航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统技术方案

一种航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，包括多功能结构单元、电源管理单元、数据处理单元和放电负载单元。多功能结构单元集承载、供电、减振等功能于一体；电源管理单元控制充/放电操作，实时检测及调整电源模块的电性能参数，并将其传输给数据处理单元；数据处理单元获取系统运行的机/电性能参数，并通过遥测与数传接口提交给航天器平台，最终传回地面；放电负载单元在电源管理单元控制下耗用电能。该系统将航天器结构与电源等多功能融合，并集电源充/放电管理、结构力学/电性能监测、数据管理及传输等为一体，能系统地执行从遥控指令接收到多功能实现、再到状态监测及数据管理与传输等任务过程。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航天器结构与设计
，具体涉及一种航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统。
技术介绍
当前，航天器对其有效载荷比和可利用空间提出了越来越高的要求，为此，多功能结构技术在航天领域逐渐受到重视并走向应用。多功能结构技术是把数据处理、辐射防护、热控、蓄电等功能与航天器自身结构有机融合为一体的一项技术，通过采用结构、功能和材料的一体化设计，消除大量冗余质量和体积，从而显著提升航天器的载荷/质量比、载荷/体积比以及功能/结构比。然而，对于一个具体的多功能结构，要想实现其在航天器上的顺利、正常工作，需要对其在轨工作过程进行管理和控制，同时需要对其在轨工作状态进行监测。因此，急需研制一套在轨管理与操控系统，以对航天器多功能结构进行有效管理与控制。截止目前，在国内外还没有发现关于此类管理与操控系统的文献报道或工程应用先例。
技术实现思路
为了实现多功能结构在航天器上正常工作，本专利技术提供了一种航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统。本专利技术的技术方案是：一种航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，包括多功能结构单元、电源管理单元、数据处理单元和放电负载单元。其中，所述多功能结构单元由主结构模块、四个可充/放电源模块、减振系统以及传感器模块组成，所述电源管理单元与可充/放电源模块连接，控制可充/放电源模块的充电和放电操作，同时实时检测调整可充/放电源模块的各电性能参数，并将可充/放电源模块的各电性能参数传输给数据处理单元，并将自身工作状态参数通过其自身的遥测接口
直接提交到航天器平台；所述数据处理单元与传感器模块连接，通过传感器模块获取多功能结构单元运行时的机械性能参数与电性能参数，并通过其自身的遥测接口与数传接口，将采集的数据提交给航天器平台，最终传回地面测控平台；所述放电负载单元与电源管理单元连接，能够在电源管理单元的控制下耗用电源模块的能量。本专利技术中，所述主结构模块包括框架、上盖板和下盖板；其中，所述框架的整体外形呈田字构型，具有四个方格空腔，所述框架具有关于x、y和z三轴的全方位对称性；所述下盖板固定于所述框架的底面；所述上盖板固定于所述框架的顶面；所述框架、上盖板和下盖板一同组成主承力结构，具有结构承载的功能；所述可充/放电源模块包括4个，分别记为可充/放电源模块Ⅰ、可充/放电源模块Ⅱ、可充/放电源模块Ⅲ和可充/放电源模块Ⅳ；每个可充/放电源模块通过弹性支撑结构以嵌埋方式设置于框架、上盖板以及下盖板所形成的封闭方格空腔内，且框架内的每个方格空腔内唯一安装一个可充/放电源模块；可充/放电源模块的正、负极线通过强电电缆引出，连接到设置于所述框架的外侧壁的强电电连接器上形成充放电接口；所述可充/放电源模块既具有多次充电与多次放电的功能，又具有充当振子消耗振动能量的功能。每个可充/放电源模块的四周与用于容纳该可充/放电源模块的方格空腔壁之间设置有弹性块。每个可充/放电源模块的底面与所述下盖板之间设置有弹性垫。每个可充/放电源模块的顶面与所述上盖板之间也设置有弹性垫。可充/放电源模块、弹性块和弹性垫构成减振系统，相当于“弹簧-振子”模型。其中，所述弹性块和所述弹性垫相当于具有一定刚度和阻尼的弹性支撑；所述可充/放电源模块相当于具有一定质量的振子，该减振系统一方面通过弹性支撑的变形吸振耗能，另一方面由作为振子的可充/放电源模块将结构振动能量转化为振子动能的方式来消耗振动能量，二者综合作用的结果降低了振动在多功能结构中的传递，并有效管理可充/放电源模块的力学环境；所述传感器模块包括若干个温度传感器和若干个加速度传感器；其中，所述若干个温度传感器分别设置于可充/放电源模块的内腔和外侧壁，用于监测相
应可充/放电源模块的温度；所述若干个加速度传感器分别设置于所述框架的内壁、上盖板的内壁以及所述下盖板的内壁，用于测量所述框架、上盖板和所述下盖板的振动情况，为多功能结构单元内部的电能与振动管理提供了检测与监控手段。此外，所述多功能结构单元还具有2路弱电接口，分别为温度信号输出接口和加速度信号输出接口，它们均采用弱电电缆与数据处理单元相连接。本专利技术中，可以通过将位置相邻的2个可充/放电源模块进行串联，得到两组相同输出电压的电源，分别称为主份电源和备份电源；所述主份电源和备份电源各具有1路充放电接口，充放电接口为强电接口，所述主份电源和备份电源各自通过其充放电接口采用强电电缆与电源管理单元相连接。本专利技术中，所述电源管理单元包括充电调节器模块、放电调节器模块、调理电路模块和辅助源电路，具有充电控制、放电控制、主/备份电源切换和电压/电流检测调理功能；用于多功能结构单元在轨运行时的充电/放电管理，并利用内部集成的检测调理电路，协助放电负载单元获取多功能结构单元中的锂电池在轨运行的电性能参数。所述电源管理单元具有2路充放电接口和1路指令接口，2路充放电接口分别连接到电源模块的主份电源和备份电源，1个指令接口接收航天器发送的控制指令，电源管理单元控制放电负载单元对主份电源或者备份电源进行放电。本专利技术中，所述数据处理单元包括电源模块、CPU控制模块和数据采集模块，数据处理单元采集、处理和传输多功能结构单元在发射阶段及在轨运行期间的机械性能参数和电压、电流等电性能参数，获取多功能结构单元的振动特性、验证多功能结构单元的结构支撑性能和基本电性能。本专利技术中，所述放电负载单元可以采用任意形式的负载，耗用多功能结构单元的电能。如所述放电负载单元采用多路加热片的方式实现，用于消耗多功能结构单元的电能。本专利技术中，所述多功能结构单元可通过螺钉连接方式安装在航天器舱板上，也可直接作为航天器舱板或隔板使用。所述电源管理单元和数据处理单元均安装于航天器本体舱内。所述放电负载单元可采用热导胶贴装在航天器舱壁上或螺接等其它方式安装在航天器本体舱内，并通过电缆与电源管理单元相连接。进一步的，可在所述多功能结构单元底面上安装相变装置，该多功能结构与相变装置之间可用绝缘膜隔离；所述绝缘膜采用聚酰亚胺材料制成；所述相变装置是通过将正十六烷灌装在金属壳中而制成，用于对多功能结构单元进行被动热控。通过采用上述技术方案，形成了一种航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，该系统可提供电源管理和测控接口功能，可实现对多功能结构内部电源模块的充电/放电控制，可监测电源模块的电压和电流信号，同时还可通过驱动多功能结构内部的加速度传感器和温度传感器，来监测并分析其减振特性和热特性。与现有技术相比，本专利技术的优点在于：将航天器结构与电源等多功能融合，并集电源充/放电管理、结构力学性能监测、电性能监测、数据管理及传输等为一体，能够系统地执行从遥控指令接收到多功能实现、再到状态监测及数据管理与传输等任务过程，且体积小、重量轻、功能密度高，解决了航天器内部空间局限、重量限制等与其对多功能、长寿命等要求日益提高的尖锐矛盾。附图说明图1为本专利技术的原理框图。图2为多功能结构单元的结构示意图。图3为电源管理单元的结构组成图。图4为数据处理单元的结构组成图。图5为放电负载单元的连接关系图。图6为本专利技术航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统在航天器内部的一种安装位置示意图。图7为本专利技术航天器在轨多功能结构综合本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，包括多功能结构单元(1)、电源管理单元(2)、数据处理单元(3)和放电负载单元(4)，其特征在于：所述多功能结构单元(1)由主结构模块、四个可充/放电源模块、减振系统以及传感器模块组成，所述电源管理单元(2)与可充/放电源模块连接，控制可充/放电源模块的充电和放电操作，同时实时检测调整可充/放电源模块的各电性能参数，并将可充/放电源模块的各电性能参数传输给数据处理单元(3)，并将自身工作状态参数通过其自身的遥测接口直接提交到航天器平台；所述数据处理单元(3)与传感器模块连接，通过传感器模块获取多功能结构单元(1)运行时的机械性能参数与电性能参数，并通过其自身的遥测接口与数传接口，将采集的数据提交给航天器平台，最终传回地面测控平台；所述放电负载单元(4)与电源管理单元(2)连接，能够在电源管理单元(2)的控制下耗用电源模块的能量。

【技术特征摘要】
1.一种航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，包括多功能结构单元(1)、电源管理单元(2)、数据处理单元(3)和放电负载单元(4)，其特征在于：所述多功能结构单元(1)由主结构模块、四个可充/放电源模块、减振系统以及传感器模块组成，所述电源管理单元(2)与可充/放电源模块连接，控制可充/放电源模块的充电和放电操作，同时实时检测调整可充/放电源模块的各电性能参数，并将可充/放电源模块的各电性能参数传输给数据处理单元(3)，并将自身工作状态参数通过其自身的遥测接口直接提交到航天器平台；所述数据处理单元(3)与传感器模块连接，通过传感器模块获取多功能结构单元(1)运行时的机械性能参数与电性能参数，并通过其自身的遥测接口与数传接口，将采集的数据提交给航天器平台，最终传回地面测控平台；所述放电负载单元(4)与电源管理单元(2)连接，能够在电源管理单元(2)的控制下耗用电源模块的能量。2.根据权利要求1所述的航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，其特征在于：所述主结构模块包括框架(5)、上盖板(6)和下盖板(7)，所述框架(5)的整体外形呈田字构型，具有四个方格空腔，所述框架(5)具有关于x、y和z三轴的全方位对称性；所述下盖板(7)固定于所述框架(5)的底面；所述上盖板(6)固定于所述框架(5)的顶面；所述框架(5)、上盖板(6)和下盖板(7)组成主承力结构；所述可充/放电源模块包括4个，分别记为可充/放电源模块Ⅰ(8)、可充/放电源模块Ⅱ(9)、可充/放电源模块Ⅲ(10)和可充/放电源模块Ⅳ(11)；每个可充/放电源模块通过弹性支撑结构以嵌埋方式设置于框架(5)、上盖板(6)以及下盖板(7)所形成的封闭方格空腔内，且框架内的每个方格空腔内唯一安装1个可充/放电源模块；可充/放电源模块的正、负极线通过强电电缆引出，连接到设置于所述框架的外侧壁的强电电连接器上形成充放电接口；所述可充/放电源模块既具有多次充电与多次放电的功能，又具有充当振子消耗振动能量的功能；每个可充/放电源模块的四周与用于容纳该可充/放电源模块的方格空腔内壁之间设置有弹性块(12)；每个可充/放电源模块的底面与所述下盖板(7)之间设置有弹性垫(13)，每个可充/放电源模块的顶面与所述上盖板(6)之间也设置有弹性垫(13)；可充/放电源模块、弹性块(12)和弹性垫(13)构成减振系统；所述传感器模块包括若干个温度传感器和若干个加速度传感器；所述若干个温度传感器分别设置于可充/放电源模块的内腔和外侧壁，用于监测相应可充/放电源模块的温度；所述若干个加速度传感器分别设置于所述框架(5)的内壁、上盖板(6)的内壁以及所述下盖板(7)的内壁，用于测量所述框架(5)、上盖板(6)和所述下盖板(7)的振动情况。3.根据权利要求2所述的航天器在轨...

【专利技术属性】
技术研发人员：李东旭，吴军，李德湛，范才智，尹昌平，刘望，郝东，罗青，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科学技术大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43