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文|焉子看世界
编辑|焉子看世界
前言
纳米卫星已经成为低地球轨道(LEO)科学、教育和商业化的最重要工具之一 ，自1999年立方体卫星标准问世以来，许多学术机构的注意力已经从大规模飞行任务转向开发小规模纳米卫星飞行任务。
低成本低地球轨道教育和科学纳米卫星任务为纳米卫星产业铺平了道路，在过去二十年中，纳米卫星工业成功地创造了一种小型化的纳米和微型卫星系统，从而可以开发小型化的仪器和实验。
小型化系统的主要好处是开发成本低，并具有增加特定观测任务覆盖范围的内在能力。例如，它允许发射许多小型卫星，而不是一颗大型卫星。多颗卫星可以提高观测的时间分辨率，使用合成比例来提高测量精度，或者执行大型航天器通常不会执行的高风险任务目标。
小型化系统有哪些好处？卫星的设计开发分为哪三个部分？
库仑拖曳推进
E-sail是一种无推进器的推进概念，利用太阳风的自然空间等离子体流来加速航天器。电子帆由一条或多条从航天器上离心展开的系绳组成。
通过向帆状物施加高电压，在系绳周围形成静电鞘，从而产生合成帆状物，单系绳是一种多线抗微流星体结构，由两个50-μm根平行导线与之字形导线连接( 图1 )。
合成帆偏转太阳风或电离层的带电粒子，就低地球轨道而言，对于作战任务，E-sail系绳的长度可以达到几十公里。这种绳索只有几十微米厚，立方体卫星可以容纳
图一，库仑拖曳推进系绳具有冗余结构，使其能够抵御微流星体和轨道碎片的撞击
ESTCube-2是为低地球轨道环境开发的，将演示系绳展开和电离层等离子制动器在电离层中脱离轨道。
在太阳风和电离层条件下，带电系绳和等离子体流之间的库仑阻力会产生推进效应。虽然太阳风允许航天器向外加速并向内前进，但电离层相对静止，允许它将卫星向下拖动或脱轨。
300米的电离层等离子体制动器可以将脱轨时间缩短一个数量级，E-sail和电离层等离子体制动器之间的主要区别是高电压极性——E-sail在正极性模式下更佳，这需要一个电子发射器，而电离层等离子体制动器在负极性模式下更佳。
ESTCube-2将携带30米长的系绳进入565公里的轨道，并演示以下概念验证：( a)离心系绳展开；( b)卫星旋转充电(图2)、(c)用电子发射器测试正E-sail模式，以及(d)演示用于脱轨的电离层等离子制动器(图3)。
图二
图3
IPB有效载荷是芬兰气象研究所基于库仑拖曳推进技术开发的系统，这是一种新型的低轨卫星离轨技术，截至2023年4月，IPB仍然是一项未经证实的低地球轨道和星际应用技术。
根据ESTCube-1和Aalto-1飞行任务的在轨经验，对IPB设计进行了几项改进，最值得一提的是，ESTCube-2 IPB有效载荷的系绳展开机制被完全重新设计
图4，电离层等离子体制动模块的渲染
虽然ESTCube-2是为IPB在轨演示而设计的，但它将测量两种相互作用： (一)带负电的系绳与相对静止的电离层相互作用以实现脱轨目的，(二)带正偏压的系绳与带电的太阳风粒子相互作用以实现电帆推进效果。
这两种应用的有效载荷硬件是相同的，只是正极性操作(即E-sail)需要一个电子发射器，电子发射器包含在ESTCube-2 IPB有效载荷中。
达尔宾斯等人介绍了ESTCube-2中IPB积分的技术细节 ， 详细的描述、性能评估和风险评估已由Iakubivskyi等人发表，我们的团队与foreil-1p团队合作，交叉验证在轨电离层等离子体制动结果。
foreil-1p将于2023年发射一个类似的电离层等离子制动演示有效载荷，ESTCube-2和foreil-1p之间的主要区别是ESTCube-2上带有电子发射器的正电子帆模式。
EOP是一种归一化差异植被指数(NDVI)成像仪。有效载荷包括两个照相机( 图5 )基于欧洲学生地球轨道飞行器(ESEO)次级照相机的设计。
每台摄像机都采用了简化的、更具成本效益的挡板设计，以及为立方体卫星空间协议(CSP)兼容性而进行的小规模电子重新设计。
每个相机传感器都有不同的COTS带通滤波器:660 (30)纳米和857 (30)纳米，选择的光谱波段与Sentinel-2波段4和8a相似：分别为665 (30)纳米和865 (20)纳米，这将促进潜在的比较分析。
然而，我们预计不匹配的COTS滤波器会导致一些差异，对角线视野为9.56∘，从500公里的高度看，地面分辨率为每像素22米。
图5，地球观测有效载荷相机模块的渲染
基本的图像压缩和存储是在相机上进行的，此外，原始图像从图像传感器读取，从16位到12位像素值进行位打包，并存储在相机上。
相机通过修改的CSP通信协议与航天器的其余部分通信，EOP固件主要基于为ESEO摄像机开发的固件。相机运行在FreeRTOS上，microSD卡作为FatFS卷安装，而铁电随机存取存储器(FRAM)和同步动态随机存取存储器(SDRAM)都使用为ESTCube-1开发的最小定制文件系统。
固件更新、命令调度程序、异常处理、错误记录和几个低级驱动程序等几个模块都是基于ESTCube-1遗留系统，并进行了少量改进。
空间腐蚀试验(CTS)
CTS实验是以前提出的CRE有效载荷的一个更先进和更强大的版本，该实验旨在研究多层智能材料的辐射屏蔽效率和涂层材料的腐蚀行为。
CTS实验将研究材料在低地球轨道中暴露于原子氧时的腐蚀行为，为此，根据已获专利的腐蚀测试系统技术，可同时测试多达15种材料。
暴露在原子氧中预计会使这些材料在太空中降解，一旦材料受到严重损坏，就会触发可检测的信号，知道了材料的厚度和在轨道上的暴露时间，就有可能计算出被测材料的腐蚀率。
该模块将研究一种新型纳米结构涂层的腐蚀行为、石墨烯以及LEO中各种金属如Ag、Al、Au、Pt和Ru的薄膜(参见 图6 ).
图6
发射成本对任务成本的影响最大，为了让星际纳米航天器变得普遍，需要降低发射成本。开发更小、密度更高、可堆叠的航天器可能证明是有利的，因为火箭的整流罩体积可以得到更有效的利用。
例如，SpaceX的Starlink卫星旨在最有效地堆叠到SpaceX的猎鹰9号整流罩中，表明人们可以类似地堆叠数百个纳米航天器，以便发射到星际环境中。
一个这样的任务概念是使用称为多小行星旅行(MAT)的纳米航天器舰队，利用这一原理，用一个运载火箭发射数十个纳米航天器。
在这种情况下，每颗卫星的发射成本将大幅下降，而仅仅通过发射数十或数百个航天器，科学回报就可以增加一百倍。
然而，在试图单独使用纳米航天器进行星际探索之前，必须开发和演示新的系统，集成COTS组件和系统的微型硬件实现必须在适当的环境中开发和测试。
必须开发和测试用于姿态和自旋控制的集成反作用轮(RWs)和冷气体推进(CGP)系统、感兴趣目标附近和深空中的集成ST、自主光学导航以及不仅仅依赖深空网络的通信解决方案。此外，各种COTS组件和系统需要在高辐射环境下进行扩展测试。
虽然这些测试和实验大多超出了ESTCube-2任务的范围，但该卫星将展示深空硬件平台，软件更新将允许测试新的算法，前提是任务寿命允许这样做。
ESTCube-2的设计灵感来自三单元(3U)立方体卫星标准，但经过调整以适应更大的部署器，例如，使用ISISpace ISIPOD和QuadPack部署器的“适用于ISIS卫星分配器系统的最大建议尺寸”。
ESTCube-2卫星的主要设计驱动力是IPB有效载荷，为了满足IPB系绳的高速旋转部署，该卫星是从零开始研制的，同时考虑到了从ESTCube-1任务中吸取的经验教训。
卫星的设计开发分为三个主要部分： 机械结构、航空电子堆栈系统和侧板系统 。Dalbins等人详细描述了每个结构模块、每个系统的参数以及开发挑战。
ESTCube-2的机械结构是为了适应航空电子堆栈系统、侧板系统和各种有效载荷(包括IPB有效载荷)的紧凑设计而开发的，ESTCube-2结构由所有系统所附着的一级和二级结构组成。
主结构由两个U形框架组成，航空电子设备堆栈电子结构和侧面板(SP)组件连接在框架上(参见 图7 )，二级结构由两个内部有效载荷模块和两个外部可展开结构组成。两个有效载荷块围绕着本地坐标系Z轴上的航空电子堆栈电子设备
图7
姿态和轨道控制系统(AOCS)组件分布在整个卫星的航空电子设备堆栈中(参见 图8 )、冷气推进、X轴Y+轴方向侧面板上的磁力矩器以及六个侧面板PCB上的传感器。
图8，卫星航空电子堆栈电子模块的渲染。
从顶部开始的系统名称：
带电池的电池管理印刷电路板(PCB )；电力系统；通信系统；机载计算机；星际*踪器追**。
航空电子设备堆栈中的AOCS组件——反作用轮、星体跟踪器、堆栈底部的磁力矩器和机载计算机(OBC)板上的传感器。
航空电子堆栈系统是卫星的心脏。它包括用于任务调度、数据记录和存储的机载计算机(OBC)系统；用于能量储存和分配的电力系统(EPS );用于遥测和遥控指令的通信系统；追星族(ST)；以及姿态和轨道控制系统(AOCS)。
上述系统集成在一个96 × 96 × 60毫米3音量(参见图8和图9).每个系统位于不同的PCB上，并被实现为有效地使用卫星中分配的空间。
图9。系统间电气和数据连接架构。
SP：侧板，CTS:空间腐蚀测试，HSCOM:高速通信，CGP:库仑阻力推进(电离层等离子制动)，EPS:电力系统，COM:通信系统，OBC:机载计算机，ST:星体跟踪器，EOP:地球观测有效载荷，CGP:冷气推进。
结论
这电力系统是任务能否成功的最关键的系统之一，该系统确保两块板上的能量存储、电压调节和功率分配。
EPS电池管理板控制和监控电池组的充电/放电。电池管理PCB根据当前的电压水平自动控制充电和放电电流。对单个电池进行温度测量，以确保电池组的正确充电/放电曲线。
电池组配置为2s2p配置，存储太阳能电池阵列产生的能量。电池组的每个系列模块由两个商用松下103，450锂离子电池组成。
根据电池单元的放电状态和温度，这种配置可以确保电池组的电压范围为6.0 V至8.4 V。每个串联模块都连接到主电源总线(MPB)，这是一个由电池组直接供电的未调节电压轨，负责航空电子设备堆栈和有效载荷之间的电源路径。
EPS主板是系统的核心。它集成了用于外部电气地面支持设备(EGSE)通信接口的硬件，并使用专用的意法半导体STM32L4系列微控制器(MCU)来确保电源管理功能。如果需要，它可以覆盖电池管理板的自主控制。
外部模数转换器(ADC)针对不同的电流、电压和温度水平监控执行各种电压测量，并存储在外部FRAM上。多个航空电子堆栈系统需要由两个开关调节器产生的3.3 V电源。
它们在热冗余配置下工作，以90%的转换效率转换浮动MPB电压。每个航空电子堆栈系统的电源开关提供配电功能。EPS MCU控制这些开关，并可以检测过流条件，从而自动触发系统的关闭状态。
参考文献：
基于碳纳米管透明导电膜的航天器表面充电防护试验研究 李衍存; 向宏文; 张志平; 秦珊珊; 蔡震波 航天器环境工程 2021
航天器测距达纳米级 徐仁新; Philip Ball 物理 2019
航天器材料应用验证特点及其指标体系设计与优化 于利夫;高鸿;何端鹏;邢焰;李岩 宇航材料工艺 2023