南京理工大学科技成果——微纳卫星技术
中国微纳卫星市场现状分析报告-产业供需现状与未来趋势预测
2020年中国微纳卫星市场现状分析报告产业供需现状与未来趋势预测提示：微纳卫星（NanoSat）通常指质量小于10千克、具有实际使用功能的卫星。
微纳卫星具有体积孝重量轻、性能好、研制周期短、成本低、发射方式灵活等优势。
微纳卫星星座可以完成各种预设任务甚至大卫星难以完成的任务，并广泛应用在通信、遥感、导航、科学探索等领域。
微纳卫星（NanoSat）通常指质量小于10千克、具有实际使用功能的卫星。
微纳卫星具有体积小、重量轻、性能好、研制周期短、成本低、发射方式灵活等优势。
微纳卫星星座可以完成各种预设任务甚至大卫星难以完成的任务，并广泛应用在通信、遥感、导航、科学探索等领域。
按照卫星用途划分，微纳卫星可分为科学卫星、技术试验卫星、应用卫星三类。
目前在轨活跃的微纳卫星中，技术试验卫星占比最高，达46.6%。
在轨活跃微纳卫星用途数据来源：公开资料随着高新技术的发展和需求的推动，大量商业微纳卫星发射升空。
整体上看，我国微纳卫星发射数量呈年度递增趋势，但行业尚处于早期阶段，2015-2018年我国年均发射微纳卫星数量不超过10颗，2018年我国发射微纳遥感卫星9颗。
2015-2018年我国微纳卫星发射数量数据来源：公开资料按照微纳卫星制造商的单位性质划分，主要为企业制造，其中，新兴企业占比最多，达49%，成为微纳卫星制造的主力军。
微纳卫星制造商单位性质数据来源：公开资料卫星设计小型化成为将来航天活动发展趋势，微纳卫星发射进展加速，我国多个单位也在积极布局微纳卫星领域，如四川卫星技术总院发起的“天府号”规划中，提出2023年年前形成以6颗“天府号”卫星星座、微纳卫星星座为辅的遥感卫星网络。
我国主要微纳卫星星座计划-全文完-。
自旋推进微纳卫星机理分析
自旋推进微纳卫星机理分析梁振华;廖文和;张翔【摘要】To solve the problem of transverse torques on micro-nano satellites during orbital maneuver, the spin-stabilized method was selected to reduce velocity pointing error. Considering the effects of mass variation and jet damping, the spinning thrusting satellite model which subjected to constant force and zero axial torque was established. After that, the analytic solutions for angular velocity, angular momentum, asymptotic limits of angular velocity and Euler angle were obtained. The example was simulated and the results show that the analytic solutions are highly accurate. Besides, the transverse angular velocity and Euler angle are changing periodically, and the amplitude of transverse angular velocity decreases as the time is increasing. What' s more, the curve of angular momentum vector pointing is a circle, and the radius is nearly equal to the satellite velocity increment pointing error. Also, the dynamic unbalance characters of the micro-nano satellite under high spin rate have little influence on the spinning maneuver process. As the micro-nano satellite becomes more disklike, the velocity increment pointing error can be decreased, and the accuracy of the orbit maneuver is raised.%为解决微纳卫星在机动变轨过程中受到侧向干扰力矩的问题,选择自旋稳定的方式,降低卫星速度指向偏差.考虑到质量变化以及喷气阻尼力矩的影响,建立恒定推力下无轴向扭矩的微纳卫星自旋推进模型,得到角速度、欧拉角、角动量以及角速度和欧拉角最大值的解析解.应用实例进行数值分析,结果表明:所求得的解析解精度较高;在发动机点火过程中,侧向角速度和欧拉角呈周期性变化,其中侧向角速度振幅越来越小;角动量矢量指向曲线为一圆形,圆形的半径近似等于卫星速度增量指向偏差;高速自旋的微纳卫星动不平衡特性对卫星自旋机动过程影响较小;微纳卫星的外形越接近于圆盘状,卫星速度增量指向偏差越小,变轨精度越高.【期刊名称】《哈尔滨工业大学学报》【年(卷),期】2018(050)001【总页数】7页(P127-133)【关键词】微纳卫星;自旋推进;解析解;角动量;速度增量【作者】梁振华;廖文和;张翔【作者单位】南京理工大学机械工程学院, 210094 南京;南京理工大学机械工程学院, 210094 南京;南京理工大学机械工程学院, 210094 南京【正文语种】中文【中图分类】V430随着微纳卫星技术的不断发展，对卫星轨道机动能力提出了较高的要求. 相较于推力小、总冲低的微推力器而言[1]，固体发动机由于密度冲量高、体积小、结构简单、工作时间短等优势，可以用于微纳卫星快速轨道机动、空间星座部署以及离轨装置等[2-3]. 然而，由于发动机的安装误差、卫星质心偏差、发动机喷口偏离卫星主轴等原因，在点火过程中产生了侧向干扰力矩. 在不施加任何稳定方式情况下，微纳卫星受到侧向干扰力矩后，导致其速度方向偏离设计方向，从而影响其飞行轨迹. 为了降低微纳卫星在机动变轨过程中的速度指向偏差，可以选择自旋稳定控制方式[4-5].航天器通过自旋稳定降低速度指向偏差的研究已经发展数十年，并且部分已经在轨得到了验证[6]. 在自旋推进过程中发动机推力恒定，航天器角速度越大，速度增量指向偏差越小[7]. Longuski等[8-11]在恒定侧向力矩、无轴向扭矩以及忽略喷气阻尼力矩的假设下，推导出自旋推进卫星欧拉角、角动量、惯性速度、惯性位移的解析解. 根据所求得的解析解，研究了航天器自旋稳定过程中三轴方向的运动规律. 此外，Longuski又提出了使用双脉冲发动机来降低航天器速度指向偏差的方法，在发动机第一次点火结束后，航天器速度增量方向偏离设计方向一定的角度. 维持航天器自旋角速度不变，使其绕自旋轴转过一定的角度后，进行第二次点火. 通过合理的设计两次点火之间的时间间隔，使第二次点火所产生的速度增量指向偏差方向刚好与第一次相反，从而能够提高卫星在机动过程中的变轨精度[12-13]. 郜冶[14-15]及Thomson[16]研究表明，固体火箭发动机质量变化、喷气阻尼力矩以及内部燃气流对飞行器章动角度也会产生一定的影响. 对于常规大卫星而言，由于其质量高、主惯量大，在忽略卫星质量变化和喷气阻尼力矩的情况下所建立的理论模型，对计算结果的影响较小[8-13]. 而对于微纳卫星而言，星上所携带的推进剂质量分数较高，并且由于微纳卫星质量小，发动机在工作过程中所产生的喷气阻尼力矩对卫星的作用就显得尤为重要.本文开展了恒定推力作用下微纳卫星自旋推进机理研究，根据所建立的理论模型，结合仿真算例，研究了微纳卫星自旋推进运动，分析了微纳卫星自旋推进过程中速度增量指向偏差的影响因素，对微纳卫星自旋机动有一个较深入的了解.如图1所示，恒定推力作用下微纳卫星在自旋推进过程中为一绕固定点旋转的刚体，令坐标系o-xyz固定在微纳卫星上，原点位于卫星质心，3个坐标轴方向分别对应星上3个主轴方向，其中z轴为微纳卫星自旋轴. 发动机的推力大小为F，推力指向偏差角度为α，推力作用点偏移自旋轴的距离为d，喷口与卫星质心之间的距离为h, 3个轴方向上所受到的力矩分别为Mx、My、Mz. 为了能够较为显著地突出微纳卫星在发动机点火过程中的运动，设置惯性参考坐标系O-XYZ的原点O 位于初始时刻o-xyz的原点，3个轴指向分别与初始时刻o-xyz 3个轴指向一致，在微纳卫星自旋机动过程中，X、Y、Z轴指向恒定不变[9].考虑到推进剂质量损耗和发动机喷气阻尼力矩所产生的影响，微纳卫星自旋推进欧拉动力学方程为[17]由于发动机安装误差d较小，忽略卫星3个轴方向上主惯量的变化，对微分方程组(1)进行简化，令式中a为发动机点火过程中的喷气阻尼力矩大小. 发动机在工作过程中，推力作用点与卫星质心之间距离h的变化较小，因而在发动机质量流量一定的情况下，喷气阻尼力矩为一恒定值. 对于轴对称微纳卫星而言，Ix=Iy=I，令微纳卫星在发动机点火之前，可以通过星上所安装的磁力矩器进行起旋[17]，当达到卫星机动变轨所需要的自旋角速度后，触发发动机点火. 因此，在自旋推进过程中，z轴上的力矩Mz为0. 设置卫星自旋角速度的恒定，令ωx(0)、ωy(0)均为0，根据式(1)～(3)求解出微纳卫星侧向角速度解析解分别为对于大卫星而言，由于其3轴方向上的主惯量较大，在发动机工作过程中at/I的值近似为0，此时exp(-at/I)等于1，因而喷气阻尼力矩对大卫星角运动的影响可以忽略不计. 根据式(4)可知，卫星侧向角速度变化曲线为一振幅恒定的正弦曲线，与文献[18-20]分析结果一致. 然而,对于微纳卫星而言，卫星三轴方向上主惯量较小，at/I值较大，此时exp(-at/I)的值对侧向角速度带来了一定的影响，并且发动机工作时间越长，at/I值越高，卫星侧向角速度振幅也不断减少. 对解析解(4)进行化简，设置My=0，Iz<I，由于a较小，在简化过程中忽略其高阶项，从而得到发动机点火过程中，微纳卫星侧向角速度最大值约为按照3-1-2欧拉变换顺序建立微纳卫星在惯性参考坐标系O-XYZ内的运动方程为[20]在自旋角速度ωz0恒定的情况下，微纳卫星在自旋推进过程中φx、φy较小，对式(6)简化后可得o-xyz与O-XYZ两个坐标系在初始时刻重合，即φx0、φy0、φz0均为0，因此根据方程组(7)，结合侧向角速度解析解(4)，求解出微纳卫星x、y、z轴方向上的欧拉角解析解分别为式中: cosh(2at/I)为双曲余弦函数; A11、A12、A2、A31、A32、B11、B12、B2、B31、B32、C为关于Mx、My、I、k、a的参数，其中A为参数B为参数C为C=ωz0(a2+I2k2)(a2+I2+2I2k+I2k2).从式(8)可以看出，微纳卫星x,y轴方向上的侧向欧拉角变化规律一致，由于解析解内存在双曲余弦函数和指数函数，导致其变化规律较为复杂. 对式(8)进行化简，求出在发动机点火过程中，侧向欧拉角最大值约为微纳卫星在参考惯性坐标系O-XYZ内的角动量矢量H为式中方向余弦矩阵R312为[20]结合角速度和欧拉角的解析解，则微纳卫星角动量解析解为微纳卫星在机动过程中角动量矢量与X、Y轴之间的夹角θx、θy分别为由于θx、θy值较小，在计算解析解过程中，将式(13)简化为因此，微纳卫星自旋推进过程中角动量矢量指向角度为对理论模型进行数值仿真，在给定算例参数的情况下，采用四阶/五阶Runge-Kutta法求解式(1)、(6)、(10)微分方程组，计算出相应的高精度数值解. 再将参数带入所求得的解析解内，计算出角速度、欧拉角以及角动量的值. 参照3 U立方星设计标准，设置卫星初始质量m0为5 kg[21]，自旋角速度为100 r/min，发动机推力大小保持50 N恒定不变，点火时间为4 s，其他参数如表1所示.从表1可以看出，所选择的立方星为轴对称卫星，其惯性积为零. 然而在实际情况下，由于卫星加工、装配等多方面的原因，高速自旋的微纳卫星存在由不均匀的质量分布而引起的动不平衡特性，为了研究其对卫星自旋机动过程的影响，在仿真过程中又加入了1%的惯量积，并与其他两种仿真结果进行对比. 计算过程中，令发动机所产生的侧向力矩均在x轴上，y轴上的力矩为0，则微纳卫星在3个轴方向上的所受到的力矩分别为在My=0时，微纳卫星在惯性参考坐标系O-XYZ内运动过程如图2所示. 角动量H轨迹为一圆形，惯性参考坐标系原点与圆心的连线为平均角动量矢量指向ΔHavg.根据表1中参数，计算出微纳卫星侧向角速度ωx(t)和侧向欧拉角φx(t)分别如图3所示(x,y方向上角速度、欧拉角变化规律一致).由图3(a)可以看出，在恒定推力作用下，侧向角速度大小呈周期性变化，发动机的喷气阻尼力矩与角速度的震荡方向相反，阻止了微纳卫星侧向角运动，导致侧向角速度振幅不断减小. 发动机工作时间越长，喷气阻尼力矩的影响越大，振幅减小越明显，但是对震荡周期没有任何影响. 从图3(b)中可以看出，欧拉角在卫星机动过程中变化规律较为复杂，其振幅并没有受到喷气阻尼力矩的影响而逐渐变小，而是在增加到一峰值时又迅速降低，保持在一定范围内，并且在发动机工作过程中不断重复此过程. 此外，从图(3)中不难看出，在仿真过程中添加了惯量积后，分析结果存在微量的差异. 在发动机点火过程中，惯量积仅仅对角速度和欧拉角的振幅产生了少量的影响. 由图(3)可以看出，根据式(5)和式(9)计算得出的角速度和欧拉角的最大值近似解与实际变化曲线的峰值相差较小，因而表明所推导的最大值解析解精度能够满足计算要求.根据图(3)可知，所求得的角速度和欧拉角的解析解与数值解所绘制的曲线基本重合. 绘制出ωx(t)、φx(t)的数值解和解析解之间的差异随时间变化关系曲线如图4所示. 从图4可以看出，解析解与数值解之间的差异呈周期变化，随着发动机点火时间的增加，二者相差也越来越大. 但是在发动机点火过程中，解析解与数值解之间的差异在较小的范围内，因此所求得的解析解精度较高.将上述所求得的角速度和欧拉角的数值解，带入式(10)、(11)、(13)，计算出角动量矢量的数值解. 再根据式(12)、(14)，计算出角动量矢量的解析解，绘制出微纳卫星角动量矢量指向随时间变化关系曲线如图5所示.从图5中绿色实线可以看出，角动量指向呈周期性变化，变化曲线为一圆形，圆形的半径即为该周期内微纳卫星的平均角动量矢量指向偏差. 随着发动机工作时间的增加，在喷气阻尼力矩作用下，圆形半径不断减小，平均角动量矢量指向偏差也逐渐降低. 然而,由于喷气阻尼力矩较小，平均角动量矢量指向偏差在微纳卫星机动过程中的减少幅度有限，内外圆半径差较小，仅仅为0.008 rad. 因此，在计算平均角动量矢量指向偏差时，可以取半径最大的圆作为平均角动量指向偏差θavg的保守值，约为0.110 rad. 在理想情况下，微纳卫星不受任何侧向干扰力矩时，平均角动量矢量与速度增量指向方向一致，均沿着Z轴方向. 然而由于受到侧向干扰力矩的影响，导致二者方向偏离Z轴一定的角度. 平均角动量矢量指向偏离Z轴角度越小，速度增量方向也越接近理想状态. 当平均角动量矢量与Z轴之间的夹角较小时，平均角动量矢量指向偏差近似等于速度增量指向偏差[22]，从而可以计算出卫星在惯性参考坐标系内的速度和位移增量. 根据牛顿运动定律，考虑到卫星在机动过程中质量的变化，可以计算出理想情况下卫星速度增量约为41.516 m/s，位移变化为82.006 m. 当采用自旋稳定的方式进行控制时，在已知平均角动量矢量指向偏差的情况下，计算出卫星Z轴方向上的速度增量约为41.265 m/s，位移变化约为81.510 m. 与理想状态下对比，精度较高，能够满足微纳卫星机动变轨要求. 微纳卫星的平均角动量矢量指向角度越小，所获得的速度增量越大，机动变轨精度越高.对比图(5)中角动量指向的数值解和解析解曲线可以看出，由于在求解欧拉角解析解的过程中对微分方程组(6)进行了简化，导致所计算的角动量指向解析解曲线为一不规则曲线. 随着发动机工作时间的增加，相对于数值解而言，解析解放大了喷气阻尼力矩的作用，导致圆形半径收敛较为明显. 然而,在发动机点火过程中，二者相差始终保持在0.005 rad范围内，因此，通过解析解计算得出的平均角动量矢量指向偏差具有一定的参考意义. 此外，从图5中还可以看出，微纳卫星不均匀的质量分布而引起的动不平衡特性，降低了自旋推进角动量指向偏差角度，对自旋推进微纳卫星影响较小，基本可以忽略.根据上文分析可知，微纳卫星在自旋推进过程中质量变化和所受到的喷气阻尼力矩对卫星平均角动量矢量指向偏差的影响较小. 微纳卫星角动量指向变化曲线为一圆形，X、Y轴向上的角动量指向变化规律一致，根据所求得的角速度和欧拉角的最大值的解析解，推导出角动量指向偏差最大值的解析解为通过式(15)可以计算出角动量指向变化曲线的直径大小，从而能够推算出微纳卫星在机动变轨过程中的速度增量指向偏差. 从式(15)可知，在侧向力矩Mx一定的情况下，微纳卫星速度增量指向偏差主要由卫星三轴方向上的主惯量和自旋角速度决定，与发动机工作时间无关. 固定微纳卫星侧向力矩恒定不变，按照表1中的相关参数，分析在4种不同自旋角速度情况下，卫星速度指向偏差和z轴方向上主惯量大小关系如图6所示.从图6可以看出，在侧向力矩和自旋角速度一定的情况下，卫星轴向主惯量越大，速度指向偏差越小，机动变轨精度越高. 在轴向主惯量和侧向主惯量相差较大时，提高轴向主惯量可以显著降低速度指向偏差；随着轴向主惯量大小不断接近于侧向主惯量，微纳卫星的速度指向偏差变化也逐渐趋于恒定. 此外，卫星自旋角速度越高，机动过程中的速度指向偏差越小，但是提高卫星自旋角速度对星上其他载荷也提出了较高的要求. 因此在前期方案设计过程中，在不影响星上其他载荷以及飞行任务的情况下，为了降低微纳卫星的速度增量指向偏差，可以选择将微纳卫星的外形设计为圆盘状.本文针对微纳卫星机动变轨过程中，由于受到侧向干扰力矩的影响，导致卫星偏离所设计的轨迹问题，开展了微纳卫星自旋推进机理研究. 考虑到微纳卫星质量轻、主惯量小等因素，建立了恒定推力作用下微纳卫星自旋推进模型. 推导了微纳卫星机动变轨过程中角速度、欧拉角以及角动量的解析解. 在假设My=0，Iz<I的情况下，对所得到的解析解进行简化，推导出了角速度、欧拉角以及角动量指向最大值的解析解. 结合仿真算例，对所求得的解析解进行理论分析，从而得出如下结论：1)侧向角速度呈周期性变化，并且由于受到喷气阻尼力矩的影响，随着发动机工作时间的增加，其振幅越来越小. 侧向欧拉角的变化规律较为复杂，其振幅在增加到一峰值时又迅速降低，在发动机工作过程中不断重复此过程.2)所求得的侧向角速度、欧拉角、角动量以及角速度和欧拉角最大值的解析解精度较高，能够满足计算要求.3)角动量指向随时间变化关系的曲线为一近似圆形，该圆的半径即为微纳卫星平均角动量矢量指向偏差，所求得的平均角动量矢量指向偏差近似等于微纳卫星机动变轨的速度增量指向偏差.4)分析了高速自旋的微纳卫星动不平衡特性对卫星自旋机动过程的影响，结果表明添加惯量积后，对自旋推进微纳卫星影响较小，基本可以忽略.5)微纳卫星在机动变轨过程中，当采用自旋稳定的方式进行控制时，卫星所获得的速度增量以及位移增量与理想状态下对比，精度较高.6)在发动机推力参数一定的情况下，微纳卫星自旋轴上的主惯量Iz越大，速度增量指向偏差越小，卫星飞行轨迹越接近于设计方向. 因此在前期方案设计过程中，为了降低微纳卫星的速度增量指向偏差，提高卫星变轨精度，可以将卫星的外形设计为圆盘状.【相关文献】[1] 梁振华,刘旭辉,朱朋,等. 固体冷气推进剂性能初步分析[J]. 推进技术, 2016, 37(1): 181-187. 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微小卫星技术应用探究
微小卫星技术应用探究第一章：微小卫星技术的概述微小卫星是指重量在1~100kg之间、体积在1~10立方米之间的卫星。
相对于传统的大型卫星，微小卫星具有成本低、发射成本低、发射周期短、技术更新快、可重用等优点。
微小卫星技术是一种新兴的卫星技术，它在太空应用、测量和科学研究等领域有着广泛而深远的应用前景。
第二章：微小卫星技术的应用领域微小卫星技术在太空应用的领域中有着广泛的应用，主要包括以下几个方面：1.航天观测领域：微小卫星可用于天文观测、空间环境探测、月球探索等领域。
2.地球观测领域：微小卫星通过太阳能电池板、深空通信、多幅辐射探测仪和GPS导航等技术，进行土地利用、水资源、环境监测、天气预测等方面的观测和研究。
3.商业领域：微小卫星的低成本和快速上线的特点使得它在通信、广播、物联网等方面有着广泛应用。
第三章：微小卫星技术的优势1.成本低：微小卫星相对于传统卫星，重量轻、体积小、设计简单，制造和发射成本大幅降低。
2.发射周期短：传统卫星大多需要等待多年方可上天，而微小卫星制造周期很短，仅需要数周或数月即可完成制造。
3.技术更新快：微小卫星设计灵活，技术更新周期短，利于卫星性能的改进和升级。
4.可重用性：微小卫星可以被重复使用，且因为其成本低廉，一旦发现损坏，可以轻易地替换元器件而无需完全更换整个卫星。
第四章：微小卫星技术的挑战微小卫星技术的愈加广泛的应用，也带来了一些挑战：1.微小卫星的体积小，因此无法携带足够的燃料和能源，无法维持长期任务的运作。
2.控制微小卫星的姿态和避免冲突成为新的难点，因为它不像传统卫星那样拥有可靠的推进系统和定位设备。
3.微小卫星的信号传输问题也需要解决，由于其发射功率小、天线缩短等原因，微小卫星存在与带宽和通讯方面的限制。
第五章：微小卫星技术的未来前景微小卫星技术的优势和应用前景使得它得到广泛的关注。
从发展趋势来看，微小卫星技术出现了新的机会，未来的发展前景十分长远。
微米的探索中国航天在微小卫星领域的创新成果
快速发展阶段
2003年，中国航天科技集团公司八院成功研制出“试验卫星三号”，实现了多项 技术突破，为后续的微小卫星发展积累了宝贵的经验。
2006年，中国航天科技集团公司八院成功研制出“试验卫星四号”，进一步提升 了中国微小卫星的技术水平。
集成化制造
将多个部件集成在一个模 块中，简化卫星结构，降 低成本。
自动化生产线
实现卫星部件的自动化生 产和组装，提高生产效率 。
发射与回收技术创新
快速发射
研发新型火箭和发射技术，缩短 卫星发射准备时间和发射周期。
在轨加注技术
实现卫星在轨燃料加注，延长卫 星使用寿命。
回收技术
研发卫星回收技术，降低卫星失 效风险，降低太空垃圾产生。
VS
详细描述
微小卫星作为新型航天器，具有灵活性和 可定制性，适合进行各种空间科学实验和 技术试验。通过搭载先进的科学仪器和技 术试验装置，微小卫星可以开展空间物理 、空间化学、空间生物学等方面的研究， 推动科学技术的进步和创新。
商业应用与国际合作
总结词
微小卫星的商业应用与国际合作前景广阔， 能够促进航天产业的发展和经济合作。
卫星应用技术创新
多功能集成
将多种传感器和设备集成在卫星 上，提高卫星应用效能。
数据处理技术
研发高效的数据处理技术和算法， 提高卫星数据处理速度和质量。
星地协同技术
实现卫星与地面站之间的协同工作 ，提高数据传输效率和稳定性。
03
C导航
总结词
微小卫星在通信与导航领域具有广泛的应用前景，能够提供全球覆盖的通信网络和精确的定位服务。
微型卫星：低成本太空探索方案
微型卫星：低成本太空探索方案随着科技的不断发展，太空探索已经成为人类探索未知的重要领域之一。
然而，传统的太空探索项目往往需要巨额资金投入，这也限制了许多国家和机构的参与。
为了降低成本、提高效率，微型卫星作为一种全新的太空探索方案逐渐受到人们的关注。
本文将探讨微型卫星的定义、特点以及其在低成本太空探索方案中的应用。
一、微型卫星的定义微型卫星，顾名思义，是指体积小、重量轻的卫星。
通常来说，微型卫星的质量在1-100千克之间，体积在1立方米以内。
相比于传统的大型卫星，微型卫星具有成本低、研发周期短、灵活性高等特点。
微型卫星通常包括纳米卫星、皮卫星和小卫星等多种类型，它们可以完成各种不同的任务，如科学实验、地球观测、通信传输等。
二、微型卫星的特点1. 低成本：微型卫星的研发、制造和发射成本相对较低，大大降低了太空探索的门槛，使更多的国家和机构有能力参与到太空探索中来。
2. 灵活性高：微型卫星体积小、重量轻，可以灵活地进行组网、编队飞行，实现多卫星协同作业，提高任务执行的效率和成功率。
3. 研发周期短：相比于传统的大型卫星项目，微型卫星的研发周期更短，可以更快地响应任务需求，快速实现任务的部署和执行。
4. 多样化应用：微型卫星可以用于科学实验、地球观测、气象预报、通信传输等多个领域，具有广泛的应用前景。
三、微型卫星在低成本太空探索方案中的应用1. 科学实验：微型卫星可以搭载各种科学仪器，进行空间科学实验，探索宇宙的奥秘，推动科学技术的发展。
2. 地球观测：微型卫星可以进行地球观测，监测气候变化、自然灾害等情况，为环境保护和资源管理提供数据支持。
3. 通信传输：微型卫星可以用于建立卫星通信网络，提供全球通信覆盖，改善偏远地区的通信条件。
4. 资源探测：微型卫星可以用于资源勘探，如矿产资源、水资源等，为资源开发提供数据支持。
5. 太空探索：微型卫星可以进行深空探测任务，探测外太空的星球、恒星等，拓展人类对宇宙的认知。
南京理工大学课表
环境毒理学
083002C11
环境毒理学 空气颗粒物污染与防治 环境工程设备与应用 环境质量监测系统 大气污染控制理论与技术 环境科学与工程进展 废水处理工艺设计及计算 色谱与分子光谱分析 膜分离基础与材料 膜分离理论与应用专题 生物材料学 医学影像成像技术 医学和生物分析学 生物医学传感器的构建
空气颗粒物污染与防 083002C12 治 环境工程设备与应用 083002S01 环境质量监测系统 083003B02
生产系统与服务工程 080201C23 嵌入式系统软件设计 080201C24 与开发 机电系统信息交联技 080201C25 术 微纳尺度加工技术 工程项目管理 080201C30 080201C31
现代传感与探测技术 080201C35 机电系统信息与数字 080201C38 化技术基础 制导与控制技术 080201C40
现代推进原理与进展 082501B02 推进系统结构动力学 分析及其应用 飞航导弹战斗部与引 信 固体火箭发动机热防 护理论 固体火箭发动机工作 过程数值仿真 现代人机工程学 火炮现代设计理论与 方法 燃气射流理论及其数 值分析 火箭导弹现代发射技 术 发射系统实验与机电 检测技术 火炮系统分析与总体 设计 数字化火炮与检测技 术 弹药工程设计 弹药智能技术 082501B06 082501C01 082501C04 082501C07 082501C13 082601B02 082601B03 082601C04 082601C07 082601C08 082601C10 082601C13 082601C14
光电成像与计算机处 080304C12 理 光电技术综合实验I 080304S01
光电技术综合实验II 080304S02 非线性电路理论 Thin Film Electronic Technology 计算电磁学 080810C09 080904B02 080904B07
微纳星空：“敢于啃最硬的骨头”的民营卫星制造企业
微纳星空：“敢于啃最硬的骨头”的民营卫星制造企业作者：***来源：《中关村》2020年第03期全球日益增長的卫星应用及服务需求，促使卫星制造和卫星发射市场正在以前所未有的速度向前发展。
自2015年开始，中国鼓励引导民间资本和社会力量有序参与航天科研生产、空间基础设施建设、空间信息产品服务、卫星运营等航天活动，大力发展商业航天产业，从此开启了民营企业制造卫星、发射卫星的新征程。
不久前，北京微纳星空科技有限公司（以下简称“微纳星空”）联合创始人兼副总经理郇一恒接受了本刊记者的采访。
他指出，“过去，只有国营大企业才能造卫星；如今，很多民营企业加入到制造卫星的阵营当中。
民营卫星企业的壮大，将大幅提升中国航天产业的商用和民用价值。
”微纳星空于2017年成立，是一家位于中关村科学城的民营卫星制造企业，主要从事整星研发制造服务，自主研发微纳卫星平台和核心部组件业务。
依托中国航天六十多年来的发展和沉淀，微纳星空通过深度研发核心技术、充分发挥效率优势、显著降低运营成本，目前已具备500公斤以内卫星整星和部件研制能力，包括最核心的星务管理、姿态轨道控制等分系统以及关键单机的研制。
以国际化为目标，微纳星空正在向国际领先的商业卫星公司大跨步迈进。
2017年8月，郇一恒与其他三位合伙人怀着“造卫星上天”的宏大梦想，来到中关村永丰科技园区中关村壹号，创立了北京微纳星空科技有限公司。
“这里有良好的创业氛围，与卫星相关的科研院所、公司林立，专业人才众多，产业聚集效应明显。
”郇一恒强调。
微纳星空以技术创新为引领，扎根园区创业，仅两年有余，已经完成了5次卫星发射任务，14颗星在研等待交付，在中小卫星制造领域，交出了一份高质量的成绩单。
2018年8月14日，由微纳星空负责的“海南一号”卫星整星方案顺利通过用户组织的专家评审。
“海南一号”卫星基于微纳星空50公斤级卫星平台设计，搭载有光学传感器和AIS系统，在500公里的低倾角轨道组成低纬度观测星座。
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南京理工大学科技成果——微纳卫星技术成果简介：
南京理工大学建有微纳卫星研究中心，目前已成功研制了2U （100×100×227.5mm，重约2kg）立方体卫星平台、6U（238×341.5×112mm，重约10kg）平台以及在研50kg微小卫星平台，可以实现多种卫星载荷（AIS、光学相机、多光谱相机、电子侦察载荷等）兼容适配，可提供平台定制化设计，平台具备1年在轨寿命能力。
学校已经成功发射5颗2U立方体卫星，卫星三轴稳定姿态，控制精度可达到1°，星上电源可提供4.8W平均功耗，星内温度范围为0至35℃。
卫星平台各分系统的功能性模块，包括：结构模块、姿态控制（姿控）计算机、姿控执行器、姿态探测器、卫星电源、电源控制器、星务计算机、离轨帆、冷气动力系统、通信机等平台模块，均经过在轨验证，性能可靠良好。
团队可以提供单独的功能性模块及相关服务。
项目水平：国际先进，成熟程度：产业化
合作方式：合作开发、专利许可、技术入股。