一种卫星高承载布局设计方法

张洪波 张旭 周孝伦 梁翠娜

(北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)

卫星由有效载荷和卫星平台两大部分组成，卫星有效载荷承载能力直接决定了卫星服务性能，是衡量卫星平台能力的核心指标之一。国外主流卫星平台如波音公司的BSS-702、洛马公司的A2100、劳拉公司的LS-1300、欧洲宇航防务集团的Eurostar3000、泰雷兹公司的SpaceBus4000等的整星发射质量均超过6000 kg，载荷承载能力为1000～1200 kg[1]。我国现役主力中高轨卫星平台东方红四号起飞质量为5400 kg，载荷承载能力为600 kg[2]。

卫星有效载荷承载能力，由运载火箭水平和卫星高承载设计水平两方面因素决定。我国目前用于发射中高轨卫星的长征三号系列火箭，其地球同步转移轨道运载能力上限为5400 kg，运载能力和整流罩尺寸限制了卫星的质量和体积，进而限制了有效载荷承载。同时，发射长征三号系列火箭的西昌卫星发射中心纬度相对较高(28.5°N)，一般需要卫星消耗较多的推进剂进行变轨，导致载荷承载的进一步降低。值得指出的是，我国长征七号系列运载火箭在海南文昌发射场(19.5°N)的运载能力正日臻成熟，作为中国新一代主力中型运载火箭，其地球同步转移轨道运载能力提高至7000 kg，运载能力的提升和发射纬度的降低都将为载荷承载的提高提供充足条件[3]。

卫星的高承载设计，包括卫星平台轻量化设计和高承载布局设计两个方面。前者是指压缩卫星平台各分系统质量以增加有效载荷的质量预算；后者则是指在有限的空间中布局更多有效载荷，将有效载荷质量预算利用到极致。目前国内关于卫星平台轻量化的研究较多[4-6]，而关于高承载布局设计的研究较少，布局设计普遍存在集成程度较低、空间利用率较低和散热效率较低的问题，制约了卫星承载能力的提高。后续应用的长征七号系列运载火箭，其在运载能力提高的同时整流罩尺寸保持不变(与长征三号火箭相比)，因此高承载布局设计也是我国卫星适应新一代火箭的必然要求。

本文梳理出高承载布局设计的原则，并提出一种高承载布局设计方法，最后在基于东方红4号(DFH-4)平台的北斗三号(BD-3)地球静止轨道(GEO)导航卫星上进行了应用验证。

1 高承载布局设计原则

传统布局设计，需要考虑静态包络、动态包络、安装精度、散热、敏感器视场、推力器羽流、质量分布、电磁兼容和总装可行性等因素。在此基础上，高承载布局设计还要重点遵循以下原则。

(1)先星表后舱内的布局顺序。布局于星表的天线是有效载荷的重要组成部分，通常天线因尺寸较大、状态复杂、安装和指向要求较高等成为较为刚性的布局约束，因此星表多天线统筹布局是实现整星高承载布局的先决条件。星表天线布局，需要利用有限的星表空间和运载整流罩可用包络，统筹协调各天线的安装位置、安装精度、视场指向、力热条件、展开形式、口径、频段和电磁兼容性等。

(2)舱内合理功能分区。随着卫星载荷任务向多样性发展，星上信息生成、处理、交互和流转逐渐复杂，载荷不再是单纯同类多路的转发或数传通道，而是由功能、状态和布局要求不同的分系统、子系统组成的复杂系统。舱内布局需要综合考虑载荷信息流向、星表天线位置、星内链路损耗和设备布局要求等，进行合理的功能分区。

(3)提高空间利用率的统筹优先级。布局设计需要统筹考虑性能、力、热、布局空间和质量分布等因素，具体设计因星而异，没有一定之规。高承载布局需要将空间利用率置于较高优先级考虑，提高布局密度，拓展可布局空间，尝试空间复用，并可考虑利用未来发射质量余量较大的特点，以质量换空间，以质量换散热。

2 高承载布局设计方法

卫星布局设计是卫星总体设计的重要组成部分，是机、电、热协同迭代设计的过程，包括确定设备配套、设备接口协调、星表设备布局、星内功能分区、星内设备布局、星内电缆及热控布局以及机电热分析复核等环节，如图1所示。

图1 高承载布局设计方法示意图

传统布局方法一般在确定设备配套后才开始着手，对单机集成设计关注较少，导致单机集成程度较低；空间利用方面，一般较少将大热耗设备布局在非散热面，较少将设备布局在舱外，布局密度不高，电缆、加热器和外贴热管均贴舱板布局，导致空间利用率较低；热控设计方面，一般将大热耗、耐高温设备与普通设备混合布局，舱板之间无热耦合，导致散热效率较低。

高承载布局设计方法，在确定设备配套阶段，通过机械集成，减少设备数量、质量和体积，实现轻量化；在设备接口协调阶段，通过遥测遥控集成，简化电缆网和单机遥测遥控模块设计；在星内功能分区阶段，将大热耗设备集中布局，形成高温区以提高散热效率，将布局范围拓展至非散热面和舱外区域；在星内设备布局阶段，压缩设备布局间距，提高布局密度；在星内电缆及热控布局阶段，设计舱板间热耦合通道以提高综合散热水平，压缩电缆折弯半径以节省空间，将电缆、加热器和外贴热管进行空间复用设计。上述高密度布局方法，又可以归纳为提高集成度、提高散热效率和提高空间利用率3个方面。

2.1 提高集成度

(1)机械设计集成。指将电子类单机主备份集成在一个机械壳体中成为一台单机，甚至更进一步将链路上下游的射频滤波器和开关等无源设备一并集成。集成设计后，单机占用的布局空间减少，单机之间的电缆也变成了设备内部连接，紧凑的内部电缆走线也节省了布局空间，同时实现了轻量化。

(2)遥测遥控设计集成。随着卫星有效载荷规模和复杂程度的增加，需要发送的遥控指令和采集的遥测数据数量也急剧攀升，如每一路遥测或遥控均用独立的物理线缆实现，则卫星电缆网和单机均将十分庞大，给高承载布局设计带来较大困难。遥测遥控集成设计是指利用日益成熟的星载总线技术和综合电子技术，将数量庞大的遥测和遥控通道集成为总线，大幅简化卫星电缆网和单机遥测遥控模块的设计，从而实现高承载布局。

2.2 提高空间利用率

(1)压缩布局间距。通常，设备外包络、加热器粘贴、电缆敷设等生产和实施环节产生的尺寸误差在毫米量级，因此一般情况下设备、加热器和电缆等之间预留10 mm左右的间距，而在细化设计和更严格的过程控制前提下，间距可以进一步压缩。此外，单机电缆根部折弯空间是制约布局间距的重要因素，电缆顶插为最优，必须侧插的电缆，低频电缆可以在生产阶段提前根据走向进行根部赋形，高频电缆可以加装转接头(见图2)，可将80～120 mm的折弯空间压缩至<60 mm。

图2 压缩电缆折弯空间

(2)利用非散热面。热控通常选择卫星在轨长期不受照的舱板作为散热面，内埋热管外贴散热片，可布局大热耗设备；其他舱板作为非散热面，只能布局小热耗设备。在散热面布局饱和的情况下，可以将个别大热耗设备布局在非散热面，同时加装扩热板，增大辐射传热能力，或加装导热板，将热量通过传导的方式传递给散热面(见图3)。

图3 非散热面布局的散热措施

(3)利用舱外空间。当舱内布局饱和时，可以在单机力学、散热和辐照条件等满足要求的情况下，将设备布局在舱外。

(4)空间复用。卫星因设备多、信息流复杂，高低频电缆数量庞大；同时因载荷热耗大，使用了大量外贴热管，载荷不开机工况下也需要大量加热器对舱温进行补偿，电缆、外贴热管和热控加热器占用了可观的布局空间。可采用空间复用方法，电缆通过电缆支架安装，上层为高频电缆，中间为低频电缆，电缆下方的舱板上则为热控加热器或外贴热管(见图4)。

图4 电缆与加热器、外贴热管空间复用

2.3 提高散热效率

(1)高低温分区设计。根据辐射散热原理，散热效率与物体温度四次方成正比[7]，因此提高设备工作温度能够显著促进舱板散热。布局设计时，可将行波管组件等大热耗且工作温度上限较高的设备集中布局，形成高温区，其余区域作为低温区，高温区与低温区绝热处理，这样可以显著提高高温区乃至整个载荷舱的散热能力。

(2)舱板热耦合。卫星在轨通常存在不同散热面轮流受照的情况，即不同散热面轮流经历高温工况，因此可以利用舱板间的耦合热管将不同的散热面进行热交换，在某散热面受照时将热量通过耦合热管传导至其他非受照的散热面进行辅助散热。

3 应用与验证

本文以BD-3卫星导航系统中的GEO轨道卫星为例，说明高承载布局的应用与验证。卫星采用DFH-4卫星平台主结构，DFH-4是我国第三代通信卫星平台，起飞质量5400 kg，有效载荷标称承载600 kg。卫星本体尺寸2360 mm×2100 mm×3600 mm，由服务舱、推进舱、载荷舱和东西板构成(见图5)[8]。

GEO导航卫星载荷的布局任务包括[9-11]：

(1)无线电导航载荷(RNSS)，由时频子系统、导航任务子系统、上行注入子系统、导航信号播发子系统等4部分组成。

(2)无线电测定载荷(RDSS)，由固定波束转发器(L/C入站、C/S出站)、可动点波束转发器(L/C入站、C/S出站)、站间时间同步与通信转发器(上下行均为C频段)等3部分组成。

(3)RNSS及RDSS天线，共5副天线：L注入天线接收RNSS上行注入信号，导航天线播发RNSS导航下行信号，固定波束天线和可动波束天线分别转发RDSS固定和可动波束信号，C馈电天线用于转发站间信号。

(4)星间链路载荷，由相控阵天线和相控阵收发信机组成。

图5 DFH-4平台结构分解图

与DFH-4平台通信卫星相比，GEO导航卫星布局呈现以下特点，采用传统布局方法无法完成布局任务，对高承载布局提出了要求：

(1)多任务，卫星载荷任务多样，星上信息处理和流转复杂，射频信号涵盖S、L、C和Ka频段，射频通道频点多、数量多。

(2)质量大，载荷承载达770 kg。

(3)热耗高，卫星配套大量国产行波管放大器和固态放大器，载荷舱热耗达4000 W。

卫星星表布局如图6所示。可动波束天线和固定波束天线为窄波束可展开反射面天线，分别布局在卫星东板和西板，在轨展开后波束指向地面要求区域，其余天线布局在对地板。导航天线和上注天线为覆球天线，天线波束指向地心。C馈电天线波束指向地面站，测控天线为全向天线，3副天线分布在对地板边缘，并采用支架加高安装，减少星体遮挡。相控阵天线为宽范围电扫描天线，对地安装即可实现星间建链。

图6 载荷舱星表布局

载荷舱南北板为散热面。北板布局RNSS载荷的时频、导航任务处理、下行播发和上注子系统，以及部分RDSS载荷固定波束S出站链路设备和星间链路设备。南板布局RDSS载荷其余链路设备、测控分系统和部分星间链路设备(见图7)。

图7 载荷舱舱内布局

高承载布局设计方法的应用及效果如下：

1)提高集成度

(1)机械设计集成。对载荷15台接收机、4台任务处理机进行了机械集成。以某频段接收机为例，由输入切换开关、隔离器(主+备)、接收机(主+备)、合路器和输出滤波器等共7台设备组成，设备及电缆占用布局面积约1000 cm2，总质量5.1 kg，见图8(a)；集成后，设备占用布局面积为650 cm2，质量为3.4 kg，见图8(b)，降幅均超过30%。通过机械集成设计，整星布局面积累计压缩0.6 m2，设备质量累计减轻28 kg。

图8 某频段接收机集成前后外形图

(2)遥测遥控设计集成。卫星电缆网只为遥测遥控需求较少的单机、重要的遥控指令通道和遥测采集通道、供配电通道等提供独立的物理线缆，遥测遥控需求较多的单机均进行集成设计。采用1553B总线将载荷任务处理机接入综合电子遥测遥控采集设备，共750条遥控指令和477条遥测参数通过总线传输，分别占整星遥控遥测总量的45%和26%，不再设计独立的物理线缆，电缆网质量累计减轻21 kg。

2)提高空间利用率

设备、加热器和电缆等之间布局间距压缩至2～3 mm。设备接口协调阶段推动单机电缆顶插设计，对于侧插低频电缆均根据走向提前在生产阶段进行赋形，对于侧插高频电缆在链路损耗满足要求的前提下加装了转接头，所有电缆折弯空间压缩至60 mm以下。载荷共31台设备布局到非散热面，热耗累计86 W，其中大热耗设备8台，使用扩热板3块、导热板1块。将C频段输出多工器布局在舱板外扩区域，节省布局面积0.3 m2，单机设计了独立的隔热罩，并对抗辐照性能不足的高频电缆包覆了金属箔(见图9)。高低频电缆与加热器、外贴热管空间复用，节省布局面积0.55 m2。

图9 利用舱外空间布局单机

3)提高散热效率

将18路行波管组件集中布局，在载荷舱南板和北板各形成一个高温区，其工作温度较低温区提高15～30 ℃，散热效率提高10～15 W/m2。采用耦合热管对南北板高温区进行导热，夏至时载荷舱北板受照、南板不受照，北板热量通过耦合热管传导至南板后散出舱外，冬至时载荷舱南板受照、北板不受照，南板热量通过耦合热管传导至北板后散出舱外，利用载荷舱南北板轮流受照的特点，散热效率进一步提高20～30 W/m2。

4 结束语

本文提出的高承载布局设计方法，在星表合理统筹、舱内合理分区和空间最大化利用的原则下，通过提高集成度、提高空间利用率和提高散热效率等实现。BD-3卫星的应用实例表明，机械集成设计、遥测遥控集成设计、压缩布局间距、利用非散热面和舱外空间布局、空间复用、高低温分区布局和舱板热耦合等措施效果显著，将载荷承载提高至770 kg，超出平台标称承载约1/3，可以推广应用到其他卫星。此外，高承载布局是我国卫星随着新一代运载火箭发展的必然趋势，本文在这一方向进行了有益的探索。