CN110030883A - 一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，包括由测控分系统、能源分系统、生命维持系统控制单元构成的生命维持系统和由星务分系统、姿轨控分系统构成的任务管理系统等多个系统。不同于常规设计的是，星务分系统不在生命维持系统内，测控分系统可以独立完成遥控接收、遥测下传的功能，大大减小了系统的功耗。本申请的运载火箭末级留轨应用系统架构具有高集成、高可靠性，能够满足运载火箭末级留轨应用系统的空间应用任务的需求。

Description

一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构

技术领域

本发明涉及末级留轨应用系统领域，尤其涉及一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构。

背景技术

近年来，航天技术领域取得了突飞猛进的发展。随着电子技术、计算机技术、控制技术等领域的发展，空间任务需求不断提高，还日益呈现出多样性和复杂性的特点。然而，由于受入轨机会和搭载条件的限制，仅有少量的新技术得以入轨验证。末级留轨应用系统是运载火箭实际入轨的组成部分，火箭发射后，末级及其组部件能够在轨长期运行，非常适合开展空间飞行试验。且较于传统航天器，末级在当前高密度发射任务支持下，将能够提供更多的航天新技术太空试验机会，并大大降低试验成本。为满足运载火箭末级留轨应用系统的空间应用任务需求，设计具有高集成、高可靠性的运载火箭末级留轨应用系统架构具有重要意义。

发明内容

本发明的目的在于提供一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，以解决上述技术背景中提出的问题。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，包括：

——生命维持系统(本发明上下文中又称“最小系统”)，所述生命维持系统包括测控分系统、能源分系统和生命维持系统控制单元；

所述生命维持系统控制单元，分别与所述能源分系统和所述测控分系统通信连接，向所述能源分系统发送配电控制指令和热控控制指令，向所述测控分系统发送收发切换指令及下行遥测信号，接收所述测控分系统发送的上行遥控指令与注入数据；

所述能源分系统，接收所述生命维持系统控制单元输出的配电控制指令和热控控制指令，采用太阳电池阵与蓄电池组联合供电，实现对运载火箭末级留轨应用系统的供配电及热控控制；

所述测控分系统，接收所述生命维持系统控制单元发送的收发切换指令并做出相应动作；接收所述生命维持系统控制单元发送的下行遥测信号，进行调制并发送至地面站；接收所述地面站发送的上行遥控指令和注入数据，进行解调并传送给所述生命维持系统控制单元；

——任务管理系统，所述任务管理系统包括星务分系统和姿轨控分系统；

所述姿轨控分系统，由所述能源分系统实现供配电及热控控制，用于获取运载火箭末级留轨应用系统的状态信息、完成姿态控制与轨道控制计算；

所述星务分系统，与所述能源分系统、所述测控分系统、所述生命维持系统控制单元和所述姿轨控分系统进行信息交换与传输，实现对所述姿轨控分系统的数据采集、存储，将采集到的星上数据按照约定格式通过数据总线发送给所述测控分系统，并通过所述测控分系统下传至地面站；响应所述生命维持系统控制单元通过所述测控分系统接收到的所述上行遥控指令和注入数据，完成指令解析和执行；向所述能源分系统发送配电控制指令和热控控制指令，控制所述能源分系统对运载火箭末级留轨应用系统的指定的负载进行供配电及热控控制。

优选地，所述生命维持系统控制单元的CPU采用双机热备份方式。

优选地，所述能源分系统包括所述太阳电池阵、所述蓄电池组和电源控制器；其中，

所述太阳电池阵，用于将太阳能转化为电能后为所述蓄电池组充电或输出供负载用电，包括至少两个相互并联的太阳能电池单元，每个太阳能电池单元由设定数量的太阳能电池片串联构成；

所述蓄电池组，用于存储所述太阳电池阵转化的电能或输出电能为负载供电，包括若干个蓄电池，相邻两个蓄电池之间两两并联；

所述电源控制器，用于调节及稳定所述太阳电池阵、所述蓄电池组和负载之间的电流或电压传输；所述电源控制器内设有太阳电池阵连接端、蓄电池组连接端以及至少一个负载连接端；所述电源控制器通过所述太阳电池阵连接端与所述太阳电池阵的电极电连接，接收所述太阳电池阵的供电；所述电源控制器通过所述蓄电池组连接端与所述蓄电池组的电极电连接，接收所述蓄电池组的放电；所述电源控制器通过负载连接端分别独立地与运载火箭末级留轨应用系统的负载相连接；

所述电源控制器为负载供电的各个供电通道上设置有电子开关，所述电子开关在所述生命维持系统控制单元、和/或所述星务分系统的控制下进行开合动作，实现对运载火箭末级留轨应用系统的负载的供电通断、和/或对运载火箭末级留轨应用系统的负载中的加热片的供电通断。

更优选地，所述太阳能电池片选用三结砷化镓GaInP/GaAs/Ge太阳电池。

更优选地，所述蓄电池采用18650锂电池，单节标称容量2600Ah。

更优选地，所述电子开关的输出端还与所述蓄电池组的加热片相连接，根据所述生命维持系统控制单元发送的热控控制指令，控制所述蓄电池组的加热片的供电通断。

优选地，所述测控分系统包括测控应答机、至少两个天线和高频电缆；所述测控应答机包括接收机模块、发射机模块、基带处理模块和电源模块；

所述接收机模块的输入端通过高频电缆与一天线相连接，所述接收机模块的输出端与所述基带处理模块的输入端相连接，所述基带处理模块的输出端与所述发射机模块的输入端相连接，所述发射机模块的的输出端通过高频电缆与另一天线相连接；所述电源模块分别为所述接收机模块、所述发射机模块和所述基带处理模块供电。

具体地，所述接收机模块接收上行射频信号，进行滤波、低噪声放大、AD转换处理后，将处理后的上行中频信号输出至所述基带处理模块，所述上行射频信号包括所述上行遥控指令和注入数据；所述基带处理模块将所述上行中频信号进行解调后，输出至所述生命维持系统控制单元；

所述基带处理模块接收所述生命维持系统控制单元发送的所述下行遥测信号，输出至所述发射机模块进行DA转换、滤波放大、功放处理，生成下行射频信号并向地面站发送。

优选地，所述星务分系统包括：

信号采集单元，所述信号采集单元包括通信连接的传感器和信号处理模块，完成对所述姿轨控分系统的信号采集；

至少一个双核CPU单元，所述双核CPU单元包括通信连接的ADC模块和存储模块，以及双核CPU；所述ADC模块的输入端与所述信号处理模块的输出端相连接，将采集的模拟信号转换为数字信号，并存入所述存储模块。

更优选地，所述双核CPU单元采用双机冷热备份设计。

更优选地，所述传感器包括、但不限于光传感器、温度传感器、压力传感器、声音传感器中的一种或几种。

优选地，所述姿轨控分系统包括至少一套姿轨控执行机构以及对应的姿轨控测量机构；其中，

所述姿轨控执行机构包括、但不限于飞轮、磁力矩器和推进器中的一种或几种；

所述姿轨控测量机构包括、但不限于太阳敏感器、GPS、惯性测量单元IMU中的一种或几种。

更优选地，所述姿轨控执行机构分别沿运载火箭末级留轨应用系统的俯仰轴、滚动轴、偏航轴方向安装。

更优选地，所述飞轮为三轴飞轮或单轴飞轮。

更优选地，所述GPS通过GPS接收天线接收GPS卫星L1频点的信号，并对接收到的信号进行解调、解算，输出定位信息、时间信息给所述星务分系统进行计算。

更优选地，所述姿轨控分系统包括两套结构相同的姿轨控执行机构以及对应的姿轨控测量机构，分别记为主姿轨控执行机构、主姿轨控测量机构，以及备姿轨控执行机构、备姿轨控测量机构；

所述主姿轨控执行机构，包括：主磁力矩器A、主飞轮A和主推进器A；

所述主姿轨控测量机构，包括：主GPS A、主太阳敏感器A和主惯性测量单元IMU A；

所述备姿轨控执行机构，包括：备磁力矩器B、备飞轮B和备推进器B；

所述备姿轨控测量机构，包括：备GPS B、备太阳敏感器B和备惯性测量单元IMU B；

所述星务分系统控制所述主磁力矩器A、所述备磁力矩器B实现角动量卸载；控制所述主飞轮A、所述备飞轮B实现姿态控制；控制所述主推进器A、所述备推进器B实现轨道调整；控制所述主GPS A、所述备GPS B实现轨道测量；控制所述主太阳敏感器A、所述备太阳敏感器B实现姿态测量；控制所述主惯性测量单元IMU A实现角速度检测；控制所述从惯性测量单元IMU B实现加速度检测。

在一种优选实施例中，所述一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，还包括应用任务系统，所述应用任务系统包括载荷分系统，所述载荷分系统分别与所述能源分系统和所述星务分系统相连接；

所述能源分系统在所述星务分系统的控制下实现对所述载荷分系统的供配电及热控控制；

所述星务分系统对所述载荷分系统进行数据采集、存储，并将采集到的星上数据通过所述测控分系统下传至地面站。

与现有技术相比，本发明的技术方案具有以下有益效果：

本发明提供了一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，融合由测控分系统、能源分系统、生命维持系统控制单元构成的生命维持系统和由星务分系统、姿轨控分系统构成的任务管理系统等多个系统。不同于常规设计的是，星务分系统不在生命维持系统内，测控分系统可以独立完成遥控接收、遥测下传的功能，大大减小了系统的功耗。该运载火箭末级留轨应用系统架构具有高集成、高可靠性，能够满足运载火箭末级留轨应用系统的空间应用任务的需求。

附图说明

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

图1是本发明的一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构组成框图；

图2是本发明的一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构原理框图；

图3是本发明优选实施例的能源分系统组成框图；

图4是本发明优选实施例的测控分系统组成框图；

图5是本发明优选实施例的姿轨控分系统组成框图；

图6是本发明优选实施例的星务分系统功能框图。

图例说明：

101、生命维持系统控制单元；

102、能源分系统；1021、太阳电池阵；1022、蓄电池组；1023、分流调节模块；1024、滤波供电模块；1025、二次电源模块；1026、电子开关；

103、测控分系统；1031、第一天线；1032、高频电缆；1033、接收机模块；1034、基带处理模块；1035、发射机模块；1036、电源模块；1037、第二天线；

201、星务分系统；2011、双核CPU主机；2012、双核CPU备机；

202、姿轨控分系统；2021、姿轨控执行机构；2022、姿轨控测量机构；

301、载荷分系统。

具体实施方式

本发明提供一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚、明确，以下参照附图并举实例对本发明进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序，应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换。此外，术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

实施例：

如图1所示，本发明一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构包括生命维持系统、任务管理系统和应用任务系统。

测控分系统、能源分系统和生命维持系统控制单元组成生命维持系统，称之为最小系统。生命维持系统控制单元的CPU采用双机热备份方式，确保了系统的可靠性，完成遥测遥控、能源系统及管理、热控控制等功能。不同于常规设计的是，星务分系统不在生命维持系统内，测控分系统可以独立完成遥控接收、遥测下传的功能，大大减小了系统的功耗。

星务分系统、姿轨控分系统组成任务管理系统，在生命维持系统基础上，以CPU为核心，实现运载火箭末级留轨应用系统在轨姿态控制，以及星上各类数字信号采集、存储、控制等功能。

应用任务系统包括载荷分系统，以生命维持系统和任务管理系统为依托，完成载荷的在轨试验，并通过测控分系统将载荷数据下传给地面设备。

如图2所示，所述生命维持系统控制单元101，分别与所述能源分系统102和所述测控分系统103通信连接，向所述能源分系统102发送配电控制指令和热控控制指令，向所述测控分系统103发送收发切换指令及下行遥测信号，接收所述测控分系统103发送的上行遥控指令与注入数据。

所述能源分系统102，接收所述生命维持系统控制单元101输出的配电控制指令和热控控制指令，采用太阳电池阵与蓄电池组联合供电，实现对运载火箭末级留轨应用系统的供配电及热控控制。

所述测控分系统103，接收所述生命维持系统控制单元101发送的收发切换指令并做出相应动作；接收所述生命维持系统控制单元101发送的下行遥测信号，进行调制并发送至地面站；接收所述地面站发送的上行遥控指令和注入数据，进行解调并传送给所述生命维持系统控制单元101。

所述姿轨控分系统202，由所述能源分系统102实现供配电及热控控制，用于获取运载火箭末级留轨应用系统的状态信息、完成姿态控制与轨道控制计算。

所述星务分系统201，与所述能源分系统101、所述测控分系统103、所述生命维持系统控制单元101和所述姿轨控分系统202进行信息交换与传输，实现对所述姿轨控分系统202的数据采集、存储，将采集到的星上数据按照约定格式通过数据总线发送给所述测控分系统103，并通过所述测控分系统103下传至地面站；响应所述生命维持系统控制单元101通过所述测控分系统103接收到的所述上行遥控指令和注入数据，完成指令解析和执行；向所述能源分系统102发送配电控制指令和热控控制指令，控制所述能源分系统102对所述载荷分系统301进行供配电及热控控制。

所述载荷分系统301，分别与所述能源分系统102和所述星务分系统201相连接。其中：所述能源分系统102在所述星务分系统201的控制下实现对所述载荷分系统301的供配电及热控控制；所述星务分系统201对所述载荷分系统301进行数据采集、存储，并将采集到的星上数据通过所述测控分系统103下传至地面站。

图3是能源分系统组成框图。

如图3所示，所述能源分系统102包括太阳电池阵1021、蓄电池组1022和电源控制器，所述能源分系统102由生命维持系统控制单元101进行能源控制和管理。其中：

所述太阳电池阵1021，用于将太阳能转化为电能后为所述蓄电池组1022充电或输出供负载用电，包括至少两个相互并联的太阳能电池单元，每个太阳能电池单元由设定数量的太阳能电池片串联构成；所述太阳能电池片优选为三结砷化镓GaInP/GaAs/Ge太阳电池。所述太阳电池阵1021完成光照下的光电转换，提供长期留轨阶段的能源获取。

所述蓄电池组1022，用于存储所述太阳电池阵1021转化的电能或输出电能为负载供电，包括若干个蓄电池(优选为18650锂电池)，相邻两个蓄电池之间两两并联。所述蓄电池组1022为运载火箭末级留轨应用系统提供电能储存和补充供电，在光照期间，蓄电池组1022可接受太阳电池阵1021产生的电能补充充电；在阴影区，电能由蓄电池组1022供给。

所述电源控制器是能源分系统102的控制核心，用于调节及稳定所述太阳电池阵1021、所述蓄电池组1022和负载之间的电流或电压传输；所述电源控制器内设有太阳电池阵连接端、蓄电池组连接端以及至少一个负载连接端；所述电源控制器通过所述太阳电池阵连接端与所述太阳电池阵1021的电极电连接，接收所述太阳电池阵1021的供电；所述电源控制器通过所述蓄电池组连接端与所述蓄电池组1022的电极电连接，接收所述蓄电池组1022的放电；所述电源控制器通过负载连接端分别独立地与运载火箭末级留轨应用系统的负载相连接。

所述电源控制器为负载供电的各个供电通道上设置有电子开关1026，所述电子开关1026在所述生命维持系统控制单元，和/或所述星务分系统的控制下进行开合动作，实现对运载火箭末级留轨应用系统的负载的供电通断，和/或对运载火箭末级留轨应用系统的负载中的加热片的供电通断。

在一种优选实施例中，所述电源控制器还包括依次连接的分流调节模块1023、滤波供电模块1024、二次电源模块1025和至少一个电子开关1026。其中，所述分流调节模块1023的输入端与所述太阳电池阵连接端和所述蓄电池组连接端相连接，将多余的输入电流进行分流；所述滤波供电模块1024对所述分流调节模块的输出信号进行滤波，所述滤波供电模块的输出端连接至一次母线的输入端，所述一次母线的输出端分别与所述二次电源模块1025的输入端、所述电子开关1026的输入端相连接；所述二次电源模块1025将所述一次母线的电压转换为二次电源电压后，连接至所述电子开关1026的输入端；所述电子开关1026的输出端与所述负载连接端相连接；所述生命维持系统控制单元101控制所述电子开关1026的开合，实现对运载火箭末级留轨应用系统的负载的供电通断，和/或对运载火箭末级留轨应用系统的负载中的加热片的供电通断。

所述电子开关1026的输出端还与所述蓄电池组1022的加热片相连接，根据所述生命维持系统控制单元101发送的热控控制指令，控制所述蓄电池组1022的加热片的供电通断，对所述蓄电池组1022进行主动热设计，确保蓄电池组1022工作在正常的温度范围，保证了系统能源安全和工作的可靠性。

当所述太阳电池阵1021的输出功率大于运载火箭末级留轨应用系统的总需求，但小于或等于运载火箭末级留轨应用系统的总需求加蓄电池组1022充电功率需求时，所述电源控制器控制所述太阳电池阵1021为运载火箭末级留轨应用系统供电，同时，将多余的功率为所述蓄电池组1022充电。

当所述太阳电池阵1021的输出功率大于运载火箭末级留轨应用系统的总需求和所述蓄电池组1022的充电功率需求时，所述电源控制器控制所述太阳电池阵1021进行分流，然后再为运载火箭末级留轨应用系统供电、同时为所述蓄电池组1022充电。

当所述太阳电池阵1021的输出功率小于运载火箭末级留轨应用系统的总需求时，所述电源控制器关闭所述太阳电池阵1021的输入，并控制所述蓄电池组1022为运载火箭末级留轨应用系统供电；所述太阳电池阵1021的输入关闭后，若经过一定延时，当所述太阳电池阵1021的输出功率恢复到大于运载火箭末级留轨应用系统的总需求，或者大于运载火箭末级留轨应用系统的总需求和所述蓄电池组1022的充电功率需求时，则所述电源控制器再次开启所述太阳电池阵1021的输入。

在阴影区或者光照不足以提供电能时，由所述蓄电池组1022和外接的一次电源为运载火箭末级留轨应用系统提供电能补给。

图4是测控分系统组成框图。

如图4所示，所述测控分系统103包括测控应答机、至少两个天线和高频电缆，主要实现整星的遥控(上行)、遥测(下行)功能。测控分系统103是由生命维持系统控制单元101控制，通过总线传输接收生命维持系统控制单元101和星务分系统201发送的下行数据，进行调制并下传至地面站，实现星上状态监视与数据下传；接收并解调地面站发送的上行遥控指令与注数，传送给生命维持系统控制单元101，实现整星的控制信息上注。

所述测控应答机是所述测控分系统103的核心部分。传统航天飞行器的测控应答机重量达数公斤甚至数十公斤，不适用于运载火箭末级留轨应用系统，本申请中采用现代通信、电子理论，简化测控分系统103的体积结构，采用高集成度、微小型器件减少重量和体积，完成测控应答机的设计。

本申请中，所述测控应答机包括接收机模块1033、基带处理模块1034、发射机模块1035和电源模块1036。所述接收机模块1033的输入端通过高频电缆1032与第一天线1031相连接，所述接收机模块1033的输出端与所述基带处理模块1034的输入端相连接，所述基带处理模块1034的输出端与所述发射机模块1035的输入端相连接，所述发射机模块1035的输出端通过高频电缆1032与第二天线1037相连接；所述电源模块1036分别为所述接收机模块1033、所述发射机模块1035和所述基带处理模块1034供电。

具体地，所述接收机模块1033接收上行射频信号，进行滤波、低噪声放大、AD转换处理后，将处理后的上行中频信号输出至所述基带处理模块1034，所述上行射频信号包括所述上行遥控指令和注入数据；所述基带处理模块1034将所述上行中频信号进行解调后，输出至所述生命维持系统控制单元101。

所述基带处理模块1034接收所述生命维持系统控制单元101发送的所述下行遥测信号、以及所述星务分系统201发送的星上数据，输出至所述发射机模块1035进行DA转换、滤波放大、功放处理，生成下行射频信号并向地面站发送。

如图2所示，所述姿轨控分系统202，由所述能源分系统102实现供配电及热控控制，由所述星务分系统201控制，获取运载火箭末级留轨应用系统的状态信息、完成姿态控制与轨道控制计算。

所述姿轨控分系统202包括至少一套姿轨控执行机构以及对应的姿轨控测量机构；其中，所述姿轨控执行机构包括、但不限于飞轮、磁力矩器和推进器中的一种或几种；所述姿轨控测量机构包括、但不限于太阳敏感器、GPS、惯性测量单元IMU中的一种或几种。

所述姿轨控执行机构配备三轴飞轮和单轴飞轮为所述姿轨控分系统202的主要部件，配置磁力矩器为辅助手段，分别沿运载火箭末级留轨应用系统的俯仰轴、滚动轴、偏航轴安装。正常稳态控制模式下，磁力矩器用于飞轮的角动量卸载。

所述姿轨控测量机构配备GPS实现轨道近地点定位。所述GPS通过GPS接收天线接收GPS卫星L1频点的信号，并对接收到的信号进行解调、解算，输出定位信息、时间信息给所述星务分系统进行计算。此外，所述姿轨控测量机构具备三轴磁强计，实现三轴姿态角速度及加速度的检测，结合太阳敏感器确定卫星姿态。

图5是姿轨控分系统组成框图。如图5所示，在一种更优选实施例中，所述姿轨控分系统202包括两套结构相同的姿轨控执行机构2021以及对应的姿轨控测量机构2022，分别记为主姿轨控执行机构、主姿轨控测量机构，以及备姿轨控执行机构、备姿轨控测量机构。其中，主姿轨控执行机构、主姿轨控测量机构组成姿轨控分系统主份，备姿轨控执行机构、备姿轨控测量机构组成姿轨控分系统备份。

所述主姿轨控执行机构，包括：主磁力矩器A、主飞轮A和主推进器A；

所述主姿轨控测量机构，包括：主GPS A、主太阳敏感器A和主惯性测量单元IMU A；

所述备姿轨控执行机构，包括：备磁力矩器B、备飞轮B和备推进器B；

所述备姿轨控测量机构，包括：备GPS B、备太阳敏感器B和备惯性测量单元IMU B；

所述星务分系统201控制所述主磁力矩器A、所述备磁力矩器B实现角动量卸载；控制所述主飞轮A、所述备飞轮B实现姿态控制；控制所述主推进器A、所述备推进器B实现轨道调整；控制所述主GPS A、所述备GPS B实现轨道测量；控制所述主太阳敏感器A、所述备太阳敏感器B实现姿态测量；控制所述主惯性测量单元IMU A实现角速度检测；控制所述从惯性测量单元IMU B实现加速度检测。

星务分系统201负责载荷分系统301及姿轨控分系统202的数据采集、存储和处理，对微纳飞行器在轨任务进行规划与管理、星上数据有效传递和集中处理、协调。

如图2所示，所述星务分系统201，与所述能源分系统102、所述测控分系统103、所述生命维持系统控制单元101、所述姿轨控分系统202和所述载荷分系301统进行信息交换与传输，实现对所述姿轨控分系统202和所述载荷分系统301的数据采集、存储，将采集到的星上数据按照约定格式通过数据总线发送给所述测控分系统103，并通过所述测控分系统103下传至地面站；响应所述生命维持系统控制单元101通过所述测控分系103接收到的所述上行遥控指令和注入数据，完成指令解析和执行；向所述能源分系统102发送配电控制指令和热控控制指令，控制所述能源分系统102对所述载荷分系统301进行供配电及热控控制。

在一种优选实施例中，如图6所示，所述星务分系统201包括：

信号采集单元，所述信号采集单元包括通信连接的传感器和信号处理模块，完成对所述姿轨控分系统202和所述载荷分系统301的信号采集；所述传感器包括、但不限于光传感器、温度传感器、压力传感器、声音传感器中的一种或几种；

至少一个双核CPU单元，所述双核CPU单元包括通信连接的ADC模块和存储模块，以及双核CPU；所述ADC模块的输入端与所述信号处理模块的输出端相连接，将采集的模拟信号转换为数字信号，并存入所述存储模块。

在一种更优选实施例中，所述双核CPU单元采用双机冷热备份设计，记为双核CPU主机2011和双核CPU备机2012，双核CPU主机2011和双核CPU备机2012通过总线通信，完成与所述载荷分系统301、所述姿轨控分系统202、所述生命维持系统控制单元101以及所述测控分系统103的信息交互。所述双核CPU采用支持FPU的ARM Cortex-R4F内核，具备双核锁步容错能力，最高主频180MHz，实现了数据采集、实时运算、控制系统工作状态、数据处理、遥测数据下传等功能。

基于双机工作的双核CPU单元的工作模式如下表所示。

表1双冗余的双核CPU单元工作模式

如上表所示，一共有四种工作模式：

状态1：双核CPU主机开机、双核CPU备机关机，控制权在双核CPU主机；

状态2：双核CPU主机开机、双核CPU备机开机，控制权在双核CPU主机；

状态3：双核CPU主机开机、双核CPU备机开机，控制权在双核CPU备机；

状态4：双核CPU主机关机、双核CPU备机开机，控制权在双核CPU备机。

双机冷热备份的双冗余系统架构确保了星务分系统的可靠性。

工作原理：

当能源分系统的输出功率大于或等于生命维持系统的需求，但小于生命维持系统加任务管理系统的总需求时，所述生命维持系统的生命维持系统控制单元控制所述能源分系统为任务管理系统的星务分系统和姿轨控分系统断电，运载火箭末级留轨应用系统工作于最小系统；

当能源分系统的输出功率大于或等于生命维持系统加任务管理系统的总需求，且小于生命维持系统、任务管理系统加应用任务系统的总需求时，所述生命维持系统控制单元控制所述能源分系统为所述星务分系统和所述姿轨控分系统供电，实现对所述星务分系统、所述姿轨控分系统的配电和热控控制，唤醒任务管理系统进行工作；

当能源分系统的输出功率大于或等于生命维持系统、任务管理系统加应用任务系统的总需求时，所述星务分系统控制所述能源分系统为应用任务系统的载荷分系统供电，实现对所述载荷分系统的配电和热控控制，唤醒所述应用任务系统进行工作。

最小系统的明确和划分，确立了运载火箭末级留轨应用系统正常工作的最小工况，在能源供给不足，特别是发生能源危机时，系统工作在最小功耗模式，确保了运载火箭末级留轨应用系统在轨能源安全和工作的可靠性。

以上对本发明的具体实施例进行了详细描述，但其只是作为范例，本发明并不限制于以上描述的具体实施例。对于本领域技术人员而言，任何对本发明进行的等同修改和替代也都在本发明的范畴之中。因此，在不脱离本发明的精神和范围下所作的均等变换和修改，都应涵盖在本发明的范围内。

Claims (10)

1.一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，其特征在于，包括：

——生命维持系统，所述生命维持系统包括测控分系统、能源分系统和生命维持系统控制单元；

所述生命维持系统控制单元，分别与所述能源分系统和所述测控分系统通信连接，向所述能源分系统发送配电控制指令和热控控制指令，向所述测控分系统发送收发切换指令及下行遥测信号，接收所述测控分系统发送的上行遥控指令与注入数据；

所述能源分系统，接收所述生命维持系统控制单元输出的配电控制指令和热控控制指令，采用太阳电池阵与蓄电池组联合供电，实现对运载火箭末级留轨应用系统的供配电及热控控制；

所述测控分系统，接收所述生命维持系统控制单元发送的收发切换指令并做出相应动作；接收所述生命维持系统控制单元发送的下行遥测信号，进行调制并发送至地面站；接收所述地面站发送的上行遥控指令和注入数据，进行解调并传送给所述生命维持系统控制单元；

——任务管理系统，所述任务管理系统包括星务分系统和姿轨控分系统；

所述姿轨控分系统，由所述能源分系统实现供配电及热控控制，用于获取运载火箭末级留轨应用系统的状态信息、完成姿态控制与轨道控制计算；

所述星务分系统，与所述能源分系统、所述测控分系统、所述生命维持系统控制单元和所述姿轨控分系统进行信息交换与传输，实现对所述姿轨控分系统的数据采集、存储，将采集到的星上数据按照约定格式通过数据总线发送给所述测控分系统，并通过所述测控分系统下传至地面站；响应所述生命维持系统控制单元通过所述测控分系统接收到的所述上行遥控指令和注入数据，完成指令解析和执行；向所述能源分系统发送配电控制指令和热控控制指令，控制所述能源分系统对运载火箭末级留轨应用系统的指定的负载进行供配电及热控控制。

2.根据权利要求1所述的一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，其特征在于：所述能源分系统包括所述太阳电池阵、所述蓄电池组和电源控制器；其中，

所述太阳电池阵，用于将太阳能转化为电能后为所述蓄电池组充电或输出供负载用电，包括至少两个相互并联的太阳能电池单元，每个太阳能电池单元由设定数量的太阳能电池片串联构成；

所述蓄电池组，用于存储所述太阳电池阵转化的电能或输出电能为负载供电，包括若干个蓄电池，相邻两个蓄电池之间两两并联；

所述电源控制器，用于调节及稳定所述太阳电池阵、所述蓄电池组和负载之间的电流或电压传输；所述电源控制器内设有太阳电池阵连接端、蓄电池组连接端以及至少一个负载连接端；所述电源控制器通过所述太阳电池阵连接端与所述太阳电池阵的电极电连接，接收所述太阳电池阵的供电；所述电源控制器通过所述蓄电池组连接端与所述蓄电池组的电极电连接，接收所述蓄电池组的放电；所述电源控制器通过负载连接端分别独立地与运载火箭末级留轨应用系统的负载相连接；

所述电源控制器为负载供电的各个供电通道上设置有电子开关，所述电子开关在所述生命维持系统控制单元、和/或所述星务分系统的控制下进行开合动作，实现对运载火箭末级留轨应用系统的负载的供电通断、和/或对运载火箭末级留轨应用系统的负载中的加热片的供电通断。

3.根据权利要求2所述的一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，其特征在于：所述电子开关的输出端还与所述蓄电池组的加热片相连接，根据所述生命维持系统控制单元发送的热控控制指令，控制所述蓄电池组的加热片的供电通断。

4.根据权利要求1所述的一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，其特征在于：所述测控分系统包括测控应答机、至少两个天线和高频电缆；所述测控应答机包括接收机模块、发射机模块、基带处理模块和电源模块；

所述接收机模块的输入端通过高频电缆与一天线相连接，所述接收机模块的输出端与所述基带处理模块的输入端相连接，所述基带处理模块的输出端与所述发射机模块的输入端相连接，所述发射机模块的的输出端通过高频电缆与另一天线相连接；所述电源模块分别为所述接收机模块、所述发射机模块和所述基带处理模块供电；

所述接收机模块接收上行射频信号，进行滤波、低噪声放大、AD转换处理后，将处理后的上行中频信号输出至所述基带处理模块，所述上行射频信号包括所述上行遥控指令和注入数据；所述基带处理模块将所述上行中频信号进行解调后，输出至所述生命维持系统控制单元；

所述基带处理模块接收所述生命维持系统控制单元发送的所述下行遥测信号，输出至所述发射机模块进行DA转换、滤波放大、功放处理，生成下行射频信号并向地面站发送。

5.根据权利要求1所述的一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，其特征在于，所述星务分系统包括：

信号采集单元，所述信号采集单元包括通信连接的传感器和信号处理模块，完成对所述姿轨控分系统的信号采集；

至少一个双核CPU单元，所述双核CPU单元包括通信连接的ADC模块和存储模块，以及双核CPU；所述ADC模块的输入端与所述信号处理模块的输出端相连接，将采集的模拟信号转换为数字信号，并存入所述存储模块。

6.根据权利要求5所述的一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，其特征在于：所述双核CPU单元采用双机冷热备份设计。

7.根据权利要求5所述的一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，其特征在于：所述传感器包括、但不限于光传感器、温度传感器、压力传感器、声音传感器中的一种或几种。

8.根据权利要求1所述的一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，其特征在于：所述姿轨控分系统包括至少一套姿轨控执行机构以及对应的姿轨控测量机构；其中，

所述姿轨控执行机构包括、但不限于飞轮、磁力矩器和推进器中的一种或几种；

所述姿轨控测量机构包括、但不限于太阳敏感器、GPS、惯性测量单元IMU中的一种或几种。

9.根据权利要求8所述的一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，其特征在于：所述姿轨控分系统包括两套结构相同的姿轨控执行机构以及对应的姿轨控测量机构，分别记为主姿轨控执行机构、主姿轨控测量机构，以及备姿轨控执行机构、备姿轨控测量机构；

所述主姿轨控执行机构，包括：主磁力矩器A、主飞轮A和主推进器A；

所述主姿轨控测量机构，包括：主GPS A、主太阳敏感器A和主惯性测量单元IMU A；

所述备姿轨控执行机构，包括：备磁力矩器B、备飞轮B和备推进器B；

所述备姿轨控测量机构，包括：备GPS B、备太阳敏感器B和备惯性测量单元IMU B；

所述星务分系统控制所述主磁力矩器A、所述备磁力矩器B实现角动量卸载；控制所述主飞轮A、所述备飞轮B实现姿态控制；控制所述主推进器A、所述备推进器B实现轨道调整；控制所述主GPS A、所述备GPS B实现轨道测量；控制所述主太阳敏感器A、所述备太阳敏感器B实现姿态测量；控制所述主惯性测量单元IMU A实现角速度检测；控制所述从惯性测量单元IMU B实现加速度检测。

10.根据权利要求1所述的一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，其特征在于：所述一种高可靠运载火箭末级留轨应用系统架构，还包括应用任务系统，所述应用任务系统包括载荷分系统，所述载荷分系统分别与所述能源分系统和所述星务分系统相连接；

所述能源分系统在所述星务分系统的控制下实现对所述载荷分系统的供配电及热控控制；

所述星务分系统对所述载荷分系统进行数据采集、存储，并将采集到的星上数据通过所述测控分系统下传至地面站。