一种即插即用的模块化卫星

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种即插即用的模块化卫星。

背景技术

随着航天应用的发展，各个航天科技强国均推出了规模庞大的卫星星座计划，我国也推出了互联网卫星星座等在内的多个大型星座计划。卫星星座包含大量功能相同或不同的卫星，快速研制出多颗满足需求的各类卫星，是推进卫星星座计划的重要环节。

但是传统的卫星设计存在单机较多、交互电缆多、集成度低、安装复杂、扩展性差、功能分散、无法在轨重构等缺点，难以满足卫星星座构建等新一代航天应用的需求。

发明内容

针对现有技术的部分或全部问题，本发明提供一种即插即用的模块化卫星，包括：

机箱，其内部设置有多个卡槽以及通讯及供电线路，其中，所述通信及供电线路与各个卡槽连接；以及

一个或多个子系统，任一所述子系统均集成于一个或多个板卡上，所述板卡适配于所述机箱内的卡槽，各子系统之间根据需要可通信地连接。

进一步地，所述机箱根据SpaceVPX协议设计，所述通信及供电线路满足SpaceVPX协议的规定。

进一步地，所述通信及供电线路包括RS422串口通讯网络以及SpaceWire总线通讯网络。

进一步地，任一所述子系统基于FPGA和/或DSP和/或数模混合集成技术集成。

进一步地，所述子系统包括：平台综合处理子系统、载荷综合处理子系统、健康管理子系统、射频子系统以及机构控制子系统。

进一步地，所述平台综合处理子系统包括：

接口通信模块，与所述射频子系统及健康管理子系统可通信地连接，用于传输数字信号，以及发送健康状态信息；

星务控制模块，其包括CPU和FPGA，用于整星管理控制、姿控管理控制以及热控闭环控制；

测控处理模块，用于进行信号解析和处理、以及生成下行遥测基带信号；以及

电源控制模块，用于接收帆板的电流存储至锂电池组并完成电源的一次分配与均衡。

进一步地，所述载荷综合处理子系统包括：

接口通信模块，与所述射频子系统及健康管理子系统可通信地连接，所述用于载荷信号的传输；

信号处理模块，其包括CPU和FPGA，用于载荷信号的解调、信息处理和基带信号的生成；以及

二次电源模块，用于生成+3.3V、+5V及+12V电压，为载荷综合处理子系统供配电。

进一步地，所述健康管理子系统包括：

接口通信模块，其与所述平台综合处理子系统、载荷综合处理子系统以及射频子系统可通信地连接，用于接收健康状态信息；

数据预处理模块，用于处理所述健康状态数据，并对故障进行初步诊断；以及

故障诊断模块，用于自主故障诊断，并将故障诊断结果发送至所述星务控制模块，以按照故障预案进行在轨故障处置。

进一步地，所述射频子系统基于数模混合集成技术构建，包括：接收天线、发射天线、接收SIP组件以及发射SIP组件。

进一步地，所述机构控制子系统包括帆板、转动SADA、星敏、太敏、飞轮以及磁力矩器，所述机构控制子系统与所述星务控制模块可通信地连接。

本发明提供的一种即插即用的模块化卫星，打破了原有的分系统的架构设计，将原来分散在各个分系统的分散的功能单元进行合并，利用FPGA和CPU构建平台综合处理子系统和载荷综合处理子系统对整星进行集中式控制，减少资源的冗余和浪费，此外，利用射频子系统完成整星的射频信号的集中处理，通过高密度的数模混合SIP集成技术实现了射频子系统的集成化和小型化，还设计有独立的健康评估子系统，可以收集各子系统的健康状态信息并进行在轨的自主健康诊断与处理。同时，供电、信息交互、结构、散热采用了SpaceVPX的标准化接口设计，将传统的单机构造变成板块构造，插入具备标准接口的机箱即可即插即用。集成化、模块化的卫星设计有利于卫星的快速制造、组装和维护，方便实现卫星的批量制造，进而克服了大型星座构建的一个技术难题。

附图说明

为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出本发明一个实施例的一种即插即用的模块化卫星的结构示意图；

图2示出本发明一个实施例的一种即插即用的模块化卫星的发射SIP组件的结构示意图；以及

图3示出本发明一个实施例的一种即插即用的模块化卫星的接收SIP组件的结构示意图。

具体实施方式

以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免模糊本发明的发明点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明并不限于这些特定细节。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按正确比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了阐述该具体实施例，而不是限定各步骤的先后顺序。相反，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。

针对传统的卫星设计存在的单机较多、交互电缆多、集成度低、安装复杂、扩展性差、功能分散、无法在轨重构等缺点，本发明提供的一种即插即用的模块化卫星，包括通过插卡形式连接于机箱内的多个子系统，在本发明的一个实施例中，所述子系统基于FPGA和/或DSP和/或数模混合集成技术集成于板卡上。

所述机箱的内部设置有多个卡槽以及通讯及供电线路，所述通信及供电线路与各个卡槽连接，以实现各卡槽上插入的子系统的供电及相互通信。在本发明的一个实施例中，所述机箱采用SpaceVPX专用机箱，且所述通信及供电线路满足SpaceVPX协议的规定。在本发明的又一个实施例中，所述通信及供电线路包括RS422串口通讯网络以及SpaceWire总线通讯网络，其中，所述RS422串口通讯网络用于实现各子系统间的低速的遥测、遥控等的信息传输，以及所述SpaceWire总线通讯网络用于实现用户数据等的高速信息传输。

在本发明的一个实施例中，所述模块化卫星打破原有的分系统的架构设计，将分系统的功能进行合并集。下面结合实施例附图对其作进一步描述。

图1示出本发明一个实施例的一种即插即用的模块化卫星的结构示意图。如图1所示，所述模块化卫星包括平台综合处理子系统101、载荷综合处理子系统102、健康管理子系统103、射频子系统104以及机构控制子系统105。其中，所述平台综合处理子系统101及载荷综合处理子系统102完成对整星的控制，所述射频子系统104完成整星的射频信号的集中处理，以及所述健康管理子系统103收集各子系统的健康状态信息并进行在轨的自主健康诊断与处理。

所述平台综合处理子系统101由接口通信模块111、星务控制模块112、测控处理模块113以及电源控制模块114组成，主要完成整星管理控制、测控遥控遥测信息处理、姿控管理控制、热控闭环控制等功能。其中，所述接口通信模块111与所述射频子系统104以及健康管理子系统103可通信地连接，用于接收所述射频子系统104发送的测控信道的上行数字信号，并将所述测控处理模块113生成的下行数字基带信号发送给所述射频子系统104，另外还将所述平台综合处理子系统101的健康状态信息发送给所述健康管理子系统103。所述星务控制模块112利用高性能的CPU和FPGA完成整星管理控制、姿控管理控制、热控闭环控制等功能。所述测控处理模块113完成上行遥控信号的解析和处理、下行遥测基带信号的生成。所述电源控制模块114接收帆板的电流存储至锂电池组，并完成电源的一次分配与均衡。

所述载荷综合处理子系统102利用高性能的FPGA和DSP实现整星载荷的管理控制、信号处理等。所述载荷综合处理子系统102由接口通信模块121、信号处理模块122、以及二次电源模块123等组成。其中，所述接口通信模块121与所述射频子系统及健康管理子系统可通信地连接，用于完成载荷控制信号的接收、载荷上行数字信号的接收以及载荷下行数字信号的发送；所述信号处理模块122利用高性能的FPGA和DSP完成载荷信号的解调、信息处理和基带信号的生成；以及所述二次电源模块123完成载荷综合处理子系统的供配电，可生成+3.3V、+5V、+12V等电压。

所述健康管理子系统103完成整星健康的自主健康状态监测、自主故障诊断、自主故障处理等功能。所述健康管理子系统103由接口通信模块131、数据预处理模块132和故障诊断模块133。其中，所述接口通信模块131与其与所述平台综合处理子系统、载荷综合处理子系统以及射频子系统可通信地连接，在本发明的一个实施例中，所述接口通信模块131通过例如SpaceWire总线协议等高速总线接收所述平台综合处理子系统101、载荷综合处理子系统102以及射频子系统104的遥测数据，并进行存储和处理；所述数据预处理模块132有次序地从所述接口通信模块131中读取数据，并将这些数据分类，采用成功包络线、阈值门限等预处理技术对故障进行初步诊断；以及所述故障诊断模块133通过融合应用专家经验模型以及数据驱动的诊断方法进行自主故障诊断，并将故障诊断结果发送至所述平台综合处理子系统101的星务控制模块112，进而按照故障预案进行在轨故障处置。

所述射频子系统104由接收天线141、发射天线142、接收SIP组件143以及发射SIP组件144组成，可完成整星射频信号的上/下变频、模/数转换等功能，其中，所述接收SIP组件143以及发射SIP组件144可以有一个或多个。所述射频子系统104利用数模混合SIP集成技术将运放、滤波和增益控制封装成SIP功能组件，通过调制和变频的集成化和数字化，可以大幅减少温度变化时运放电路增益变化所引起的直流偏置电压变化影响，载波抑制指标将具有更佳的温度稳定性。射频信道的SIP集成包括接收SIP信道和发射SIP信道。图2及图3分别示出本发明一个实施例的一种即插即用的模块化卫星的发射SIP组件及接收SIP组件的结构示意图。如图2所示，所述发射SIP组件144包括数模转换器1441、运放1442、低通滤波1443以及增益控制器1444，所述发射SIP组件144将数字信号经过数模转换、放大及滤波，并经增益控制，形成发射信号，经由发射天线发射出去。如图3所示，所述接收SIP组件143包括放大滤波器1431、数控衰减器1432、二级放大滤波器1433以及高性能模数转换器1434，所述接收SIP组件143将接收天线接收到的模拟信号，经过放大滤波、衰减、再次放大滤波后，转换成数字信号，并发送给所述平台综合处理子系统101及载荷综合处理子系统102进行处理。

所述机构控制子系统105主要包括卫星的帆板、转动SADA、星敏、太敏、飞轮、磁力矩器等单机，用于完成整星的帆板控制、姿态测量、姿态控制等。所述机构控制子系统105与所述星务控制模块112可通信地连接，各单机的所有遥测量采集及单机的控制均由所述星务控制模块112完成。

本发明提供的一种即插即用的模块化卫星，打破了原有的分系统的架构设计，将原来分散在各个分系统的分散的功能单元进行合并，利用FPGA和CPU构建平台综合处理子系统和载荷综合处理子系统对整星进行集中式控制，减少资源的冗余和浪费，此外，利用射频子系统完成整星的射频信号的集中处理，通过高密度的数模混合SIP集成技术实现了射频子系统的集成化和小型化，还设计有独立的健康评估子系统，可以收集各子系统的健康状态信息并进行在轨的自主健康诊断与处理。同时，供电、信息交互、结构、散热采用了SpaceVPX的标准化接口设计，将传统的单机构造变成板块构造，插入具备标准接口的机箱即可即插即用。集成化、模块化的卫星设计有利于卫星的快速制造、组装和维护，方便实现卫星的批量制造，进而克服了大型星座构建的一个技术难题，为卫星实现集成化、模块化的设计提供了一种有益的借鉴。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。