Demeter微型卫星及其地面应用系统

2008年第4期世　界　地　震　译　丛51　Demeter微型卫星及其地面应用系统T1Cus sac　M1A1Clair　P1U1Guerar d　F1Buis son G1L1Balier　M1L edu　C1Elisabelar　X1Passot　N1Rey摘要　Demet er计划是1997年以来由CN ES(法国空间中心)进行的Myri ade微型卫星计划的第一次应用。

Myriade的目标是在有限的经济预算中,从技术的微型化中获益。

这些技术的目的是研发一种小型、轻型且低成本的产品,但能够完成不同领域的科学任务、示范或者应用等,如:地球观测、天文、基础物理或电信等。

Demeter卫星于2004年6月29日装载在Dnep r发射器上从拜科努尔发射至710 km高的太阳同步卫星轨道上。

它的主要科学目标是:探测并且找出电离层电磁异常与地震活动之间的相关性和特征。

科学荷载由关注地球物理学的法国科研机构(L PC E,CESR,C ETP)及欧空局的SSD/ES TEC(ESA)提供。

有效荷载包括几个电磁传感器,一个离子分光计,一个高能粒子分析器和一个朗缪尔探针。

设计的Demete r平台是为了在能量、姿态和轨道控制、数据存储和传输,以及适应性等方面提供高性能的平台。

例如,大量的科学数据通过高速率的X波段遥测链路传输到地面接收站。

本文描述了Demeter卫星及其地面应用系统。

重点放在了Myriade产品应用到De2 meter的特殊设计调整上,并且展示了轨道平台的初步成果。

关键词　微型卫星　电离层引　言De met er卫星于2004年6月29日在拜科努尔(哈萨克斯坦)发射升空。

此卫星是1998年法国空间中心研制的Myriade微型卫星家族的第一颗卫星。

当时科学界提出了“获取更快、更低廉到达太空途径”的号召。

因此想要设计一种高性能卫星,来替代De2 met er原本的那些严格的指标要求。

这种性能的提高是通过减少指标要求而不是增加其设计来完成的,因此对卫星任务来说将是更简单更低成本的方法。

考虑到将来的任务需求,设置了一些列在表1中的规范。

关于Myriad计划的更多信息,可以参考Bouzat(2001)、Bui sson(2001,2003)、Thobv(2001)或者到Demeter的网站(U RL ht tp://smsc1cnes1f r/D EME TER/)查询。

第二部分主要描述了Demet er计划的任务。

卫星的设计和性能在第3部分介绍。

第4部分给出了地面系统的概述,第5部分介绍了卫星的发射。

1　Demeter任务D实验的主要科学目标是为了研e meter52　世　界　地　震　译　丛2008年表1　Myr iade平台性能轨道低地球轨道Demeter:710km,太阳同步轨道(SSO)指向地球指向(Demete r)太阳或惯性指向稳定性三轴稳定典型精度:粗略模式<5°,精细模式<011°稳定性:<3′/s遥测指令CCSDS,卷码或者R-S指令S波段数传可用TM速率:400kbit/s可用TC速率:20kbit/s定位多普勒测量精度:1km(L EO),10km(GTO)日期地面同步在轨时间精度<015s能量可控太阳发电机As G a太阳电池(200W E OL)锂离子蓄电池:14Ah载荷:约70W永久性重量总量:130kg载荷重量:50kg可用的Myriade选项(用于Demeter)发动机肼Δv:80m/s4个1N推进器高速率TM X波段发射机1618Mbit/s存储:8G bit(闪存)GPS Top star3000接收机卫星定位精度:5m究:(i)由地震-电磁效应引起的电离层的扰动和(ii)由人工活动(动力线谐波辐射、VLF 发射机和高频传播站)造成的电离层的扰动。

De met er通过对(i)小于65°的纬度范围内、(ii)合适的频率范围内,以及(iii)在电磁场不同组分的情况下连续收集数据从而完成对这些参量的观测。

表2给出了主要测量参量。

在Ult re2Guerard等(2001)和Par rot等(2002,2006)的文章中可找到有关该科学任务的更详细信息。

De met er的第二个任务是技术性的(参考“载荷的描述”一节)。

最后,Demeter作为Myriade微型卫星计划中的第一颗,将容许对这种理念进行在轨测试,并验证其预期效果。

第4期Demeter 微型卫星及其地面应用系统53　表2　Demeter 科学任务测量参量表频率范围,B 10Hz ～17k Hz 频率范围,E DC ～315M Hz灵敏度B :2×10-5nT Hz -1/2　在1Hz 时灵敏度E :012μVm -1Hz -1/2　在500k Hz 时粒子:电子:30keV ～10MeV离子密度:5×102～5×106ions/cm 3离子温度:1000～5000K离子成份:H +,He +,O +,NO +电子密度:102～5×106cm -3电子温度:500～3000K图1　De meter 卫星的设计图2　卫星描述图1给出了该卫星的总体设计图。

这部分主要介绍卫星的每个子系统:设计、性能、用于Demet er 的Myriade 设计的特殊调整,等等。

在Cussac 等(2001,2004)的文章中能找到关于D 卫星的补充信息。

211　荷载介绍1个三轴的磁场探测仪(IMSC )、4个电传感器(IC E )、2个朗缪尔探针(ISL )、1个等离子体分析仪(IA P)、一个高能离子探测仪(IDP)和1个电子设备(BAN T)组成了Demet er 卫星的科学荷载。

为避免从卫星到传感器的电磁干扰,三轴磁场探测仪探测器放置在1长的悬杆emeter 19m54　世　界　地　震　译　丛2008年图2　带有悬杆及传感器的Demete r卫星飞行图末端,而4个电传感器分别放置在4根4m 长悬杆的末端。

悬杆的配置见图2。

有两种主要的操作模式:一种是加密模式(以116Mbit s/s的速率采集高密度科学数据),当卫星飞行到特定地震带上方时启动;当卫星处在非地震带上方时采用巡查模式(以25kbit s/s的低速率获取数据)。

数据采集系统需要在轨8Gbit s的存储器(使用128Mbi t s闪存EFPROM芯片)、X 波段数传发射机和地面接收站以及卫星与地面站之间的高速率遥测链路,从而满足加密模式高密度采集数据的需求。

De met er计划也包括一些科研实验,例如在轨自治轨道控制系统,由激光系统引发的烟火雷管,一些热试验的进程监测和太阳能电池组。

212　功能链介绍21211　结构和热体系De met er的主要结构基本上是一个总质量为129kg,大小为60×85×110cm的矩形盒。

此结构由一些铝硅合金的较低刚性的大金属板组成。

结构的表面为运载火箭提供了界面,并且也支持D内部的推进系统。

4个互相垂直的支柱(每个角一个)是卫星其他部位到下端金属板的主要力量传输路径。

4个侧面由4个蜂窝状硅铝合金面板组成。

这些面板支持平台设备并能展开。

载荷是独立的,置于上层平板,也由一个蜂窝状硅铝合金组成。

选择这种结构是为了最大程度利用空间,并且能给中心的肼缸留有足够的余地。

从-Y向伸出的,是2个太阳能电池板。

发射时太阳能电池板是折叠的,装在-Y面。

电池和恒星传感器被安装在+Y面。

能量调节与分配装置(PCDU)安装在+Z 面,详细内容如图1所示。

一般的设计理念要求卫星必须有一个系统的暗面。

此面安装一些要求低温以及视角范围内不能有光照的低温设备(电池和高能离子探测传感器)和卫星传感器。

热体系有一部分是被动的,取决于油漆、ML I和SSM的使用;还有一部分是主动的,是由温度调节装置和在轨软件控制的加热器。

21212　推进舱推进舱只有一个,是使用肼和个各自带有N推向力的推进器的冲击系统。

图3emet er4 1第4期Demeter微型卫星及其地面应用系统55图3　推进系统功能图表3　每个A OCS模式中仪器的使用数量MAS M GT MNO MCO MA G1X XSAS3XSST1X XGY R3(1个轴)XRWS4X(1)X(2)X(3)X(3)M T B3X X X XT HR4X给出了推进系统的功能图。

推进舱携带415kg的肼,相当于发射100kg物质时,能够产生100m/s的速度增量(平均Isp=210s)推进舱设计成一个舱的形式,可以作为一个可选项方便地携带在卫星上。

关于De2 met er推进系统的更多信息,人们可参考Salomé等(2002)。

在D卫星上,推进系统主要用来进行自动轨道控制试验,以及任务结束时脱离轨道。

21213　姿态和轨道控制系统(AOCS) 2121311　姿态和轨道控制系统概况为了尽可能地满足大范围指向的要求,结构选择基于3轴稳定的结构。

尽管Demeter只要求有天底点,但姿态和轨道控制系统仍设计成能处理惯性点或太阳点。

姿态和轨道的控制是通过可由磁力矩卸载的反作用轮完成。

e meter56　世　界　地　震　译　丛2008年图4　Demeter姿态和轨道控制系统模式及其之间的转换 对于姿态测量,折中方案是选择一种基于卫星跟踪的测量方式。

单个地球传感器不能与所有可预见的方位兼容;GPS姿态也不够精确。

鉴于卫星跟踪能够提供持续精确的测量,因此姿态不会因操作模式中陀螺仪的测量而改变。

肼助推器执行轨道控制。

在回旋控制或推进阶段,一定要避免姿态数据的任何损失。

因此,这种模式下,姿态将能从陀螺仪的整合中推导出。

对于采集和安全控制模式,要求尽可能使用那些不能在其他模式中使用的仪器,而且要自主地来自地面。

选出与视角更广的太阳传感器相关的磁测量。

2121312　姿态和轨道控制系统模式描述De met er姿态和轨道控制系统由4种模式组成:3搜索与安全控制模式MAS3粗过渡模式M GT3正常模式MNO3轨道控制模式MCO表3给出了每个模式使用的仪器列表。

图4显示了姿态和轨道控制系统的4种模式及其之间的相互转换。

传感器可分为两类3低精度传感器3轴磁力计(M G)和带有π立体弧度视角的3倍宽范围太阳传感器(SAS)。

由于精度与相对宽松的性能兼容,使用中等范围的陀螺仪FO G(GYR)操作和控制助推器。

3高精度传感器:自主3轴卫星传感器(SS T)进行高效的姿态测量。

调速控制器也能分成3部分:34个反作用轮(RWS),在粗精度指向模式(M GT)下作为动力轮使用(为了增加动量,其中2个轮在同一个Y轴上);精细指向模式下作为反作用轮使用(MNO)。

33个磁扭矩杆(MTB):是粗指向模式的主要调速控制器,并且在其他模式时用来卸载反作用轮。