一种多舱段的卫星星上电子系统技术方案

本发明专利技术公开了一种多舱段的卫星星上电子系统，解决了多舱段卫星上电子系统的阻抗匹配错误率高、集成效率较低的问题。该系统包括平台舱、载荷舱以及推进舱。平台舱内采用平台舱总线进行通信，平台舱计算单元作为平台舱总线的主节点；平台舱左右末端各具有一个平台舱匹配电阻接入到平台舱总线。载荷舱内采用载荷舱总线进行通信，载荷舱计算单元作为载荷舱总线的主节点；载荷舱计算单元内部并联载荷舱匹配电阻。推进舱内采用推进舱总线进行通信，推进舱计算单元作为推进舱总线的主节点；推进舱计算单元内部并联推进舱匹配电阻。在舱段组合状态时，载荷舱计算单元和推进舱计算单元接入平台舱总线，平台舱匹配电阻与平台舱总线断开。

【技术实现步骤摘要】
一种多舱段的卫星星上电子系统
本专利技术涉及星上电子系统
，具体涉及一种多舱段的卫星星上电子系统。
技术介绍
多舱段快速组装卫星平时以舱段形式存储在发射基地或装备库房，并定期进行舱段级测试；当有任务需求时，临时快速组装、参数装订、上注软件等组装成整星，实现快速发射、快速入轨、快速应用。目前，星上电子系统的架构多采用基于星型的集中式系统架构和基于总线的分布式系统架构。基于星型的集中式系统架构多用于微小型航天器，多以星载计算机为核心，扩展各类接口以连接各类传感器和执行机构，星载计算机作为系统的管理和控制核心。基于总线的分布式系统架构多用于大型航天器，可扩展性好，设备间通过系统控制总线进行组网，在实际应用中，星务计算机或控制计算机一般作为星载总线的管理者，系统采用主从式的运行控制方式，总线上的节点设备各自考虑自身冗余备份设计。CAN总线匹配阻抗一般采用在CAN总线网络两端增加匹配电阻的方式实现，通常是在最两端的设备CAN总线接插件上插入一个阻抗匹配接插件实现。图1示出了小卫星CAN总线连接方式及匹配电阻安装方法。多舱段快速组装卫星星上电子系统架构要能够灵活适应舱段级的扩展和裁剪，既要支持独立舱段时的信息交互和能源供给，又要支持跨舱段的信息交互和能源供给。在多舱段组合过程中，因为涉及到CAN总线的并网过程，一般来讲，CAN总线匹配电阻需要放在最远端的两个节点处，因此需要并网时对匹配阻抗的位置进行调整，需要人为操作，易导致错误产生，且大大降低了卫星星上电子系统的集成效率。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供了一种多舱段的卫星星上电子系统，给出了一种适用于多舱段卫星星上电子系统的拓扑结构，并解决了多舱段卫星性上电子系统的阻抗匹配错误率高、集成效率较低的问题。本专利技术的技术方案为：一种多舱段的卫星星上电子系统，系统包括平台舱、载荷舱以及推进舱，系统具有舱段独立状态和舱段组合状态。平台舱内具有平台舱计算单元、以及用于卫星姿态控制和星上能源管理的第一功能模块；平台舱内采用平台舱总线进行通信，平台舱计算单元作为平台舱总线的主节点；平台舱左右末端各具有一个平台舱匹配电阻，平台舱匹配电阻接入到平台舱总线。载荷舱内具有载荷舱计算单元、以及用于处理载荷数据的第二功能模块；载荷舱内采用载荷舱总线进行通信，载荷舱计算单元作为载荷舱总线的主节点；载荷舱计算单元内部并联载荷舱匹配电阻。推进舱内具有推进舱计算单元、以及用于对推进舱进行推进控制的第三功能模块；推进舱内采用推进舱总线进行通信，推进舱计算单元作为推进舱总线的主节点；推进舱计算单元内部并联推进舱匹配电阻。在舱段独立状态时，平台舱、载荷舱以及推进舱各自独立。在舱段组合状态时，载荷舱计算单元和推进舱计算单元接入平台舱总线，平台舱匹配电阻与平台舱总线断开。进一步地，平台舱总线、载荷舱总线以及推进舱总线均采用CAN总线。进一步地，平台舱左右末端端面还包括一个行程开关，行程开关用于控制所处末端的平台舱匹配电阻与平台舱总线的连接与断开。载荷舱计算单元内还包括载荷舱继电器，载荷舱继电器与载荷舱匹配电阻串联，载荷舱计算单元控制载荷舱继电器。载荷舱末端端面还包括载荷舱组合信号检测设备，检测载荷舱组合信号送入载荷舱计算单元。推进舱计算单元内还包括推进舱继电器，推进舱继电器与推进舱匹配电阻串联，推进舱计算单元控制推进舱继电器。推进舱末端端面还包括推进舱组合信号检测设备，检测推进舱组合信号后送入推进舱计算单元。在舱段独立状态时，行程开关未压紧处于闭合状态，则平台舱匹配电阻接在平台舱总线上；载荷舱计算单元控制载荷舱继电器断开；推进舱计算单元控制推进舱继电器断开。在舱段组合状态时，载荷舱末端端面和推进舱末端端面分别与平台舱左右末端端面面接触组合，压紧行程开关使其断开，则平台舱匹配电阻断开；载荷舱计算单元和推进舱计算单元均接入到平台舱总线，载荷舱组合信号检测设备检测到载荷舱组合信号后送入载荷舱计算单元，载荷舱计算单元接收到的载荷舱组合信号之后，控制载荷舱继电器闭合，使得载荷舱匹配电阻接入到平台舱总线；推进舱组合信号检测设备检测到推进舱组合信号后送入推进舱计算单元，推进舱计算单元根据接收到的推进舱组合信号控制推进舱继电器闭合，使得推进舱匹配电阻接入到平台舱总线。进一步地，载荷舱组合信号检测设备以及推进舱组合信号检测设备均采用行程开关。有益效果：本专利技术提出一种多舱段的卫星星上电子系统的拓扑结构，可用于多舱段组合式卫星星上电子系统的构建，设备间通过总线互联，便于系统的扩展、裁剪；本专利技术所提供的卫星星上电子系统，可以进行自动阻抗匹配，代替了人为操作，减少了人为操作引入错误的机会，提高了卫星系统集成效率。附图说明图1为小卫星星上电子系统的匹配阻抗安装原理框图。图2为本专利技术实施例提供的多舱段的卫星星上电子系统的拓扑结构图。图3为本专利技术实施例提供的多舱段的卫星星上电子系统的组合状态图。图4为本专利技术另一实施例提供的多舱段的卫星星上电子系统的拓扑结构图。具体实施方式下面结合附图并举实施例，对本专利技术进行详细描述。实施例1本专利技术实施例提供了一种多舱段的卫星星上电子系统，图2示出了该系统的拓扑结构，如图2所示，该系统包括平台舱、载荷舱以及推进舱，系统具有舱段独立状态和舱段组合状态。平台舱内具有平台舱计算单元、以及用于卫星姿态控制和星上能源管理的第一功能模块；平台舱内采用平台舱总线进行通信，平台舱计算单元作为平台舱总线的主节点；平台舱左右末端各具有一个平台舱匹配电阻，平台舱匹配电阻接入到平台舱总线。载荷舱内具有载荷舱计算单元、以及用于处理载荷数据的第二功能模块；载荷舱内采用载荷舱总线进行通信，载荷舱计算单元作为载荷舱总线的主节点；载荷舱计算单元内部并联载荷舱匹配电阻。推进舱内具有推进舱计算单元、以及用于对推进舱进行推进控制的第三功能模块；推进舱内采用推进舱总线进行通信，推进舱计算单元作为推进舱总线的主节点；推进舱计算单元内部并联推进舱匹配电阻；在舱段独立状态时，平台舱、载荷舱以及推进舱各自独立。平台舱、载荷舱和推进舱三个舱段独立存储时可通过各自的计算单元和总线完成本舱段的数据管理、参数装订配置、快速测试支持等任务。在舱段组合状态时，载荷舱计算单元和推进舱计算单元接入平台舱总线，平台舱匹配电阻与平台舱总线断开。在完成舱段组合后，由平台舱计算单元作为平台舱总线的主节点，载荷舱计算单元和推进舱计算单元作为平台舱总线的从节点。本专利技术实施例中，平台舱总线、载荷舱总线以及推进舱总线均采用CAN总线。本专利技术实施例中，多舱段组合过程中，涉及到系统CAN总线的并网问题，系统CAN总线会新增两个节点-即推进舱星载计算单元(OBC)和载荷舱星载计算单元(OBC)，而且并网后处在系统CAN总线的最远端，需要重新进行阻抗匹配，这就要求：(一)屏蔽或短路原平台舱系统CAN总线上的两个匹配电阻；(二)在新增节点重新接入匹配电阻。根据以上分析，提出采用行程开关和继电器自动实现CAN总线并网的阻抗匹配方法，代替目前手动插拔CAN总线阻抗匹配插头的方法，减少组装过程中手动操作环节，加速集成过程。实现过程及原理如图3所示：平台舱左右末端端面还包括一个行程开关，行程开关用于控制所处末端的平台舱匹配电阻与平台舱总线的连接与断开；载荷舱计算单元内还包括载荷舱继电器，载本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种多舱段的卫星星上电子系统，其特征在于，所述系统包括平台舱、载荷舱以及推进舱，所述系统具有舱段独立状态和舱段组合状态；所述平台舱内具有平台舱计算单元、以及用于卫星姿态控制和星上能源管理的第一功能模块；平台舱内采用平台舱总线进行通信，所述平台舱计算单元作为所述平台舱总线的主节点；所述平台舱左右末端各具有一个平台舱匹配电阻，所述平台舱匹配电阻接入到所述平台舱总线；所述载荷舱内具有载荷舱计算单元、以及用于处理载荷数据的第二功能模块；载荷舱内采用载荷舱总线进行通信，所述载荷舱计算单元作为所述载荷舱总线的主节点；所述载荷舱计算单元内部并联载荷舱匹配电阻；所述推进舱内具有推进舱计算单元、以及用于对推进舱进行推进控制的第三功能模块；推进舱内采用推进舱总线进行通信，所述推进舱计算单元作为所述推进舱总线的主节点；所述推进舱计算单元内部并联推进舱匹配电阻；在舱段独立状态时，所述平台舱、载荷舱以及推进舱各自独立；在舱段组合状态时，所述载荷舱计算单元和所述推进舱计算单元接入所述平台舱总线，所述平台舱匹配电阻与所述平台舱总线断开。

【技术特征摘要】
1.一种多舱段的卫星星上电子系统，其特征在于，所述系统包括平台舱、载荷舱以及推进舱，所述系统具有舱段独立状态和舱段组合状态；所述平台舱内具有平台舱计算单元、以及用于卫星姿态控制和星上能源管理的第一功能模块；平台舱内采用平台舱总线进行通信，所述平台舱计算单元作为所述平台舱总线的主节点；所述平台舱左右末端各具有一个平台舱匹配电阻，所述平台舱匹配电阻接入到所述平台舱总线；所述载荷舱内具有载荷舱计算单元、以及用于处理载荷数据的第二功能模块；载荷舱内采用载荷舱总线进行通信，所述载荷舱计算单元作为所述载荷舱总线的主节点；所述载荷舱计算单元内部并联载荷舱匹配电阻；所述推进舱内具有推进舱计算单元、以及用于对推进舱进行推进控制的第三功能模块；推进舱内采用推进舱总线进行通信，所述推进舱计算单元作为所述推进舱总线的主节点；所述推进舱计算单元内部并联推进舱匹配电阻；在舱段独立状态时，所述平台舱、载荷舱以及推进舱各自独立；在舱段组合状态时，所述载荷舱计算单元和所述推进舱计算单元接入所述平台舱总线，所述平台舱匹配电阻与所述平台舱总线断开。2.如权利要求1所述的卫星星上电子系统，其特征在于，所述平台舱总线、载荷舱总线以及推进舱总线均采用CAN总线。3.如权利要求1所述的卫星星上电子系统，其特征在于，所述平台舱左右末端端面还包括一个行程开关，所述行程开关用于控制所处末端的平台舱匹配电阻与所述平台舱总线的连接与断开；所述载荷舱计算单元内还包括载荷舱继电器，所...

【专利技术属性】
技术研发人员：姜连祥，王磊，许滨贵，李明翔，占丰，
申请(专利权)人：山东航天电子技术研究所，
类型：发明
国别省市：山东,37