CN102487347B - 航天智能总线接口系统和使用该接口系统的航天智能网络系统 - Google Patents

Abstract

航天智能总线接口系统和使用该接口系统的航天智能网络系统，它涉及一种接口系统和网络系统，它解决了目前Space Wire总线接口不提供航天设备标准电源、同步精度低且在离线或通信中断时无法同步工作以及不具备自描述、自组织、动态自适应可重构、自认知和自诊断的功能的问题。接口系统包括Space Wire总线接口、电源接口、同步脉冲接口和总线接口控制器；网络系统包括n个航天智能接口系统，各个航天智能接口系统的Space Wire总线接口并联；另一种网络系统包括一个主航天智能接口系统、n个从属航天智能接口系统、一个电源分配模块、一个Space Wire总线路由器和一个同步分配模块。本发明克服了已有技术的不足，适合用于各种航天器综合电子接口系统和网络系统领域。

Description

航天智能总线接口系统和使用该接口系统的航天智能网络系统

技术领域

本发明涉及一种接口系统和一种网络系统。

背景技术

Space Wire总线由欧洲宇航局、欧洲空间公司和学术界共同制定，于2003年提出，即ECSS-E-50-12A[1]，后于2008年提出修订版ECSS-E-ST-50-12C[2]。它可组成一种高速的、点对点、全双工的串行总线网络，以IEEE-1355-1995和LVDS两个商业标准为基础，汲取了1394总线、ATM和以太网技术的优点，同时兼顾航天应用的特点。该总线标准致力于航天器有效载荷系统数据和控制信息的处理，以满足未来高性能高速数据传输为目标，提供一种统一的用来连接传感器、数据处理单元、大容量存储器的基础架构。除具有很好的电磁兼容性之外，在错误检测、异常处理、故障保护和故障恢复及时间确定性方面都做了相应加强，目前已成功地应用于Mars Express、Venus Express、Smart-1、Rosetta等多个航天任务中。

现有Space Wire总线接口为9针式，该9针传输的信号参见2003年发表于《Space Wire-Links，nodes，routers and networks》上的《European Cooperation for Space Standardization》和《European Cooperation for Space Standardization》两篇文献。原有9针式Space Wire总线接口不能提供航天设备需要的标准28V电源，外加电源造成集成调试时间较长，严重制约快响应航天器的开发；Space Wire总线用时间码来使航天设备同步，但这种方式同步精度低且需要设备始终与时间源保持通信，当离线或通信中断时将无法保证同步工作；此外，Space Wire总线设备及集成的系统不具备自描述、自组织、动态自适应可重构、自认知和自诊断等功能，因此无法自动运行，集成调试时间较长，严重制约快响应航天器的开发。

发明内容

本发明的目的是解决目前Space Wire总线接口不能提供航天设备标准电源、同步精度低且在离线或通信中断时无法保证同步工作以及不具备自描述、自组织、动态自适应可重构、自认知和自诊断的功能的问题，提供了一种航天智能总线接口系统和使用该接口系统的航天智能网络系统。

航天智能总线接口系统，它包括Space Wire总线接口，它还包括电源接口、同步脉冲接口和总线接口控制器；

所述电源接口，用于提供航天设备标准电源信号；

所述同步脉冲接口，用于向外部设备提供同步秒脉冲信号；

所述总线接口控制器，

用于当有外部设备插入时，通过Space Wire总线接口接收外部设备的电子数据表，并存储接收到的电子数据表，还用于通过Space Wire总线接口查询外部设备的状态，并根据外部设备的状态，从总线接口控制器内部选择对应的电子数据表对外部设备进行配置，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口来接收或发送数据，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口对外部设备进行驱动，

用于根据接收到的外部应用程序的命令，在总线接口控制器内调取相应的电子数据表给外部应用程序，

还用于给同步脉冲接口发送同步秒脉冲信号。

使用航天智能总线接口系统的航天智能网络系统，它包括n个航天智能接口系统，n为大于1的正整数，且各个航天智能接口系统的Space Wire总线接口并联在一起；

每个航天智能接口系统包括Space Wire总线接口、电源接口、同步脉冲接口和总线接口控制器；

所述电源接口，用于提供航天设备标准电源信号；

所述同步脉冲接口，用于向外部设备提供同步秒脉冲信号；

所述总线接口控制器，

用于当有外部设备插入时，通过Space Wire总线接口接收外部设备的电子数据表，并存储接收到的电子数据表，还用于通过Space Wire总线接口查询外部设备的状态，并根据外部设备的状态，从总线接口控制器内部选择对应的电子数据表对外部设备进行配置，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口来接收或发送数据，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口对外部设备进行驱动，

用于根据接收到的外部应用程序的命令，在总线接口控制器内调取相应的电子数据表给外部应用程序，

还用于给同步脉冲接口发送同步秒脉冲信号。

本发明还提供另一种使用航天智能总线接口系统的航天智能网络系统，它包括一个主航天智能接口系统、n个从属航天智能接口系统、一个电源分配模块、一个Space Wire总线路由器和一个同步分配模块，Space Wire总线路由器的信号输入口连接主航天智能接口系统的Space Wire总线接口，Space Wire总线路由器的n个信号输出口分别连接一个从属航天智能接口系统的Space Wire总线接口，电源分配模块的信号输入口连接主航天智能接口系统的电源接口，电源分配模块的n个信号输出口分别连接一个从属航天智能接口系统的电源接口，同步分配模块的信号输入口连接主航天智能接口系统的同步脉冲接口，同步分配模块的n个信号输出口分别连接一个从属航天智能接口系统的同步脉冲接口；n为大于1的正整数；主航天智能接口系统和从属航天智能接口系统的结构相同；

所述主航天智能接口系统包括Space Wire总线接口、电源接口、同步脉冲接口和总线接口控制器；

所述电源接口，用于提供航天设备标准电源信号；

所述同步脉冲接口，用于向外部设备提供同步秒脉冲信号；

所述总线接口控制器，

用于当有外部设备插入时，通过Space Wire总线接口接收外部设备的电子数据表，并存储接收到的电子数据表，还用于通过Space Wire总线接口查询外部设备的状态，并根据外部设备的状态，从总线接口控制器内部选择对应的电子数据表对外部设备进行配置，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口来接收或发送数据，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口对外部设备进行驱动，

用于根据接收到的外部应用程序的命令，在总线接口控制器内调取相应的电子数据表给外部应用程序，

还用于给同步脉冲接口发送同步秒脉冲信号。

本发明的积极效果：

(1)本发明解决了目前Space Wire总线接口不能提供航天设备需要的标准电源、同步精度低且离线或通信中断时无法保证同步工作的问题；

(2)对原有Space Wire总线接口扩展为智能接口，将设备驱动程序驻留到该智能接口中，能够提供自描述、自组织、动态自适应可重构、自认知和自诊断等功能，使设备插入总线系统后可自动运行，实现真正的语义上的智能即插即用。

附图说明

图1为航天智能接口系统的结构示意图；图2为实施方式三的航天智能网络系统的结构示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1说明本具体实施方式，本实施方式的航天智能总线接口系统，它包括Space Wire总线接口1，它还包括电源接口2、同步脉冲接口3和总线接口控制器4；

所述电源接口2，用于提供航天设备标准电源信号；

所述同步脉冲接口3，用于向外部设备提供同步秒脉冲信号；

所述总线接口控制器4，

用于当有外部设备插入时，通过Space Wire总线接口1接收外部设备的电子数据表，并存储接收到的电子数据表，还用于通过Space Wire总线接口1查询外部设备的状态，并根据外部设备的状态，从总线接口控制器4内部选择对应的电子数据表对外部设备进行配置，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口1来接收或发送数据，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口1对外部设备进行驱动，

用于根据接收到的外部应用程序的命令，在总线接口控制器4内调取相应的电子数据表给外部应用程序，

还用于给同步脉冲接口3发送同步秒脉冲信号。

所述总线接口控制器4内部嵌有设备软件模块41和自运行系统软件模块42；

所述设备软件模块41，

用于根据外部应用程序指令，发送驱动控制信号给自运行系统软件模块42，

用于根据外部应用程序指令，启动Space Wire总线接口1接收或发送数据，

还用于转发外部应用程序的命令给自运行系统软件模块42；

自运行系统软件模块42，

用于当有外部设备插入时，通过Space Wire总线接口1接收外部设备的电子数据表，并存储接收到的电子数据表，

用于通过Space Wire总线接口1查询外部设备的状态，根据外部设备的状态，选择对应的电子数据表对外部设备进行配置，

用于根据接收到的由设备软件模块41转发的外部应用程序的命令，调取相应的电子数据表给外部应用程序，

用于接收来自设备软件模块41的驱动控制信号，并在接受到该驱动控制信号后，通过Space Wire总线接口1对外部设备进行驱动。

所述自运行系统软件模块42由设备驱动单元420、电子数据表库单元421和库管理器单元422组成，其中，

设备驱动单元420，

用于通过Space Wire总线接口1查询外部设备的状态，根据外部设备的状态，从库管理器单元422选出对应的电子数据表，并根据选出的电子数据表中提供的接口及参数对外部设备进行配置，

用于接收来自设备软件模块41的驱动控制信号，并在接受到该驱动控制信号后，通过Space Wire总线接口1对外部设备进行驱动；

电子数据表库单元421，用于存储电子数据表；

库管理器单元422，

用于当有外部设备插入时，通过Space Wire总线接口1接收外部设备的电子数据表，并将接收的电子数据表存储到电子数据表库单元421中，

用于当有外部设备断开时，在电子数据表库单元421中删除该断开的外部设备的电子数据表，

用于根据接收到的由设备软件模块41转发的外部应用程序的命令，从电子数据表库单元421中调取相应的电子数据表给外部应用程序，

还用于更新、修改电子数据表库单元421中的电子数据表以及将电子数据表库单元421中的电子数据表输出给所需单元。

所述Space Wire总线接口1由内部接口、外部接口及内部接口与外部接口各自的适配逻辑组成。

所述航天设备标准电源信号为4.5A、28V的直流电源信号，所述同步秒脉冲信号的频率为1Hz。

本实施方式中，所述外部设备的状态包括连接或断开、正常工作或出现故障、工作忙或空闲；

航天智能接口系统的工作过程如下：

一、当有外部设备插入系统时，该外部设备通过Space Wire总线接口1将其电子数据表传送给自运行系统软件模块42，自运行系统软件模块42将接收到的电子数据表存储到设备驱动单元或电子数据表库单元421中，并通过Space Wire总线接口1对该外部设备进行驱动，驱动完成后，外部设备进入响应状态，随时可以接收应用程序的命令来进行所需要的任务操作；

二、当设备插入系统并进入响应状态后，应用程序根据自身执行的任务，通过库管理器单元422调用设备驱动单元或电子数据表库单元421中所需要的电子数据表；

三、应用程序收到电子数据表后，根据电子数据表中提供的接口访问设备软件模块41，即与设备软件模块41之间相互传递命令及数据；

四、设备软件模块41根据应用程序的任务要求，启动Space Wire总线接口1对设备进行驱动。

自运行系统软件模块42通过Space Wire总线接口1对设备进行驱动，是指：对设备内部各端口进行初始化及检查，也即对设备内部参数的配置及设备状态的设置。

在步骤四中，设备软件模块41可根据应用程序的不同的任务要求，对设备进行不同的驱动工作。

整个系统可在一个FPGA中实现，该FPGA的控制管理功能由嵌入式Nios处理器实现，所有软件部分都在该处理器上运行，硬件部分由该FPGA的逻辑单元经编程后实现。

电子数据表中包含用于描述设备的功能、特性、指标、校准、应用、厂家信息以及设备的接口的数据。电子数据表是实现设备自运行的关键技术，它可看作是设备的硬件API，它描述了封装的用户部件提供的服务。使用这种方法时，与原始设备的输入和输出相关的定制的、隐含的事务都用简单的、统一的描述机制替换。许多相同类型的航天设备(例如温度计)具有类似的电子数据表结构。这来源于软件中类的概念，对航天器经典部件可分类形成公开的、共用电子数据表的定义，即基本类，用户可继承基本类并在此基础上修改和扩展描述以便表示新的或增强的功能。设备提供的服务包括提供当前工作状态、提供支持的命令集、提供对特定命令对应的响应等。设备提供的这种服务可看作类的接口，访问电子数据表时通过这种接口与设备进行交互，使设备正常工作。因此，电子数据表可看作是一种抽象的高层次的设备驱动。

本实施方式的智能扩展型Space Wire总线接口系统具有自描述、自组织、动态自适应可重构、自认知和自诊断等功能，使设备插入总线系统后可自动运行，实现真正的语义上的智能即插即用：

自描述是指设备功能、特性、指标、校准、应用和厂家等信息均以电子数据表形式存储在非易失存储器ROM中，系统和网络服务器(控制、处理和管理器)通过访问该电子数据表便可识别设备。这种描述采用一个通用的数据字典，因而有一套所有设备都遵循的统一的固定的术语。数据消息内的数据结果的描述是从该标准术语字典中提取出来的。

自组织是指服务器可自动连接、检测设备，配置资源，设置模式和参数等能力。设备连接时可通过自身的智能单元形成插入事件通知给服务器，而服务器可随时接收插入事件，当服务器接收到设备的插入事件后，便通过事件来源自动检测设备所在位置并建立与设备的连接，通过读取设备的描述即设备的电子数据表，为设备配置所需要的资源，设置对应的模式和参数使设备开始正常工作。

动态自适应可重构是指在设备出现故障或任务变更时，可动态自适应地替代或增减设备并重新配置体系结构的能力。出现故障的设备向服务器发送故障通知，服务器便自动将该设备与网络断开并启动替换的备份节点。当任务变更时，服务器根据任务要求自适应地替代或增减设备，并重新分配设备的网络地址，形成新的网络体系结构。

自认知和自诊断是指设备识别状态，检测和定位故障的能力。设备利用自身所具有的智能获得设备当前的状态信息即状态自认知，获得设备所处位置信息即位置自认知，获得设备当前所处时刻即时间自认知，获得设备所处网络环境及与其互联的设备信息即设备互认知。自诊断是设备能够检测并定位自身故障，并根据自身存储的故障种类及相应诊断规则对故障进行分析和处理，并将最终的分析和处理结果报告给服务器。设备的这种自诊断能力减轻了服务器分析和处理故障的负担，使服务器不必存储每个节点所有可能出现的故障种类及相应诊断规则，使服务器能够更好地使用自身资源来管理网络，从而提升了网络整体性能。

设备软件模块3由接口控制软件单元和基于数据交换协议的通信软件单元组成。

本实施方式在实际应用时，还可连接外部设备功能硬件，所述外部设备功能硬件包括通信类功能硬件、开关类功能硬件以及测量类功能硬件等，而且设备软件模块41还可控制外部设备功能硬件的工作；在航天智能接口系统的工作过程中，当步骤四完成启动SpaceWire总线接口1对设备进行驱动后，外部设备功能硬件可根据应用程序的任务要求，对外接设备完成特定功能的工作任务。为了满足航天电子系统和网络的需求，航天智能接口系统提供或接收航天设备标准电源信号或同步秒脉冲信号。

具体实施方式二：本实施方式为使用实施方式一的航天智能总线接口系统的航天智能网络系统，它包括n个航天智能接口系统，n为大于1的正整数，且各个航天智能接口系统的Space Wire总线接口并联在一起，每个航天智能接口系统的具体结构与实施方式一所述的航天智能接口系统的结构相同。

具体实施方式三：结合图2说明本实施方式，本实施方式为使用实施方式一的航天智能总线接口系统的航天智能网络系统，它包括一个主航天智能接口系统5、n个从属航天智能接口系统6、一个电源分配模块7、一个Space Wire总线路由器8和一个同步分配模块9，Space Wire总线路由器8的信号输入口连接主航天智能接口系统5的Space Wire总线接口，Space Wire总线路由器8的n个信号输出口分别连接一个从属航天智能接口系统6的SpaceWire总线接口，电源分配模块7的信号输入口连接主航天智能接口系统5的电源接口，电源分配模块7的n个信号输出口分别连接一个从属航天智能接口系统6的电源接口，同步分配模块9的信号输入口连接主航天智能接口系统5的同步脉冲接口，同步分配模块9的n个信号输出口分别连接一个从属航天智能接口系统6的同步脉冲接口；n为大于1的正整数；主航天智能接口系统5和从属航天智能接口系统6的结构相同，所述主航天智能接口系统5的具体结构与实施方式一所述的航天智能接口系统的结构相同。

所述电源分配模块7由继电器开关矩阵实现，所述继电器开关矩阵将信号输入口接收到的信号分别提供给各个信号输出口输出。

所述同步分配模块9由CMOS场效应管开关矩阵实现，所述CMOS场效应管开关矩阵将信号输入口接收到的信号提供给各个信号输出口输出。

因一个Space Wire总线节点仅支持很少的链路(例如6个链路)，因此只能直接连接有限数目的节点(例如6个节点)，而本实施方式通过电源分配模块7、Space Wire总线路由器8和同步分配模块9，可将许多节点连接在一起。

本发明在原有Space Wire总线基础上进行功能扩展，形成了使硬件简单地插入系统后相关应用程序即可运行的电子总线系统。利用本发明构成航天电子系统和网络时，通过航天设备电子数据表机制，为其提供自描述、自组织、动态自适应可重构、自认知和自诊断等功能，并提供内装测试或旁路测试及航天设备电源和秒信号能力。因此，利用本发明的网络系统，通过简单地插入硬件后借助相关软件应用程序立即运行，即实现插入后的自运行能力。

本发明特别适合快响应、低成本、高可靠战术级导弹、卫星、运载器及各种航天器综合电子系统和网络的应用，是未来航天电子系统发展的重要领域和方向。本发明可满足运行响应空间(ORS)、联合作战空间(JWS)、国家安全空间(NSS)、灾害监测空间(DMS)、战略任务空间(SMS)等应急需求，对航空、船舶、兵器和民用电子设备及其在系统和网络中应用也有重大意义。

Claims (6)

1.航天智能总线接口系统，它包括Space Wire总线接口(1)，其特征在于它还包括电源接口(2)、同步脉冲接口(3)和总线接口控制器(4)；

所述电源接口(2)，用于提供航天设备标准电源信号；

所述同步脉冲接口(3)，用于向外部设备提供同步秒脉冲信号；

所述总线接口控制器(4)，

用于当有外部设备插入时，通过Space Wire总线接口(1)接收外部设备的电子数据表，并存储接收到的电子数据表，还用于通过Space Wire总线接口(1)查询外部设备的状态，并根据外部设备的状态，从总线接口控制器(4)内部选择对应的电子数据表对外部设备进行配置，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口(1)来接收或发送数据，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口(1)对外部设备进行驱动，

用于根据接收到的外部应用程序的命令，在总线接口控制器(4)内调取相应的电子数据表给外部应用程序，

还用于给同步脉冲接口(3)发送同步秒脉冲信号；

其中，所述总线接口控制器(4)内部嵌有设备软件模块(41)和自运行系统软件模块(42)；

所述设备软件模块(41)，

用于根据外部应用程序指令，发送驱动控制信号给自运行系统软件模块(42)，

用于根据外部应用程序指令，启动Space Wire总线接口(1)接收或发送数据，

还用于转发外部应用程序的命令给自运行系统软件模块(42)；

自运行系统软件模块(42)，

用于当有外部设备插入时，通过Space Wire总线接口(1)接收外部设备的电子数据表，并存储接收到的电子数据表，

用于通过Space Wire总线接口(1)查询外部设备的状态，根据外部设备的状态，选择对应的电子数据表对外部设备进行配置，

用于根据接收到的由设备软件模块(41)转发的外部应用程序的命令，调取相应的电子数据表给外部应用程序，

用于接收来自设备软件模块(41)的驱动控制信号，并在接受到该驱动控制信号后，通过Space Wire总线接口(1)对外部设备进行驱动；

所述自运行系统软件模块(42)由设备驱动单元(420)、电子数据表库单元(421)和库管理器单元(422)组成，其中，

设备驱动单元(420)，

用于通过Space Wire总线接口(1)查询外部设备的状态，根据外部设备的状态，从库管理器单元(422)选出对应的电子数据表，并根据选出的电子数据表中提供的接口及参数对外部设备进行配置，

用于接收来自设备软件模块(41)的驱动控制信号，并在接受到该驱动控制信号后，通过Space Wire总线接口(1)对外部设备进行驱动；

电子数据表库单元(421)，用于存储电子数据表；

库管理器单元(422)，

用于当有外部设备插入时，通过Space Wire总线接口(1)接收外部设备的电子数据表，并将接收的电子数据表存储到电子数据表库单元(421)中，

用于当有外部设备断开时，在电子数据表库单元(421)中删除该断开的外部设备的电子数据表，

用于根据接收到的由设备软件模块(41)转发的外部应用程序的命令，从电子数据表库单元(421)中调取相应的电子数据表给外部应用程序，

还用于更新、修改电子数据表库单元(421)中的电子数据表以及将电子数据表库单元(421)中的电子数据表输出给所需单元。

2.根据权利要求1所述的航天智能总线接口系统，其特征在于所述电子数据表中包含用于描述设备的功能、特性、指标、校准、应用、厂家信息以及设备的接口的数据。

3.根据权利要求1或2所述的航天智能总线接口系统，其特征在于所述Space Wire总线接口(1)由内部接口、外部接口及内部接口与外部接口各自的适配逻辑组成。

4.根据权利要求3所述的航天智能总线接口系统，其特征在于所述航天设备标准电源信号为4.5A、28V的直流电源信号，所述同步秒脉冲信号的频率为1Hz。

5.使用权利要求1的航天智能总线接口系统的航天智能网络系统，其特征在于它包括n个航天智能接口系统，n为大于1的正整数，且各个航天智能接口系统的Space Wire总线接口并联在一起；

每个航天智能接口系统包括Space Wire总线接口(1)、电源接口(2)、同步脉冲接口(3)和总线接口控制器(4)；

所述电源接口(2)，用于提供航天设备标准电源信号；

所述同步脉冲接口(3)，用于向外部设备提供同步秒脉冲信号；

所述总线接口控制器(4)，

用于当有外部设备插入时，通过Space Wire总线接口(1)接收外部设备的电子数据表，并存储接收到的电子数据表，还用于通过Space Wire总线接口(1)查询外部设备的状态，并根据外部设备的状态，从总线接口控制器(4)内部选择对应的电子数据表对外部设备进行配置，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口(1)来接收或发送数据，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口(1)对外部设备进行驱动，

用于根据接收到的外部应用程序的命令，在总线接口控制器(4)内调取相应的电子数据表给外部应用程序，

还用于给同步脉冲接口(3)发送同步秒脉冲信号。

6.使用权利要求1的航天智能总线接口系统的航天智能网络系统，其特征在于它包括一个主航天智能接口系统(5)、n个从属航天智能接口系统(6)、一个电源分配模块(7)、一个Space Wire总线路由器(8)和一个同步分配模块(9)，Space Wire总线路由器(8)的信号输入口连接主航天智能接口系统(5)的Space Wire总线接口，Space Wire总线路由器(8)的n个信号输出口分别连接一个从属航天智能接口系统(6)的Space Wire总线接口，电源分配模块(7)的信号输入口连接主航天智能接口系统(5)的电源接口，电源分配模块(7)的n个信号输出口分别连接一个从属航天智能接口系统(6)的电源接口，同步分配模块(9)的信号输入口连接主航天智能接口系统(5)的同步脉冲接口，同步分配模块(9)的n个信号输出口分别连接一个从属航天智能接口系统(6)的同步脉冲接口；n为大于1的正整数；主航天智能接口系统(5)和从属航天智能接口系统(6)的结构相同；

所述主航天智能接口系统(5)包括Space Wire总线接口(1)、电源接口(2)、同步脉冲接口(3)和总线接口控制器(4)；

所述电源接口(2)，用于提供航天设备标准电源信号；

所述同步脉冲接口(3)，用于向外部设备提供同步秒脉冲信号；

所述总线接口控制器(4)，

用于当有外部设备插入时，通过Space Wire总线接口(1)接收外部设备的电子数据表，并存储接收到的电子数据表，还用于通过SpaceWire总线接口(1)查询外部设备的状态，并根据外部设备的状态，从总线接口控制器(4)内部选择对应的电子数据表对外部设备进行配置，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口(1)来接收或发送数据，

用于根据外部应用程序指令通过Space Wire总线接口(1)对外部设备进行驱动，

用于根据接收到的外部应用程序的命令，在总线接口控制器(4)内调取相应的电子数据表给外部应用程序，

还用于给同步脉冲接口(3)发送同步秒脉冲信号；

所述电源分配模块(7)由继电器开关矩阵实现，所述继电器开关矩阵将信号输入口接收到的信号分别提供给各个信号输出口输出；

所述同步分配模块(9)由CMOS场效应管开关矩阵实现，所述CMOS场效应管开关矩阵将信号输入口接收到的信号提供给各个信号输出口输出。