CN107945314A - 一种航天器飞行数据分析记录设备、系统和方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种航天器飞行数据分析记录设备、系统和方法，该设备安装于航天器内部，包括：数据采集模块、数据存储与防护模块、数据快速分析判读模块和遥测与定位发射模块；数据采集模块，获取多路航天器数据，将待存数据发送至数据存储与防护模块中，将性能监测数据发送至数据快速分析判读模块中；数据存储与防护模块，将待存数据压缩存储；数据快速分析判读模块，对性能监测数据在线快速判读，将故障数据输出至遥测与定位发射模块中；遥测与定位发射模块，下传故障数据，同时用于在航天器触地后，发射紧急定位信号。本发明可以对航天器在轨状态进行监测对故障进行诊断并将数据下传地面，在航天器坠落地球时可以对航天器状态进行分析。
Description
技术领域
本发明涉及数据判读分析技术领域，尤其涉及一种航天器飞行数据分析记录设备、系统和方法，用于对航天器数据进行采集存储、安全防护、状态监测、实时诊断和数据选择性下传。
背景技术
航天器，如，火箭和卫星等航天器在轨状态监测和故障诊断是航天器健康管理的关键和基础。长期以来，我国航天器主要通过地面测控系统对航天器进行严密跟踪和测量，通过人工分析航天器遥测链路下传的数据，从而实现对航天器的状态监测和故障诊断。但是，随着我国在轨航天器数量不断增多，航天器故障率随之增加，数据分析工作量也迅速增长，由于航天器数据下传周期长，仅依靠有限的遥测通道下传航天器数据，依靠地面进行数据判读，已经无法满足航天器在轨快速状态监测和故障诊断的需要，地面分析时间过长容易丧失及时抢救航天器的时机，迫切需要航天器具备在轨自监测和自诊断能力，在出现故障时将自判信息和部分重要数据下传，提高地面对航天器故障的分析处理效率。
航天器中的卫星在轨工作的寿命都很有限，大部分为1-2年，最长不超过10年。卫星超出使用寿命后，一般会在大气阻力的作用下从轨道逐渐陨落地球。但是，卫星残骸在大气层中没有燃尽而坠落地面并非罕见。2011年9月，美国高层大气研究卫星解体坠落南太平洋，最大碎片重150kg。这些卫星碎片并非毫无用处，事实上，当前世界各国对坠落卫星的碎片相当重视并开展了大量搜寻工作，希望据此能够分析出卫星能力和在轨情况。如果坠落在地面的卫星碎片中能够保存卫星在轨飞行中的重要数据信息，则对事后卫星状态分析具有重要价值和意义。
目前，卫星上数据主要由综合电子系统管理和控制。综合电子系统包括星务管理模块(即CIMA、CIMB)、大容量管理模块(SMM)、一次电源模块(PCM)、二次电源模块(PAM)、配电管理模块(PDM)、导航管理模块(GNSS)、通信模块(TCM)和拓展功能模块(FEM)等。其中，星务管理模块(即CIMA、CIMB)为卫星平台的管理核心模块，完成综合电子系统内各模块之间的监测与管理，负责整星的轨道运算、姿态控制、热控、载荷管理、遥测和遥控数据处理；大容量管理模块(SMM)实现对有效载荷数据的大容量存储并进行下传管理；一次电源模块(PCM)负责将太阳能转换为卫星可用的一次电源并实现对蓄电池组的充放电管理，一次电源电压为12V；二次电源模块(PAM)将一次电源模块产生的一次电源转换为综合电子系统内各模块及有效载荷所需的二次电源，提供的二次电源电压有-12V、5V、28V；配电管理模块(PDM)实现对卫星内平台及载荷电源的供配电管理；导航管理模块(GNSS)实现卫星的导航定位，为星上姿态控制系统、通信系统以及相关应用载荷提供精确的时间、位置和速度信息；通信模块(TCM)实现卫星上、下行数据的通信；拓展功能模块(FEM)视情拓展相关功能。
但是，目前卫星上的大容量管理模块(SMM)为集成板卡，仅具备数据存储能力，不具备数据防护能力，无法在卫星坠毁时保存数据安全。星务管理模块(即CIMA、CIMB)也是集成板卡，负责整星的轨道运算、姿态控制、热控、载荷管理、遥测和遥控数据处理，能够具备简单的数据监测能力，不具备故障检测与诊断能力，更无法实现推理机与推理规则分离的推理判读方式，无法适配多种类型、多种型号卫星等航天器的数据判读需求。因此，需要设计一种航天器飞行数据分析记录设备，满足航天器数据采集存储、安全防护、状态监测、实时诊断和数据选择性下传等功能需求，可称为“航天器黑匣子”。
众所周知，在航空领域，“黑匣子”是航空事故发生后重点搜索的机上部件，其专业名称为“飞行数据记录仪”，该设备能够记录大量关键的飞行数据并指示飞机和发动机性能的变化趋势。航空事故发生后，虽然飞机本身可能遭到一定损毁，但飞行数据记录仪以其抗强冲击、抗穿透、抗高温火烧、抗深海压力、耐海水浸泡、耐腐蚀性液体浸泡等特种防护能力，能在各种飞机事故中保存其内部存储的信息。在飞机的正常飞行过程中，飞行数据记录仪只负责记录和存储各种数据信息，这些数据并不实时下传，主要用于事后分析。
吸收借鉴飞机“黑匣子”的设计思想，如果在航天器上安装一个航天器飞行数据分析记录设备，记录和存储航天器在轨飞行数据：一方面，可以通过星上处理器对这些数据进行实时分析，评估航天器健康状态，在发现异常或故障时，将自判信息和重要数据下传，提高航天器故障的分析处理速度，及时抓住航天器抢救时机；另一方面，可以在航天器坠落地球后，最大程度保存星上重要的数据信息，为事后分析航天器状态、修正控制或改进设计提供依据。
航空领域的飞行数据记录仪无法直接在航天器上使用，主要原因如下：
飞机和航天器的工作环境、坠落过程、数据接口、数据规模和对地通信方式等均存在较大差异，造成航空领域的飞行数据记录仪无法直接在航天器上使用。
以航天器中的卫星为例：(1)飞机飞行于30km以下的稠密大气层，而卫星飞行于120km以上的外层空间，两者工作环境的温度、气压、大气密度差异大，坠毁地面所产生的冲击强度不同，飞机黑匣子抗坠毁指标一般不低于5100g，但卫星黑匣子抗坠毁指标高于5100g。此外，飞机坠落过程中与大气摩擦产生的热量较小，烧蚀主要发生在飞机爆炸燃烧时，一般要求飞行数据记录仪能够在1000多摄氏度的火焰中耐火烧30分钟。而卫星坠落过程中与大气层摩擦产生高温烧蚀，其温度最高可达3000摄氏度以上，持续时间相对较短。飞机飞行高度相对卫星以上差异造成飞机和卫星对飞行数据记录仪的结构设计和防护材料的要求不同。
(2)飞机采用的数据总线接口主要为ARINC629、ARINC429(HB6096)、ARINC825(CAN)、MIL-STD-1773、MIL-STD-1553B(GJB289A)、AS 5643(IEEE 1394)等。而卫星采用的数据总线接口主要为ISA/PCA总线、CAMAC总线、VXI总线、IEEE488总线、RS-232总线、RS-485总线、RS-422总线、LAN总线、USB总线、CAN总线等。数据接口的差异对飞行数据记录仪的数据采集接口设计提出了不同的要求。
(3)飞机一般需要保存不少于25小时的飞行数据、不少于2小时的视频数据，不小于2小时的音频数据。而卫星不需要保存音频数据，需要存储的是载荷的视频或图像数据、卫星平台的组件的性能数据和飞行数据信息等，存储数据量需要根据卫星的重访周期和对地下传时间确定，短则几个小时，长则几天，基于数据安全考虑，其数据存储应按长时长进行设计，因而，飞机和卫星对飞行数据记录仪的数据存储器设计有不同的要求。
(4)飞机对地通信方式主要采用ACARS系统(AircraftCommunicationsAddressing and Reporting System,飞机通信寻址与报告系统)，实现在飞机和地面站之间通过无线电或卫星传输短消息(报文)，数据传输量小。飞机上的飞行数据记录仪一般只记录存储数据，而不采用ACARS系统实时传输数据，只有在坠地后自动启动信号发射装置。而卫星对地通信方式采用遥测通道，只有在卫星进入遥测地面站覆盖范围时进行数据传输，同时，卫星上的飞行数据记录仪需要具备遥测数据选择和传输能力。对地通信方式的差异对飞行数据记录仪的信号发射模块设计提出了不同的要求。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明的主要目的在于提供一种航天器飞行数据分析记录设备、系统和方法，针对航天器独特的工作环境、坠落过程、数据接口、数据规模和对地通信方式等进行了创新设计，该技术方案可以对航天器在轨状态进行监测对故障进行诊断并将数据下传地面，在航天器坠落地球时可以对航天器状态进行分析，例如，火箭和卫星的坠毁都可以用该技术方案分析判断故障情况。
为了达到上述目的，本发明一方面提供了一种航天器飞行数据分析记录设备，所述设备通过总线接口接入航天器总线设备，安装于航天器内部，所述设备包括：数据采集模块、数据存储与防护模块、数据快速分析判读模块和遥测与定位发射模块；
所述数据采集模块，用于通过总线接口获取多路航天器数据，将多路所述航天器数据通过内置的多路数据复接器单元复接为一路连续数据流，将数据流中的待存数据发送至数据存储与防护模块中，将性能监测数据发送至数据快速分析判读模块中；
所述数据存储与防护模块，用于将所述待存数据压缩存储在内置堆叠内存片的存储防护器中；
所述数据快速分析判读模块，用于对所述性能监测数据进行在线快速判读，将判读出的故障数据输出至遥测与定位发射模块中；
所述遥测与定位发射模块，用于基于所述故障数据生成遥测信号通过航天器遥测通道实时下传，同时用于在航天器触地后，通过发射机发射紧急定位信号。
进一步的，所述数据采集模块，包括顺序连接的总线接口、数据通道管理单元、FIFO单元、多路数据复接器单元、RAM单元和FTL单元；
数据采集模块的总线接口从航天器上获取包括但不限于载荷数据、航天器性能数据和/或遥测数据中的一种或多种航天器数据，通过与总线接口对应的数据通道管理单元对获取的航天器数据的数据来源进行选择，并通过与数据通道管理单元对应的FIFO单元对每路航天器数据进行缓冲，经由多路数据复接器单元将缓冲后的多路航天器数据复接为一路连续数据流，通过与多路数据复接器单元连接的RAM单元和与RAM单元连接的FTL单元对所述一路连续数据流进行缓存。
优选的，所述总线接口包括但不限于LVDS接收通道、CAN总线接口、ISA/PCA总线接口、CAMAC总线接口、VXI总线接口、IEEE488总线接口、RS-232总线接口、RS-485总线接口、RS-422总线接口、LAN总线接口和/或USB总线接口中的一种或多种。
进一步的，所述内置堆叠内存片的存储防护器的防护外壳采用但不限于铝、气凝胶和/或不锈钢中的一层或多层材料进行安全防护；
内置在外壳中的堆叠内存片用于压缩存储待存数据，优选的，堆叠内存片的存储堆栈层数不少于32层(128Gb)，存储速率不小于256Mbit/s，输出速率不小于12Mbit/s。
优选的，所述堆叠内存片采用但不限于3D Plus NAND FLASH存储器。
进一步的，所述数据快速分析判读模块基于独立的推理机和插接在可插拔式存储卡槽中的可插拔式存储卡对性能监测数据进行在线快速判读，所述数据快速分析判读模块内置独立的推理机与推理规则分离的推理判读芯片,所述可插拔式存储卡内置可读写推理规则的存储芯片。
进一步的，所述推理机的推理判读芯片包括基于嵌入式计算机技术开发的中央处理器；所述存储芯片包括存储基于BIT信息、阈值范围信息和/或逻辑判据信息中的一种或多种信息的存储芯片；
其中，BIT信息，是航天器内部直接提供检测和隔离故障的信息；阈值范围，是通过对被测参数设置包括上限或/和下限的正常值范围；逻辑判据，采用包含“与”、“或”、“非”等逻辑符号的逻辑式。
进一步的，所述遥测与定位发射模块包括：命令和数据处理器、发射机、功放、射频开关、天线以及与航天器遥测指令系统连接的存储器；
所述命令和数据处理器与存储器连接，用于将接收的故障数据处理后选取需要的遥测数据或重要的故障数据通过航天器遥测指令系统的遥测通道实时下传地面；
所述命令和数据处理器同时与发射机、功放、射频开关和天线顺次连接，用于在航天器坠落触地后，通过发射机自动开启紧急定位发射功能，向四面八方发射出特定频率、有规律的无线电信号，报告自身所处的方位。
本发明另一方面还提供了一种航天器飞行数据分析记录系统，包括：数据采集模块、数据存储与防护模块、数据快速分析判读模块和遥测与定位发射模块；
所述数据采集模块，用于通过总线接口获取航天器数据，并将所述航天器数据复接为一路连续数据流，将数据流中的待存数据发送至数据存储与防护模块中，将性能监测数据发送至数据快速分析判读模块中；
所述数据存储与防护模块，用于将所述待存数据压缩存储在内置堆叠内存片的存储防护器中；
所述数据快速分析判读模块，用于对所述性能监测数据进行在线快速判读，将判读出的故障数据输出至遥测与定位发射模块中；
所述遥测与定位发射模块，用于基于所述故障数据生成遥测信号通过航天器遥测通道实时下传，同时用于在航天器触地后，发射紧急定位信号。
本发明另一方面还提供了一种航天器飞行数据分析记录方法，包括：
数据采集模块通过总线接口获取航天器数据，将所述航天器数据复接为一路连续数据流，并将数据流中的待存数据发送至数据存储与防护模块中压缩存储，同时将性能监测数据发送至数据快速分析判读模块中进行在线快速判读，将判读出的故障数据输出至遥测与定位发射模块中；
航天器在轨工作时，所述遥测与定位发射模块接收所述故障数据，基于所述故障数据生成遥测信号通过航天器遥测通道实时下传；
航天器坠落触地后，所述遥测与定位发射模块自动开启紧急定位发射功能，向四面八方发射出特定频率、有规律的无线电信号，报告自身所处的方位。
与现有技术相比，本发明提供一种航天器飞行数据分析记录设备、系统和方法，具有以下有益效果：
(1)航天器在轨状态监测和故障诊断：
记录和存储航天器在轨飞行数据，具备对航天器数据的快速分析判读能力，能够监测航天器状态、评估航天器健康状况，在出现异常或故障时，能够判断可能出现的故障，并将自判信息和重要数据通过遥测通道下传地面，提高地面对航天器故障的分析处理速度，及时抓住航天器抢救时机。
(2)事后航天器状态分析：
在航天器达到使用寿命或因其他故障而终止任务坠落地球时，通过其抗强冲击、抗穿透、抗高温火烧、抗深海压力、耐海水浸泡、耐腐蚀性液体浸泡等特种防护设计，最大程度保存航天器重要的数据信息，为事后分析航天器状态、修正控制或改进设计提供依据。
附图说明
图1为根据本发明的一种航天器飞行数据分析记录设备的实施例一的结构示意图；
图2为根据本发明的一种航天器飞行数据分析记录设备的信号传输关系示意图；
图3为根据本发明的一种航天器飞行数据分析记录设备的数据采集模块原理框图；
图4为根据本发明的一种航天器飞行数据分析记录设备的遥测与定位发射模块原理框图。
具体实施方式
为了使本技术领域的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。
实施例一
参照图1-2，图1-2示出了本发明提供的一种航天器飞行数据分析记录设备的示意图，所述设备通过总线接口接入航天器总线设备，安装于航天器内部，所述设备包括：数据采集模块11、数据存储与防护模块12、数据快速分析判读模块13和遥测与定位发射模块14；
所述数据采集模块11，用于通过总线接口111获取多路航天器数据，主要采集航天器平台和有效载荷的航天器数据，根据需要实现对模拟量、数字量、开关量、总线、视频、图像等多类型数据的信号或格式变换，将多路所述航天器数据通过内置的多路数据复接器单元复接为一路连续数据流，将数据流中的待存数据发送至数据存储与防护模块中，将性能监测数据发送至数据快速分析判读模块中；
所述数据存储与防护模块12，用于将所述待存数据压缩存储在内置堆叠内存片121的存储防护器中；
所述数据快速分析判读模块13，用于对所述性能监测数据进行在线快速判读，将判读出的故障数据输出至遥测与定位发射模块中；
所述遥测与定位发射模块14，用于基于所述故障数据生成遥测信号通过航天器遥测通道下传，同时用于在航天器触地后，通过发射机发射紧急定位信号。
其中，一种航天器飞行数据分析记录设备的外壳形状优选为圆柱形或长方体形，为增强其数据防护能力，优选为将所述设备安装于航天器的中心部位，在航天器坠落烧蚀过程中，以设备外层的烧蚀作为对该设备的保护，提高其抗高温烧蚀能力。
如图3所示，所述数据采集模块，包括但不限于通过总线接口获取卫星数据或火箭数据；包括顺序连接的总线接口、数据通道管理单元、FIFO单元(First Input FirstOutput，先进先出队列存储器)、多路数据复接器单元、RAM单元(Random Access Memory，随机存取存储器)和FTL单元(Flash Translation Layer，闪存转换层)；
数据采集模块的总线接口中的LVDS接收通道、CAN总线接口和RS-422总线接口从航天器上获取对应的载荷数据、航天器性能数据和/或遥测数据中的一种或多种航天器数据，实现对模拟量、数字量、开关量、总线、图像等多类型数据的信号或格式变换，通过与总线接口对应的数据通道管理单元对获取的航天器数据的数据来源进行选择，并通过与数据通道管理单元对应的FIFO单元对每路航天器数据进行缓冲，经由多路数据复接器单元将缓冲后的多路航天器数据复接为一路连续数据流，通过与多路数据复接器单元连接的RAM单元和与RAM单元连接的FTL单元对所述一路连续数据流进行缓存，实现数据大容量存储前的安全缓存，最终将待存数据输出给数据存储与防护模块实现存储。
优选的，所述总线接口包括但不限于LVDS接收通道、CAN总线接口、ISA/PCA总线接口、CAMAC总线接口、VXI总线接口、IEEE488总线接口、RS-232总线接口、RS-485总线接口、RS-422总线接口、LAN总线接口和/或USB总线接口中的一种或多种。
所述内置堆叠内存片的存储防护器的防护外壳采用但不限于铝、气凝胶和/或不锈钢中的一层或多层材料进行安全防护，可抗高温烧蚀、抗强冲击、抗穿透、抗深海压力、耐海水浸泡、耐腐蚀性液体浸泡等。数据存储与防护模块整体构成坠毁生存记忆单元，在航天器坠落地面过程中保护数据安全。
内置在外壳中的堆叠内存片用于压缩存储待存数据，堆叠内存片的存储堆栈层数不少于32层(128Gb)，存储速率不小于256Mbit/s，输出速率不小于12Mbit/s。
优选的，所述堆叠内存片采用但不限于3D Plus NAND FLASH存储器，3D PlusNAND FLASH存储器通过增加立体硅层的办法，将存储堆栈层数提高到32层(128Gb)以上，存储速率不小于256Mbit/s，输出速率不小于12Mbit/s，支持初始化坏块扫描和编程，以及擦除失效坏块检测，对数据进行压缩存储，具有存储密度高、功耗低、非易失等优点。数据以簇为基本单位，按照四级流水的方式加载到各自的存储区域。所有数据进行实时RS(256,252)编码后存储，数据回放时进行实时译码纠错，以消除空间环境对航天器的单粒子翻转效应造成的数据错误。
所述数据快速分析判读模块13内置独立的推理机与推理规则分离的推理判读芯片。所述数据快速分析判读模块13基于独立的推理机和插接在可插拔式存储卡槽131中的可插拔式存储卡132对性能监测数据进行在线快速判读，可插拔式存储卡内置可读写推理规则的存储芯片。可插拔式存储卡能够在数据快速分析判读模块的可插拔式存储卡槽中进行插拔，方便用户设置和修改推理规则。这种推理机与推理规则分离的推理判读方式设计使得数据快速分析判读模块具备对多种类型、多种型号航天器的适配能力，还可推广应用与航天、航空、车船、工业、机械、医疗等其他需要进行数据判读的领域。
所述推理机的推理判读芯片包括基于嵌入式计算机技术开发的中央处理器；所述推理规则的存储芯片包括存储基于BIT(Build-In Test，机内测试)信息、阈值范围信息和/或逻辑判据信息中的一种或多种信息的存储芯片；推理判读过程采用逻辑判断方式实现航天器状态完好性的判断；
其中，BIT信息，是航天器内部的系统或模块能够直接提供检测和隔离故障的信息，包括但不限于采用编码方式或开关量形式，依据这些信息可以直接实现航天器状态完好性的判断；阈值范围，是通过对被测参数设置包括上限或/和下限的正常值范围，当参数超出正常值范围时，判定被测参数异常；逻辑判据，采用包含“与”、“或”、“非”等逻辑符号的逻辑式，如，将被测参数带入逻辑式中，若逻辑式为“真”则表明出现某种故障。
如图4所示，所述遥测与定位发射模块包括：命令和数据处理器、发射机、功放、射频开关、天线以及与航天器遥测指令系统连接的存储器；
所述命令和数据处理器与存储器连接，用于将接收的故障数据处理后选取需要的遥测数据或重要的故障数据通过航天器遥测指令系统的遥测通道下传地面；
所述命令和数据处理器同时与发射机、功放、射频开关和天线顺次连接，用于在航天器坠落触地后，通过发射机自动开启紧急定位发射功能，向四面八方发射出特定频率、有规律的无线电信号，报告自身所处的方位。
遥测与定位发射模块既能够完成航天器遥测数据下传任务，又能够实现航天器触地后的紧急定位信号发射。航天器在轨工作时，遥测与定位发射模块依据地面遥测数据需求和数据快速分析判读模块的判读结果，从数据存储与防护模块中选取需要的遥测数据或重要的故障数据通过遥测通道下传地面。航天器坠落触地后，遥测与定位发射模块自动开启紧急定位发射功能，向四面八方发射出特定频率、有规律的无线电信号，报告自身所处的方位，以便搜寻者寻找。
本发明实施例一提供的技术方案，具有以下有益效果：
(1)航天器在轨状态监测和故障诊断：
记录和存储航天器在轨飞行数据，具备对航天器数据的快速分析判读能力，能够监测航天器状态、评估航天器健康状况，在出现异常或故障时，能够判断可能出现的故障，并将自判信息和重要数据通过遥测通道下传地面，提高地面对航天器故障的分析处理速度，及时抓住航天器抢救时机。
(2)事后航天器状态分析：
在航天器达到使用寿命或因其他故障而终止任务坠落地球时，通过其抗强冲击、抗穿透、抗高温火烧、抗深海压力、耐海水浸泡、耐腐蚀性液体浸泡等特种防护设计，最大程度保存航天器重要的数据信息，为事后分析航天器状态、修正控制或改进设计提供依据。
实施例二
本发明实施例二提供了一种航天器飞行数据分析记录系统，包括：数据采集模块、数据存储与防护模块、数据快速分析判读模块和遥测与定位发射模块；
所述数据采集模块，用于通过总线接口获取航天器数据，并将所述航天器数据复接为一路连续数据流，将数据流中的待存数据发送至数据存储与防护模块中，将性能监测数据发送至数据快速分析判读模块中；
所述数据存储与防护模块，用于将所述待存数据压缩存储在内置堆叠内存片的存储防护器中；
所述数据快速分析判读模块，用于对所述性能监测数据进行在线快速判读，将判读出的故障数据输出至遥测与定位发射模块中；
所述遥测与定位发射模块，用于基于所述故障数据生成遥测信号通过航天器遥测通道下传，同时用于在航天器触地后，发射紧急定位信号。
由于本实施例二的系统所实现的处理及功能基本相应于前述图1-4所示的设备的实施例一中的原理和实例，故本实施例的描述中未详尽之处，可以参见前述实施例中的相关说明，在此不做赘述。
实施例三
本发明实施例三提供了一种航天器飞行数据分析记录方法，该方法包括：
数据采集模块通过总线接口获取航天器数据，将所述航天器数据复接为一路连续数据流，并将数据流中的待存数据发送至数据存储与防护模块中压缩存储，同时将性能监测数据发送至数据快速分析判读模块中进行在线快速判读，将判读出的故障数据输出至遥测与定位发射模块中；
航天器在轨工作时，所述遥测与定位发射模块接收所述故障数据，基于所述故障数据生成遥测信号通过航天器遥测通道下传；
航天器坠落触地后，所述遥测与定位发射模块自动开启紧急定位发射功能，向四面八方发射出特定频率、有规律的无线电信号，报告自身所处的方位。
本实施例具体实现的功能和处理方式参见实施例一的描述。
由于本实施例三的方法所实现的处理及功能基本相应于前述图1-4所示的设备实施例、原理和实例，故本实施例的描述中未详尽之处，可以参见前述实施例中的相关说明，在此不做赘述。
上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
需要说明的是，对于前述的各方法实施例，为了简单描述，故将其都表述为一系列的动作组合，但是本领域技术人员应该知悉，本发明并不受所描述的动作顺序的限制，因为依据本发明，某些步骤可以采用其他顺序或者同时进行。其次，本领域技术人员也应该知悉，说明书中所描述的实施例均属于优选实施例，所涉及的动作和模块并不一定是本发明所必须的。
在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置，可通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种航天器飞行数据分析记录设备，所述设备通过总线接口接入航天器总线设备，安装于航天器内部，其特征在于，所述设备包括：数据采集模块、数据存储与防护模块、数据快速分析判读模块和遥测与定位发射模块；
所述数据采集模块，用于通过总线接口获取多路航天器数据，将多路所述航天器数据通过内置的多路数据复接器单元复接为一路连续数据流，将数据流中的待存数据发送至数据存储与防护模块中，将性能监测数据发送至数据快速分析判读模块中；
所述数据存储与防护模块，用于将所述待存数据压缩存储在内置堆叠内存片的存储防护器中；
所述数据快速分析判读模块，用于对所述性能监测数据进行在线快速判读，将判读出的故障数据输出至遥测与定位发射模块中。
所述遥测与定位发射模块，用于基于所述故障数据生成遥测信号通过航天器遥测通道实时下传，同时用于在航天器触地后，通过发射机发射紧急定位信号。
2.如权利要求1所述的设备，其特征在于，所述数据采集模块，包括顺序连接的总线接口、数据通道管理单元、FIFO单元、多路数据复接器单元、RAM单元和FTL单元；
数据采集模块的总线接口从航天器上获取包括但不限于载荷数据、航天器性能数据和/或遥测数据中的一种或多种航天器数据，通过与总线接口对应的数据通道管理单元对获取的航天器数据的数据来源进行选择，并通过与数据通道管理单元对应的FIFO单元对每路航天器数据进行缓冲，经由多路数据复接器单元将缓冲后的多路航天器数据复接为一路连续数据流，通过与多路数据复接器单元连接的RAM单元和与RAM单元连接的FTL单元对所述一路连续数据流进行缓存。
3.如权利要求1或2所述的设备，其特征在于，所述总线接口包括但不限于LVDS接收通道、CAN总线接口、ISA/PCA总线接口、CAMAC总线接口、VXI总线接口、IEEE488总线接口、RS-232总线接口、RS-485总线接口、RS-422总线接口、LAN总线接口和/或USB总线接口中的一种或多种。
4.如权利要求1-3之一所述的设备，其特征在于，所述内置堆叠内存片的存储防护器的防护外壳采用但不限于铝、气凝胶和/或不锈钢中的一层或多层材料进行安全防护；
内置在外壳中的堆叠内存片用于压缩存储待存数据，堆叠内存片的存储堆栈层数不少于32层(128Gb)，存储速率不小于256Mbit/s，输出速率不小于12Mbit/s。
5.如权利要求1或4所述的设备，其特征在于，所述堆叠内存片采用但不限于3D PlusNAND FLASH存储器。
6.如权利要求1-5之一所述的设备，其特征在于，所述数据快速分析判读模块基于独立的推理机和插接在可插拔式存储卡槽中的可插拔式存储卡对性能监测数据进行在线快速判读，所述可插拔式存储卡内置可读写推理规则的存储芯片。
7.如权利要求6所述的设备，其特征在于，所述推理机的推理判读芯片包括基于嵌入式计算机技术开发的中央处理器；所述存储芯片包括存储基于BIT信息、阈值范围信息和/或逻辑判据信息中的一种或多种信息的存储芯片；
其中，BIT信息，是航天器内部直接提供检测和隔离故障的信息；阈值范围，是通过对被测参数设置包括上限或/和下限的正常值范围；逻辑判据，采用包含“与”、“或”、“非”等逻辑符号的逻辑式。
8.如权利要求1所述的设备，其特征在于，所述遥测与定位发射模块包括：命令和数据处理器、发射机、功放、射频开关、天线以及与航天器遥测指令系统连接的存储器；
所述命令和数据处理器与存储器连接，用于将接收的故障数据处理后选取需要的遥测数据或重要的故障数据通过航天器遥测指令系统的遥测通道实时下传地面；
所述命令和数据处理器同时与发射机、功放、射频开关和天线顺次连接，用于在航天器坠落触地后，通过发射机自动开启紧急定位发射功能，向四面八方发射出特定频率、有规律的无线电信号，报告自身所处的方位。
9.一种航天器飞行数据分析记录系统，其特征在于，包括：数据采集模块、数据存储与防护模块、数据快速分析判读模块和遥测与定位发射模块；
所述数据采集模块，用于通过总线接口获取航天器数据，并将所述航天器数据复接为一路连续数据流，将数据流中的待存数据发送至数据存储与防护模块中，将性能监测数据发送至数据快速分析判读模块中；
所述数据存储与防护模块，用于将所述待存数据压缩存储在内置堆叠内存片的存储防护器中；
所述数据快速分析判读模块，用于对所述性能监测数据进行在线快速判读，将判读出的故障数据输出至遥测与定位发射模块中；
所述遥测与定位发射模块，用于基于所述故障数据生成遥测信号通过航天器遥测通道实时下传，同时用于在航天器触地后，发射紧急定位信号。
10.一种航天器飞行数据分析记录方法，其特征在于，包括：
数据采集模块通过总线接口获取航天器数据，将所述航天器数据复接为一路连续数据流，并将数据流中的待存数据发送至数据存储与防护模块中压缩存储，同时将性能监测数据发送至数据快速分析判读模块中进行在线快速判读，将判读出的故障数据输出至遥测与定位发射模块中；
航天器在轨工作时，所述遥测与定位发射模块接收所述故障数据，基于所述故障数据生成遥测信号通过航天器遥测通道实时下传；
航天器坠落触地后，所述遥测与定位发射模块自动开启紧急定位发射功能，向四面八方发射出特定频率、有规律的无线电信号，报告自身所处的方位。
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