CN109367822A - 一种小卫星可更换任务载荷的接口及更换方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种小卫星可更换任务载荷的接口，该接口方案基于航天器交会对接及在轨服务技术，给出了用于连接小卫星本体及载荷子系统的机械接口方式：当需要更换任务载荷时，电磁弹射出小卫星现有载荷子系统模块，再将所需要的载荷子系统模块插入小卫星本体，电磁导引插入。机械接口的连接松紧程度受到可控电磁铁的磁场强度的影响，控制弹射与导引。本发明的机械接口采用塔式结构，很好地支持防插反操作。本发明的接口设计操作性强、电气接口性能稳定可靠，通用性强；实现小卫星任务载荷的在轨更换，支持防插反操作、稳定、可靠。

Description

一种小卫星可更换任务载荷的接口及更换方法

技术领域

本发明属于航天器应用领域，具体涉及一种小卫星可更换任务载荷的接口。

背景技术

随着空间技术的发展和人类探索太空活动的日益频繁，空间中的卫星数量增加的同时，卫星所需要完成的功能也需要得到升级。而卫星所完成的功能主要是通过载荷任务实现。因此，如果能够实现卫星载荷任务可更换，并在对接技术及在轨服务技术的基础上，就可以实现在一个卫星本体上完成不同的飞行任务。在传统的卫星采用整体式设计，其载荷任务是固定的，在轨飞行期间载荷任务不可以更换。随着航天技术的高速发展，航天器在轨服务技术应运而生。在轨服务技术的提出，要求服务航天器实现燃料加注、更换故障模块、维修等能力。在小卫星往返于服务航天器之间，因此必须发展一种载荷能够进行可更换、卫星本体可重复利用的技术。

为实现这一功能，就要求卫星本体和载荷任务子系统模块有一个支持可更换的接口，以满足载荷任务的可更换性。该接口必须具有重复使用性，并且能够实现卫星本体和载荷任务子系统模块的接触松、紧程度的可控，插、拔过程不得损坏卫星本体系统及载荷任务子系统；

因此，必须继续设计一种小卫星可更换任务载荷的接口，已解决更换载荷任务的技术问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种小卫星可更换任务载荷的接口及更换方法，通过电磁导引实现载荷任务子系统模块与卫星的插拔，同时防止反插操作，并且可重复利用。

为了实现上述目的，本发明所采用的技术方案为：

一种小卫星可更换任务载荷的接口，包括设置在载荷任务子系统模块上的载荷插头和设置在卫星上的本体插槽；

所述载荷插头为阶梯轴结构，自上而下逐层增大，所述载荷插头的层数为四层，最下层的底面通过载荷连接圆台与载荷任务子系统模块连接，第一层的顶面为永磁体面，载荷插头四层的四个侧面分别为CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面，相邻两层之间设置用于信号隔离或电源正负极隔离的隔离面；

所述载荷插头能够匹配插入本体插槽中，本体插槽最下层的底面为可控电磁体面，用于控制永磁体面的磁场方向和强度，本体插槽的四个侧面对应为CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面，相邻两层之间设置有隔离面；

当载荷插头插入本体插槽中，载荷插头每一层的侧面均与本体插槽对应层的侧面接触，载荷插头的CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面分别与本体插槽对应的CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面连通。

优选的，所述本体插槽中设置有行程开关，用于检测载荷插头是否完全插入本体插槽中。

优选的，所述行程开关的数量为四个，四个行程开关圆周均布在可控电磁体面上，当四个行程开关均处于闭合状态，则载荷插头插入本体插槽中。

优选的，所述载荷插头第一层至第四层的侧面依次为CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面。

优选的，所述本体插槽最底层至最上层的侧面依次设置CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面。

优选的，所述载荷插头的第二层至第四层的顶面均为隔离面；本体插槽(43)的每一层的顶面均为隔离面。

优选的，所述载荷插头和本体插槽的每一层的顶面与侧面的连接处均设置有倒角。

优选的，所述卫星的本体插槽的底部设置有四个电磁继电器K，所述电磁继电器K响应于小卫星综合电子系统，用于检测本体插槽与载荷插头的CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面的导通或切断。

本发明还提供了一种小卫星可更换任务载荷的接口的更换方法，当本体插槽响应拔离信号，可控电磁体面产生与载荷插头的永磁体面极性相同的磁场，将当前载荷弹射出本体插槽；

当本体插槽响应插入信号，可控电磁体面产生与载荷插头的永磁体面极性相反的磁场，导引目标载荷插头插入本体插槽中。

优选的，还包括对载荷插头插入本体插槽状态检测、电源供电测试和CAN总线数据接口测试；

小卫星综合电子系统通过检测行程开关的开关信号判断载荷插头与本体插槽的插入状态，当所有的行程开关全部闭合，则载荷插头插入本体插槽中；

小卫星综合电子系统通过检测电磁继电器K的开关信号判断电源供电状态和CAN总线数据接口测试，当则载荷插头插入本体插槽中，且电磁继电器K全部闭合，则CAN_H信号、CAN_L信号、电源正极和电源负极连通。

与现有技术相比，本发明至少具备如下有益效果：

该小卫星可更换任务载荷的接口，包括能够相互配合的载荷插头和本体插槽，载荷插头采用台阶轴多层结构，顶部为永磁体面，载荷插头的侧面为CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面，本体插槽的底部为可控电磁体面，可控电磁体面产生与永磁体面极性相同或相反的磁场，将当前载荷弹射出本体插槽，或引导载荷插入本体插槽中，当载荷插头完全插入本体插槽中，电源接口和CAN总线数据接口接通，实现了载荷任务的可更换，采用可更换接口的卫星，在轨运行时出现载荷子系统故障条件下，能够通过服务航天器重新更换新的载荷，有效的延长了卫星的在轨使用寿命。

载荷接口采用台阶轴多层结构，能够有效防止载荷插头插反，同时在相邻两层之间设置隔离层，能够实现电气隔离。采用可控电磁铁控制接触松紧程度，能够有效的实现载荷模块的拔出弹射、插入导引的功能。在卫星飞行过程中，出现振动情况下，可控电磁铁还能够有效的对振动引起的载荷晃动的情形进行有效抑制。

进一步在本体插槽设置行程开关和电磁继电器K，通过行程开关对载荷插头的插入状态进行检查，通过电磁继电器K对电源供电状态和CAN总线数据接口进行检测，提高接口的稳定性。

该载荷任务子系统模块的更换方法，当本体插槽响应小卫星综合电子系统发出拔离或插入任务时，可控电磁体面产生与载荷插头的永磁体面极性相同或不同的磁场，将当前载荷弹射出本体插槽或导引目标载荷插头插入本体插槽中，该方法操作简单，能够快速实现载荷任务子系统模块的更换。

附图说明

图1为载荷任务子系统模块的结构示意图；

图2为载荷插头的结构示意图；

图3为小卫星本体的结构示意图；

图4为本体插槽的结构示意图；

图5为小卫星本体与对地观测载荷模块插入状态的结构示意图；

图6为小卫星本体与对地观测载荷模块分离状态的结构示意图；

图7为小卫星本体与通信组网载荷模块分离状态的结构示意图；

图8为小卫星本体与通信组网载荷模块分离状态的结构示意图；

图9为小卫星可更换任务载荷的接口电气原理图；

图10为小卫星载荷任务子系统模块更换操作原理流程。

图中：1、永磁体面；2、第一CAN_H信号面；3、第一CAN_L信号面；4、第一电源正极面；5、第一电源负极面；6、插头定位圆台；7、载荷连接圆台，8、对地观测相机镜头；24、可控电磁体面；25、第二CAN_H信号面；26、第二CAN_L信号面；27、第二电源正极面；28、第二电源负极面；38、太阳能帆板；39、小卫星本体；40、任务载荷任务子系统模块；43、本体插槽；44、载荷插头。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行详细介绍。

如图1和3所示，一种小卫星可更换任务载荷的接口，包括载荷插头44和本体插槽43，本体插槽43设置在小卫星本体39上，载荷插头44设置在任务载荷任务子系统模块40上，并且载荷插头44能够匹配插入本体插槽43中。

如图2所示，载荷插头44阶梯轴结构，共分为4层，顶层为第一层，自上而下逐层增大，最下层通过插头定位圆台6与任务载荷任务子系统模块40连接。

其中，第一层的顶面为永磁体面1，第一层的侧面为第一CAN_H信号面2；第二层的侧面为第一CAN_L信号面3，第三层的侧面为第一电源正极面4，第四层的侧面为第一电源负极面5，当载荷插头44插入本体插槽43中，插头定位圆台6的顶面与卫星本体的表面接触。

第二层至第四层的顶面均为隔离面，第二层的隔离面用于第一CAN_H信号面2与第一CAN_L信号面3的信号隔离，第三层的隔离面用于第一CAN_L信号面3与第一电源正极面4的信号与电源的隔离，第四层的隔离面用于第一电源正极面4与第一电源负极面5的电性隔离。

每一层的顶面与侧面的周向连接处均设置为弧形的倒角，弧形的倒角设计可以减小载荷插头44插入本体插槽43时的阻力，有利于载荷插头44的插入，使得载荷插头44与本体插槽43之间接触紧密。

如图4所示，卫星本体的两侧设置有卫星太阳能帆板38，本体插槽43中设置在小卫星本体39上，载荷插头44能够匹配插入本体插槽43中，本体插槽43为阶梯状凹槽结构，共四层，第一层为最下层，第一层至第四层自下而上逐层增大，本体插槽43的第一层底面为可控电磁体面24，可控电磁体面24用于控制与永磁体面的磁场方向和强度。

第一层的侧面为第二CAN_H信号面25，第二层的侧面为第二CAN_L信号面26，第三层的侧面为第二电源正极面27，第四层的侧面为第二电源负极面28。

第二层至第四层的顶面均为隔离面，第二层的隔离面用于第二CAN_H信号面25与第二CAN_L信号面25的信号隔离，第三层的隔离面用于第二CAN_L信号面26与第二电源正极面27的信号与电源的隔离，第四层的隔离面用于第二电源正极面4与第二电源负极面28的电性隔离。

通过载荷插头44与本体插槽43的逐层接触式设置，既可以保证信号的正确匹配，又可以保证不同信号间的隔离。同样的，本体插槽43中的每一层的底面与侧面之间也采用倒角设计，更有利于载荷插头44进入到本体插槽43中，使得二者的接触更紧密。

在可控电磁体面24的表面的边缘圆周均布有行程开关LS1、LS2、LS3和LS4，用于检测本体插槽43是否完成插入本体插槽43中，当所有的行程开关均闭合，则代表载荷插头插入本体插槽中。

在可控电磁体面24的表面还圆周均布有电磁继电器开关K1、K2、K3和K4，用于监测电源信号和CAN总线信号是否连通；当第一CAN_H信号面2与第二CAN_H信号面25接触，电磁继电器开关K1的S1触电闭合，当第一CAN_L信号面3与第二CAN_L信号面26接触，电磁继电器开关K2的S2触电闭合，当第一电源正极面4与第二电源正极面27接触，电磁继电器开关K3的S3触电闭合，当第一电源负极面5与第二电源负极面28接触，电磁继电器开关K4的S4触电闭合。

如图9所示，为小卫星可更换任务载荷的接口电气原理图，本发明中所设置的电路部分即小卫星综合电子系统，该电子系统提供星务管理服务和电源，实现卫星本体为载荷任务子系统模块提供电源接口和CAN总线数据接口。该综合电子系统拥有开放式的数据通信接口，在本发明的优选实施例中，接口方案采用CAN总线接口。

电路部分具体包括：位置行程开关、可控电磁铁、电磁继电器开关、CAN总线接口、电源接口，其中各部分的功能如下：

位置行程开关作用是检测载荷任务子系统模块插拔是否到位，为小卫星综合电子系统提供必要的开关输入信号；同时，也将检测到载荷任务子系统模块机械上的接触松紧程度提供必要的输入信号。

永磁体面1和可控电磁体面24用于实现在需要更换载荷任务子系统模块时，产生与载荷插头44的永磁体面1同向的电磁场，并将当前的载荷弹射出本体插槽43；在需要将任务载荷模块插入时，可控电磁体面24产生与载荷插头44的永磁体面1反向的电磁场，以此来导引该载荷任务子系统模块的载荷插头44插入本体插槽43内；

电磁继电器开关作用是在保证载荷任务子系统模块插入，并且其接触良好条件下，其相应的触点闭合，实现载荷任务子系统模块的数据通信接口接通，电源得电。

CAN总线接口作用是实现卫星本体和载荷任务子系统模块提供数据通信；

电源接口作用是为卫星本体和载荷任务子系统模块提供电源，实现有效的电气连接。

下面对本申请提供的载荷任务子系统模块的更换方法进行详细的阐述。

如图10所示，小卫星综合电子系统上，建立载荷任务子系统模块更换任务，分为以下子任务：位置行程开关输入检测任务、电磁继电器开关任务、可控电磁铁控制任务、CAN总线通信功能检测任务。小卫星综合电子系统结合行程位置开关、可控电磁铁、电磁继电器开关，完成接口的插拔操作，并保证载荷插头44与本体插槽43的有效电气连接。

任务说明：小卫星当前的载荷任务子系统模块是对地观测任务载荷模块，需要更换为通信组网任务载荷。该任务当中参与对象是地面站、服务航天器、小卫星综合电子系统。该任务过程分为三个阶段进行：当前任务拔离阶段、目标载荷任务子系统模块插入阶段、电气接口连接及有效性测试阶段。

如图5和6所示，当前任务拔离阶段：当前载荷任务子系统模块是对地观测任务载荷模块，载荷插头44与载荷连接圆台7的一端连接，载荷连接圆台7的另一端连接对地观测相机镜头8，对地观测相机镜头8呈喇叭形广角设置。

更换任务开始由地面站发出载荷任务子系统模块更换申请，服务航天器和小卫星综合电子系统响应申请，小卫星综合电子系统响应更换请求，发出指令让可控电磁体面24的磁场方向与载荷插头44的永磁体面1的磁场方向相同，在磁力的作用下将当前的对地观测任务载荷模块弹射出一定的距离。服务航天器将对地观测任务载荷模块执行拔离操作，并由小卫星综合电子系统判断是否拔离成功，否则服务航天器将继续拔离操作，直到对地观测任务载荷模块完成拔离成功；

如图7和8所示，目标任务插入阶段：当对地观测任务载荷模块拔离成功后，小卫星综合电子系统发出指令，让可控电磁体面24的磁场方向与通信组网载荷模块的载荷插头的永磁体面的磁场方向相反，服务航天器将通信组网载荷模块插入小卫星的本体插槽43中，可控电磁体面24导引通信组网载荷模块插入，设置在本体插槽43每层上的倒角面有利于通信组网载荷模块的插入。在这个过程中小卫星综合电子系统一直检测来自位置行程开关LS1、LS2、LS3、LS4的开关信号，当检测到4个位置行程开关处于都闭合的状态，服务航天器将停止通信组网载荷模块插入操作，否则将继续插入操作。此过程中，可控电磁体面的磁场方向与通信组网载荷模块上的永磁体面方向相反，互相吸引，使得通信组网载荷模块的载荷插头44的CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面分别与对应的小卫星上本体插槽43的CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面紧密接触并连通。

电源状态测试和CAN总线接口测试，在停止插入操作后，小卫星综合电子系统启动电源供电测试任务，电磁继电器K3、K4得电使得触点S3、S4闭合。闭合一定时间后对载荷任务子系统模块的电源进行稳定性检测，若检测稳定，则进行CAN总线数据接口的测试；若电源检测不稳定，则将进行之前的操作，并让小卫星综合电子系统对不稳定的原因进行处理，同时将状态返回到地面站。当电源稳定性通过检测后，经过一定的延时，电磁继电器K1、K2得电，触点S1、S2闭合，CAN_H信号、CAN_L信号被接通。小卫星综合电子系统启动CAN总线数据通信测试，若测试通过将给地面站返回载荷任务子系统模块更换成功，否则将返回载荷任务子系统模块更换失败。如果载荷任务子系统模块更换失败，则由地面站、服务航天器及小卫星综合电子系统协同分析并找出失败的原因，以便进行下一次的载荷任务子系统模块更换。

本系统考虑到空间中复杂的飞行环境或是其它能够引起载荷任务子系统模块晃动的因素存在，这些因素的存在引起载荷任务子系统模块进行周期性晃动。小卫星综合电子系统通过测量可控电磁面的电磁感应电压，并进行随机性判断，若为随机将由小卫星综合电子系统进行进一步处理；若为不随机，将对可控电磁铁磁场进行增强，抑制周期性晃动，直到位置行程开关LS1、LS2、LS3、LS4完全闭合，并且返回接口晃动状态返回地面站。

本申请提供的小卫星可更换任务载荷的接口分为电路部分和机械部分。

在载荷接口上添加位置行程开关、可控电磁体面、电磁继电器开关、CAN总线接口、电源接口。实现卫星本体为载荷任务子系统模块提供电源接口和CAN总线数据接口。

小卫星综合电子系统，提供卫星服务管理服务和电源，拥有开放式的数据通信接口，本接口方案采用CAN总线接口，其它类型的数据通信方式也同样适用于本方案。位置行程开关作用是检测载荷任务子系统模块插拔是否到位，为小卫星综合电子系统提供必要的开关输入信号。同时，也将检测到载荷任务子系统模块机械上的接触松紧程度提供必要的输入信号；可控电磁体面作用是实现在需要更换模块时，产生与将导引载荷任务子系统模块上的永磁体面同向的电磁场，并将其弹射出插槽。在需要将载荷任务子系统模块插入时，可控电磁体面产生与将导引载荷任务子系统模块上永磁体面反向的电磁场，并导引其插入插槽；电磁继电器开关在保证载荷任务子系统模块插入，并且其接触良好条件下，其相应的触点闭合，实现载荷任务子系统模块的数据通信接口接通，电源得电；CAN总线接口作用是实现卫星本体和载荷任务子系统提供数据通信；电源接口实现卫星本体和载荷任务子系统提供电源，实现有效的电气连接。

小卫星的本体插槽包括有卫星本体、行程开关、本体插槽、可控电磁体面、CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面、电源负极面。在本体插槽的底部是可控电磁体面，上面安装的是位置行程开关，提供载荷任务子系统插到位检测信号；CAN_H信号面、CAN_L信号面提供完整的CAN总线信号；电源正极面、电源负极面是提供对外电源接触面。隔离面用于相邻层的电气面之间的隔离，同时也是小卫星本体插槽与载荷插头机械上的接触面。

载荷任务子系统模块插头包括永磁体面、CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面、电源负极面和载荷圆台。永磁体面作用是触碰可控电磁铁平面上的位置行程开关，提供检测信号；CAN_H信号面、CAN_L信号面作用是提供完整的CAN总线信号；电源正极面、电源负极面是提供对外电源接触面。隔离面的作用是相邻电气面之间的隔离，同时也是小卫星本体插槽与载荷任务子系统模块机械上的接触面；载荷圆台作用是连接载荷插头与载荷。

该小卫星可更换任务载荷的接口，结构简单，制造成本低廉，其电路原理简单、软件处理代码结构简单，开发起来时间周期短，不占用小卫星综合电子上较多的软件、硬件资源，并且高效、可靠。

更换操作简单，电气连接有效、可靠、稳定。采用台阶轴结构接头作为防插反接头，相比目前普遍采用的T型、香蕉头，不但支持的信号数增加，并且对准接口数变少，更容易插拔操作；电气连接是面接触型，从电源角度来说，能提供更大的电流，这对于整个任务载荷子系统模块的稳定性有重要的意义；对信号来说，大面积的导体也能够起到一定的防干扰作用，从而保证数据通信上也更加可靠。

Claims (10)

1.一种小卫星可更换任务载荷的接口，其特征在于，包括设置在载荷任务子系统模块上的载荷插头(44)和设置在卫星上的本体插槽(43)；

所述载荷插头(44)为阶梯轴结构，自上而下逐层增大，所述载荷插头(44)的层数为四层，最下层的底面通过载荷连接圆台(6)与载荷任务子系统模块连接，第一层的顶面为永磁体面(1)，载荷插头(44)四层的四个侧面分别为CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面，相邻两层之间设置用于信号隔离或电源正负极隔离的隔离面；

所述载荷插头(44)能够匹配插入本体插槽(43)中，本体插槽(43)最下层的底面为可控电磁体面(24)，用于控制永磁体面的磁场方向和强度，本体插槽(43)的四个侧面对应为CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面，相邻两层之间设置有隔离面；

当载荷插头(44)插入本体插槽(43)中，载荷插头(44)每一层的侧面均与本体插槽(43)对应层的侧面接触，载荷插头(44)的CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面分别与本体插槽(43)对应的CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面连通。

2.根据权利要求1所述小卫星可更换任务载荷的接口，其特征在于，所述本体插槽(43)中设置有行程开关，用于检测载荷插头(44)是否完全插入本体插槽(43)中。

3.根据权利要求2所述小卫星可更换任务载荷的接口，其特征在于，所述行程开关的数量为四个，四个行程开关圆周均布在可控电磁体面(24)上，当四个行程开关均处于闭合状态，则载荷插头(44)插入本体插槽(43)中。

4.根据权利要求1所述小卫星可更换任务载荷的接口，其特征在于，所述载荷插头(44)第一层至第四层的侧面依次为CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面。

5.根据权利要求1所述小卫星可更换任务载荷的接口，其特征在于，所述本体插槽(43)最底层至最上层的侧面依次设置CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面。

6.根据权利要求1所述小卫星可更换任务载荷的接口，其特征在于，所述载荷插头(44)的第二层至第四层的顶面均为隔离面；本体插槽(43)的每一层的顶面均为隔离面。

7.根据权利要求1所述小卫星可更换任务载荷的接口，其特征在于，所述载荷插头(44)和本体插槽(43)的每一层顶面与侧面的连接处均设置有倒角。

8.根据权利要求1所述小卫星可更换任务载荷的接口，其特征在于，所述卫星的本体插槽(43)的底部设置有四个电磁继电器K，所述电磁继电器K响应于小卫星综合电子系统，用于检测本体插槽(43)与载荷插头(44)的CAN_H信号面、CAN_L信号面、电源正极面和电源负极面的导通或切断。

9.一种权利要求1至8任一项所述的小卫星可更换任务载荷的接口的更换方法，其特征在于，当本体插槽响应拔离信号，可控电磁体面(24)产生与载荷插头(44)的永磁体面(1)极性相同的磁场，将当前载荷弹射出本体插槽(43)；

当本体插槽(43)响应插入信号，可控电磁体面(24)产生与载荷插头(44)的永磁体面(1)极性相反的磁场，导引目标载荷插头插入本体插槽(43)中。

10.根据权利要求9所述的小卫星可更换任务载荷的接口的更换方法，其特征在于，还包括对载荷插头(44)插入本体插槽(43)状态检测、电源供电测试和CAN总线数据接口测试；

小卫星综合电子系统通过检测行程开关的开关信号判断载荷插头(44)与本体插槽(43)的插入状态，当所有的行程开关全部闭合，则载荷插头(44)插入本体插槽(43)中；

小卫星综合电子系统通过检测电磁继电器K的开关信号判断电源供电状态和CAN总线数据接口测试，当则载荷插头(44)插入本体插槽(43)中，且电磁继电器K全部闭合，则CAN_H信号、CAN_L信号、电源正极和电源负极连通。