文摘

介绍的主要概念和发展标准3 u立方体卫星的平台架构,设计和性能的实现和验证通过KAUSAT-5 3 u立方体卫星的发展。3 u标准平台是建立在1.5 u规模和开发成一个模块化的概念添加和扩展载荷和姿态控制执行机构来满足用户的需求。在电力系统中,太阳能板,电池,和部署机制被设计成由用户配置。机械系统设计最大化的电气性能,以适应不同的载荷和集成和小型化EEE(电气、电子和机电)部件和子系统功能/性能成规模有限多氯联苯。KAUSAT-5采用标准平台的性能验证了通过安装VSCMG(变速控制力矩陀螺),这是一个有效载荷技术演示中,底部的平台和红外(IR)相机,这是其他科学任务的有效载荷,在上面。3 u立方体卫星配备电子光学相机正在开发实施的标准平台,减少开发成本和进度通过减少额外的验证。

1。介绍

微/微微卫星和立方体卫星的兴趣增加了,随着时间的流逝,随着小型化和轻量级的电子元器件的发展和制造技术在2000年代。许多研究正在由大学和卫星机构验证卫星技术的发展以及教育的目的,因为卫星可以开发的优势在短时间内一个小成本与现有的传统的卫星。在立方体卫星发展的早期阶段,只有简单的功能实现,但近年来,它已被用于先前的研究的目的或技术验证所需的核心技术开发中型和大型卫星(1]。

这些立方体卫星正在开发不同的配置和尺寸,其中3 u立方体卫星最广泛的发展。这是因为1 u立方体卫星有限大小和体积,而3 u立方体卫星是免费的从这些限制。

近年来,由于高3 u立方体卫星的应用,许多立方体卫星创业公司如南瓜、纳米电子设备,和克莱德空间或大学正在开发和商业化3 u立方体卫星平台和子系统模块。其中,该平台由珍珠(微微卫星外大气研究实验室)旨在利用1.5 u总线平台,0.5 u反应轮,1 u负载。纳米电子设备开发和商业化3 u平台PLT3 [2,3]。图1显示配置由珍珠和PLT3开发平台。

这些标准研究平台已经完成很多卫星开发项目。空客、波音、洛克希德·马丁公司和NEC、中期卖给大型卫星巴士,能够容易与有效载荷提供了标准接口平台。正在开发的新一代紧凑卫星韩国航空航天研究所也使用一个标准的平台。通过重复使用的可靠性系统能保证标准平台的标准化的实现机电接口使卫星开发变得更容易没有额外的努力。

立方体卫星的形状是极大地改变根据运作模式和太阳能电池板的部署配置。有三种不同的配置在3 u立方体卫星的太阳能电池阵列部署:一是一个形状的太阳能电池板连接卫星结构表面,第二个是一个形状的太阳能电池板部署从卫星侧边(称为一个对角部署类型),最后是一个形状,上边缘的太阳能电池板部署如图2。全明星/忒伊亚空间的太阳能电池阵列部署技术加速和研究Lab.更有利于产生高功率比传统的形状,因为太阳能电池板部署在卫星边缘(4]。然而,由于这个太阳能电池板部署两次,太阳能电池板缺陷的发生概率由于振动时生成的运载火箭发射是高于传统方法,部署和失败的概率也很高。另一方面,VELOX-1卫星南洋理工大学使用一种常见的方法,有四个太阳能电池板部署。这是因为功率效率低于前者,但结构简单、稳定发展和有一个相对较小的故障出现率(图2 (b))[5]。Lemur-1,如图2 (c),其中太阳能电池板连接在侧板上,从而消除太阳能电池板部署的问题。然而,有一个缺点,太阳能板的数量是有限的,由于直接安装在侧板上,导致相对较低的功率效率(6]。

本研究的目的是设计和开发一个有效的标准平台3 u立方体卫星的可重复性和可伸缩性。标准平台的设计、规范和配置3 u立方体卫星标准平台的选择是基于目前的规范操作3 u立方体卫星。此外,本研究旨在获得配置,3 u标准平台的功能和性能,最大限度地减少卫星发展的努力和持续时间,可以普遍使用。基于导出3 u标准平台,KAUSAT-5开发和验证功能/性能测试和环境测试。KAUSAT-5启动于2018年1月来验证VSCMG的核心技术开发的小型卫星空间系统韩国航空航天大学的研究实验室,开展地球观测和辐射测量的传感器。不幸的是,这颗卫星已经丢失,由于通信故障期间LEOP(启动和运营阶段的早期)。

2。标准平台设计

2.1。主要哲学标准平台

标准的平台开发的主要目的在这项研究是能够通过最少的修改包括各种任务的要求。每个组件的模块化和重构性是最重要的标准平台。以下主要设计司机派生标准平台设计和验证。(一)包含各种任务载荷最近正在开发(b)重用教育大学开发的卫星(c)最大化重用的硬件和软件(d)优化更轻和更大的空间(体积)比传统的平台(e)高度可靠的接口(f)最小化的调频(飞行模型)生产周期(g)河中的小岛的最小化(组装、集成和测试)

要实现上述主要设计驱动程序,以下核心解决方案已经应用于这个标准平台。(一)空间(体积)扩展和质量最小化使用代替PC104 FFC柔性扁平电缆)(b)使用可以通信(c)应用插头与演奏技术

PC104是最常用的接口在当前的立方体卫星工具包。因为现有的立方体卫星开始了PC104,大多数立方体卫星开发人员采用PC104总线接口。利用PC104的优点是,它创建一个加载路径在印刷电路板上的垂直方向,以便直接物理负荷不是集中在黑板上,这样很容易机械连接和组装。然而,卫星最近多元化和使用多种接口,和PC104不是可伸缩的在这方面占据了大量的空间,所以利用率低。因此,在本研究的标准平台的发展,连接空间和重量最小化利用PC104的FFC连接器相反。图3显示的配置和安排PC104 FFC连接器。

当使用一套PC104,质量大约是25克,但是当两个FFC连接器使用,质量只有0.11克。例如,如果有10个董事会一个卫星,PC104有250 g的连接器和FFC连接器只有1.1克。然而,PC104的允许电流3每个接触点,而这是0.2的FFC连接器,因此不适合电力传输。为此,不同的连接器用于电力提供给每个卫星通过拼箱(封闭限流器)开关。最近产品,PC104作为信号行而不是一个电源,并使用一个单独的电源连接器。从这个角度来看,可以看出FFC方面有更大的利润空间比PC104(体积)和质量。

像PC104, I2C接口,用于小卫星很长一段时间。然而,I2C评估可靠性差界面由于障碍的问题。在I2C的情况下,通常观察到整个系统失败由于障碍当系统故障。此外,因为它是一个单端系统,是极其容易受到噪音,和良好的可靠性不是因为通信协议实现容错还没有实现。单端接口时更容易受到噪声有很多EMI(电磁干扰)来源等小空间微型卫星。为了克服这些缺点,不同的接口可以(控制器区域网络)和SpaceWire等被认为是在该地区的小型卫星。接口都是那样可靠的用于大型卫星,但SpaceWire不适合立方体卫星的成本与可靠性,因为高成本的IP(知识产权)。由于这个原因,这个标准平台实现了可以作为主要的公共汽车。

平台的开发在这项研究中,基本的插头与演奏技术应用于自动检测、注册、识别、命令/响应消息,分布和订阅、故障识别和系统监控。改变,即使组件与组件的接口使用插头和播放技术自动识别。这允许快速识别组件之间的接口和促进系统集成时只有物理接口是提前知道。在硬件的情况下,收集的数据是根据卫星数据模型如图4。在应用程序中,它被配置为访问卫星数据模型,数据可以被检索,这样任务应用程序和各种子系统应用程序可以轻松地配置,即使应用程序发生了变化。图4代表一个示意图显示了塞&玩概念。

2.2。标准的平台体系结构

标准平台的设计要求,它是基于一个优化和轻量级的模块化设计,降低整个卫星开发的成本和进度。优化和轻量级模块化设计允许开发和修改只负载相关的模块开发和接口更改为各种任务。

为了反映需求、标准平台的架构基本上是配置包括必要的子系统,并进一步扩展的平台被认为是在未来。的主要子系统提供了如下的标准平台。(一)SMS(结构和机制子系统)(b)adc(态度决定和控制子系统)(c)C&DHS(命令和数据处理子系统)(d)每股收益(电力子系统)(e)CS(通信子系统)(f)mdh(任务数据处理子系统)(g)TCS(热控制子系统)

的标准平台实现I2C和可以广泛应用于现有的微型卫星的基本通信接口考虑与当前销售产品。因为接口支持M2M (multi-to-multi)通信组件的数量可以扩展用户的方便。任务载荷的数据处理器,一个单独的接口,用于数据存储,和s波段通信系统数据传输任务,所以这之间的接口平台和有效载荷可以最小化。用户可以实现立方体卫星姿态控制的执行器和传感器。的电力子系统、太阳能电池板、电池和机制可以由用户配置。标准平台的系统架构从而构造如图5。

2.3。配置选择

首先,为了选择平台的大小,25 3 u立方体卫星在太空开发和运营进行了分析。图6根据空间显示3 u立方体卫星的数量(卷)被3 u立方体卫星系统的平台。平台包括各种子系统如SMS, adc, EPS, TCS和CS。调查平台的大小变化取决于每个卫星的使命,但1.5 u或2 u是最常见的,这表明有效载荷的大小是1.5 u和1之间。基于这些数据,3 u标准平台为本研究开发的选为1.5 u平台和有效载荷的剩余的1.5 u, adc执行器和传感器。

2.4。规格选择

规范的主要性能参数选择和功能鉴定标准的平台,通过引用的规范立方体卫星目前运营基于立方体卫星工具包正在出售。C&DHS和adc的性能显著改善由于微型技术的引入。起初,adc和C&DHS使用8位,8 MHz单片机,但目前正在处理的数据使用超过一个32位高性能单片机,200 MHz。此外,adc已经手动控制使用永久磁铁在过去,但主动控制技术实现控制力矩陀螺或轮目前使用的反应。

基本上,立方体卫星属于业余卫星,所以他们通常使用业余无线电频段的频率和上行/下行数据速率是相同的立方体卫星年初以来的发展。然而,额外的下行与不同的频段发射机可能安装大容量数据传输任务。

发电估计从3 W - 30 W根据过去3 u立方体卫星的性能,系统功耗,太阳能电池板配置和太阳能电池板部署。电力系统是由用户决定。MPPT(最大峰值功率跟踪)和BCR(电池充电监管者)被设计成操作30 W,它被设计成可轻易改变用户未来的发展。子系统结构设计是根据cd(立方体卫星设计规范)启(137]。表1显示了3 u的基线规范标准平台。

2.5。3 u标准平台子系统的设计

2.5.1。SMS(结构和机制子系统)

短信(结构和机制子系统)支持卫星平台和有效载荷和保护环境卫星的卫星暴露从发射到太空。

自配置3 u立方体卫星是有限的,短信的标准基本上是根据信用违约掉期设计的平台。新框架的配置和尺寸本身不能被考虑。太阳能电池板的部署机制是其中一个主要的考虑整个立方体卫星的形状。表2显示了每颗卫星的任务操作和形状的太阳能电池板部署。表2也提出了各种卫星的例子类似的太阳能电池板部署的形状。这个部署机制必须由用户定义的一部分,因为它将用于mission-dependent任务或其他用途。设计标准平台只提供一个基本框架,和部署机制不包括在标准平台配置。

结构设计标准的配置平台如图7。负载是否满足所需的规格,可以安置机械载荷平台中使用极PCB连接,如果有必要,只有通过改变或修改电气接口。

2.5.2。adc(态度决定和控制子系统)

adc的标准平台配备MTQ(磁转矩器),MEMS(微电子机械系统)IMU(惯性测量单元)和MEMS磁传感器用于感和开动卫星的态度。根据任务,风险权重(反应轮总成)或发生(控制力矩陀螺)可能是高转矩驱动安装。图8是一个图的姿态控制执行机构和态度决定传感器用于各种3 u立方体卫星。大部分的立方体卫星使用的执行器MTQ风险权重,和态度决定应用最广泛的传感器磁强计和太阳传感器。MTQ被选中作为基准执行机构安装在标准的平台,和太阳磁传感器和传感器是选为基本的传感器。

adc的功能图如图9。传感器确定额外的态度和GPS定位可以安装由用户与一个UART(通用异步接收机/发射机)和PPS(脉冲/秒)的接口。

2.5.3。C&DHS(命令和数据处理子系统)

标准平台的C&DHS关注设备3 u立方体卫星开发人员在各领域的广泛应用,在太空飞行遗产。传统的立方体卫星使用低端电脑等8位,16兆赫微芯片PIC或AVR接口。随着单片机操作和验证数量的空间环境中逐渐增加,各种类型的OBC(车载电脑)C&DHS发达。目前,最常用的单片机是基于ARM的cpu, ARM架构预计在未来继续被用于空间由于其可伸缩性和可维护性的优势。

在标准平台,基于arm - 926 ej AT91SAM926X CPU核心被选中。手臂- 926 ej核心提供了BSP(董事会支持包)在uCLinux等各种操作系统,实时执行多处理器系统(多),加州大学/ OS-III FreeRTOS, VxWorks。很容易选择操作系统根据用户的方便。

C&DHS标准平台被设计成与飞行软件、单片机组成的一个接口部分和数据发送和接收命令可以/ I2C,这是一种常见的内存和子系统之间的通信接口。

2.5.4。每股收益(电力子系统)

每股收益的标准平台应提供足够的电力卫星有效载荷和成功的任务在卫星平台的任务(13,14]。

每股收益是由一些组件除了太阳能电池板,可以改变根据任务和电池,可以调整根据国防部(放电深度)的要求。EPS找到了由单片机最大峰值功率,调整BCR,并允许部署各种太阳能电池板根据情况和设置。一般来说,传统的立方体卫星使用12 V电压调节。设计,电池提供4 s(系列),可以提供超过12 V和BCR可充电4 p(平行)。

图的发电能力10显示数据库的基础上3 u立方体卫星的3 u立方体卫星产生电力的90%不到30 W。因此,标准的平台在本研究假定允许容纳最大功率30 W。MPPT配备P&O(扰乱&观察)和模糊翻译基于逻辑的MPPT,翻译和算法的MPPT用户可以改变。

图11显示了EPS功能图。太阳能电池板产生的电能监管产生的最大功率EPSU(电力存储单元)将电池充电。充电电池是由3.3 V, 5 V、12 V,用于标准平台通过EPCU(电力控制单元)和一个EPDU(电力分配单元)。它还包括一个封闭当前限位开关,它允许开/关控制配电与每个子系统组件和执行权力关闭由过电流等功能。

2.5.5。CS(通信子系统)

CS传送和接收的命令和数据远程卫星和地面站使用无线通信。在标准的平台,可以使用两个乐队VHF和UHF通信,通信协议是AX.25。甚高频接收地面站的远程命令,和超高频发送信标传输包含状态信息的遥感卫星地面站。图12显示了CS和mdh的功能图。

2.5.6。mdh(任务数据处理子系统)

MDHU是子系统配置为处理和存储任务数据,在s波段传输到地面。这个子系统属于有效载荷,但它也可以归类为平台的一个子系统。它被设计成能够处理图像或任务数据传输到地面。s波段数据链路可以传播到1 Mbps接口(SPI, I2C、串行和ADC)为数据收集和它可以用于各种任务。

分开处理的任务数据管家数据之间的电气连接和数据处理平台和有效载荷可以最小化。这使得它可以缩短努力和发展时期相关的硬件和接口。

2.5.7。TCS(热控制子系统)

TCS都采用被动和主动热控制方法在标准平台。被动热控制设计,平台有效地平衡和内热源热量消散以外的平台。主动热控制,温度变化通过检查电池温度传感器通过加热器和电池温度控制。加热器也可以根据用户的需要。

3所示。3 u标准的应用平台

3.1。应用3 u标准平台KAUSAT-5立方体卫星

在这项研究中,KAUSAT-5的设计和开发进行了通过实现标准的平台。KAUSAT-5 3 u(100×100×340毫米大小³)立方体卫星执行多个科学任务和技术验证。

这些组件用于KAUSAT-5立方体卫星如表所示3。的主要载荷由红外相机和盖革穆勒放射性计。VSCMG是有效载荷技术验证,它将操作的主要执行机构adc技术验证时完成。

图13显示的配置KAUSAT-5立方体卫星开发的基于标准的平台。如上所述,VSCMG是安装在顶部的平台和红外摄像机被安装在底部。底部的红外摄像机部分占地0.8 u,镜头直径是66毫米;透镜镜筒长度是67毫米,模块包括CCD和散热器的长度大约是30毫米。VSCMG占地0.7 u顶部平台的一部分,而平台KAUSAT-5占据了剩余的1.5 u。VSCMG位于顶部的因为它是设计考虑电磁场的可能性由于无刷直流电机噪声VSCMG,偏转的问题重心,和方便组装。此外,KAUSAT-5的标准平台被设计成只能改变有效载荷和接口的基本平台根据任务要求,并根据需要平台的位置可以改变。它可以减少KAUSAT-5平台开发的时间和成本。

机械系统设计的标准平台允许集成的微型组件和子系统功能/性能进一个小电路板并尽可能最小化。因此,有效载荷的空间可以用来最大化各种载荷的要求。它还可以容纳多个有效载荷以最小的机械接口的变化。标准的电气系统设计平台的电气功能最大化有效载荷,以适应多个有效载荷。KAUSAT-5的发电能力是13 W太阳时指出,在平均6.4 W。

KAUSAT-5子系统之间的通信是基于可以沟通。飞行软件建在车载计算机(OBC) C&DHS根据执行的命令和数据。表4显示系统规范KAUSAT-5立方体卫星。KAUSAT-5实施标准平台的概念已经被成功地执行验证电气性能测试,功能测试,以及空间环境测试(15]。3 u立方体卫星使用标准的平台采用KAUSAT-5可以减少额外的成本和进度来执行这些测试,因为没有必要重复类似的电气和机械测试和资格测试的平台。

的开发和资格微/纳米立方体卫星卫星通常需要一年或更多,和总的开发时间可以更长时间取决于任务的复杂性和开发人员的经验。标准平台使用,这些时间可以最小化,和卫星开发将在几个月可能取决于负载的准备。

3.2。应用各种有效载荷的标准平台

这个平台的配置和尺寸和载荷KAUSAT-5图所示(14日)。3 u立方体卫星的标准平台不仅可以应用KAUSAT-5还要各种载荷,在图所示的一个例子14 (b)。目前,我们的团队正在设计3 u立方体卫星配备光电(光电)相机KAUSAT-5作为后续项目。

的配置3 u立方体卫星配备光电相机可以设计基于的EO相机需求3 u立方体卫星模型①,如图14 (b)。模型如图14 (b)是采用光学相机模块由荷兰代尔夫特科技分辨率为7.5 m,焦距的40厘米,体积为1.5 u。由于体积占1.5 u,它不能配备额外的执行机构,所以指向精度可能是不够的。这可以影响分辨率和图像质量,可以直接影响任务的成功。

另一方面,图的模型②14 (b)是傻子空间3 u立方体卫星(NanoCam)配备25米的分辨率和1 u的体积,但桶突出从外面约30毫米,0.7 u。当使用这个光电载荷时,有一个优势,态度精度可以通过添加一个增加反应轮等传动装置。如果使用一个反应轮,它占据了一个体积约为0.3 u,留下一个体积约为0.5 u,在这种情况下,它可以执行其他任务除了光学有效载荷。例如,飞机跟踪系统(ads - b)和船舶跟踪系统(QubeAIS)可以安装在上面的空间光学有效载荷图②14 (b)。

如上所述,接口没有改变多少,如果光学相机之间的接口板,平台与平台的兼容容许体积和质量,它可以安装和应用标准平台。此外,它可以验证载荷的功能和性能在空间环境中以一个相对低的成本通过安装一个商用设备以及技术标准平台上验证测试平台。

设计可以安装的摄像头,所做的权衡是调查之前开发的EO相机和商品如图15。有必要反应轮或山发生提高指向精度。山致动器,摄像机和模块的大小应该小于1 u因为平台的大小限制在1.5 u。因此,相机和模块给出了5点当大小小于1 u。此外,地面分辨率降低了5点不到20米和1点每10米。从传统的角度,给予5分成功发射的经验。5分每1 u授予质量。

4所示。KAUSAT-5河中的小岛(组装、集成和测试)和验证的标准平台

4.1。ETB开发和测试

ETB(电气测试床)执行测试来验证和负载之间的操作平台子系统、飞行软件、电气组件之间的接口,功能。ETB测试,EGSE(电气地面支持设备)之间的数据支持和验证测试。硬件组件,没有生产的时候ETB测试与软件模拟功能代替。

ETB组装和测试序列如图16。组装后,EGSE-MPS与数据处理系统集成测试调试状态。接下来,EPS和EGSE集成确认电气性能和数据传输/接收。这一步的迭代过程也表现在装载机和adc验证单个任务的性能场景和操作整个操作阶段,是否和性能验证系统集成的状态。最后,故障管理执行的整个系统集成测试来检测故障发生在操作过程中,如果任何组件进入故障状态,则系统进入安全模式,检查是否恢复。

4.2。卫星系统功能和性能测试

进行功能和性能测试来验证实际卫星所需的操作来执行他们的任务通常进行的。卫星的硬件和软件验证同时进行功能和性能测试。也验证了通信卫星与地面站之间通过一个端到端的测试。

图17显示了执行功能测试大纲。EGSE首先,立方体卫星,卫星和地面站与检查是否按照程序执行操作。然后,通常情况下,远程操作检查传输实际广播命令之间的通信平台系统和地面站的通信设备。EGSE数据与从地面站接收的数据。

4.3。环境测试

通常,传统卫星,执行质量鉴定试验部分,材料,组件和机械系统的水平,和部分资格可以执行在系统层面上,如果有必要,与Protoqualification模型(PQM)或Protoflight模型(PFM)。然而,小卫星等3 u立方体卫星是由少量的微型组件和板级模块,这意味着一个立方体卫星作为一个组件,从而使完整的系统级资格测试。

卫星或组件受到环境测试资质等级前发射来验证设计裕度,以确定其稳定的空间。环境测试资质等级将会导致恶劣的条件和大量筛选卫星。因此,QM(资格模型)不能使用飞行模式。实际飞行模型测试在测试水平较低或较短的测试时间并确认卫星的工艺生产。验证空间环境,秦岭KAUSAT-5了验证设计的卫星通过执行环境测试资格水平。验收标准进行环境测试飞行模式。

通过这个资格标准平台开发能适应负载根据所需的性能在未来卫星开发,并可以减少成本和开发进度,因为资质合格的平台可以省略,只有验收测试就够了。

4.4。振动测试

进行了振动测试KAUSAT-5卫星包括加速度测试、模态调查中,随机振动和冲击测试。振动测试是由QM资格考试和调频验收测试水平为每个轴P-POD卫星插入。振动测试第一次收集的自然频率数据卫星之前进行加速度测试或随机振动测试。此后,加速度测试和随机振动测试执行,和模态调查再次检查是否执行的固有频率卫星测试后的变化。

系统级加速度测试只有在执行资质等级,和加速度的测试条件测试进行了60秒钟0.013 + 18.75 g的正弦波g²/ Hz。随机振动试验进行鉴定和验收测试。随机振动试验的条件如表所示5。资格的振幅测试验收测试的两倍,和质量鉴定试验的持续时间超过三倍的验收测试。模态调查了在同等条件下鉴定和验收程序,执行和测试水平在0.4 g 5 - 2000赫兹。

4.1.1。随机振动资格测试结果

随机振动测试结果的KAUSAT-5 QM图所示18,结构性缺陷和故障后的电子元件不会发生振动测试。正是通过这个测试证实KAUSAT-5立方体卫星和标准平台结构稳定和设计有足够的利润。

10/24/11。随机振动验收测试结果

KAUSAT-5调频的随机振动测试结果如图所示19的固有频率,X, Y, Z轴被发现满足90赫兹以上的预测要求。它是通过这个测试证实,卫星结构没有任何缺陷。

4.5。冲击试验

进行冲击试验来验证鲁棒性与火箭分离造成任何冲击环境和部署的太阳能电池阵列或抵御nonrepeatable环境在正常操作。冲击试验应用于KAUSAT-5使用烟花冲击试验方法。冲击过程中执行相同的方式振动试验,与模型用于测试插入P-POD,和测试的执行x设在,y设在,z设在。通过目测检查是否有损坏部分的卫星,此外,执行功能测试,冲击试验后证实卫星运行是否正常。

的冲击试验KAUSAT-5只是表现在QM资质等级,和水平变形的冲击试验在相同的条件下进行了分析。冲击条件下30 g 20赫兹和1000 g (1000 ~ 10000 Hz。

4.5.1。冲击质量鉴定试验和冲击分析的结果

冲击试验结果x设在资质模型的图所示20.。SRS(冲击响应谱)分析后的结果,这是证实了这些满足的范围内上下参考系发射器提供的供应商。这是确认没有损坏KAUSAT-5卫星冲击前后的结构。

KAUSAT-5调频的冲击在接受层面验证了分析而不是冲击试验。冲击的结果分析飞行模型如图21。整体SRS的趋势曲线类似于实际的结果冲击试验的结果分析P-POD阻尼效应。实际的冲击值、最大变形为3.9×10⁻⁷米,预计不会损害结构即使不应用阻尼效应。此外,它证实了最大应力是应用于内部电路板支持12.8 MPa,但成员的最大屈服应力被证实在约2%约为500 MPa,和飞行的影响仿真模型确认没有损伤。

4.6。热真空试验

热真空试验的执行KAUSAT-5资格模型和飞行模型在真空条件下的 托。热真空试验进行了三个周期的温度范围−15到45资格模型和两个周期−10到35飞行模式。

4.6.1。热真空资格测试结果

资格的热真空试验模型进行了三个周期如图22。EPS板的监管机构似乎是一个风险因素的性能由于过度加热,和监管机构被替换为一个低热量的飞行模式。

飞行的热真空试验模型进行了两个周期,证实卫星功能包括部署工作。此外,热电偶是连接到一个设备,需要注意由于热,和数据提取通过观察在热真空试验过程中温度的变化。图23显示的温度变化趋势的热真空验收测试KAUSAT-5飞行模式。

热敏元件的KAUSAT-5电池,红外摄像机,s波段发射机模块,EPS板,和C&DHS单片机。这是证实,温度变化保持在允许的温度范围内的所有组件。此外,它是视觉通过功能测试确认天线和太阳能电池板部署成功,和每个函数的卫星运营正常。

5。结论

在这个研究中,一个标准的平台3 u立方体卫星已经被发达国家和它的功能和性能验证了应用开发标准平台KAUSAT-5 3 u立方体卫星。

现有3 u立方体卫星和最先进的技术进行调查,选择和3 u立方体卫星平台的规范设计。3 u立方体卫星平台可以为一般用途而设计的。以下核心解决方案已经应用于这个标准平台:(1)空间扩展和质量最小化使用FFC柔性扁平电缆)代替PC104,使用可以沟通(2),(3)应用插头和播放技术。

自标准平台被开发成一个模块化的概念,它是为了能够发起各种各样的任务设备,根据用户的要求和数量的组件可以使用I2C扩展电,可以。在执行器和传感器的情况下,用户可以选择和扩展它的使命和大小。每股收益的情况下,太阳能板,电池,该机制可以有各种各样的形状。标准平台子系统集成和小型化的功能/性能进一个小电路板模块,最大化电能力和容纳多个有效载荷。3 u立方体卫星标准平台是设计和制造,以便它可以扩展和界面上的,只要符合质量和数量要求,可以在很短的时间内开发。

使用3 u KAUSAT-5立方体卫星是由立方体卫星标准平台。验证,开发卫星满足振动和热需求经营良好的空间环境。可以省略的资格测试卫星使用标准的平台,需要构建和发展,从而降低了成本和进度。

数据可用性

作者声明,所有数据底层的手稿的发现与研究人员可以共享验证的一篇文章的结果,复制分析,进行二次分析。作者让读者能够访问所有数据支持这项研究的结论。没有不可用的数据不能被释放。

信息披露

提交了一个早期版本的海报在第四届国际宇航科学院大学卫星任务和立方体卫星车间在2017年举行。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突有关的出版。

确认

这项研究受到了立方体卫星竞赛和发展项目通过韩国国家研究基金会(NRF)和韩国航空航天研究所(KARI)由韩国政府资助(科技部、ICT和未来规划)(没有。nrf - 2015 m1a3a4a01022139)。