一种基于域的微小卫星系统的制作方法

本发明涉及空间技术领域。更具体地，涉及一种基于域的微小卫星系统。

背景技术：

人造卫星是一种环绕地球在空间轨道上运行的无人航天器，一般由专用系统和保障系统组成。专用系统是指与卫星所执行的任务直接有关的系统，也称为有效载荷。保障系统是指保障卫星和专用系统在空间正常工作的系统，也称为服务系统，主要包括结构系统、电源系统、热控制系统、姿态控制和轨道控制系统、无线电测控系统等。为了完成用户的目标与需求，卫星系统一般用于开展电磁兼容技术、软件工程、综合测试技术、环境试验技术、集成设计等综合技术。

20世纪90年代以来，随着高性能、低成本、低风险的微小卫星成功运行，微小卫星的应用领域持续扩大，并产生了较好的经济和社会效益。由于微小卫星任务的增加，微小卫星的研制周期也越来越短。为了“多、快、省”地完成微小卫星任务，基于模块化、集成化和系列化的通用平台技术成为关键。另外，随着用户对低成本的关注以及产业链条的透明化，用户在项目立项之前，一般会直接着手广泛开展产业终端研制配套情况的调研，掌握产业配套第一信息。因此，为了应对批产化、低成本的用户需求，微小卫星研制模式逐渐由以平台为中心转变为以载荷为中心。一般来说，现代微小卫星具有高功能密度，并通过开展平台载荷一体化集成设计以达到用户需求。

目前，从系统工程角度分解，微小卫星主要由姿轨控、结构与机构、热控、电源、信息、通信、天线、试验载荷等分系统组成，其中分系统由多个子系统组成，子系统进一步分解出多种组件、设备等。也就是说，传统的微小卫星中存在系统/分系统/部组件的物理界限，并导致了微小卫星多功能与高密度、功能化与集中化难以兼得。

因此，需要提供一种能够突破传统的微小卫星中存在系统/分系统/部组件的物理界限并解决小卫星多功能与高密度、功能化与集中化难以兼得问题的微小卫星系统。

技术实现要素：

为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种基于域的微小卫星系统，根据域的设计理念，采用集中式、可扩展、可裁减的通用架构设计，采用小型化、标准化、模块化的设计方法，进行微小卫星整星系统架构的技术分析与设计优化，将卫星按照任务功能和支撑功能划分成不同的功能模块或功能区，实现成为一个高度集成体，以打破传统的微小卫星中存在系统/分系统/部组件的物理界限，解决小卫星多功能与高密度、功能化与集中化难以兼得问题。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

一种基于域的微小卫星系统，包括分布式设置的多个功能单元，所述多个功能单元包括结构单元、测通导单元、综合信息单元、gnc单元、载荷单元、热控单元和电源单元，其中

所述结构单元，用于为所述微小卫星的各功能单元提供安装和支撑条件；

所述测通导单元，用于接收地面指令并转发所述地面指令至所述综合信息单元，以实现对地测控、对地数传和卫星导航功能；

所述综合信息单元，用于接收所述测通导单元转发的所述地面指令，并基于所述地面指令实现整星的配电功能、火工品控制、加热器控制、温度量采集、总线遥测、星务管理和gnc软件支持任务；

所述gnc单元，包括gnc测量单元和gnc执行单元，其中所述gnc测量单元用于采集整星的姿态信息，所述gnc执行单元用于完成姿轨控制；

所述热控单元，用于在任务周期内为所述微小卫星系统提供工作温度环境；

所述载荷单元，用于基于所述地面指令，按预设流程完成在轨试验任务；和

所述电源单元，用于在整星寿命期间内为所述微小卫星系统提供直流供电母线，完成整星的功率传输。

可选地，所述各功能单元以can总线作为骨干通信网络。

可选地，所述综合信息单元还用于进行整星信息的管理与调度，监控各分系统状态，自主管理各分系统工作和遥测数据及状态信息，以及根据所述gnc单元提供的数据控制执行部件，所述综合信息单元包括主机模块、备机模块和接口功能板卡，其中

所述主机模块集成有处理器，用于对整星资源进行统一的调度管理以实现对遥测数据的整合与处理，对整星状态进行监控以实现对整星设备的指令控制，对整星各分系统配电、热控、校时、安全进行管理，并及时对发生故障的部分进行处理；

所述备机模块被配置为所述主机模块的硬件异构备份；和

所述接口功能板卡集成有数据存储模块和数据采集模块，用于为所述综合信息单元提供电气连接，提供can总线接口、加热驱动控制接口、火工品线接口与oc指令接口。

进一步可选地，所述综合信息单元采用第一级容错机制和第二级容错机制，其中

所述第一级容错机制包括双核互检技术和回卷恢复技术；及

所述第二级容错机制包括针对数据流错误的软件edac和三模冗余技术，以及针对控制流错误的异常陷阱和看门狗技术。

可选地，所述gnc测量单元包括星敏感器、太阳敏感器、磁强计和导航接收机构，用于采集整星姿态信息，测量和解算卫星空间位置、速度、姿态及时间信息，传递所述信息至所述综合信息单元以生成轨道维持和姿态稳定控制指令；和

所述gnc执行单元包括微推进、微飞轮和微磁力矩器，用于实现卫星的三轴姿态稳定和姿态控制。

可选地，所述测通导单元包括测控终端本体、一对测控收发天线、一副数传发射天线及一副卫星导航接收天线，其中

所述测控终端本体包括安装于卫星内壁上的射频模块、卫星导航接收单元、信号处理模块、二次电源；

所述一对测控收发天线对称安装于所述卫星的对天面和对地面；

所述一幅卫星导航接收天线安装于所述卫星的对天面；及

所述一副数传发射天线安装于所述卫星的对地面。

可选地，所述电源单元包括太阳能电池阵、蓄电池组和电源控制器，其中

所述太阳能电池阵包括体装式的三结砷化镓电池片，用于通过光电转换将太阳光能转换为电能；

所述蓄电池组用于在阴影区或峰值功耗太阳能电池阵提供功率不足时为负载提供能源；及

所述电源控制器用于控制所述太阳能电池阵的工作状态、所述蓄电池组的充放电管理和电源变化。

可选地，所述各功能单元采用标准电气接口。

可选地，所述各功能单元采用一体化设计，采取三维异构集成。

可选地，所述各功能单元采用板级纵向对插实现电气和结构同步互联。

本发明的有益效果如下：

本发明中基于功能域设计理念，采用小型化、标准化、模块化的设计方法，进行微小卫星整星系统架构的技术分析与设计优化，将卫星按照任务功能和支撑功能划分成不同功能模块或功能区，打破了传统的微小卫星中存在系统/分系统/部组件的物理界限，解决了小卫星多功能与高密度、功能化与集中化难以兼得问题。

本发明中的微小卫星系统采用分布式的网络体系结构，被设置为一个将任务、功能、资源统一调度管理的高度集成系统，系统采用集中式、可扩展、可裁减的通用架构设计，将整星(或部分)电子设备的功能融合，实现了整星的信息共享、姿态控制、任务调度等任务。

进一步地，本发明中的微小卫星系统以微型技术和智能技术为核心，使卫星平台及卫星有效载荷在保持原有各种功能的基础上向小型化、轻量化方向发展，减小卫星体重、降低研制成本、缩短卫星研制周期等。由于采用系统与分系统集成化技术，能够实现整星电子设备和功能的集成，使得整星体积、重量降低60％-70％，印制板数量减少70％-75％。

另外，本发明中的微小卫星系统采用高可靠性双冗余两级安全策略，即卫星管理与控制双冗余架构、两级容错(星上管理计算机和星上控制计算机互相冗余，一方故障时保证全功能备份，双计算机故障时gnc底层控制器保障系统安全)，接近大卫星安全标准。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出本发明实施例中基于域的微小卫星系统结构示意图。

图2示出本发明实施例中电源单元结构示意图。

图3示出本发明实施例中综合信息单元结构示意图。

图4示出本发明实施例中基于域的微小卫星系统整星信息流框图。

具体实施方式

为了使本领域的技术人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及以上附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区分类别的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解，这样使用的对象在适当的情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一些列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的那些步骤或单元。

如图1所示，本发明提供一种基于域的微小卫星系统，该系统包括分布式设置的多个功能单元，其中多个功能单元包括结构单元、测通导单元、综合信息单元、制导、导航与控制(gnc)单元、载荷单元、热控单元和电源单元。

具体地，该结构单元用于为该微小卫星的各功能单元提供安装和支撑条件；该测通导单元用于接收地面指令并转发该地面指令至该综合信息单元，以实现对地测控、对地数传和卫星导航功能；该综合信息单元用于接收该测通导单元转发的该地面指令，并基于该地面指令实现整星的配电功能、火工品控制、加热器控制、温度量采集、总线遥测、星务管理和gnc软件支持任务；该gnc单元包括gnc测量单元和gnc执行单元，其中该gnc测量单元用于采集整星的姿态信息，该gnc执行单元用于完成姿轨控制；该热控单元用于在任务周期内为该微小卫星系统提供工作温度环境；该载荷单元用于基于该地面指令，按预设流程完成在轨试验任务；和该电源单元用于在整星寿命期间内为该微小卫星系统提供直流供电母线，完成整星的功率传输。

本发明中将微小卫星系统按照任务功能和支撑功能划分成不同功能单元，包括：通过对对电子学控制部分进行集成，形成综合信息单元；通过对能源存储及控制进行集成，形成电源单元；通过对测控与导航进行集成，形成测通导单元；通过对机械部分、传感器进行集成，形成gnc测量及执行单元；通过对结构、热控及载荷分别形成结构单元、热控单元和载荷单元。

本发明中基于功能域设计理念，采用小型化、标准化、模块化的设计方法，进行微小卫星整星系统架构的技术分析与设计优化，将卫星按照任务功能和支撑功能划分成不同功能模块或功能区，打破了传统的微小卫星中存在系统/分系统/部组件的物理界限，解决了小卫星多功能与高密度、功能化与集中化难以兼得问题。

本发明实施例中，结构单元为微小卫星各功能单元提供安装和支撑条件，例如，可以实现太阳帆板可靠展开及锁定等。

为了获取符合要求的结构刚度和强度，可以以力流连续性和传力路径最短为设计准则，同时兼顾平台整体热控设计要求以及各设备和有效载荷安装要求。在一个具体实施例中，微小卫星平台采用传统立方星舱体方案，内部按功能划分为不同功能区域，展开式太阳翼安装在舱体的侧板外侧。

本发明实施例中，gnc单元包括gnc测量单元和gnc执行单元，其中gnc测量单元包括微磁测、微星敏、微太敏，gnc执行单元包括微推进、微飞轮、微磁力矩器。

在一个具体实施例中，gnc测量单元用于测量部分负责完成卫星空间位置、速度、姿态及时间等信息的测量和解算，传递给综合信息单元用于生成轨道维持和姿态稳定控制指令，由星敏感器、太阳敏感器、磁强计和导航接收机构成。gnc单元执行部分负责完成卫星的三轴姿态稳定和姿态控制，由飞轮、磁力矩器以及微电推构成。

本发明实施例中，热控单元负责在任务全周期内为星上产品提供良好的工作温度环境，以被动热控方式为主，同时具备对温度指标较窄的蓄电池组、标校载荷等关键设备辅以主动热控的功能。

本发明实施例中，测通导单元由基带模块、射频模块和天线组成，用于完成对地测控和对地数传的功能以及卫星导航功能。在一个具体实施例中，由测控数传终端、遥控接收天线、遥测数传天线及射频电缆等组成。具体地，测通导单元具体由一对测控收发天线、一副数传发射天线、一副卫星导航接收天线、卫星导航接收单元、射频模块、信号处理模块、二次电源组成，硬件方案设计选用软件无线电的设备架构。其中，射频模块、卫星导航接收单元、信号处理模块和二次电源构成测控终端的本体，被安装在飞行器的内壁上。一对测控接收天线对称安装在飞行器的对天面和对地面，一幅卫星导航接收天线安装在飞行器的对天面，一幅数传发射天线安装在飞行器的对地面。

本发明实施例中，载荷单元也称为试验载荷单元，主要用于科学试验。

如图2所示，本发明实施例中，电源单元负责在卫星整个寿命期间整星提供一条可靠的直流供电母线，并通过综合电子接口单元利用电缆网完成整星的功率传输，由太阳能电池阵、蓄电池组、电源控制器和电缆网等组成。

在一个具体实施例中，电源单元主要是为整星工作提供充足的电能，主要包括太阳能电池阵、蓄电池组、电源控制器三部分。其中，太阳能电池阵用于通过光电转换将太阳光能转换为电能，采用体装式的三结砷化镓电池片；蓄电池组用于能量存储，主要在阴影区或峰值功耗太阳能电池阵提供功率不足时为负载提供能源；电源控制器用于控制太阳能电池阵的工作状态、蓄电池组的充放电管理和电源变化。具体地，蓄电池组可以为锂电池组。电源控制器包括电源调节、电源分配和电池组管理。

如图3所示，本发明实施例中，综合信息单元用于完成整星的配电功能、火工品控制、加热器控制、温度量采集、总线遥测、星务管理、gnc软件支持等任务。

在一个具体实施例中，综合信息单元是整星设备控制与信息管理的核心单元，由核心模块、接口模块组成，其基本功能是进行整星信息的管理与调度，监控各分系统状态，自主管理各分系统工作和遥测数据及状态信息，以及根据gnc系统提供数据控制执行部件，实现整星系统的安全可靠运行。

针对空间环境下功率与体积受限的应用，为实现低功耗、小体积、高集成度、高性能、高可靠性的综合信息单元系统的搭建，本发明采用分模块化设计思想，在不同的功能板卡上集成特定的功能部件。主机处理功能板卡和接口功能板卡的连接关系及内部结构模块如下图3所示。本系统共设计三块功能板卡：主机模块、备机模块和接口功能板卡，其中主机模块和备机模块都和接口功能板卡连接。

主机功能模块是综合信息单元数据管理的核心控制部分，该板卡上集成arm处理器对星上资源进行统一的调度管理，实现对遥测数据的整合与处理，并对整星状态进行监控，实现对整星设备的指令控制，对整星各分系统配电、热控、校时、安全进行管理，对发生故障的部分采取及时有效的处理，保障整星系统安全可靠运行。板卡上还集成数据存储模块和数据采集模块。

接口功能板卡是综合信息单元与整星各分系统进行信息交换的枢纽，为综合信息单元与星上其它部分提供电气连接。该板卡为控制指令与遥测数据的传输提供can总线接口，还提供加热驱动控制接口、火工品线接口与oc指令接口及与供电模块，实现对整星遥测数据和状态信息的存储以及整个综合信息单元的供电。由于综合信息单元接口较复杂且数量较多，单独集成接口板卡可有效减小单元整体体积，提高整星系统的扩展性。

在一个具体实施例中，综合信息单元可划分为5个基本功能模块：中央处理器及最小系统、接口适配模块、数据存储模块、供电适配模块以及板间互联模块。本发明采用atsamv71q21作为系统的中央处理器，可实现遥测数据管理和调度、整星状态监测与故障处理的星务管理。

具体地，arm数据处理单元包括：星上自主管理控制程序、容错的星载星务处理及姿态轨道控制软件、嵌入式实时操作系统、片外存储器控制器和接口控制器。其中，星上自主管理控制程序对容错的星载星务处理及姿态轨道控制软件进行数据处理和任务调度，容错的星载星务处理向姿态轨道控制软件对嵌入式实时操作系统发送数据、状态信息和控制指令，嵌入式实时操作系统向容错的星载星务处理向姿态轨道控制软件返回数据和状态信息，嵌入式实时操作系统向片外存储器控制器发送数据和状态信息，及接口控制器与嵌入式实时操作系统进行数据交互，接收来自嵌入式实时操作系统的控制指令并发送状态信息至嵌入式实时操作系统。数据存储功能模块包括片外存储器控制器和片外数据存储单元，通信接口功能模块包括接口控制器和通信接口电路。

应说明的是，atsamv71q21中央处理器为市面可售的中央处理器，如深圳市中乾时代科技有限公司可售。基于armcortex-m732位内核的arm处理器，其最大运行频率为300mhz，采用低功耗设计，运行时功耗为0.5w，并且在片上集成有丰富的i/o资源，可扩展成不同类型的接口。为实现atsamv71q21微处理器正常启动与工作，需设计其最小系统，最小系统包括供电电路、时钟电路、复位电路、联合测试工作组(jtag)调试电路。

接口适配模块可实现综合管理单元与整星各设备之间物理连接，提供can总线接口实现对星上总线上的遥测数据以及控制指令的收发。另外还提供oc控制指令接口对整星设备发送指令，提供加热驱动接口控制整星设备的加热。供电模块，实现对整星遥测数据和状态信息的存储以及整个综合信息单元的供电。

数据存储模块对整星采集的遥测数据与状态信息进行存储。atsamv71q21内部具备mmc接口，可以实现对片外sd卡的读取存储控制。

atsamv71q21最小系统的供电来源于接口板的dc-dc转换芯片lmz10503ext，lmz10503ext可以将外部输入的5v电压转换为3.3v，供系统使用。应说明的是，lmz10503ext芯片为市面可售的芯片，如深圳市钦盛伟业电子有限公司可售。

本发明实施例中，采用高可靠性双冗余两级安全策略。具体地，硬件上采用多级异构备份机制。软件上针对单粒子翻转引发的星载软件数据流错误和控制流错误，采用双核互检和回卷恢复技术作为第一级容错机制，采用针对数据流错误的软件edac和三模冗余技术，以及针对控制流错误的异常陷阱和看门狗技术作为第二级容错机制，从而实现软错误的检测和恢复。

本发明实施例中，所述各功能单元以can总线作为骨干通信网络。

如图4所示，本发明实施例中基于域的微小卫星系统整星信息流主要包括整星can总线及与can总线进行信息交互的各功能单元。

具体地，电源单元通过can总线为各功能单元提供电能。

信息综合单元包括位于主板上的主份处理和备份处理及位于接口板上的监测系统。其中主份处理、备份处理和监测系统分别与can总线电连接。监测系统获取主份处理和/或备份处理的状态信息，并提供复位信号至主份处理/备份处理。信息综合单元还用于温度量采集和热控输出。

测通导单元与can总线电连接，并通过485总线与综合信息单元电连接，以进行指令/信号交互。

载荷单元与can总线电连接，将载荷单元的工作状态发送至综合信息单元，并接收综合信息单元发送的指令。

gnc单元包括分别与can总线电连接的星敏、gnc驱动控制和电推进(含控制器)。gnc驱动控制接收综合信息单元的信号并对星敏及电推进进行加断电控制。gnc驱动控制还接收惯导、微飞轮执行机构和太敏的信息，发送指令至微飞轮执行机构，并控制磁力矩器。

本发明实施例中载荷单元、gnc单元及推进模块独立设计，采用标准化接口，易于定制和重新配置，能够增强系统的任务适应性。另外，采用标准电气接口，例如pc104接插件。

本发明实施例中，采用结构功能一体化技术，利用三维异构集成，颠覆传统卫星的总装集成方法，采取主结构与功能单元结构体一体化设计。采用标准化单元机电接口，直接串联的模式。主要特点包括：

1)使用单元支撑结构承担系统承力。

2)通过板级纵向对插实现电气和结构同步互联，简化了单元间互联模式、提高了连接可靠性、提升了总装效率。

3)实现了部分无缆化，载荷设计中采用多层复合介质材料制造用于传输信号的电路基板，将部分功能电路集成在多层基板内可传输微波信号和数字信号；采用基板三维垂直互联技术，通过毛纽扣、微凸点等技术手段代替连接导线，并通过在板间做辅助结构支撑，可以实现电路板间机械与电气方面的垂直互连，减少原来分系统组件之间的电缆、接插件等互联，从而降低结构和电缆质量，大大提高系统集成度。

4)拆装方便。能够快速组装、自动化批量制造。

本发明中的微小卫星系统简化了接口和研制单位分工界面，重新定义了单元，采用分布式的网络体系结构，被设置为一个将任务、功能、资源统一调度管理的高度集成系统，系统采用集中式、可扩展、可裁减的通用架构设计，将整星(或部分)电子设备的功能融合，实现了整星的信息共享、姿态控制、任务调度等任务。由于采用多中心、总线式网络，能够减少单元间耦合，提高工作效率。

进一步地，本发明中的微小卫星系统以微型技术和智能技术为核心，使卫星平台及卫星有效载荷在保持原有各种功能的基础上向小型化、轻量化方向发展，减小卫星体重、降低研制成本、缩短卫星研制周期等。由于采用系统与分系统集成化技术，能够实现整星电子设备和功能的集成，使得整星体积、重量降低60％-70％，印制板数量减少70％-75％，能够分散风险，提高安全性。

另外，本发明中的微小卫星系统采用高可靠性双冗余两级安全策略，即卫星管理与控制双冗余架构、两级容错(星上管理计算机和星上控制计算机互相冗余，一方故障时保证全功能备份，双计算机故障时gnc底层控制器保障系统安全)，接近大卫星安全标准。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。