CN106886665B - 航天多功能结构地面模拟演示验证系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，涉及航天器结构设计领域。该系统主要由多功能结构单元(MFSU)、数据处理单元(DPU)、电源管理单元(BMU)、放电负载、地面专检设备、地面专检计算机、地面监控计算机以及显示投影系统等组成，其中MFSU、DPU、BMU等单机与地面专检设备构成了一颗模拟卫星。该系统可实现多功能结构单元的充/放电功能及系统的减振功能演示与验证。本发明能够全面展示一种集承载、减振与能源等功能于一体的航天多功能结构的各项新功能与新技术，突出其先进复合材料技术、固态锂离子电池技术和结构减振技术，展示其卫星结构与电源分系统一体化融合的优势。

Description

航天多功能结构地面模拟演示验证系统

技术领域

本发明涉及航天器结构设计技术领域，具体的涉及一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统。

背景技术

近二十年来，伴随着多芯片模块技术、高性能复合材料技术、柔性电路连接技术、先进热控技术等的发展，航天多功能结构技术破茧而出并快速发展。该技术将数据处理、辐射防护、热控、蓄电等功能与航天结构有机融合为一体，实现结构、功能和材料的一体化设计，可以消除传统卫星大量的冗余质量和体积，有效提高卫星的可用空间和有效载荷比，大幅缩短卫星的设计和制造周期，并能有效延长卫星的寿命。

欧美等发达国家对多功能结构技术高度重视，进行了一系列基础研究，部分关键技术已经进行了空间飞行试验的演示验证，例如美国航空航天局、洛克希德·马丁空间系统公司和美国空军研究实验室对结构/电子/热控/辐射防护高度集成的多功能结构进行了一系列研究，制备出了高度集成的多功能结构。国内方面，国防科学技术大学、哈尔滨工业大学、东南大学等高校也开展了多功能结构技术的概念设计、分析计算、地面试验和空间飞行试验等研究。

目前航天多功能结构技术对结构/电池、结构/电子、结构/电缆、结构/热控、结构/防护等功能的融合均已进行了设计和考虑，相关概念也已提出，但是还没有对结构与减振功能的融合进行研究，相关的实验系统也未见报道。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，该系统解决了现有技术中尚无实验室环境下用于在轨装置演示、充放电和减震功能检测的设备的技术问题。

本发明提供了一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，包括：

舱体，用于模拟在轨航天器，舱体内设置：

待演示的多功能结构单元，多功能结构单元贴设于舱体的内壁上，

地面专检设备，操作人员通过地面专检设备完成BMU、DPU和飞轮分别与地面专检计算机的指令和遥测数据传输；

BMU，用于对多功能结构单元内的锂电池进行充/放电控制，并向DPU传输电信号；

DPU，用于采集、存储、处理和传输多功能结构单元的工作参数，并与BMU和多功能结构单元通过电缆进行数据交互；

采集卡，用于采集飞轮对多功能结构单元提供加速度后，多功能结构单元产生的加速度信息，并向DPU传输多功能结构单元的加速度信息；

飞轮，用于为多功能结构单元提供加速度；

舱体外设置：

地面专检计算机，用于通过遥测遥控设备与地面专检设备进行遥测遥控信息交互；

地面监控计算机，用于存储、分析地面专检计算机输出的电压、温度和加速度数据，并通过电缆将所得处理结果通过投影仪显示。

进一步地，地面专检设备包括：

主控电路模块，用于对模拟量采集模块、矩阵遥控指令与DR量采集模块、电源变换及控制模块、模拟锂电池输出电压模块和LVDS通信模块进行控制，主控电路模块通过RS232接口与用于对多所得结果进行显示与数据保存的测试计算机进行指令数据交互，主控电路模块与DPU遥测数据指令交互；

模拟量采集模块，用于对输入的18路模拟量、双电平量和8路测定多功能结构单元内的电池温量的接收、通道切换、信号调理以及采集，受主控电路模块发出的选通控制信号控制；

矩阵遥控指令与DR量采集模块，用于对20路矩阵遥控指令的发送和10路矩阵式继电器开关状态量的遥测采集，并对BMU和DPU进行驱动；

电源变换及控制模块，用于将交流电压220V转换为100VDC和30VDC输出，并且通过DC-DC芯片将30V转换为±12V和+5V为地检专用设备供电；

模拟锂电池输出电压模块，用于为BMU提供22路多功能结构单元的电池电压信号；

LVDS通信模块，用于接收DPU的数传数据，并输出至测试计算机。

进一步地，舱体还包括：热辐射器，用于以热量形式向舱体外泄放多功能结构单元能量，热辐射器设置于舱体顶面的外壁上；多个摄像头，用于监控舱体内部情况，设置于多功能结构单元的两相对舱体侧壁上；多个LED显示灯，用于指示多功能单元结构的所处充/放电状态，设置于显示器两相对侧；摄像头、采集卡、地面专检计算机和地面监控计算机之间通过无线通信模块相互通信；BMU、飞轮、采集卡、DPU和地面专检设备容纳于舱体内并相互间隔地设置于舱体的底面上。

进一步地，舱体为矩形由括东板、西板、南板、北板、底板和顶板可拆卸地组装而成，顶板、东板、北板的外表面还包覆有热包材料；南板和西板为透明的有机玻璃。

进一步地，北板包括北外板和北内板，北外板为回字型板，MFSU通过20个安装螺钉安装在北外板上；北内板为回字型盖板，盖设于MFSU上，北内板的底部设有出线孔。

进一步地，舱体还包括设置于东板的显示器，包括东外板与东内板，东外板为回字型板，显示器安装于东外板上，东内板为回字型盖板，盖设于显示器上。

进一步地，热辐射器包括用于向外散发热量的锅状辐射器和加热片，锅状辐射器设置于舱体顶上，加热片贴设于锅状辐射器内壁。

进一步地，舱体的顶板周缘上设有用于吊起舱体的吊环，舱体的底板周缘上设有脚轮。

进一步地，脚轮上设有锁紧手轮和/或脚轮套。

本发明的技术效果：

本发明提供的一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，具有充电功能演示、放电功能演示和减振功能演示的功能，能够全面展示和演示多功能结构单元的各项功能与技术，能用于展示多功能结构单元中所用的先进复合材料技术所具有的各项优异性能。对于多功能结构单元中所包含的固态锂离子电池以及该结构所具有的结构减振功能也可以简便的得到展示。充分展示了卫星结构与电源分系统一体化融合的优势。

具体请参考根据本发明的航天多功能结构地面模拟演示验证系统提出的各种实施例的如下描述，将使得本发明的上述和其他方面显而易见。

附图说明

图1是本发明优选实施例航天多功能结构地面模拟演示验证系统的结构示意图；

图2是本发明优选实施例中舱体立体示意图；

图3是本发明优选实施例中舱体主视示意图；

图4是本发明优选实施例中舱体北板拆分示意图；

图5是本发明优选实施例中舱体东板拆分示意图；

图6是本发明优选实施例一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统的内部设备供电示意图；

图7是本发明优选实施例一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统的内部设备信息流走向示意图；

图8；是本发明优选实施例中地面专检设备内部连接关系图；

图9是本发明优选实施例中地面专检设备的内部组成关系及其与航天多功能结构地面模拟演示验证系统间连接关系示意图。

图例说明：

100、舱体；110、北板；111、北外板；112、北内板；113、出线孔；120、东板；121、东内板；122、东外板；200、MFSU；300、BMU；400、采集卡；410、显示器；420、摄像头；430、LED显示灯；440、热辐射器；450、无线通信模块；500、飞轮；600、DPU；700、地面专检设备；810、地面专检计算机；820、地面监控计算机；830、投影仪。

具体实施方式

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

本文中，MFSU——多功能结构单元(Multi-Functional Structure Unit)；BMU——电源管理单元(Battery Manage Unit)；DPU——数据处理单元(Data ProcessingUnit)。

参见图1，本发明提供了一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，包括：用于模拟卫星在轨环境的舱体100、用于对舱体100进行遥控遥测的地面专检计算机810、与用于采集分析处理舱体100内加速度数据的地面监控计算机820以及与用于显示地面监控计算机820的分析结果的投影仪830，地面专检计算机810与地面监控计算机820相连接；地面监控计算机820与投影仪830输出连接；

舱体100内包括待演示的多功能结构单元、用于以热量形式泄放多功能结构单元能量的热辐射器440、用于监控舱体100内部情况的多个摄像头420、用于接受并显示摄像头420获取图像信息的显示器410、用于指示多功能单元结构所处充/放电状体的多个LED显示灯430、用于释放多功能结构单元能量的BMU300、用于采集加速度信息的采集卡400、用于采集、存储、处理和传输多功能结构单元的工作参数的DPU600、用于卫星在轨减振功能演示的飞轮500、用于对多功能结构单元运行过程进行监视控制地面专检设备700、用于摄像头420、采集卡400，地面专检计算机810和地面监控计算机820之间相互通信的无线通信模块450，多功能结构单元贴设于舱体100内壁上；

显示器410设置于舱体100外壁上；热辐射器440设置于舱体100顶面的外壁上；摄像头420设置于多功能结构单元的两相对舱体100侧壁上；LED显示灯430设置于舱体100外壁上；BMU300、飞轮500、采集卡400、DPU600和地面专检设备700容纳于舱体100内并相互间隔地设置于舱体100的底面上；

BMU300与LED显示灯430和显示器410电连通；飞轮500与地面监控计算机820相连接；地面专检计算机810与舱体100上的专检测控电缆USB接口相连接；摄像头420同时与显示器410和地面专检计算机810相连接。

本发明通过将多功能结构单元、数据处理单元、电源管理单元、放电负载、地面专检设备700、地面专检计算机810、地面监控计算机820以及显示投影系统等组成，其通过将多功能结构单元、数据处理单元、电源管理单元等各个单机与地面专检设备700整合在一颗模拟卫星中，结合控制电脑和显示投影系统能够实现多功能结构单元的充/放电与减振功能的演示。

舱体100由括东板120、西板、南板、北板110、底板和顶板可拆卸地组装而成。参见图每块舱板均为可拆卸结构，在运输时可为拆卸状态，在实验室内可自行组装。航天多功能结构地面模拟演示验证系统的结构示意图如图2～3所示。优选的，舱体100为矩形，各舱板之间通过直角铁连接，且顶板、东板120、北板110的外表面还包覆有热包材料。南板和西板为透明的有机玻璃，使得参观者能够观察到系统的内部结构。

优选的，参见图4～5，北板110包括北外板111和北内板112，北外板111为回字型板，MFSU200通过20个安装螺钉安装在北外板111上；北内板112为回字型盖板，盖设于MFSU200上，北内板112的底部设有出线孔113。北外板111为主要的承力结构，北外板111和北内板112扣合后，MFSU200裸露与舱体100内。为了美观，使用北外板111和北内板112后，能将与MFSU200相连接的电缆遮蔽。

东板120包括东外板122与东内板121，东外板122为回字型板，显示器410安装于东外板122上，东内板121为回字型盖板，盖设于显示器410上。东外板122为承力板。显示器410的显示面朝向舱体100外。而东内板121，用于遮盖显示器410背面及与之相连接的电缆，其底部同样设有出线孔113。LED显示灯430和摄像头420安装于东外板122上。

在具体实施例中，参见图2，舱体100为正方体结构，舱体100的尺寸(长×宽×高)约为1m×1m×1m。

优选的，为方便舱体100的运输，舱体100的顶板周缘上设有用于吊起舱体100的吊环，舱体100的底板周缘上设有脚轮。吊环和脚轮可以采用常用的安装方法组装，例如吊环组件由吊环、吊环转接块、转接块安装螺钉(内六角圆柱头螺钉M5，4个)三部分组成。为了防止舱体100在演示过程中移动，脚轮上还带有锁紧手轮，当航天多功能结构地面模拟演示验证系统在平台上安放好之后，需旋紧脚轮的锁紧手轮，直至全部4个脚轮全部锁定。为了进一步防止脚轮滑动，可通过设置脚轮套实现对舱体100的固定。脚轮套可以为各类常用结构，例如脚轮套主要包括前、后支架两部分，两者可通过四个M4×6沉头螺钉组成一个整体。锁紧手轮和脚轮套可以二者任选其一设置，也可以两种同时设置。

该系统中所用显示器410可以为电子相框。无线通信模块450可以为无线路由器。

系统的内部设备供电图如图6所示，LED显示灯430与显示器410共用一条供电线路。无线通信模块450、采集卡400、摄像头420、飞轮500和地面专检设备700分别独立供电。系统的内部设备信息流走向图如图7所示。地面专检设备700和飞轮500与地面专检计算机810通过电缆相连接。

本发明提供的演示系统，可以用于处理各类多功能结构单元，例如可以用于对由国防科学技术大学发明的一种多功能结构单元进行演示。该多功能结构单元可参见CN201610307086.1。

数据处理单元为现有的具有采集、存储、处理和传输多功能结构单元工作参数功能的模块，例如可以采用由中国人民解放军国防科学技术大学发明的一种数据处理单元，详见CN201610303755.8。它主要包括用于获取供电电源的电源接口模块、负责数据采集控制和处理的数据处理模块、采集外部信号的数据采集模块以及光纤控制器模块等4个功能模块。

电源管理单元提供锂电池充放电控制和电信号检测调理功能，包括加断电控制与遥测模块、利用卫星一次电源向锂电池组进行充电控制的电池充电调节器模块、利用外部放电负载对锂电池组进行恒流放电控制的电池放电调节器模块以及主要用于监控充放电过程中电流/电压的检测调理模块等4个功能模块，例如可以为CN201610305384.7中公开的电源管理单元。

地面专检设备700(简称地检设备或专检)，也称为卫星电气地面支持设备(英文缩写：EGSE)，还可称为地面检查测试设备，在本发明中用于模拟航天多功能结构地面模拟演示验证系统和地面测控平台的相关电气功能，为对待检测的多功能结构单元进行地面电气功能测试提供设备支持。地面专检设备700的具体内部组成如图8所示，包括：

主控电路模块(AT89S52)，用于对地检其它模块的控制与调度，主控电路模块与测试计算机通信采用RS232接口，通过RS232接口芯片接收测试计算机发送的命令和数据，并对命令进行分析和执行。此处的测试计算机可以为地面专检计算机也可为另外单独设置的计算机。

模拟量采集模块，用于对输入的18路模拟量/双电平量和8路测温量的接收、通道切换、信号调理以及采集。

矩阵遥控指令与DR量采集模块，用于对20路矩阵遥控指令的发送和10路矩阵式继电器开关状态量(DR量)的遥测采集。

电源变换及控制模块，用于将交流电压220V转换为100VDC和30VDC输出，并且通过DC-DC芯片将30V转换为±12V和+5V提供给地检自身使用。

模拟锂电池输出电压模块，用于为BMU300设备提供22路电池电压信号。

LVDS通信模块，用于接收DPU600设备发送的高速数传数据。

地面专检设备700、操作人员与航天多功能结构地面模拟演示验证系统之间的连接关系如图9所示。地面专检设备700设有用于实现操作人员对多功能结构单元运行过程监视控制的人机交互接口、测控接口和状态显示界面，同时地面专检设备700还进一步模拟提供了卫星一次电源、电池组电压、单体电池电压信号等其它接口功能。地面专检设备700还可以捕捉操作人员的控制输入，并将其转换为遥控信号，通过该设备，可以更简便地实现人对在轨演示过程的控制和监控，并使舱体100内的情况更接近于在轨卫星的环境。

参见图9，地面专检设备700可以实现操作人员对模拟系统的监视和控制输入。地面专检设备700通过母线电源实现对BMU300的供电，并向BMU300输出22路锂电池电压信号，同时通过遥感遥测的方式获取BMU300的工作参数。地面专检设备700通过母线电源对DPU600输出工作电流，为其提供8路锂电池温度通道信号。地面专检设备700通过遥感、遥测和数传的方式获取DPU600的工作参数。BMU300控制放电负载单元进行放电，从而控制MFSU200中锂电池中的能量释放。MFSU200所得到的各项温度、加速度和光线应变数据传输给DPU600后再经过遥控等方式传输给地面专检设备700中的测试计算机，从而使得舱体100外的人员可以获知系统运行中的相关模拟参数。

本发明提供的系统中选用TP-LINK无线路由器，支持IEEE802.11ac,IEEE802.11n,IEEE802.11g,IEEE802.11b,IEEE802.11a等多种传输标准，网络协议为TCP/IP协议，450M带宽，完全满足系统的需要，无线路由器采用220V供电。

显示器410可以为电子相框，选用Philips 32寸智能高清窄边液晶平板电视，分辨率为1366×768，屏幕比例为16：9，支持USB播放功能，可显示JPG图片格式，整机功耗为55W。电子相框使用220V供电，只有在多功能结构单元放电时才开始工作，停止放电后切断220V供电开关。

优选的，热辐射器440包括用于向外散发热量的锅状辐射器和加热片，锅状辐射器设置于舱体100顶上，加热片贴设于锅状辐射器内壁。

BMU300的放电功能是通过控制蓄电池的放电电流实现的，输出电压会随蓄电池电压变化，放电负载模块的输出电压和输出电流都是变化量；若在其后端设计逆变电流，则无法实现BMU300的稳定输出。为保证BMU300能稳定工作，本发明不采取使用逆变器的方式将BMU300放电逆变为220V电源，而是采用与放电负载的相似方案泄放多功能结构单元的能量，放电过程中产生的热量通过热辐射器440对外释放，便于检测。

在BMU300放电时，继电器接通，从而使LED显示灯430和显示器410接通电源开始工作，在BMU300结束放电时，继电器断开，切断LED显示灯430和显示器410的电源，从而实现BMU300放电与LED显示灯430和显示器410开/关的同步。该继电器的额定电压为110V，动作电压为77V，最大电压为165V，在BMU300放电时，输出电压范围为80-105V之间，可满足继电器工作的电压范围，线圈电阻为25.2K。

加热片共计10路，以并联方式连接，单个加热片的电阻为160Ω，10路并联阻值为16Ω，继电器与这10路放电负载并联后的总阻值为15.989Ω，因此对于放电负载而言，继电器线圈电阻不影响其工作。

加速度采集模块用于采集MFSU200内部的2个加速度计、飞轮500上的1个三轴加速度计和减振垫上的1个三轴加速度计，共8路加速度采集通道。本系统选用NI公司的NI 9232三通道测量模块，选择三个模块即可满足8路加速度采集通道的需要，NI9232最高采样速率为102kS/s，24位分辨率，厂家提供驱动程序和API函数，方便应用程序的编写。

整个加速度采集技术方案由NI厂家提供，共由如下模块组成：网口底座、系统三年质保与校准维护服务、扩展无线局域网功能的无线AP、24V直流电源，给底座和无线AP供电、三个9232三通道测量模块、SignalExpress信号采集显示与数据简易处理存储的现成可用的应用软件。

本发明提供的航天多功能结构地面模拟演示验证系统用于演示时：

充电功能演示

航天多功能结构地面模拟演示验证系统在开机状态下，通过地面专检计算机810发送的充电指令(或停止充电指令)，地面专检计算机810控制电池对多功能结构单元中的电池组进行充电(或停止充电)操作，同时地面专检计算机810将采集到的多功能结构单元的电压与温度状态，传送给地面监控计算机820，并通过显示投影系统8显示。从而实现充电功能的演示。

放电功能演示

航天多功能结构地面模拟演示验证系统在开机状态下，通过地面专检计算机810发送放电指令(或停止放电指令)，地面专检计算机810控制电池对多功能结构单元中的电池组进行放电(或停止放电)操作。放电时，LED显示灯430点亮，显示器410开机接收摄像头420的图像并显示，热辐射器440开始向外散热。与此同时，地面专检计算机810将采集到的多功能结构单元的电压与温度状态，传送给地面监控计算机820，并通过显示投影系统显示。

减振功能演示

航天多功能结构地面模拟演示验证系统在开机状态下，通过地面监控计算机820进行加速度数据(包括多功能结构单元1内部的2个加速度计、飞轮500上的1个三轴加速度计和减振垫上的1个三轴加速度计)采集，地面监控计算机820将所得加速度数据处理后形成加速度的变化曲线，并通过显示器410和投影仪830显示。

通过以下检测可知，航天多功能结构地面模拟演示验证系统具有充放电和减振的功能：

放电功能测试

在地面专检计算机810上在“专检测控”软件下的“专检遥控指令”窗口中，通过双击指令名称发送以下命令：

(1)发送“DPU600/A机加电指令”，检查“DPU600/A机状态遥测”遥测量的值，如果该值为1，则进行下一步；否则停止测试，查找原因；

(2)发送“DPU600的A机当班指令”检查“DPU600当班机状态遥测”遥测量的值，如果该值为0，则进行下一步；否则停止测试，查找原因；

(3)记录专检面板DPU600供电电压应为100.2±1V，电流应为0.078±0.01A；

(4)发送“DPU600在轨数采模式指令”，检查工作模式遥测量是否为“11模式4”；

(5)发送“主份BMU300加电指令”，检查“主份BMU300加断电开关状态”遥测量的值，如果该值为1，则进行下一步，否则停止测试，查找原因；

(6)发送“BMU300连接主份电源指令”，检查“BMU300连接主份电源开关状态”遥测量的值，如果该值为1，则进行下一步，否则停止测试，查找原因；

(7)发送“BMU300启动主份BDR放电操作指令”，检查“主份BDR放电开关状态”遥测量的值，如果该值为1，则进行下一步，否则停止测试，查找原因；

(8)记录专检面板BMU300供电电压应为100.2±1V，BMU300电流应为0.06±0.01A；

(9)检查投影仪830界面电池电量是否在减少，界面应出现“放电”的闪烁字样；

(10)检查2只LED等是否点亮；

(11)检查放电负载单元是否向外辐射热量，用手靠近放电负载单元，能感觉到有热量即可；

(12)记录投影仪830界面电池电压：V0、V1、V2、V3；

(13)记录投影仪830界面电池电流I0、I1；

(14)记录投影仪830界面电池温度T1、T2、T3、T4；

(15)观察并记录投影仪830界面放电时间，当放电时间>60s后执行下述操作；

(16)发送“BMU300停止主份BDR放电操作指令”，检查“主份BDR放电开关状态”遥测量的值，如果该值为0，则进行下一步，否则停止测试，查找原因；

(17)记录专检面板BMU300供电电压应为100.2±1V，BMU300电流应为0.03±0.01A；

(18)检查投影仪830界面电池电量是否不再变化，界面“放电”应不再显示；

(19)检查2只LED等是否熄灭；

(20)检查放电负载单元是否停止向外辐射热量，用手靠近放电负载单元，感觉热量不在增加即可说明已经停止放电。

减振功能测试

在地面监控计算机820上的“结构演示”软件中进行以下操作：

(1)观察投影仪830界面，处于右下角位置的飞轮500X正向、Y正向、Z正向、X负向、Y负向、Z负向加速度曲线应为噪声曲线(曲线幅值在0附近，且为毫无规律的噪声曲线)

(2)通过地面监控计算机820软件发送启动飞轮500指令、发送进入转速模式指令、发送转速模式指令(选择3000r)，检查X正向、Y正向、Z正向加速度曲线是否为有规律的正弦波，如果随着飞轮500转速升高，幅值变大，X负向、Y负向、Z负向加速度曲线几乎不变大，则波形正常；

(3)通过地面监控计算机820软件发送转速模式指令(0r)，检查X正向、Y正向、Z正向加速度曲线应随着飞轮500转速降低，幅值变小，X负向、Y负向、Z负向加速度曲线几乎不变小；当飞轮500停止转动后，发送飞轮500断电指令。

(4)用橡皮锤敲击多功能结构单元中心，检查投影仪830界面MFSU200加速度曲线Z正向、Z负向的波形，如果出现凹或者凸的波形，则为正常；

(5)敲击结束后，检查凹凸波形是否消失。

充电功能测试

在专检计算机上“专检测控”软件下的“专检遥控指令”窗口中，通过双击指令名称发送以下命令：

(1)发送“BMU300启动主份BCR充电指令”，检查“主份BCR充电开关状态”遥测量的值，如果该值为1，则进行下一步，否则停止测试，查找原因；

(2)记录专检面板BMU300供电电压应为100.2±1V，BMU300电流应为2.04±0.1A

(3)检查投影仪830界面电池电量是否在增加，界面应出现“充电”的闪烁字样；

(4)记录投影仪830界面电池电压：V0、V1、V2、V3；

(5)记录投影仪830界面电池电流I0、I1；

(6)记录投影仪830界面电池温度T1、T2、T3、T4；

(7)观察并记录投影仪830界面充电时间，当放电时间>360s后执行下述操作(不局限与360s的时间，只要充电时间大于放电时间的6倍即可)

(8)发送“BMU300停止主份BCR充电操作指令”，检查“主份BCR充电开关状态”遥测量的值，如果该值为0，则进行下一步，否则停止测试，查找原因；

(9)检查投影仪830界面电池电量是否停止增加，界面应“充电”字样应不再显示；

(10)发送“BMU300断开主份电源指令”，检查“BMU300连接主份电源开关状态”遥测量的值，如果该值为0，则进行下一步，否则停止测试，查找原因；

(11)发送“主份BMU300断电指令”，检查“主份BMU300加断电开关状态”遥测量的值，如果该值为0，则进行下一步，否则停止测试，查找原因；

(12)记录专检面板BMU300供电电压应为100.2±1V，电流应为0A

(13)发送“DPU600空闲模式指令”，检查工作模式遥测量是否为“00模式1”；

(14)发送“DPU600/A机断电指令”，检查“DPU600/A机加电状态遥测”遥测量的值，如果该值为0，则进行下一步；否则停止测试，查找原因；

(15)录专检面板DPU600供电电压应为100.2±1V，电流应为0A。

按上述步骤即可实现对待演示多功能结构单元的在轨功能演示。

本领域技术人员将清楚本发明的范围不限制于以上讨论的示例，有可能对其进行若干改变和修改，而不脱离所附权利要求书限定的本发明的范围。尽管己经在附图和说明书中详细图示和描述了本发明，但这样的说明和描述仅是说明或示意性的，而非限制性的。本发明并不限于所公开的实施例。

通过对附图，说明书和权利要求书的研究，在实施本发明时本领域技术人员可以理解和实现所公开的实施例的变形。在权利要求书中，术语“包括”不排除其他步骤或元素，而不定冠词“一个”或“一种”不排除多个。在彼此不同的从属权利要求中引用的某些措施的事实不意味着这些措施的组合不能被有利地使用。权利要求书中的任何参考标记不构成对本发明的范围的限制。

Claims (8)

1.一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，包括：

舱体，用于模拟在轨航天器，所述舱体内设置：

待演示的多功能结构单元，所述多功能结构单元贴设于所述舱体的内壁上，

地面专检设备，操作人员通过地面专检设备完成电源管理单元、数据处理单元和飞轮分别与地面专检计算机的指令和遥测数据传输；

所述电源管理单元，用于对所述多功能结构单元内的锂电池进行充/放电控制，并向数据处理单元传输电信号；

所述数据处理单元，用于采集、存储、处理和传输所述多功能结构单元的工作参数，并与所述电源管理单元和所述多功能结构单元通过电缆进行数据交互；

采集卡，用于采集所述飞轮对所述多功能结构单元提供加速度后，所述多功能结构单元产生的加速度信息，并向所述数据处理单元传输所述多功能结构单元的加速度信息；

飞轮，用于为所述多功能结构单元提供加速度；

所述舱体外设置：

地面专检计算机，用于通过遥测遥控设备与所述地面专检设备进行遥测遥控信息交互；

地面监控计算机，用于存储、分析所述地面专检计算机输出的电压、温度和加速度数据，并通过电缆将所得处理结果通过投影仪显示；

所述地面专检设备包括：

主控电路模块，用于对模拟量采集模块、矩阵遥控指令与矩阵式继电器开关状态量采集模块、电源变换及控制模块、模拟锂电池输出电压模块和LVDS通信模块进行控制，所述主控电路模块通过RS232接口与用于对所得结果进行显示与数据保存的测试计算机进行指令数据交互，所述主控电路模块与所述数据处理单元遥测数据指令交互；

所述模拟量采集模块，用于对输入的18路模拟量、双电平量和8路测定所述多功能结构单元内的电池温量的接收、通道切换、信号调理以及采集，受所述主控电路模块发出的选通控制信号控制；

所述矩阵遥控指令与矩阵式继电器开关状态量采集模块，用于对20路矩阵遥控指令的发送和矩阵式继电器开关状态量的遥测采集，并对所述电源管理单元和所述数据处理单元进行驱动；

所述电源变换及控制模块，用于将交流电压220V转换为100VDC和30VDC输出，并且通过DC-DC芯片将30V转换为±12V和+5V为地检专用设备供电；

所述模拟锂电池输出电压模块，用于为所述电源管理单元提供22路所述多功能结构单元的电池电压信号；

所述LVDS通信模块，用于接收所述数据处理单元的数传数据，并输出至所述测试计算机。

2.根据权利要求1所述的一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，其特征在于，所述舱体还包括：

热辐射器，用于以热量形式向所述舱体外泄放所述多功能结构单元能量，所述热辐射器设置于所述舱体顶面的外壁上；

多个摄像头，用于监控所述舱体内部情况，设置于所述热辐射器的两侧；

多个LED显示灯，用于指示所述多功能结构单元的所处充/放电状态，设置于所述显示器的两侧；

所述摄像头、所述采集卡、所述地面专检计算机和所述地面监控计算机之间通过无线通信模块相互通信；

所述电源管理单元、所述飞轮、所述采集卡、所述数据处理单元和所述地面专检设备容纳于所述舱体内并相互间隔地设置于所述舱体的底面上。

3.根据权利要求2所述的一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，其特征在于，所述舱体为矩形，由东板、西板、南板、北板、底板和顶板可拆卸地组装而成，所述顶板、所述东板、所述北板的外表面还包覆有热包材料；所述南板和所述西板为透明的有机玻璃。

4.根据权利要求3所述的一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，其特征在于，所述北板包括北外板和北内板，所述北外板为回字型板，所述多功能结构单元通过20个安装螺钉安装在北外板上；所述北内板为回字型盖板，盖设于所述多功能结构单元上，所述北内板的底部设有出线孔。

5.根据权利要求3所述的一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，其特征在于，所述舱体还包括设置于所述东板的显示器，所述东板包括东外板与东内板，所述东外板为回字型板，所述显示器安装于东外板上，所述东内板为回字型盖板，盖设于所述显示器上。

6.根据权利要求2所述的一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，其特征在于，所述热辐射器包括用于向外散发热量的锅状辐射器和加热片，所述锅状辐射器设置于所述舱体顶上，所述加热片贴设于所述锅状辐射器内壁。

7.根据权利要求1～6中任一项所述的一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，其特征在于，所述舱体的顶板周缘上设有用于吊起所述舱体的吊环，所述舱体的底板周缘上设有脚轮。

8.根据权利要求7所述的一种航天多功能结构地面模拟演示验证系统，其特征在于，所述脚轮上设有锁紧手轮和/或脚轮套。