其得到更廣泛的應用。

5 啟示與建議

當前，小微衛(wèi)星的發(fā)展是以高性能部件的微小型化和航天器總體設(shè)計的一體化為特征，甚小型衛(wèi)星作為其中一個前沿分支，以快速發(fā)展的新一代微米、納米技術(shù)為基礎(chǔ)，重點突破研制以微硅衛(wèi)星為代表的皮、納衛(wèi)星，同時也將實現(xiàn)更好的三維集成化和一體化。因此，作為新興的衛(wèi)星研發(fā)和應用領(lǐng)域，我國將對甚小型衛(wèi)星的需求越來越大。新技術(shù)和集成度水平的提高，將進一步推動甚小型衛(wèi)星的發(fā)展。

文獻［14］從成本的角度綜合考量了CubeSat、SpaceChip、PCBSat和MCMSat衛(wèi)星技術(shù)。設(shè)定以探測電離層閃爍現(xiàn)象為衛(wèi)星任務，設(shè)計10顆甚小型衛(wèi)星形成星座進行探測。假設(shè)初始投入900 萬美元，評價標準為單顆衛(wèi)星成本、每瓦功率成本、每體積載荷成本，其結(jié)果如表1所示。

表1 4種甚小型衛(wèi)星成本比較Table 1 Cost comparison of four kinds of very small satellite 美元

從前文分析和表1可以看出，4種甚小型衛(wèi)星技術(shù)各有特點：SpaceChip 體積最小，功耗很小，但是通信距離較短，且成本最低，但是實現(xiàn)復雜，國際上還未出現(xiàn)使用該技術(shù)的衛(wèi)星初樣；CubeSat雖然設(shè)計成熟，但體積固定，成本最高；MCMSat綜合了PCBSat和SpaceChip的技術(shù)特點，芯片距離近，裝配密度大，質(zhì)量小，但還沒有衛(wèi)星初樣，技術(shù)復雜，相比PCBSat來說成本也較高。綜合而言，PCBSat相對易于設(shè)計，體積小，且有商用現(xiàn)貨元器件，成本較低，是一種比較適合我國發(fā)展和實現(xiàn)高性價比皮、飛衛(wèi)星的重要技術(shù)。因此，PCBSat技術(shù)可作為我國甚小型衛(wèi)星發(fā)展主要考慮的方向。

在我國甚小型衛(wèi)星技術(shù)的發(fā)展中，建議重點著眼于商用現(xiàn)貨元器件篩選及應用技術(shù)，提高空間應用的可靠性和安全性，有效降低開發(fā)和制造成本。試驗驗證一體化姿態(tài)控制技術(shù)、新型微推進技術(shù)、輕型高效的蓄電池和太陽電池技術(shù)等，進一步提升衛(wèi)星的集成度和性價比，使甚小型衛(wèi)星既廉價又好用。此外，通過編隊組網(wǎng)的形式，還可使甚小型衛(wèi)星形成一個功能更加完善、性能更加強大的系統(tǒng)，能在更廣闊的領(lǐng)域得到應用。

（References）

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