美国试验小卫星XSS_10系统

一体化推 进装置 主要结构
ＧＰＳ／ＳＧＬＳ
箱和整体转向岐
管， 集成在一个
惯性测量装置结构
圆柱形铝铍主结 构的内 部。
传感器集合
图 ４ ＸＳＳ－ １０ 卫星系统的组成结构
惯性测量装置是一
ＶＣＳ 系统由两个 ＣＣＤ 成像器
个 轻 型 捷 联 式 装 置 ， 由 （ 双头） ， 通过 １０ 位模数转换器输
１９９９ 年 １０ 月 结 合 德 尔 它 ２ 与 ＸＳＳ－ １０ 系统的协调和兼容问 题， 完成了初步设计报告。但是 由于项目早期计划的更改和需要 兼顾德尔它 ２ 火箭的一致性等问 题 ， 在 许 多 方 面 限 制 了 ＸＳＳ－ １０ 系统的试验， 如 ＸＳＳ－ １０ 系统没 有飞行数据存储能力、没有独立 的测量相对位置的装置。
美国试验小卫星
ＸＳ Ｓ － １０ 系统
□ 闻 新 王秀丽 刘宝忠
一、概述
试验卫星系列 （ ＸＳＳ） 是 美 国 空 军 研 究 实 验 室 （ ＡＦＲＬ） 、 空军航天与导弹系统中心、海 军研究实验室等机构联合开展 的一项研究项目。美国实施试 验卫星系列项目计划的目的是 研制一种全自主控制的微小卫 星， 这种卫星具有在轨检查、 交会对接以及围绕轨道物体的 近距离机动的能力。这种微型 卫星最终将增强美国空军航天 司令部执行太空维修、维护以 及其他特殊任务的能力。
１９９９ 年 １０ 月 到 ２０００ 年 １１
图 ５ 对 ＸＳＳ－ １０ 卫星进行综合试验测试
月 ， 波 音 公 司 负 责 制 造 ＸＳＳ－ １０ 卫星， 并进行了运载前的性能 与 功 能 测 试 。 波 音 公 司 于 ２０００ 年 １１ 月 将 ＸＳＳ－ １０ 卫 星 交 给 美 国空军研究实验室航天工程部。 之后， 对 ＸＳＳ－ １０ 卫星做了飞行 前的综合试验和准备工作， 包 括安装飞行保护层， 整理星上 电缆以及安装星箭接口弹射装 置 （ ＳＰＰ 和 ＳＥＰ） 等。最后进行 了一个整体功能测试。这个整 体功能测试是后续各分系统环 境试验的基准。系统测试的结 果显示整体系统性能基本正常， 在振动和冲击过程中没有发现 错误， 但在数字图像处理中发 现和纠正了 ３ 个错误。
对驻留空间目标拍照； 另外， 利 外， 这种电池有多种封装选择，
用 ＶＣＳ 系统与星敏感器的信息进 寿命更长， 能承受更高的温度极
行融合， 可进而确定星体的姿态。 限、加速度、振动和重力的影响。
星上自主导航、制导与控制算法、
数字信号处理算法和飞行程序已
五、ＸＳＳ－ １０ 计划的发展历程
预先固化在 ５ 个 ＤＳＰ 芯片中。
天地链接系统（ＳＧＬＳ 应答机）
１９９７ 年 １０ 月， 美国取消了
体积小， 质量轻 （ 是传统设备的 克莱门蒂娜 ２ 计划后， 以美国空
１０％ ） ， 能 耗 低 （ 是 传 统 设 备 的 军 研 究 实 验 室 为 主 ， 又 策 划 了
１０％） ， 转发数据性能好。ＳＧＬＳ 应答 ＸＳＳ 计划， 目的是演示验证试验
标。
净 重 ２６．９８ｋｇ， 携 带 ２．５８ｋｇ 的 单
ＳＰＰ 作为小卫星和运载火箭 甲 基 肼 （ ＭＭＨ） 和 四 氧 化 二 氮
之间的机械及电气接口， 同时还 （ ＮＴＯ） 以及 ０．７ｋｇ 的压缩氮， 因
起着支撑小卫星和弹出卫星离开 此 ＸＳＳ－ １０ 卫星的发射重量大约
火箭上面级 （ 仪 器 舱 ） 的 作 用 。 为 ３０．２６ｋｇ。ＸＳＳ－ １０ 的形状是圆
ＳＰＰ 有效载荷弹出
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中国航天 ２００６ 年第 ６ 期
３８．１ｃｍ， 具体外形如图 ３ 所示。 ＸＳＳ－ １０ 卫 星 的 主 要 组 成 包
括： １） 电子装置接口／制导、导 航 与 控 制 模 块 （ ＡＩ／ＧＮＣ） ； ２） 电 源 电 压 驱 动 模 块 （ ＰＶＤ） ； ３） 数 字 信 号 处 理 模 块 （ ＤＳＰ） ； ４） 相机和通信接口 Ａ 模块 （ ＣＣＩＭ－ Ａ） ； ５） 相机和通信接口 Ｂ 模块 （ ＣＣＩＭ－ Ｂ） ； ６） 电 源 控 制 装 置 （ ＰＣＡ） ； ７） 用 于 轨 道 修 正 的 ３ 个 接 收 机 的 ＧＰＳ 嵌 入 模 块
政府部门参与管理、开发和 控制职责。空军航天司令部对整 个 ＸＳＳ－ １０ 任 务 进 行 规 划 和 指 导 ， 并 通 过 美 国 （ 下转第 ４３ 页）
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ＸＳＳ－ １０ 系 统 是 ＸＳＳ 系 列 计 划 中 的 第 一 个 系 统 。ＸＳＳ－ １０ 微 小卫星是该系统中的第一颗微小 卫星， 已于 ２００３ 年 １ 月 ２９ 日与 导 航 卫 星 ＧＰＳ－ ２Ｒ８ 一 同 由 德 尔 它 ２ 运载火箭发射入轨， 详细情 况和指标见表 １ 和图 １。
表 １ 美国试验小卫星 ＸＳＳ－ １０
长度
８１．２８ｃｍ
直径
３８．１ｃｍ
质量
３１ｋｇ
近地点 远地点
５２４ｋｍ ８１１ｋｍ
倾角 设计寿命
３９．８° ２４ 小时
运载工具 发射场
德尔它 ２ 卡纳维拉尔角
承包商
波音
面级 （ 仪器舱）
的引导部分。
ＳＥＰ 为 支 撑
小卫星电子接口
单元和天线的平
台， 所载的电子
设备可以控制小
卫星弹出前的所
图 １ 由德尔它 ２ 运载火箭发射入轨后 ＸＳＳ－ １０ 卫星运行在圆轨道上 有定时功能 ， 同
卫星通信链接加密解密的功能。 查操作以及自主导航等技术。因
Ｊｕｎｅ ２００６ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｃｈｉｎａ
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此， ＸＳＳ 项目实质上是已取消的克 莱门蒂娜 ２ 计划的间接继承项目。
ＸＳＳ－ １０ 项目开始于 １９９７ 年 １２ 月。起初， 美国空军研究实验室 与美国航宇局的戈达德空间中心 一起开展研究工作， 说明 ＸＳＳ－ １０ 计划与飞船任务飞行有关。到 １９９９ 年 ４ 月， 完成了 ＸＳＳ－ １０ 的 初步方案设计和评审工作， 并选 择 斯 巴 达 ２５１ 作 为 空 间 运 载 平 台。由于存在任务冲突， 当月美国 航宇局宣布不能搭载 ＸＳＳ－ １０ 任 务。１９９９ 年 ５￣１０ 月， 美国空军研 究实验室论证选择了 ４ 种发射运 载方案： 金牛座、飞 马 座 、人 牛 怪 和德尔它 ２， 最后确定将 ＸＳＳ－ １０ 作为火箭的次级有效载荷搭载德 尔 它 ２ 火 箭 与 ＧＰＳ－ ２Ｒ８ 卫 星 一 同发射。
练 模 拟 器 ； ６） 地 面 支 持 设 备 息。ＳＥＰ 安装在德尔它 ２ 运载火
（ ＧＳＥ） 和任务控制管理体系。
箭的上面级 （ 仪器舱） 的引导部
ＸＳＳ－ １０ 卫 星 是 在 德 尔 它 ２ 分， 与 ＳＰＰ 相对。ＸＳＳ－ １０ 卫星、
火 箭 发 射 ＧＰＳ－ ２Ｒ８ 卫 星 时 搭 载 ＳＰＰ 和 ＳＥＰ 的安装和调配方案示
图 ３ ＸＳＳ－ １０ 卫星的外形
（ Ｃｏｌｌｉｎｓ ＧＥＭ－ ３Ｓ） ； ８） 天 地 链 接 （ ＳＧＬＳ） 应答机； ９） 可见光 相机、惯性测量单元 （ ＩＭＵ） 。
四、ＸＳＳ－ １０ 大系统的关键技术
ＸＳＳ－ １０ 大 系 统 的 关 键 技 术 包 括 ： １） 轻 量 级 的 推 进 系 统 ； ２） 制导、导航与控制； ３） 小型 化通信系统； ４） 一体化相机和 星 传 感 器 ； ５） 锂 聚 合 物 电 池 。 这些关键技术中只有小型化通信 系统一项是地面支持系统， 其它 四项关键技术都属于卫星系统。
推进系统用于卫星姿态控 制 ， ４ 个 转 向 推 进 器 采 用 ＭＭＨ／ ＮＴＯ 二组元推进方式。８ 个姿态
控制器采用气态
航空电子模块
氮推进剂。推进
电池
系统由推进模 块、压力模块、 转向推力器、姿 态控制推力器组
转向推力器 ４ 个 姿态控制推力器 ８ 个
压力模块
成。一体化推进
惯性测量装置
装置包括推进剂
这 次 发 射 总 成 本 为 ６５００ 万 美元， 其中 ＸＳＳ－ １０ 只占 ４００ 万 美元。ＸＳＳ－ １０ 卫星运行在圆轨道 上， 其寿命只有 ２４ 小时， 在这 ２４ 小时里， 成功地完成了整个任务。
六、ＸＳＳ－ １０ 项目研制 队伍的组成
美国政府部门与工业部门组 成 团 队 ， 联 合 实 施 ＸＳＳ－ １０ 计 划。其中核心政府部门包括美国 空军研究实验室、航天与导弹系 统中心和空军航天司令部， 工业 部门包括洛克达因公司、波音发 射服务公司、傲腾 （ Ｏｃｔａｎｔ） 技术 公司、杰克逊与塔尔工程公司、 斯巴达公司、科学应用国际公司 （ ＳＡＩＣ） 和斯威尔斯宇航公司等。 这些部门相互配合， 形成一个紧 密的协作团队， 共同设计、开发、 制造、集成和测试各分系统组件， 并成功地完成发射和飞行任务。
３ 个光纤陀螺仪和 ３ 个 出数字信号。一个相机用来对德
硅加速度计组成， 用于 尔它 ２ 上面级拍照； 另一个获取
测 量 卫 星 的 速 度 和 角 恒星的图像。这个 ＣＣＤ 成像器通
度， 输出星体的速度变 过一个可折叠的反射镜来观察恒
化增量和角度变化增量 星。它的瞄准线与成像器的垂直。
的数字信号。
分组成： １） 小卫星； ２） 运载火 时 它 还 提 供 了 一 个 悬 挂 在 ＳＰＰ
箭 ； ３） 壁 突 式 有 效 载 荷 平 台 上的照相系统。该悬挂照相系统
（ ＳＰＰ） ； ４） 壁 突 式 电 子 平 台 可以观察卫星的分离和初始化机
（ ＳＥＰ） ； ５） 开 发 测 试 平 台 和 训 动 ， 并 向 地 面 传 送 实 时 视 频 信
发 射 的 。 ＸＳＳ－ １０ 卫 星 、 ＳＰＰ 和 意图见图 ２。
ＳＥＰ 作为次级有效载荷安装在德
尔它 ２ 运载火箭的上面级上， 在
三、ＸＳＳ－ １０ 卫星系统的组成
ＧＰＳ 卫星的下方， 而且德尔它 ２
运载火箭的上面级 （ 仪器舱） 同
ＸＳＳ－ １０ 卫 星 是 一 个 半 自 主
时作为这次任务的空间驻留目 的航天器， 采用三轴稳定， 卫星
２００２ 年 ６ 月 ２１ 日， 成功地 完成了所有的测试项目与试飞试 验。其测试序列包括： 相机捕获 能力确认、插拔测试、恒星捕获 能力确认、运载能力确认、射频 和自身兼容性测试、制造兼容性 测试、发射兼容性测试、振动和 冲击测试、热真空和热循环测 试、系统重心测试、惯性矩测试、卫 星与德尔它 ２ 火箭的集成测试。
机提供标准上行／下行通信功能， 可 小卫星技术的性能。这些技术可
以接收和转发测距信号， 解调命令 能是未来空军作战与控制空间的
信号以及从 星 上 发 送 遥 测 信 号 。 潜在解决方案。ＸＳＳ－ １０ 是这个系
ＳＧＬＳ 应 答 机 包 括 一 个 通 信 安 全 列的第一颗小卫星， 主要用来演示
单元， 装配有集成设备， 可以提供 验证空间飞行器之间的近距离检
它安装在德尔它 ２ 运载火箭的上 柱 形 ， 长 为 ８１．２８ｃｍ， 直 径 为
有效载荷
德尔它 ２ 第二级
壁突式电 子平台
有效载荷
二、ＸＳＳ－ １０ 大系统的描述 ＸＳＳ－ １０ 系 统 由 ６ 个 主 要 部
壁突式有效 载荷平台
装载
有效载荷和 ＳＰＰ 展开
展开
图 ２ 壁突式有效载荷的安装和调配示意
ＶＣＳ 包括一个铝制印刷电路板。
姿态控制分系统使
卫星的能量由锂离子聚合物
ＸＳＳ－ １０ 卫 星 指 向 德 尔 电池提供。这种新型的锂离子电
它 ２ 上面级的方向， 通 池 重 约 ２ｋｇ。与常规液态锂离子
过星上携带的可见光相 电池相比， 在相同的重量下， 它
机系统 （ ＶＣＳ） ， 在指定的观测点 能提供的能量是后者的两倍。此
集成活动包括多项功能测试、 射频兼容性测试、燃料添加和耐压
测试、测量带燃料的小卫星的重心 和惯性矩、与德尔它 ２ 组装。这些 试验分别通过三个设施完成。
由于运载火箭和主要载荷存 在一些问题， ＸＳＳ－ １０ 的发射时间 推迟数次， 开始计划发射日期为 ２００１ 年 ６ 月 １１ 日、８ 月 １６ 日， 后 来 又 推 迟 到 ２００２ 年 ３ 月 ６ 日 、４ 月 ２９ 日、８ 月 １１ 日和 １１ 月 ７ 日。 最后于 ２００３ 年 １ 月 ２９ 日， ＸＳＳ－ １０ 成功发射。它附在德尔它 ２ 的 上面级上， 进入高度约为 ８００ｋｍ 的圆形轨道， 倾角约为 ３９．８°。次 日， 火箭按照预定程序以 １１．１ 转／ 分的转速弹出微小卫星。