航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，包括多功能結(jié)構(gòu)單元、電源管理單元、數(shù)據(jù)處理單元和放電負(fù)載單元。多功能結(jié)構(gòu)單元集承載、供電、減振等功能于一體；電源管理單元控制充/放電操作，實(shí)時(shí)檢測(cè)及調(diào)整電源模塊的電性能參數(shù)，并將其傳輸給數(shù)據(jù)處理單元；數(shù)據(jù)處理單元獲取系統(tǒng)運(yùn)行的機(jī)/電性能參數(shù)，并通過遙測(cè)與數(shù)傳接口提交給航天器平臺(tái)，最終傳回地面；放電負(fù)載單元在電源管理單元控制下耗用電能。該系統(tǒng)將航天器結(jié)構(gòu)與電源等多功能融合，并集電源充/放電管理、結(jié)構(gòu)力學(xué)/電性能監(jiān)測(cè)、數(shù)據(jù)管理及傳輸?shù)葹橐惑w，能系統(tǒng)地執(zhí)行從遙控指令接收到多功能實(shí)現(xiàn)、再到狀態(tài)監(jiān)測(cè)及數(shù)據(jù)管理與傳輸?shù)热蝿?wù)過程。
【專利說明】
航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于航天器結(jié)構(gòu)與設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體設(shè)及一種航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜 合管理與操控系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002] 當(dāng)前，航天器對(duì)其有效載荷比和可利用空間提出了越來越高的要求，為此，多功能 結(jié)構(gòu)技術(shù)在航天領(lǐng)域逐漸受到重視并走向應(yīng)用。多功能結(jié)構(gòu)技術(shù)是把數(shù)據(jù)處理、福射防護(hù)、 熱控、蓄電等功能與航天器自身結(jié)構(gòu)有機(jī)融合為一體的一項(xiàng)技術(shù)，通過采用結(jié)構(gòu)、功能和材 料的一體化設(shè)計(jì)，消除大量冗余質(zhì)量和體積，從而顯著提升航天器的載荷/質(zhì)量比、載荷/體 積比W及功能/結(jié)構(gòu)比。
[0003] 然而，對(duì)于一個(gè)具體的多功能結(jié)構(gòu)，要想實(shí)現(xiàn)其在航天器上的順利、正常工作，需 要對(duì)其在軌工作過程進(jìn)行管理和控制，同時(shí)需要對(duì)其在軌工作狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)測(cè)。因此，急需研 制一套在軌管理與操控系統(tǒng)，W對(duì)航天器多功能結(jié)構(gòu)進(jìn)行有效管理與控制。截止目前，在國(guó) 內(nèi)外還沒有發(fā)現(xiàn)關(guān)于此類管理與操控系統(tǒng)的文獻(xiàn)報(bào)道或工程應(yīng)用先例。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 為了實(shí)現(xiàn)多功能結(jié)構(gòu)在航天器上正常工作，本發(fā)明提供了一種航天器在軌多功能 結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：
[0006] -種航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，包括多功能結(jié)構(gòu)單元、電源管 理單元、數(shù)據(jù)處理單元和放電負(fù)載單元。其中，所述多功能結(jié)構(gòu)單元由主結(jié)構(gòu)模塊、四個(gè)可 充/放電源模塊、減振系統(tǒng)W及傳感器模塊組成，所述電源管理單元與可充/放電源模塊連 接，控制可充/放電源模塊的充電和放電操作，同時(shí)實(shí)時(shí)檢測(cè)調(diào)整可充/放電源模塊的各電 性能參數(shù)，并將可充/放電源模塊的各電性能參數(shù)傳輸給數(shù)據(jù)處理單元，并將自身工作狀態(tài) 參數(shù)通過其自身的遙測(cè)接口直接提交到航天器平臺(tái)；所述數(shù)據(jù)處理單元與傳感器模塊連 接，通過傳感器模塊獲取多功能結(jié)構(gòu)單元運(yùn)行時(shí)的機(jī)械性能參數(shù)與電性能參數(shù)，并通過其 自身的遙測(cè)接口與數(shù)傳接口，將采集的數(shù)據(jù)提交給航天器平臺(tái)，最終傳回地面測(cè)控平臺(tái)；所 述放電負(fù)載單元與電源管理單元連接，能夠在電源管理單元的控制下耗用電源模塊的能 量。
[0007] 本發(fā)明中，所述主結(jié)構(gòu)模塊包括框架、上蓋板和下蓋板;其中，所述框架的整體外 形呈田字構(gòu)型，具有四個(gè)方格空腔，所述框架具有關(guān)于x、y和Z =軸的全方位對(duì)稱性;所述下 蓋板固定于所述框架的底面;所述上蓋板固定于所述框架的頂面;所述框架、上蓋板和下蓋 板一同組成主承力結(jié)構(gòu)，具有結(jié)構(gòu)承載的功能；
[000引所述可充/放電源模塊包括4個(gè)，分別記為可充/放電源模塊I、可充/放電源模塊 n、可充/放電源模塊m和可充/放電源模塊IV;每個(gè)可充/放電源模塊通過彈性支撐結(jié)構(gòu)W 嵌埋方式設(shè)置于框架、上蓋板W及下蓋板所形成的封閉方格空腔內(nèi)，且框架內(nèi)的每個(gè)方格 空腔內(nèi)唯一安裝一個(gè)可充/放電源模塊;可充/放電源模塊的正、負(fù)極線通過強(qiáng)電電纜引出， 連接到設(shè)置于所述框架的外側(cè)壁的強(qiáng)電電連接器上形成充放電接口；所述可充/放電源模 塊既具有多次充電與多次放電的功能，又具有充當(dāng)振子消耗振動(dòng)能量的功能。
[0009] 每個(gè)可充/放電源模塊的四周與用于容納該可充/放電源模塊的方格空腔壁之間 設(shè)置有彈性塊。每個(gè)可充/放電源模塊的底面與所述下蓋板之間設(shè)置有彈性墊。每個(gè)可充/ 放電源模塊的頂面與所述上蓋板之間也設(shè)置有彈性墊?？沙?放電源模塊、彈性塊和彈性墊 構(gòu)成減振系統(tǒng)，相當(dāng)于"彈黃-振子"模型。其中，所述彈性塊和所述彈性墊相當(dāng)于具有一定 剛度和阻尼的彈性支撐;所述可充/放電源模塊相當(dāng)于具有一定質(zhì)量的振子，該減振系統(tǒng)一 方面通過彈性支撐的變形吸振耗能，另一方面由作為振子的可充/放電源模塊將結(jié)構(gòu)振動(dòng) 能量轉(zhuǎn)化為振子動(dòng)能的方式來消耗振動(dòng)能量，二者綜合作用的結(jié)果降低了振動(dòng)在多功能結(jié) 構(gòu)中的傳遞，并有效管理可充/放電源模塊的力學(xué)環(huán)境；
[0010] 所述傳感器模塊包括若干個(gè)溫度傳感器和若干個(gè)加速度傳感器；其中，所述若干 個(gè)溫度傳感器分別設(shè)置于可充/放電源模塊的內(nèi)腔和外側(cè)壁，用于監(jiān)測(cè)相應(yīng)可充/放電源模 塊的溫度;所述若干個(gè)加速度傳感器分別設(shè)置于所述框架的內(nèi)壁、上蓋板的內(nèi)壁W及所述 下蓋板的內(nèi)壁，用于測(cè)量所述框架、上蓋板和所述下蓋板的振動(dòng)情況，為多功能結(jié)構(gòu)單元內(nèi) 部的電能與振動(dòng)管理提供了檢測(cè)與監(jiān)控手段。
[0011] 此外，所述多功能結(jié)構(gòu)單元還具有2路弱電接口，分別為溫度信號(hào)輸出接口和加速 度信號(hào)輸出接口，它們均采用弱電電纜與數(shù)據(jù)處理單元相連接。
[0012] 本發(fā)明中，可W通過將位置相鄰的2個(gè)可充/放電源模塊進(jìn)行串聯(lián)，得至順組相同 輸出電壓的電源，分別稱為主份電源和備份電源;所述主份電源和備份電源各具有1路充放 電接口，充放電接口為強(qiáng)電接口，所述主份電源和備份電源各自通過其充放電接口采用強(qiáng) 電電纜與電源管理單元相連接。
[0013] 本發(fā)明中，所述電源管理單元包括充電調(diào)節(jié)器模塊、放電調(diào)節(jié)器模塊、調(diào)理電路模 塊和輔助源電路，具有充電控制、放電控制、主/備份電源切換和電壓/電流檢測(cè)調(diào)理功能； 用于多功能結(jié)構(gòu)單元在軌運(yùn)行時(shí)的充電/放電管理，并利用內(nèi)部集成的檢測(cè)調(diào)理電路，協(xié)助 放電負(fù)載單元獲取多功能結(jié)構(gòu)單元中的裡電池在軌運(yùn)行的電性能參數(shù)。
[0014] 所述電源管理單元具有2路充放電接口和1路指令接口，2路充放電接口分別連接 到電源模塊的主份電源和備份電源，1個(gè)指令接口接收航天器發(fā)送的控制指令，電源管理單 元控制放電負(fù)載單元對(duì)主份電源或者備份電源進(jìn)行放電。
[0015] 本發(fā)明中，所述數(shù)據(jù)處理單元包括電源模塊、CPU控制模塊和數(shù)據(jù)采集模塊，數(shù)據(jù) 處理單元采集、處理和傳輸多功能結(jié)構(gòu)單元在發(fā)射階段及在軌運(yùn)行期間的機(jī)械性能參數(shù)和 電壓、電流等電性能參數(shù)，獲取多功能結(jié)構(gòu)單元的振動(dòng)特性、驗(yàn)證多功能結(jié)構(gòu)單元的結(jié)構(gòu)支 撐性能和基本電性能。
[0016] 本發(fā)明中，所述放電負(fù)載單元可W采用任意形式的負(fù)載，耗用多功能結(jié)構(gòu)單元的 電能。如所述放電負(fù)載單元采用多路加熱片的方式實(shí)現(xiàn)，用于消耗多功能結(jié)構(gòu)單元的電能。
[0017] 本發(fā)明中，所述多功能結(jié)構(gòu)單元可通過螺釘連接方式安裝在航天器艙板上，也可 直接作為航天器艙板或隔板使用。所述電源管理單元和數(shù)據(jù)處理單元均安裝于航天器本體 艙內(nèi)。所述放電負(fù)載單元可采用熱導(dǎo)膠貼裝在航天器艙壁上或螺接等其它方式安裝在航天 器本體艙內(nèi)，并通過電纜與電源管理單元相連接。
[0018] 進(jìn)一步的，可在所述多功能結(jié)構(gòu)單元底面上安裝相變裝置，該多功能結(jié)構(gòu)與相變 裝置之間可用絕緣膜隔離;所述絕緣膜采用聚酷亞胺材料制成;所述相變裝置是通過將正 十六燒灌裝在金屬殼中而制成，用于對(duì)多功能結(jié)構(gòu)單元進(jìn)行被動(dòng)熱控。
[0019] 通過采用上述技術(shù)方案，形成了一種航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系 統(tǒng)，該系統(tǒng)可提供電源管理和測(cè)控接口功能，可實(shí)現(xiàn)對(duì)多功能結(jié)構(gòu)內(nèi)部電源模塊的充電/放 電控制，可監(jiān)測(cè)電源模塊的電壓和電流信號(hào)，同時(shí)還可通過驅(qū)動(dòng)多功能結(jié)構(gòu)內(nèi)部的加速度 傳感器和溫度傳感器，來監(jiān)測(cè)并分析其減振特性和熱特性。
[0020] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于:將航天器結(jié)構(gòu)與電源等多功能融合，并集電 源充/放電管理、結(jié)構(gòu)力學(xué)性能監(jiān)測(cè)、電性能監(jiān)測(cè)、數(shù)據(jù)管理及傳輸?shù)葹橐惑w，能夠系統(tǒng)地執(zhí) 行從遙控指令接收到多功能實(shí)現(xiàn)、再到狀態(tài)監(jiān)測(cè)及數(shù)據(jù)管理與傳輸?shù)热蝿?wù)過程，且體積小、 重量輕、功能密度高，解決了航天器內(nèi)部空間局限、重量限制等與其對(duì)多功能、長(zhǎng)壽命等要 求日益提高的尖銳矛盾。
【附圖說明】
[0021] 圖1為本發(fā)明的原理框圖。
[0022] 圖2為多功能結(jié)構(gòu)單元的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0023] 圖3為電源管理單元的結(jié)構(gòu)組成圖。
[0024] 圖4為數(shù)據(jù)處理單元的結(jié)構(gòu)組成圖。
[0025] 圖5為放電負(fù)載單元的連接關(guān)系圖。
[0026] 圖6為本發(fā)明航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)在航天器內(nèi)部的一種安 裝位置示意圖。
[0027] 圖7為本發(fā)明航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)在航天器內(nèi)部的另一種 安裝位置示意圖。
[002引圖中標(biāo)號(hào)說明：
[0029] 1、多功能結(jié)構(gòu)單元;2、電源管理單元;3、數(shù)據(jù)處理單元;4、放電負(fù)載單元;5、框架； 6、上蓋板;7、下蓋板;8、可充/放電源模塊I; 9、可充/放電源模塊II; 10、可充/放電源模塊 III; 11、可充/放電源模塊IV; 12、彈性塊;13、彈性墊。
[0030] 圖中符號(hào)說明：
[00川 MFSU--多功能結(jié)構(gòu)單元；BMU--電源管理單元；DPU--數(shù)據(jù)處理單元； 化U--放電負(fù)載單兀;BCR--充電調(diào)節(jié)器模塊;BDR--放電調(diào)節(jié)器模塊;APS--輔助源 電路。
【具體實(shí)施方式】
[0032] 為了使本發(fā)明所解決的技術(shù)問題、技術(shù)方案及有益效果更加清楚明白，W下結(jié)合 附圖及實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)施例僅用W 解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。
[0033] 為了綜合管理和操控航天器電能與力學(xué)環(huán)境管理多功能結(jié)構(gòu)，本發(fā)明提出了一種 航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)。
[0034] 結(jié)合圖1-圖7,本發(fā)明提供的航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，包括多 功能結(jié)構(gòu)單元1、電源管理單元2、數(shù)據(jù)處理單元3和放電負(fù)載單元4,能夠系統(tǒng)地執(zhí)行從遙控 指令接收到多功能實(shí)現(xiàn)、再到狀態(tài)監(jiān)測(cè)及數(shù)據(jù)管理與傳輸?shù)热蝿?wù)過程。
[0035] W下對(duì)各組成部分作詳細(xì)介紹：
[0036] (一)多功能結(jié)構(gòu)單元
[0037] 所述多功能結(jié)構(gòu)單元1是航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)的核屯、工作 部件，具有結(jié)構(gòu)承載、減振、供電與蓄電、振動(dòng)及溫度測(cè)量等功能。圖2為多功能結(jié)構(gòu)單元1的 結(jié)構(gòu)示意圖，包括主結(jié)構(gòu)模塊、四個(gè)可充/放電源模塊、減振系統(tǒng)W及傳感器模塊等四個(gè)部 分。
[003引1、多功能結(jié)構(gòu)單元
[0039] 所述多功能結(jié)構(gòu)單元包括框架5、上蓋板6和下蓋板7;下蓋板7固定于框架5的底 面;上蓋板6固定于框架5的頂面;框架5呈"曲'字構(gòu)型，具有上下、左右及前后方向上的結(jié)構(gòu) 對(duì)稱性?？蚣?連同上蓋板6、下蓋板7-起組成主承力結(jié)構(gòu)，具有結(jié)構(gòu)承載的功能。
[0040] 所述框架5包括位于四周的邊框W及位于框架內(nèi)部的龍骨，邊框W及龍骨均采用 空屯、方管連接裝配而成。所述空屯、方管是采用碳纖維復(fù)合材料鋪層制作而成，其鋪層方式 為[±45/0/±45]2s。所述空屯、方管之間通過十字型接頭、L型結(jié)構(gòu)或者T型接頭相互組裝連 接形成邊框W及龍骨進(jìn)而形成框架。為了增強(qiáng)空屯、方管與十字型接頭、L型結(jié)構(gòu)W及T型接 頭之間連接的可靠性，所述十字型接頭、L型結(jié)構(gòu)W及T型接頭與與其連接的空屯、方管之間 均采用膠粘劑進(jìn)行粘接。
[0041] 所述上蓋板6、下蓋板7均采用夾忍結(jié)構(gòu)，所述上、下蓋板均包括上蒙皮、夾忍格板 和下蒙皮，上蒙皮和下蒙皮分別鋪蓋固定在夾忍框架的上、下表面上，上下蒙皮與夾忍格板 之間均采用膠粘劑進(jìn)行連接，并控制膠粘劑所在的粘接膠層的厚度在0.1 mm~0.2mm的范圍 內(nèi)，并采用J47膠膜作為膠粘劑。所述夾忍格板采用筋條形式，夾忍框架包括邊框W及邊框 內(nèi)均勻呈橫向或縱向排列的多條筋肋。
[0042] 此外，上蓋板6和下蓋板7上還打有多個(gè)排氣孔，W用作工藝過程和真空環(huán)境下內(nèi) 部氣體的排出通道。
[0043] 2、可充/放電源模塊
[0044] 所述可充/放電源模塊共計(jì)4個(gè)，分別記為可充/放電源模塊18、可充/放電源模塊 n 9、可充/放電源模塊虹10和可充/放電源模塊IV11;可充/放電源模塊可采用裡電池，更優(yōu) 選的，可采用固態(tài)裡電池;每個(gè)可充/放電源模塊W嵌埋的方式設(shè)置于框架5與上下蓋板6、7 所形成的封閉方格空腔內(nèi)。并且，每個(gè)方格空腔內(nèi)唯一安裝1個(gè)可充/放電源模塊;可充/放 電源模塊既具有多次充電與多次放電的功能，又具有充當(dāng)振子消耗振動(dòng)能量的功能。
[0045] 本實(shí)施例中，將位置相鄰的2個(gè)可充/放電源模塊進(jìn)行串聯(lián)，得到兩組相同輸出電 壓的電源，分別稱為主份電源和備份電源;主份電源和主備份電源各具有1路充放電接口， 該充放電接口為強(qiáng)電接口，采用強(qiáng)電電纜與電源管理單元2相連接。
[0046] 在可充/放電源模塊內(nèi)部還引出若干電壓檢測(cè)線，并焊接到安裝于框架5外側(cè)壁的 電連接器上，形成一個(gè)用于檢測(cè)每個(gè)可充/放電源模塊分級(jí)電壓信號(hào)的檢測(cè)接口。
[0047] 可充/放電源模塊還進(jìn)一步連接外置的電源管理單元2,可W實(shí)現(xiàn)恒流充/放電或 恒壓充/放電，同時(shí)充/放電速度可控，從而有效實(shí)現(xiàn)對(duì)電能的管理。
[004引 3、減振系統(tǒng)
[0049] 所述充/放可充/放電源模塊與框架5、上蓋板6W及下蓋板7之間設(shè)有彈性支撐件。 所述彈性支撐件包括彈性塊12和彈性墊13,所述彈性塊12和彈性墊13均采用K216娃橡膠材 料支撐。
[0050] 在每個(gè)可充/放電源模塊的四周與用于容納該可充/放電源模塊的方格空腔壁之 間設(shè)置有彈性塊12;每個(gè)可充/放電源模塊的底面與下蓋板7之間設(shè)置有彈性墊13,每個(gè)可 充/放電源模塊的底面與上蓋板6之間也設(shè)置有彈性墊13;可充/放電源模塊、彈性塊12和彈 性墊13構(gòu)成減振系統(tǒng)，相當(dāng)于"彈黃-振子"模型，其中，彈性塊12和彈性墊13相當(dāng)于具有一 定剛度和阻尼的彈性支撐;可充/放電源模塊相當(dāng)于具有一定質(zhì)量的振子。該減振系統(tǒng)一方 面通過彈性支撐的變形吸振耗能，另一方面由作為振子的可充/放電源模塊將結(jié)構(gòu)振動(dòng)能 量轉(zhuǎn)化為振子動(dòng)能的方式來消耗振動(dòng)能量，二者綜合作用的結(jié)果降低了振動(dòng)在多功能結(jié)構(gòu) 單元中的傳遞，并有效管理可充/放電源模塊的力學(xué)環(huán)境。
[0051] 彈性塊12和彈性墊13既具有結(jié)構(gòu)支撐可充/放電源模塊的功能，還可通過自身彈 性變形達(dá)到耗散一部分振動(dòng)能量的作用，具有保護(hù)可充/放電源模塊的功能，同時(shí)還具有可 充/放電源模塊絕緣與散熱的功能。
[0052] 彈性塊12呈長(zhǎng)方體形狀，其兩端分別與框架5的內(nèi)側(cè)面和可充/放電源模塊的外側(cè) 面W面接觸方式相接，不存在固接關(guān)系；彈性墊13呈井字構(gòu)型，一面通過膠粘劑與上蓋板6 的下表面和下蓋板7的上表面粘接在一起，而另一面僅W面接觸方式與可充/放電源模塊的 表面相接，不存在固接關(guān)系;安裝好后的彈性塊12和彈性墊13均處于預(yù)壓緊狀態(tài)，具有結(jié)構(gòu) 支撐作用，可使得靜止?fàn)顟B(tài)下的可充/放電源模塊在框架5內(nèi)部保持位置確定。
[0053] 在框架5的內(nèi)側(cè)，在每個(gè)彈性塊12兩側(cè)根部界限處的位置，均采用結(jié)構(gòu)膠粘劑粘接 有限位塊，用于對(duì)彈性塊12進(jìn)行限位。
[0化4] 4、傳感器模塊
[0055]所述傳感器模塊包括多個(gè)溫度傳感器和多個(gè)加速度傳感器;其中，溫度傳感器設(shè) 置于可充/放電源模塊的內(nèi)腔和外側(cè)壁，用于監(jiān)測(cè)可充/放電源模塊的溫度;加速度傳感器 設(shè)置于框架5的內(nèi)壁、上蓋板6的內(nèi)壁和下蓋板7的內(nèi)壁，用于測(cè)量框架5、上蓋板6和下蓋板7 的振動(dòng)情況，為多功能結(jié)構(gòu)單元內(nèi)部電能與振動(dòng)管理提供了檢測(cè)與監(jiān)控手段。
[0化6](二）電源管理單元
[0057]電源管理單元2是航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)的重要組成部分， 能夠?yàn)楹教炱髟谲壎喙δ芙Y(jié)構(gòu)綜合管理與調(diào)控系統(tǒng)提供充/放電控制、主備電源控制與檢 測(cè)調(diào)理等功能。具體地，電源管理單元2接收航天器平臺(tái)的遙控指令，利用航天器母線電源 和放電負(fù)載單元4,對(duì)多功能結(jié)構(gòu)單元1中的可充/放電源模塊進(jìn)行充電和放電操作；同時(shí)， 電源管理單元2檢測(cè)并調(diào)理可充/放電源模塊的電性能參數(shù)(包括電壓、電流信號(hào)），提交給 數(shù)據(jù)處理單元3和航天器，并將自身工作狀態(tài)參數(shù)通過直接遙測(cè)接口提交航天器平臺(tái)。
[005引參照?qǐng)D3為電源管理單元的結(jié)構(gòu)組成圖。電源管理單元電源管理單元2包括充電調(diào) 節(jié)器模塊BCR、放電調(diào)節(jié)器模塊抓R、調(diào)理電路模塊、輔助源電路APS(包含在各個(gè)模塊中）構(gòu) 成。充電單元模塊BCR主要由主功率電路、保護(hù)電路、采樣電路、充電控制和功率驅(qū)動(dòng)電路W 及供電電路等組成;放電調(diào)節(jié)器模塊抓R主要由濾波電路、保護(hù)電路、放電控制電路和供電 電路組成；調(diào)理電路模塊主要對(duì)每節(jié)電池與地之間進(jìn)行相應(yīng)的補(bǔ)償，使流過每節(jié)單體電池 的電流一致;輔助源電路AI^具有輸入欠壓保護(hù)、輸入過流保護(hù)、輸出過壓保護(hù)等保護(hù)功能。
[0化9] (S)數(shù)據(jù)處理單元
[0060] 數(shù)據(jù)處理單元3是航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)的另一個(gè)重要組成 部分，其從航天器平臺(tái)獲取IOOV DC的母線電源和控制指令，通過傳感器和檢測(cè)調(diào)理電路獲 取多功能結(jié)構(gòu)單元1運(yùn)行時(shí)的機(jī)械性能參數(shù)(加速度信號(hào)）與可充/放電源模塊的電性能參 數(shù)（電壓、電流信號(hào)和溫度信號(hào)），并通過遙測(cè)接口（直接遙測(cè)量和總線遙測(cè)通道)與數(shù)傳接 口，將采集的數(shù)據(jù)提交給航天器平臺(tái)，最終傳回地面測(cè)控平臺(tái)。
[0061] 圖4為數(shù)據(jù)處理單元的結(jié)構(gòu)組成圖，包括可充/放電源模塊、CPU控制模塊、數(shù)據(jù)采 集模塊和光纖控制器模塊四個(gè)模塊組成。其中，可充/放電源模塊主要功能包括一次電源接 口、指令接口、二次電源變換、設(shè)備加斷電控制、繼電器狀態(tài)量遙測(cè)、光纖傳感器和加速度傳 感器加斷電控制等;CPU控制模塊主要功能是數(shù)據(jù)的采集與處理、數(shù)據(jù)存儲(chǔ)和LVDS數(shù)據(jù)發(fā)送 控制、1553B總線通訊控制等功能;數(shù)據(jù)采集模塊主要功能包括加速度傳感器接口、溫度量 輸入接口、電壓量輸入接口、多選一通道控制、信號(hào)調(diào)理等;光纖控制器模塊用于為光纖控 制器提供工作電源，并通過RS485接口接收光纖控制器輸出的采集數(shù)據(jù)。本發(fā)明能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì) 航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與調(diào)控系統(tǒng)在發(fā)射階段及在軌運(yùn)行期間的結(jié)構(gòu)性能和電 池性能數(shù)據(jù)進(jìn)行采集、存儲(chǔ)、處理和傳輸?shù)裙δ堋?br>[0062] 本實(shí)施例中，數(shù)據(jù)處理單元3中的元器件質(zhì)量等級(jí)均采用普軍W上，并通過冗余設(shè) 計(jì)提高設(shè)備可靠性，除傳感器接口及調(diào)理電路、設(shè)備加斷電控制電路外，其它電路都做冗余 設(shè)計(jì)。
[0063] (四）放電負(fù)載單元
[0064] 放電負(fù)載單元4為航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)中的用電負(fù)載，其 可W采用任意形式的負(fù)載，主要耗用多功能結(jié)構(gòu)單元內(nèi)部可充/放電源模塊的電能。
[0065] 圖5為放電負(fù)載單元4的連接關(guān)系圖，其通過電源管理單元2與多功能結(jié)構(gòu)單元1的 內(nèi)部電源建立聯(lián)系，可在電源管理單元2的控制下，消耗多功能結(jié)構(gòu)單元1內(nèi)部可充/放電源 模塊的能量。
[0066] 在本實(shí)施例中，放電負(fù)載單元4采用了 10路成熟的、純阻性負(fù)載類型的加熱片實(shí) 現(xiàn)。10路加熱片W并聯(lián)方式工作，每路的額定功率為62.5W，其技術(shù)指標(biāo)參數(shù)如下表1所示。
[0067] 表1放電負(fù)載單元內(nèi)部加熱片的技術(shù)指標(biāo)參數(shù) 「nOARl
12 通過采用上述技術(shù)方案，形成了一種集電源充/放電管理、結(jié)構(gòu)力學(xué)性能監(jiān)測(cè)、電 性能監(jiān)測(cè)、數(shù)據(jù)管理及傳輸?shù)葹橐惑w的航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)。本發(fā) 明的創(chuàng)新點(diǎn)如下： 2 (1)該系統(tǒng)將航天器結(jié)構(gòu)與電源等多功能融合，能夠系統(tǒng)地執(zhí)行從遙控指令接收 到多功能實(shí)現(xiàn)、再到狀態(tài)監(jiān)測(cè)及數(shù)據(jù)管理與傳輸?shù)热蝿?wù)過程；
[0071] (2)該系統(tǒng)體積小、重量輕、功能密度高，解決了航天器內(nèi)部空間局限、重量限制等 與其對(duì)多功能、長(zhǎng)壽命等要求日益提高的尖銳矛盾。
[0072] 下面結(jié)合本發(fā)明在航天器上裝配工藝流程W及系統(tǒng)各組成部件之間的連接關(guān)系， 對(duì)該航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)進(jìn)行具體描述。
[0073] 第1步，多功能結(jié)構(gòu)單元安裝。
[0074] 多功能結(jié)構(gòu)單元在航天器上的安裝方式主要有兩種，分別如圖6和圖7所示。第一 種方式是將多功能結(jié)構(gòu)單元通過螺釘連接方式安裝在航天器艙板上，如圖6所示;第二種方 式是將多功能結(jié)構(gòu)單元直接取代原有航天器艙板作為新的航天器艙板使用，如圖7所示。此 夕h也可將其作為航天器的隔板使用。
[0075] 本實(shí)施例中，采用螺栓螺接的方式(第一種方式)將所述多功能結(jié)構(gòu)單元安裝于航 天器艙板上(具體參見圖6)。從熱控設(shè)計(jì)角度考慮，在所述多功能結(jié)構(gòu)單元與航天器艙板之 間還安裝了一種相變裝置。該相變裝置是通過將正十六燒(一種烙點(diǎn)為18.2°C的無色液體） 灌裝在板式的金屬殼中而制成，用于對(duì)多功能結(jié)構(gòu)單元1進(jìn)行被動(dòng)熱控。此外，從絕緣設(shè)計(jì) 角度考慮，在相變裝置與所述多功能結(jié)構(gòu)單元的底面之間，還采用了絕緣膜進(jìn)行隔離。該絕 緣膜采用聚酷亞胺材料制成，能夠?qū)Χ喙δ芙Y(jié)構(gòu)單元起到絕緣作用。
[0076] 第2步，電源管理單元安裝與線路連接。
[0077] 如圖6和圖7所示，電源管理單元安裝于航天器的本體艙內(nèi)。
[0078] 安裝完畢后，先分別用2根強(qiáng)電電纜將電源管理單元2的2路充/放電接口（X04和 X09)連接到多功能結(jié)構(gòu)單元的2路充/放電接口（分別對(duì)應(yīng)多功能解單元內(nèi)部的主份電源和 備份電源），W實(shí)現(xiàn)對(duì)多功能結(jié)構(gòu)單元中可充/放電源模塊的充電和放電操作控制;然后，用 電纜將電源管理單元2上用于檢測(cè)電源電壓的接口連接到多功能結(jié)構(gòu)單元的電連接器(該 電連接器是安裝于多功能結(jié)構(gòu)單元框架外側(cè)壁、用于檢測(cè)每個(gè)可充/放電源模塊分級(jí)電壓 信號(hào)的檢測(cè)接口），該電源電壓輸入電源管理單元2后，將在其內(nèi)部調(diào)理電路的處理下，形成 電源分級(jí)電壓信號(hào)輸出給數(shù)據(jù)處理單元3。
[0079] 第3步，數(shù)據(jù)處理單元安裝與線路連接。
[0080] 同樣地，數(shù)據(jù)處理單元3也安裝于航天器的本體艙內(nèi)，如圖6和圖7所示。
[0081] 數(shù)據(jù)處理單元3安裝完畢后，先分別用弱電電纜將數(shù)據(jù)處理單元3的溫度/加速度 信號(hào)輸入接口與多功能結(jié)構(gòu)單元1的2路弱電接口（即溫度信號(hào)輸出接口和加速度信號(hào)輸出 接口）連接起來;然后，采用電纜將數(shù)據(jù)處理單元3的電源電壓/電流信號(hào)接口 W及電源分級(jí) 電壓信號(hào)接口與電源管理單元2的相應(yīng)輸出接口連接起來，W獲取電源電壓/電流信號(hào)W及 電源分級(jí)電壓信號(hào)。
[0082] 第4步，放電負(fù)載單元安裝與線路連接。
[0083] 放電負(fù)載單元4可采用貼裝在航天器艙壁上或螺接等其它方式安裝在航天器本體 艙內(nèi)。在本實(shí)施例中，放電負(fù)載單元是采用10路加熱片并聯(lián)方式構(gòu)成，因而采用導(dǎo)熱硅膠將 其貼裝在航天器的艙壁上。
[0084] 貼裝完畢后，通過電纜將放電負(fù)載單元4連接到電源管理單元2的一個(gè)接口（X03) 上。運(yùn)樣，放電負(fù)載單元就W間接方式與多功能結(jié)構(gòu)單元1的內(nèi)部可充/放電源模塊建立起 聯(lián)系，并在電源管理單元2的控制下，耗用多功能結(jié)構(gòu)單元1內(nèi)部可充/放電源模塊的能量。
[0085] W上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，本發(fā)明的保護(hù)范圍并不僅局限于上述實(shí)施 例，凡屬于本發(fā)明思路下的技術(shù)方案均屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。應(yīng)該提出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域 的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理前提下的改進(jìn)和潤(rùn)飾，運(yùn)些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視 為本發(fā)明的保護(hù)范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，包括多功能結(jié)構(gòu)單元（I)、電源管 理單元(2)、數(shù)據(jù)處理單元(3)和放電負(fù)載單元(4)，其特征在于： 所述多功能結(jié)構(gòu)單元（1)由主結(jié)構(gòu)模塊、四個(gè)可充/放電源模塊、減振系統(tǒng)以及傳感器 模塊組成，所述電源管理單元(2)與可充/放電源模塊連接，控制可充/放電源模塊的充電和 放電操作，同時(shí)實(shí)時(shí)檢測(cè)調(diào)整可充/放電源模塊的各電性能參數(shù)，并將可充/放電源模塊的 各電性能參數(shù)傳輸給數(shù)據(jù)處理單元(3)，并將自身工作狀態(tài)參數(shù)通過其自身的遙測(cè)接口直 接提交到航天器平臺(tái)；所述數(shù)據(jù)處理單元(3)與傳感器模塊連接，通過傳感器模塊獲取多功 能結(jié)構(gòu)單元（1)運(yùn)行時(shí)的機(jī)械性能參數(shù)與電性能參數(shù)，并通過其自身的遙測(cè)接口與數(shù)傳接 口，將采集的數(shù)據(jù)提交給航天器平臺(tái)，最終傳回地面測(cè)控平臺(tái)；所述放電負(fù)載單元(4)與電 源管理單元(2)連接，能夠在電源管理單元(2)的控制下耗用電源模塊的能量。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，其特征在于： 所述主結(jié)構(gòu)模塊包括框架（5)、上蓋板(6)和下蓋板(7)，所述框架（5)的整體外形呈田 字構(gòu)型，具有四個(gè)方格空腔，所述框架(5)具有關(guān)于x、y和z三軸的全方位對(duì)稱性;所述下蓋 板（7)固定于所述框架（5)的底面;所述上蓋板(6)固定于所述框架（5)的頂面;所述框架 (5)、上蓋板(6)和下蓋板(7)組成主承力結(jié)構(gòu)； 所述可充/放電源模塊包括4個(gè)，分別記為可充/放電源模塊I (8 )、可充/放電源模塊Π (9)、可充/放電源模塊ΙΠ (10)和可充/放電源模塊IV( 11);每個(gè)可充/放電源模塊通過彈性 支撐結(jié)構(gòu)以嵌埋方式設(shè)置于框架(5)、上蓋板(6)以及下蓋板(7)所形成的封閉方格空腔內(nèi)， 且框架內(nèi)的每個(gè)方格空腔內(nèi)唯一安裝1個(gè)可充/放電源模塊;可充/放電源模塊的正、負(fù)極線 通過強(qiáng)電電纜引出，連接到設(shè)置于所述框架的外側(cè)壁的強(qiáng)電電連接器上形成充放電接口； 所述可充/放電源模塊既具有多次充電與多次放電的功能，又具有充當(dāng)振子消耗振動(dòng)能量 的功能； 每個(gè)可充/放電源模塊的四周與用于容納該可充/放電源模塊的方格空腔內(nèi)壁之間設(shè) 置有彈性塊（12);每個(gè)可充/放電源模塊的底面與所述下蓋板(7)之間設(shè)置有彈性墊（13)， 每個(gè)可充/放電源模塊的頂面與所述上蓋板(6)之間也設(shè)置有彈性墊（13);可充/放電源模 塊、彈性塊(12)和彈性墊(13)構(gòu)成減振系統(tǒng)； 所述傳感器模塊包括若干個(gè)溫度傳感器和若干個(gè)加速度傳感器;所述若干個(gè)溫度傳感 器分別設(shè)置于可充/放電源模塊的內(nèi)腔和外側(cè)壁，用于監(jiān)測(cè)相應(yīng)可充/放電源模塊的溫度； 所述若干個(gè)加速度傳感器分別設(shè)置于所述框架(5)的內(nèi)壁、上蓋板(6)的內(nèi)壁以及所述下蓋 板(7)的內(nèi)壁，用于測(cè)量所述框架(5)、上蓋板(6)和所述下蓋板(7)的振動(dòng)情況。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，其特征在于:所 述多功能結(jié)構(gòu)單元（1)具有2路弱電接口，分別為溫度信號(hào)輸出接口和加速度信號(hào)輸出接 口，它們均采用弱電電纜與數(shù)據(jù)處理單元(3)相連接。4. 根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，其特征在 于:將位置相鄰的2個(gè)可充/放電源模塊進(jìn)行串聯(lián)，得到兩組相同輸出電壓的電源，分別稱為 主份電源和備份電源;所述主份電源和備份電源各具有1路充放電接口，充放電接口為強(qiáng)電 接口，所述主份電源和備份電源各自通過其充放電接口采用強(qiáng)電電纜與電源管理單元(2) 相連接。5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，其特征在于:所 述電源管理單元(2)包括充電調(diào)節(jié)器模塊、放電調(diào)節(jié)器模塊、調(diào)理電路模塊和輔助源電路， 具有充電控制、放電控制、主/備份電源切換和電壓/電流檢測(cè)調(diào)理功能；用于多功能結(jié)構(gòu)單 元（1)在軌運(yùn)行時(shí)的充電/放電管理，并利用內(nèi)部集成的檢測(cè)調(diào)理電路，協(xié)助放電負(fù)載單元 (4)獲取多功能結(jié)構(gòu)單元(1)中的鋰電池在軌運(yùn)行的電性能參數(shù)。6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，其特征在于:所 述電源管理單元(2)具有2路充放電接口和1路指令接口，2路充放電接口分別連接到電源模 塊的主份電源和備份電源，1個(gè)指令接口接收航天器發(fā)送的控制指令，電源管理單元(2)控 制放電負(fù)載單元(4)對(duì)主份電源或者備份電源進(jìn)行放電。7. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，其特征在于，所 述數(shù)據(jù)處理單元(3)包括電源模塊、CPU控制模塊和數(shù)據(jù)采集模塊，數(shù)據(jù)處理單元(3)采集、 處理和傳輸多功能結(jié)構(gòu)單元（1)在發(fā)射階段及在軌運(yùn)行期間的機(jī)械性能參數(shù)和電壓、電流 等電性能參數(shù)，獲取多功能結(jié)構(gòu)單元（1)的振動(dòng)特性、驗(yàn)證多功能結(jié)構(gòu)單元（1)的結(jié)構(gòu)支撐 性能和基本電性能。8. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，其特征在于:所 述放電負(fù)載單元(4)采用多路加熱片的方式實(shí)現(xiàn)，用于消耗多功能結(jié)構(gòu)單元的電能。9. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，其特征在于:所 述多功能結(jié)構(gòu)單元(1)通過螺釘連接方式安裝在航天器艙板上，或者多功能結(jié)構(gòu)單元（1)直 接作為航天器艙板或隔板使用； 所述電源管理單元(2)和數(shù)據(jù)處理單元(3)均安裝于航天器本體艙內(nèi)； 所述放電負(fù)載單元(4)可采用熱導(dǎo)膠貼裝在航天器艙壁上或螺接等其它方式安裝在航 天器本體艙內(nèi)，并通過電纜與電源管理單元(2)相連接。10. 根據(jù)權(quán)利要求9所述的航天器在軌多功能結(jié)構(gòu)綜合管理與操控系統(tǒng)，其特征在于： 在所述多功能結(jié)構(gòu)單元（1)底面上安裝相變裝置，該多功能結(jié)構(gòu)與相變裝置之間用絕緣膜 隔離;所述絕緣膜采用聚酰亞胺材料制成;所述相變裝置是通過將正十六烷灌裝在金屬殼 中而制成，用于對(duì)多功能結(jié)構(gòu)單元(1)進(jìn)行被動(dòng)熱控。
【文檔編號(hào)】G05B19/04GK105955075SQ201610305265
【公開日】2016年9月21日
【申請(qǐng)日】2016年5月10日
【發(fā)明人】李東旭, 吳軍, 李德湛, 范才智, 尹昌平, 劉望, 郝東, 羅青
【申請(qǐng)人】中國(guó)人民解放軍國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)