摘要：本文介绍了昆士兰技术大学的工作人员和学生所从事的ＡＵＳＴＲＡＬＩＳ－１微型卫星遥测和通信子系统的性能和设计工作，该项研究工作包括，星载遥测和通信设备的性能，卫星和地面站之间通信链路的设计，指令和控制地面站的性能，以及与卫星工作有关的通信网络的设计。

摘要：对国内外微型卫星技术现状和发展趋势进行了调研,通过详细分析微型卫星的特点及对热控系统带来的挑战,指出了传统热控设计思想和技术的不足,提出了微型卫星整星级等温化设计和智能型热控制的新概念,并在此基础上,提出了几项有前途的微型卫星热控新技术,对其技术途径和应用前景进行了分析和展望。

摘要：宽带激光星间链路(BLISL)是以色列和德国协作的应用研究项目。其目标是为近地轨道(LEO)/中高度地球轨道(MEO)星座的微卫星或小卫星应用研制一个质量轻、体积小、有效功率大、成本效益好的宽带光学星间通信终端,并在空间联合实验中验证BLISL的性能。BLISL的设计要求是:通信距离8000km,质量15kg,体积40cm×25cm×25cm,直流功率25W,码速率1.0Gb/s,误码率(BER)10^(-9)。该项目的开发准则是重点研制一台适合于未来空间应用和计划中的空间验证试验且用户能买得起的BLISL基本样机,此外还要使BLISL结构配置模块化并具有可缩放性,且可推广应用于未来广泛的空间应用领域。BLISL的光电收发机和跟踪系统采用完全相同的核心光学系统,且采用同样的激光器作为光学发射机以及捕获和跟踪信标。系统尽可能采用市场上能采购到的商用部件(COTS)。两轴框架平台上装有望远镜、光学部件、太阳罩、跟踪自身和邻近激光束方向的激光跟踪器、恒星跟踪器、发射机、接收机以及它们的光学接口、精确控制反射镜(FSM)和点前进反射镜(pointahead-mirror,PAM)。非框架单元支持平台和计算机之间的接口,接收平台敏感器产生的数据,并提供执行指向、捕获、跟踪(PAT)功能的指令与设备。

摘要：Demeter计划是1997年以来由CNES(法国空间中心)进行的Myriade微型卫星计划的第一次应用。Myriade的目标是在有限的经济预算中,从技术的微型化中获益。这些技术的目的是研发一种小型、轻型且低成本的产品,但能够完成不同领域的科学任务、示范或者应用等,如:地球观测、天文、基础物理或电信等。Demeter卫星于2004年6月29日装载在Dnepr发射器上从拜科努尔发射至710km高的太阳同步卫星轨道上。它的主要科学目标是:探测并且找出电离层电磁异常与地震活动之间的相关性和特征。科学荷载由关注地球物理学的法国科研机构(LPCE,CESR,CETP)及欧空局的SSD/ESTEC(ESA)提供。有效荷载包括几个电磁传感器,一个离子分光计,一个高能粒子分析器和一个朗缪尔探针。设计的Demeter平台是为了在能量、姿态和轨道控制、数据存储和传输,以及适应性等方面提供高性能的平台。例如,大量的科学数据通过高速率的X波段遥测链路传输到地面接收站。本文描述了Demeter卫星及其地面应用系统。重点放在了Myriade产品应用到De-meter的特殊设计调整上,并且展示了轨道平台的初步成果。

摘要：美国空军实验室协同飞机元件制造商和材料供应商共同开发出一组空军及宇航局用的高强度、重量轻的元件。充分发挥每种组分的最佳特性基础上，Be-Al合金综合了镀的高弹性模量和低密度以及铝的优良加工特性和低成本等优点，已有4种Be-Al元件安装于空军发射的重220磅的极轨实验卫星XSS-11上，还有一种元件装于宇航局发射的微型卫星上。

摘要：对于10公斤以下的微型科学卫星来说,有效载荷的重量受到严格限制,其主要有效载荷之一是摄像机,它的重量可降低到1公斤的量级,峰值功率可在5瓦左右。过去的空间科学卫星,摄像机的重量一般为35～50公斤,功耗30～50瓦,传输速率为10～100kb/s。下表给出了几个空间科学航天器有效载荷的部分数据。设计途径摄像机的设计途径主要考虑三种因素,即聚焦要求、分辨率的限制和保证高性能的技术选择。主要的聚焦要求是:

摘要：本文首先论述现代小卫星概念和发展阶段,其次讨论小卫星的应用和当今发展技术水平,并且预测21世纪初小卫星技术状态,最后介绍小卫星和微小卫星的关键技术。

摘要：爸比,你会唱《小星星》吗?不会。那我教你吧?宝贝,先不着急,你知道这首歌是唱给谁的吗?一闪一闪亮晶晶,满天都是小星星为了探索太空,人们设计出了高过20层公寓楼的火箭,大过城市公共汽车的卫星,还有展开天线后几乎与足球场一样大的间谍卫星,但不是所有的太空任务都需要昂贵的巨型卫星。体积、重量和价格都与之前卫星相差甚远的微型卫星满足了人们的需求,这类卫星携带燃料后重量小于100千克.

摘要：The ZDPS-1A pico-satellite designed in Zhejiang University with a mass of 3.5 kg and a power consumption of less than 3.5 W is the smallest satellite in China up to now. The housekeeping system (HKS) is the core part of ZDPS-1A. The reliability of HKS has an important influence on the safety of the satellite. Traditional fault-tolerant methods do not apply to ZDPS-1A due to such pico-satellite characteristics as light weight, compactness in size, energy saving, and high integration. This paper deals with a highly-reliable, low-cost design for HKS using industrial devices. The reliable strategies of HKS include a dual modular redundancy scheme, CPU warm backup, a static triple modular redundancy scheme, and two-level watchdogs. Recursive experiments, special tests, and environmental tests show that this system meets the design target. This design has already been applied to ZDPS-1A, which was launched to execute in-orbit tasks on Sept. 22, 2010. To date, the satellite has been in a proper state for more than 15 months.

摘要：为了使固体微型推力器阵列应用于微型卫星控制,须要解决推力器的布局设计以及推力器阵列设计问题。提出了一种以正六边形为基元的推力器阵列方法,研究了推力器阵列的特点及规律,进行了应用分析;研究了推力器阵列的最优布局方式,设计了一种基于解耦控制的推力器布局设计,分析了该布局下的冲量和冲量矩的包络面。以正六边形为基元的推力器阵列方式能够满足微型卫星姿轨控的需要,推力器分布规律性强,利于分配算法设计;采用正六面体方式的布局设计,其冲量和冲量矩包络面亦为正六面体。