有关中国业余通信卫星总体设计方案设想 节选 ZT

号号

樊绍民/BA1EO
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5、 业余卫星整星方案总体方案设想
5.1 卫星总体性能指标预算
根据以上任务和约束条件，卫星的总体技术指标确定如下：
（1） 卫星质量
根据卫星任务要求和已经了解到的运载火箭可能的有效载荷余量，为了使卫
星不仅能实现基本功能而且能比较容易获得搭载机会，卫星的质量应不小于
30kg。
（2） 卫星体积
通常运载火箭有效载荷舱的空间余量不大，业余卫星要争取得到较有利的放
置位置也不是一件容易的事情，因此卫星的体积越小越有利，但卫星要达到任务
要求又需要有足够的空间来安放部件。通过综合考虑，卫星的总体积，包括发射
状态下卫星的伸出部件应不小于直径为40cm 高为75cm 的空间。尺寸分配为星体
高25cm，伸出部件沿+Z 轴20cm、沿-Z 轴30cm。
（3） 卫星电功率预算
卫星各用电负载的电功率需求及负载性质如下：
1） 线性转发器 耗电：5W 负载性质：长期负载
2） 调频转发器 耗电：3.5W 负载性质：长期负载
3） 遥测发射机 耗电：1.5W 负载性质：长期负载
4） 遥控接收机 耗电：1W 负载性质：长期负载
5） 星载微处理器 耗电：0.5W 负载性质：长期负载
6） 太阳敏感器 耗电：0.2W 负载性质：长期负载
7） 三维磁强计 耗电：0.2W 负载性质：长期负载
8） 电磁力矩线圈 耗电：2.5W 负载性质：短期负载
星上用电设备所需峰值电功率：14.4W，平均电功率：11.9W
（4） 卫星寿命
卫星的在轨工作寿命按3 年设计。本卫星无长时间活动机械部件，无气体或
液体推进器，影响卫星寿命的主要因素是蓄电池容量的降低和失效，太阳能电池
的老化和卫星上电子元器件的可靠性。
5.2 卫星构形及结构设计
卫星构形是指卫星的主承力结构形式，卫星构形设计包括卫星整体造型、各分系统布
局、体积尺寸分配和质量分配。
卫星结构是卫星的主体，卫星的构形要通过卫星结构来实现，卫星的各功能部件通过
卫星结构相连接形成一个整体。业余卫星结构的设计原则是在能承受发射和轨道环境条件、
满足总体构形和性能要求及安全余量的前提下达到最小质量。
业余卫星属于微型卫星，特点是整体性很强，分系统的界线不明显，卫星构形及结构
要满足这些特点的要求。
（1） 外形设计
卫星外形在满足任务要求的前提下要尽量简单以利于部件的加工制造，本卫
星发射时放置在运载火箭的整流罩内无须考虑空气动力学问题，因此卫星外形拟
采用规则的六面体，底边长约28×28cm，高约25cm。
（2） 外伸部件布局及结构设计
本方案业余卫星的外伸部件有天线、太阳能电池板、太阳敏感器、磁强计和
卫星火箭对接适配器。
为了易于研制，太阳能电池板采用卫星体装式，太阳能电池元件粘贴在铝蜂
窝夹层结构的基板上，然后用螺丝固定在星体表面。
二维太阳姿态敏感器和三维磁强计安装在卫星顶面（-Z 方向）的铝合金A 安
装盘上。天线安装在卫星的上、下两面（-Z、+Z 方向）的铝合金A 和B 安装盘
上。星箭对接适配器安装在卫星底面（+Z 方向）的B 安装盘上。
（3） 主承力构件设计
本卫星的主承力构件由沿卫星Z 轴方向的5 个整体舱段层叠而成，这5 个整
体舱段（从+Z 向-Z 方向依次编号为1-5 号舱）通过螺栓连接形成卫星受力主体。
每个整体舱底面为正方形，高度因功能的不同而异，用铝合金经铣削加工而成。
这样的结构不仅强度高和刚性好，最大优点还在于结构简单、成本低，易于设计
和制造。
（4） 总体部布局
卫星对的内部布局的要求与卫星的姿态稳定方式密切相关，本卫星拟采用单
自旋稳定，要求卫星的纵横转动惯量比要大于1，姿态才能稳定。因此卫星布局
成“粗、短”形，卫星的高度小于每边边长，设备舱内大质量部件的位置要考虑
对整星纵横转动惯量比的影响，还要考虑卫星绕Z 轴的动平衡问题。
5.3 卫星功能模块组成和基本方案
卫星系统包括有效载荷和卫星平台两大部分，本卫星平台由星体结构以及安装在他上
面用来支持整个卫星系统工作的电源、热控、姿态控制、遥测遥控和中央处理器部分组成。
5.3.1 概述
业余卫星虽简单小巧但是五脏俱全，专业卫星分系统的基本功能他都具备。但是，
业余卫星在总体设计上与专业卫星有很大不同，指导业余卫星总体设计的基本原则是
一体化设计，把卫星当成一个整体来考虑，彻底打破传统的分系统界线，以星载计算
机为核心最大限度地使卫星功能软件化。
5.3.2 卫星有效载荷模块
卫星有效载荷就是装在卫星上直接用于实现卫星要完成的任务的设备。有效载荷
是卫星的核心部分，在卫星设计中起主导作用。卫星其他部分的设计应满足有效载荷
对卫星平台的技术要求，有效载荷的设计也要尽量考虑现有卫星平台技术的能力。
业余卫星的有效载荷包括天线和通信转发器，他们用于实现对地面业余无线电信
号的中继转发。天线接收来自地面业余无线电台的上行信号，信号送到转发器进行放
大处理，再由天线把处理后的信号发送回地面。
卫星设计装有两个转发器：
（1） J 模式线性转发器
上行频段145MHz，下行频段435MHz，带宽100kHz，峰值功率1W。线性
转发器是业余卫星最基本的通信设备，在原理上可用来转发任何调制体制的信号。
业余卫星通信常用的调制体制有CW、SSB、FSK 和PSK，当然也可以转发FM
信号。带宽100kHz 的线性转发器可同时转发约30 个地面电台的SSB 信号或100
个以上地面电台的CW 信号，是高效率的转发模式。J 模式转发器装在卫星的5
号舱内。
（2） 调频转发器
上行频段145MHz，下行频段435MHz，带宽25kHz，功率1W。从理论上讲
FM 调制体制用于业余卫星通信不是一个合理的选择，FM 体制的频带和功率利用
率都很低，一个电台通信要占用25kHz 带宽，整个转发器同一时刻只能供一个电
台使用，大大限制了业余卫星通信的普及。FM 体制是连续载波体制，不管有没有
传送信息，不管信息量大小，转发器的输出功率都处于最大值，这对于电能非常
宝贵的卫星来说是个致命的缺点，工作时可能因卫星上电力不足而暂停，需等待
电池充电，降低通信时间。另一方面，FM 体制固有的接收门限问题也使他不适合
用于像卫星通信这种远距离微弱信号通信系统中，他会缩小卫星的通信范围。
FM 体制的唯一优点是地面的收发信机极简单廉价，有利于刚入门的爱好者尝
试业余卫星通信，因此国外有极少数业余无线电通信卫星也装了FM 转发器。本
卫星FM 转发器装在4 号舱内。
卫星转发器使用两副天线：
（6） 145MHz 底部加感缩短型1/4 波长鞭状天线，线极化，总长约30cm，增益
约-2dBi。天线用弹性钢丝制成，安装在卫星顶部中央，天线沿卫星-Z 轴
方向伸出。此天线用于接收来自地面的上行信号；
（7） 435MHz 天线由4 根1/4 波长鞭状天线组成天线阵，线极化，每根长约17cm，
总增益约3dBi。天线用弹性钢丝制成，安装在卫星底部四个边上，天线沿
卫星+Z 轴方向伸出。此天线用于转发器向地面发送下行信号。
5.3.3 卫星姿态控制模块
卫星姿态就是指卫星相对于空间参考点的定向，姿态控制就是获得并保持卫星在
空间定向的技术，包括姿态机动和姿态稳定两方面。
卫星在飞行过程中从一种姿态转变到另一种姿态称为姿态机动。有两个方面的原
因需要对业余卫星进行姿态机动，一是因为业余卫星从运载火箭分离后常常不是处于
对通信最有利的姿态，需要进行卫星指向调整，主要为了避免天线的阴影；另一方面，
业余卫星在轨运行时由于受到来自卫星内外力矩的作用，如太阳辐射力矩、重力梯度
力矩、磁力矩、卫星内部的电磁辐射和热辐射造成的干扰力矩等，卫星姿态总是在变
化，需要定期进行调整以保证卫星姿态的精度。
要对卫星的姿态进行调整首现要测量卫星的姿态，本卫星使用V 形狭缝式二维太
阳敏感器测量卫星自转轴与太阳方向的夹角，用三维磁强计测量卫星自转轴与地磁方
向的夹角。卫星姿态的调整则通过电流控制电磁力矩线圈产生磁场与地磁场相互作用
的偏转力矩来实现。姿态控制电路装在3 号舱段。
姿态稳定是克服内外力干扰力矩使卫星姿态对空间参考方向的定向的控制。本卫
星采用单自旋稳定方式，卫星绕Z 轴旋转，转速为1-15 RPM。自旋稳定是利用卫星绕
自旋轴旋转产生的动量矩在惯性空间的定轴性使自旋轴在无外力矩作用时在惯性空间
定向，在横外力作用时则以恒定角速度进动而不作加速运动。自旋稳定方式是一种不
需要消耗卫星上能源的被动控制，具有简单、经济和可靠的优点。
5.3.4 卫星热控制设计
卫星热控制就是通过合理组织卫星内部和外部的热交换过程，确保卫星各个部分
的温度处于任务所要求的范围内，为卫星正常工作提供技术保障。
卫星轨道处于超高真空状态，他与外界的热交换主要是通过辐射，地球卫星的外
热流主要是太阳辐射、地球反照和地球红外辐射。如不采取措施卫星受辐射的一面温
度会急剧上升，而卫星背向太阳和地球的部件直接面对4K 宇宙背景，会处于极低的温
度。我们拟采用以下几个方法来进行热控制：
（1） 卫星热控制首先要在卫星蒙皮的外表面喷涂低吸收发射比的热控涂层，
本卫星采用铝光亮阳极化来降低吸热。
（2） 卫星大部分结构件采用铝合金，主体为整体舱段层叠结构，具有导热良
好，热容量大的优点，有利于卫星的热平衡。另外，卫星采用自旋稳定
也使卫星的外热流较均匀。
（3） 卫星内部高发热的电子元器件和蓄电池都固定在整体舱壁上，一方面通
过星体结构的热传导降低高发热部件的温度，另一方面使星体内部维持
一定的温度，满足各部件的工作要求。热控制应达到使蓄电池温度在
0-+20℃范围内，其他舱内的温度在-20-+40℃范围内的目标。

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5.3.5 卫星电源系统
卫星电源系统负责为卫星各个飞行阶段产生、储存、调节和管理电能，为卫星上
的用电负载提供电功率。电源系统是业余卫星最容发生故障的部分，在研制中应该充
分强调可靠性。
卫星电源的类型有很多种，常用的如化学蓄电池、太阳能电池阵、燃料电池等，
其中绝大多数采用太阳能电池阵/蓄电池组联合供电系统，本卫星也采用这种方案。
（1） 工作条件
如前面分析本卫星上用电设备所需峰值电功率为14.4W，长期电功率
为11.9W。根据电子元器件情况，卫星电源系统母线电压标称值选定12V。
卫星轨道远地点高度1000km 左右，轨道周期约100 分种，卫星运行每圈
的光照时间大约是60%的轨道周期。
（2） 太阳能电池阵
太阳能电池是一种把光能直接转化成电能的半导体器件。目前在卫星
上普遍应用的有硅太阳能电池和砷化镓太阳能电池，硅太阳能电池标准测
试条件下的平均效率为12%左右，使用特殊工艺的可高达16%。砷化镓太
阳能电池转换效率为22%左右，国外航天级的产品已可达到31%。砷化镓
太阳能电池转换效率明显高于硅太阳能电池，但较为昂贵。因本卫星体积
较小，为了获得足够的电能，我们选用砷化镓太阳能电池。
太阳能电池阵采用体装式，安装在星体的表面，太阳能电池片逐个粘
贴在铝合金蜂窝夹层结构的基板上，形成太阳能电池阵，本卫星共5 个太
阳能电池阵，其中沿星体+X、-X、+Y、_______-Y 轴表面各安装一块有效面积为
250x200mm 的太阳能电池阵，沿星体-Z 轴表面安装一块有效面积为
150x150mm 的太阳能电池阵。其输出功率分析如下：
近地轨道空间的太阳辐射强度Ps= 1353W/㎡
卫星太阳能电池阵总面积A= 4x250x200+150x150= 0.2225 ㎡
砷化镓太阳能电池效率选η= 20%
卫星运行的光照时间选T= 60%
则卫星太阳能电池阵的平均总输出功率Po=Ps·A·η·T = 36W
考虑到季节影响、太阳能电池的衰老和系统的功率余量等综合因素，
太阳能电池阵的平均总输出功率按70%计算 = 25W
卫星蓄电池组所需充电功率Pi=Po x 卫星运行无光照时间x 余量系
数
= 25x40%x1.3= 13W
则卫星太阳能电池阵的平均供电功率 = 12W， 满足卫星负载的需
求。
（3） 蓄电池组
蓄电池组是卫星的电能存储装置，他在卫星处于地球阴影区时向卫星
用电器提供电能。卫星上常用的蓄电池有Cd-Ni 蓄电池、H-Ni 蓄电池和
Li 离子蓄电池。我们选用成本低、容易得到的Cd-Ni 蓄电池。
Cd-Ni 蓄电池单体电池标称电压为1.2V，根据母线电压要求，所需单
体电池数量需要10 个串联，为了提高可靠性采用两组通过保护电路并连，
共需单体电池20 个。为了防止单体电池开路失效，每个单体要并接开路
防护二极管网络。
蓄电池组容量C =卫星功率需求x 轨道最大地影时间/蓄电池组平均放电电
压x 放电深度
卫星功率需求= 12W
轨道最大地影时间= 0.7h
蓄电池组平均放电电压= 11.5V
因卫星低轨道运行，选取放电深度= 20%
则蓄电池组容量 C= 3.6 Ah，考虑蓄电池组的衰老，选用额定容量为4.4Ah，
并使用一组2.2Ah 的备用蓄电池组。
（4） 电源控制及变换装置
电源控制电路将太阳能电池阵和蓄电池组连接成供电系统，形成一次
电源母线为卫星用电负载供电，电源控制电路对太阳能电池阵实行功率调
节和对蓄电池充放电的控制，并具有过流保护功能。
电源变换装置主要是DC/DC 变换器，他把卫星一次电源母线12V 电
压变为不同电压供各部分电路使用。本卫星有+8V、+5V 和-5V 三组输出。
电源电路和蓄电池组装在1 号舱段。
5.3.6 卫星测控和星载中央处理器模块
卫星发射升空后，地面要了解卫星运行轨道、姿态和卫星各部分的工作情况，同
时还要对卫星的轨道和姿态以及某些功能进行控制，卫星测控就是用来完成这些功能。
本卫星的测控模块由遥测和遥控两部分组成。遥测是把卫星各种信息转变成电信
号并通过无线电波发送回地面，经处理后还原成各种信息使地面人员能够了解卫星的
工作状态，同时遥测信号也使地面能够跟踪卫星并测出其运行轨道。遥控是地面通过
无线电波向卫星发送命令，卫星解调并执行有关功能，使卫星按地面要求工作。
本卫星的星载中央处理器用于采集和管理卫星各部分工作状态数据；分析数据并
执行卫星上的各项自主控制功能；与测控部分有机结合，把地面需要的卫星数据编码
并传送给遥测发射机；接收遥控接收机解调的地面控制命令，解码后传送给相关部分
执行。卫星测控和星载中央处理器模块装在2 号舱段。
（1） 遥测
本卫星遥测内容有：
1） 卫星姿态方面： 二维太阳姿态敏感器输出数据，三维磁强计输出数据，
卫星自旋转速；
2） 卫星内部环境方面：太阳能电池阵表面温度，蓄电池温度，线性转发器
功放管温度，FM 转发器功放管温度，测控和中央处理器模块舱温度，姿
态控制舱温度。
3） 卫星工作状态方面：电源母线电压和电流，太阳能电池阵电压和电流，
蓄电池组端电压，蓄电池充电电流，DC/DC 变换器输出电压和电流，线
性转发器功放工作电流，FM 转发器功放工作电流，线性转发器输出功率，
FM 转发器输出功率，
遥测数据采用ASCII 编码，遥测信道有三个：
1） 频段为2.4GHz，功率100mW，使用遥测专用发射机，信道编码为莫尔
斯电码，调制体制为CW； 2.4GHz 发射天线为两根1/4 波长鞭状天线，
线极化，天线安装在卫星顶部沿-Z 轴方向伸展；
2.4GHz 信道是一个完全独立的部分，这样在卫星因电源供电不足而处于
安全模式运行状态，其他功能都关闭时仍可以向地面发送信息，确保地
面了解卫星的状态。
2） 频段为435MHz，功率100mW，通过通信用的线性转发器发送，信道编
码为莫尔斯电码，调制体制为CW；
3） 频段为435MHz，功率1W，通过通信用的FM 转发器发送，信道编码为
DTMF 码，调制体制为FM；
（2） 遥控
本卫星遥测内容有：
1） 打开和关闭卫星转发器；
2） 打开和关闭卫星遥测发射机；
3） 切换卫星主备用蓄电池组；
4） 通过电磁力矩器调整卫星的姿态；
5） 初始化星载中央处理器；
6） 强制卫星进入某种工作模式以便地面对卫星进行测试和诊断。
遥控命令采用ASCII 编码，地面加密后发送，卫星接收后传送给中央处
理器解密还原并控制执行机构工作。遥控信道频段为145MHz，调制体制为
FM，天线与转发器共用，设专用遥控指令接收机以提高可靠性。卫星遥控操
作关系到卫星的安全和工作的可靠性，因此业余卫星遥控部分的技术信息是
业余卫星计划的机密内容，在执行计划的过程中应注意保密。
（3） 星载中央处理器
星载中央处理器单元是卫星的神经中枢，他完成卫星上各个功能部件传来的
数据的集中处理，直接对各个功能部件发出控制信息，实时管理整个卫星的运行。
星载中央处理器完成以下几个主要工作：
1） 各传感器的电信号通过A/D 变换器转换为数字信号，通过RS-485 数据总
线传送给星载中央处理器完成数据采集；
2） 按任务要求把有关数据编码后通过遥测信道发送给地面；
3） 接收遥控接收机传来的数据并解码形成控制指令，通过RS-485 数据总线
传送给卫星有关部分执行；
4） 根据采集到的卫星工作数据按预定程序对卫星进行自主控制，使卫星处
于最佳工作状态；
5） 根据采集到的卫星工作数据按预定程序设定卫星的工作模式，以保护卫
星有关设备，延长卫星工作寿命。
本卫星有4 种工作模式：
a. 发射模式：卫星上星箭适配器的电源保险栓处于插入状态，卫星太
阳能电池阵和蓄电池组均断开，卫星上所有用电设备停止工作；
b. 安全模式：星箭分离后卫星太阳能电池阵和蓄电池组与电源管理电
路接通，当电源母线电压低于10V 时卫星工作在安全模式。此模式
下，电源管理器控制卫星每隔30 秒发送30 秒钟的2.4GHz 载波信标。
包括星载中央处理器在内的卫星其他部分停止工作。
c. 恢复模式：当电源母线电压低于11V 时卫星工作在恢复模式。此模
式下，星载中央处理器启动，遥控通道正常工作，卫星通过2.4GHz
和435MHzCW 模式发送遥测信息，转发器停止工作。
d. 正常模式：当电源母线电压高于11.5V 时卫星工作在正常模式。此
模式下卫星具有全部设计功能。

号号

5.4 卫星与卫星工程系统间的接口
业余卫星通信的测控和应用自成体系，接口问题简单，已有许多成熟方案可供参
考。我们的业余卫星计划真正需要解决的与卫星工程系统的接口就使与火箭的接口问
题，有以下方面要解决：
（1） 确定允许搭载的质量，本方案至少需要30kg；
（2） 确定可用空间的大小，本方案卫星在发射状态下包括的伸出部件
的总体积应不小于直径为40cm 高为75cm 的空间。星体高25cm，
伸出部件沿+Z轴20cm，包括卫星上的星箭适配器，沿-Z 轴30cm，
为挠性钢丝；
（3） 火箭卫星对接适配器的研制，包括使卫星从火箭分离后保持自旋
状态的起旋装置。
5.5 卫星关键技术
业余卫星是各功能系统的有机组合体，是一次性不可维修的系统，本方案建立的
是我国第一颗业余卫星，因为第一次实践，因此可以说牵涉到的每项技术都是关键技
术，但重中之重的有以下几项：
（1） 电源系统，包括太阳能电池阵和蓄电池组的可靠性。如果没有电，卫星
系统就完全不能工作；
（2） 卫星的热控制，要能够保证卫星上电子元器件工作在允许的温度范围
内，否则就会损坏，失去应有的功能；
（3） 星载中央处理器的软件设计。要仔细规划，反复测试，避免重大缺陷，
需要花费大量时间。业余卫星在轨管理是以星载中央处理器为核心，软
件若出现重大缺陷可能会导致卫星功能的瘫痪；
（4） 高效、高性能、工作可靠的转发器。
6、 业余卫星通信舱搭载方案总体方案设想
业余卫星通信舱搭载方案就是把业余卫星有效载荷作为专业卫星的有效载荷之一装在
专业卫星平台上，在轨道上运行并为业余卫星通信服务。把业余卫星有效载荷搭载在专业
卫星上有许多有利条件：
（1） 无需研制卫星平台，涉及技术较少，风险较小；
（2） 通常可得到充足的电力供应，可使用大功率转发器，通信效果好；
（3） 无需为争取环境试验费力；
（4） 没有与运载火箭接口的问题；
（5） 所有人力物力都可以集中到有效载荷这个关键点上，研制较快，耗资较少。
不利的方面是：
（1） 业余卫星通信有效载荷只能作为被搭载的专业卫星的次要载荷，技术方面受约
束较大；
（2） 对天线安装的限制较大；
（3） 业余卫星通信有效载荷与卫星平台的接口要满足一定的技术条件，要反复与卫
星项目有关部门协调；
（4） 业余卫星爱好者只参与卫星系统的小部分工作，较没有成就感，并且社会效益
较差。
本业余卫星通信有效载荷舱方案以上述整星方案为基础，去除可与被搭载卫星共用的
部分而形成。
6.1 总体性能指标预算
（1）业余卫星通信有效载荷质量
要达到上述整星方案的任务水平，质量应不小于15kg。
（2）有效载荷体积
不包括天线，有效载荷主体舱的体积应不小于底边30cmx30cm 高为15cm 空
间。
（3）有效载荷电功率预算
业余卫星通信有效载荷各用电负载的电功率需求及负载性质如下：
1） 线性转发器 耗电：5W 负载性质：长期负载
2） 调频转发器 耗电：3.5W 负载性质：长期负载
3） 遥测发射机 耗电：1.5W 负载性质：长期负载
4） 遥控接收机 耗电：1W 负载性质：长期负载
5） 星载微处理器 耗电：0.5W 负载性质：长期负载
星上用电设备所需电功率：11.5W
（5） 有效载荷寿命
业余卫星通信有效载荷无活动机械部件，无气体或液体推进器，业余卫星通
信有效载荷的工作寿命主要取决于卫星平台的寿命。影响有效载荷本身的在轨工
作寿命主要因素是电子元器件的可靠性，就当前的电子元器件水平，只要设计合
理，有效载荷本身应能达到5 年以上的寿命。
6.2 业余卫星通信搭载舱构形及结构设计
（1） 外形
业余卫星通信有效载荷外形采用规则的六面体，底边长约30×30cm，高15cm。
（2） 外伸部件布局及结构
业余卫星通信有效载荷的外伸部件只有天线。采用挠性纲丝制成鞭状天线，共
3 副。具体安装位置和安装方式要和卫星平台协调。
（3） 主承力构件设计
有效载荷的主承力构件由沿Z 轴方向的3 个整体舱段层叠而成，这3 个整体舱
段通过螺栓连接形成有效载荷舱受力主体。
每个整体舱底面为正方形，高度因功能的不同而异，用铝合金经铣削加工而
成。
6.3 搭载舱功能模块组成及基本方案
6.3.1 概述
业余卫星通信有效载荷搭载舱的电源来自卫星平台，姿态也依赖于卫星平台，比
整星方案有很大的简化，因此也提高了可靠性。
6.3.2 搭载舱有效载荷模块
搭载舱的有效载荷模块与整星方案完全相同，只是天线的安装须与卫星平台协调
后才能确定。
6.3.3 搭载舱热控制
搭载舱的热控制通过以下方式：
（1） 搭载舱采用铝合金整体舱段层叠结构，具有导热良好，热容量大的优点，
有利于热平衡。
（2） 搭载舱内部高发热的电子元器件固定在整体舱壁上，一方面通过结构件的
热传导降低高发热部件的温度，另一方面使舱体内部维持一定的温度，满
足各部件工作的要求。
（3） 搭载舱与外界的热交换通过舱体与卫星平台的热传导来完成。
热控制应使舱内的温度控制在-20-+40℃的范围内。
6.3.4 搭载舱测控和星载中央处理器模块
搭载舱测控和星载中央处理器模块的功能和性能要求与整星方案大同小异，
只是无须对卫星电源系统和姿态进行测控。
6.4 搭载舱与卫星平台间的基本接口
业余卫星通信有效载荷搭载舱与卫星平台的接口，有以下方面问题要解决：
（1） 确定允许搭载的质量，至少需要15kg；
（2） 确定可空间的大小，不包括天线，有效载荷主体舱的体积应不小于底边
30cmx30cm 高为15cm 的空间，伸出部件为挠性钢丝；
（3） 卫星平台与业余卫星通信有效载荷之间的电气接口。
7． 结束语
本文概括介绍了国际业余无线电通信卫星的发展，分析了研制和发射我国业余无线电
通信卫星的可行性，提出了我国第一颗业余无线电通信卫星CAS-1 的总体方案设想。业余
无线电通信卫星工程跨越航天技术和业余无线电通信两个领域，涉及诸多尖端技术问题，
这里挂一漏万在所难免，仅仅希望能为下一步卫星总体方案详细设计起到抛砖引玉的作用。