CN110187657A - 一种机电一体化智能背板卫星架构 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种机电一体化智能背板卫星架构，包括智能背板，其采用三明治的结构形式，包括上蜂窝板、中间蜂窝板和下蜂窝板，它们之间采用不同形式的背板连接件通过螺栓连接在一起；板内电子设备安装在设置在中间蜂窝板里的安装槽中，安装槽之间开有走线槽，板内电子设备之间的电缆通过走线槽进行布线；上下蜂窝板同中间蜂窝板采用胶接的形式进行连接；板内电子设备做成MCM多功能结构形式或者单板PCB的形式，板内电子设备各部分之间通过电源线、电缆、光纤连接。本发明淘汰了大体积组件并使数据传输和功率分配网络等分系统进行集成，将电子设备埋入复合材料形成机电一体化的智能背板，卫星系统重量轻、组装简单、测试调试方便、快捷。

Description

一种机电一体化智能背板卫星架构

技术领域

本发明涉及航天、光学、机械、电子、信息处理等，属于卫星产品实用技术领域，尤其涉及一种机电一体化智能背板卫星架构。

背景技术

在传统的航天器中，结构功能、热控制功能和电子功能是各自独立的设计单元；结构支撑的承载板、框架以及外壳，热控制的散热器和冷却板以及电子设备的黑盒子，这些单一功能单元在航天器最后装配时用螺钉装配到一起，单元之间的功率分配和信号传输通过连接器和成捆电缆实现，这些电缆和连接器主要由大量体积包装组成，他们不具备电子功能而只是提供结构支撑并允许在总装和测试时调试的需要；但该种设计方案难以满足未来航天器对轻质化、小型化、低功耗、快速设计、快速集成、快速测试等发展需求。

中国专利201420013567.8公开了一种智能光缆交接箱，属于通信设备技术领域，包括箱体、固定连接在箱体底部的底座、固定安装在箱体内的内部机架，所述内部机架上安装有智能熔配业务板、主控单元(MPU)、电子标签识别板、智能背板、智能盒式封装光分路器和停泊单元等；其中，电子标签识别板和智能背板分别与主控单元相连，智能熔配业务板通过智能背板与主控单元相连。采用上述结构的智能光缆交接箱除了具有传统光缆交接箱的熔接、分光和配线功能外，通过与智能管理终端与网管系统的交互，可实现光纤连接信息的自动录入和管理，保证资源管理系统信息的准确无误和及时同步。201810863093.9公开了一种新型远程交换机控制装置，包括壳体、FDDI接口、网线接口和远程电源控制系统；壳体由板材组合形成，板材包括面板、背板和若干侧板，面板的四周外表面固定安装有防干扰磁环；FDDI接口设置于所述壳体的侧面，FDDI接口的一侧嵌入设置于壳体内，并与壳体固定连接，FDDI接口的一侧设有适配器，网线接口设置于所述FDDI接口的对侧，远程电源控制系统包括控制模块、信号发射模块、信号接收模块、电源开关控制模块。本交换机可以适应更多应用场合；并具有显著的效率优势和简便性优势，实现了交换机控制的远程化，既可以根据工作时间段自动接通和切断交换机电源，又能够通过接收无线遥控信号执行远程操作，可以大大减少电能的消耗，降低企业运营成本。201610868356.6公开了一种分布式区域互联网安全防护系统，属于网络安全技术领域，其包括远程管理维护系统和本地系统，本地系统包括安防系统主机、管理机、专用网络设备以及无线接入设备。本发明能够对分布在不同地理位置上多个特定区域内互联网用户、上网终端、接入网络和流量信息进行安全防护和综合管理，保障区域内的互联网用户、网络不受恶意侵犯，有效地保护了网络使用者的隐私和信息安全，非常适合政府、军队、商业公司等对信息安全有较高要求的部门使用。但现有技术中大部分没有提到利用智能背板里面的电子控制系统来进行电路控制，并且存在着智能背板没有采用蜂窝结构，不能保证舱内外压力的平衡，控制系统协同作用不强的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例的目的在于提供一种机电一体化智能背板卫星架构，以使上述问题得到改善。

为了实现上述目的，本发明实施例采用如下技术方案实现：

一种机电一体化卫星构型的智能背板，采用三明治的结构形式，包括上蜂窝板、中间蜂窝板和下蜂窝板，它们之间采用不同形式的背板连接件通过螺栓连接在一起；

所述中间蜂窝板开有电子设备安装槽，板内电子设备安装在安装槽中，安装槽之间开有走线槽，板内电子设备之间的电缆通过走线槽进行布线；

所述背板连接件包括背板连接件a、背板连接件b、背板连接件c、背板连接件d；

所述背板连接件a、背板连接件b、背板连接件c、背板连接件d中的任意两种或两个同种的背板连接件通过螺栓与上蜂窝板、中间蜂窝板和下蜂窝板连接在一起；

所述机电一体化多功能结构智能背板的上蜂窝板、下蜂窝板内表面，进行板内电子设备的安装以及热控、电磁屏蔽涂层，中间蜂窝板为结构框架以及主支撑蜂窝结构；

上下蜂窝板同中间蜂窝板采用胶接的形式进行连接；

所述板内电子设备做成MCM多功能结构形式或者单板PCB的形式，安装在下蜂窝板上，结构容纳在安装槽中；MCM、PCB板之间通过柔性PCB连接，所述板内电子设备采用平铺的结构形式；锂电池组以及其他设备也通过螺钉安装在下蜂窝板结构中或者结构框架上；

所述板内电子设备各部分之间通过电源线、电缆、光纤连接。

优选的，所述智能背板为标准形式，所述背板连接件的种类包括端面、水平、垂直、倾斜即背板连接件a、背板连接件b、背板连接件c、背板连接件d的形式；

每两个智能背板之间通过所述背板连接件连接后可以进行水平面积的扩大或者垂直、倾斜方向的安装。

优选的，所述智能背板之间的走线通过接插件安装，并固定在背板连接件中。

优选的，所述蜂窝板采用碳蒙皮铝蜂窝夹芯结构，蜂窝结构形状为六边形、长方形、方型中的一种或多种；

优选的，所述蜂窝结构为正六边形，采用有孔蜂窝。

优选的，蜂窝之间的连接以及安装固定件采用后埋方式，先在蜂窝夹层结构板上加上孔，将埋件胶结于工艺板上后，连同埋件埋入蜂窝夹层结构板内并灌胶和固化，去掉上工艺板并清洗，完成后埋。

优选的，所述埋件上下凸缘和中间为空心，中间包括带螺纹的圆柱体，上下两个凸缘与树脂能固化；

所述上凸缘左右两侧有两个小孔，一个用作注射充填的树脂，另一个用于排气和溢胶；

所述埋件下端凸缘两侧切去一部分，形成反旋面。

一种机电一体化智能背板卫星架构，包括智能背板、侧面五块支撑蜂窝板构成的两个卫星舱体；

储箱以及相关的载荷设备固定安装在卫星舱体内，卫星的微波天线、相机光学镜头、星敏感器、太阳敏感器等固定安装在卫星舱外；

卫星平台的板内电子设备安装在智能背板中，通过无线接口同卫星载荷、舱内传感器互联；

太阳翼采用折叠形式安装在侧面的支撑蜂窝板上，发射后火工品解锁后通过铰链展开；推力器与水平方向上左侧支撑蜂窝板固定连接。

优选的，所述智能背板中的板内电子设备能实现卫星管理、电源管理功能、热管理功能；

所述板内电子设备包括星务管理单元、姿轨控分系统、能源管理单元、数传分系统；

卫星电子系统架构包括板内电子设备、推进系统、相机、相控阵、情报生成单元、测控系统，卫星电子系统架构互联为基于三总线的互联框架；

所述推进系统包括智能接口模块、二次电源模块、SPA-X，所述推进系统控制推力器、阀门和流量计，从而完成推进工作；

所述姿轨控分系统包括智能接口模块、二次电源模块、SPA-X，所述姿轨控分系统连接飞轮、陀螺、星敏元件、GPS系统等控制卫星轨道和姿态；

所述数传分系统包括智能接口模块、二次电源模块、数据存储与复接模块、数字信号处理模块，所述数传分系统通过调制模块与天线连接，与地面进行数据反馈；

所述相控阵通过SPA-X与总线相连，对外与天线相连；天线能够发送和接收微波信号并进行数据处理。

所述能源管理单元包括智能配电、能源管理、SPA-X；

所述星务管理单元包括二次电源模块、SPA-X、计算机模块；

所述情报生成单元包括二次电源模块、SPA-X、情报处理模块；

所述测控系统包括二次电源模块、SPA-X、指令译码模块、信号处理模块；对外与天线相连；

所述三总线包括控制总线、高速数据总线和电源线，标准模块都连接在控制总线上，遥控指令和遥测信息通过控制总线传递；非智能设备如推力器、星敏感器等通过智能接口单元转换为标准的总线接口；

电子系统各单机供电由PCDU采用集中配电方式给出一次电源，各模块由二次电源模块采用集中配电方式配电，设备间采用标准接口，互联少，采用SPA接口实现设备即插即用功能。

所述低速信号通过安装在支撑蜂窝板和智能背板内外壁上的温度传感器、低频振动传感器、高频振动传感器、压力传感器等传感设备之间传输的传感信号来为各分系统采集生成并向星务管理单元传输数据，星务管理单元里的星务处理系统发送指令数据。

智能背板的电子设备内部的互联采用了基于FC架构以及PON技术的光纤总线FC-AE-1553，基于PON的FC-AE-1553包括网络控制器NC，网络监视器NM，若干网络终端NT，兼容1553B总线的桥设备BG以及光纤分配网ODN；

智能背板组成的卫星舱内具有多种载荷设备、在各处分布有多种类型的传感器；考虑连接的节点数和通讯速率要求，与舱内低速电子设备采用WiFi通信方式；与舱内传感器互联采用Zigbee通信方式，进行分布式传感器信息交互，与舱内高速电子设备采用激光通信的方式，进行相机等高速信号之间的互联。

一种机电一体化智能背板卫星架构的运行实施过程，包括：

(1)卫星安装在运载火箭上，当火箭发射进入预定轨道后，卫星与火箭分离，卫星成为独立的空间物体，此时通过测控通道，完成卫星控制系统的启动，完成速率阻尼、对日定向、太阳帆板展开，进行推进系统的接通等，然后控制推进系统进行轨道机动，前往停泊轨道；

(2)进入停泊轨道后，卫星开始进行平台性能在轨测试，由星务管理单元中的故障诊断系统进行整星状态的监测、测试，进行在轨故障的隔离和修复；

(3)卫星平台测试完毕后，进行轨道机动，进入工作轨道，此时卫星进入工作状态，由星务管理单元进行整星任务的管理，由能源管理单元进行能源的管理，由姿轨控分系统完成轨道和姿态的控制，各分系统通过智能背板中的光总线进行互联；而舱内的传感器信号通过ZigBee无线接口送入星务管理单元，进行整星健康状态的观测，而星敏感器、GPS以及阀门等舱内设备通过Wifi同智能接口模块进行互联，发送状态信息和控制指令，完成整星状态的控制；

(4)卫星平台工作正常后，进行有效载荷如相机、相控阵天线的开机测试，并进入工作状态；产生的图像等数据通过光总线传输到数传分系统，并通过数传天线分发到地面测控站进行数据处理；

(5)对于大容量的图像、雷达等数据，由情报生成单元进行星上数据的智能处理，进行目标的识别等，将生成的情报通过测控系统或者数传系统进行下传；

(6)卫星进入长期运行状态，由姿轨控分系统通过推力器进行轨道的维持，由星务管理单元进行整星健康状态的检测和维护。

本发明的技术方案至少具有如下优点和有益效果：

1)采用机电一体化多功能结构智能背板29作为卫星舱壁，由于采用具有很高的比强度与比刚度、高的弯曲强度的蜂窝结构；大大改善了结构的受力情况，由于做成整体结构，可减少装配工作，并且可以作为卫星的主承力结构。采用三明治结构的蜂窝夹层设计方式，可在上下蜂窝板7进行热设计、电磁兼容设计，可有效对智能背板29中的电子设备进行有效防护，并且维修简单方便。

2)智能背板29设计成标准大小的结构形式，可以方便采用不同的背板连接件1进行结构的安装，能够进行结构的快速、方便连接，可以进行智能背板29大小的拼接以及卫星的组装，使卫星的制造变成模块化组装的形式，简化了卫星研制周期。

3)智能背板29中集成了卫星星务管理单元、能源管理单元、姿轨控分系统、热管理单元、载荷等星载电子设备，具备了卫星的综合管理能力，智能背板29成为机电一体化的具有一定智能的设备；智能背板29中电子设备采用基于PON的FC-AE-1553光总线接口进行互联，具有良好的抗干扰能力，以及高速数据传输速率传输能力。电子设备具有即插即用功能，可实现卫星功能部件上电后自动被星载计算机识别、分配硬件资源、加载驱动程序、建立通讯链接等功能,在此基础上可实现星务软件根据功能部件的动态配置完成软件重构等，实现电子设备的快速检测和配置。

4)智能背板29中卫星电子设备采用多功能结构的形式，采用多芯片组件(MCM 4)形式，将多个半导体集成电路元件以裸芯片的状态搭载在不同类型的靠线板上，经整体封装而构成的多芯片组件，简化设备重量、降低功耗、增加可靠性。也可采用PCB进行平铺安装的形式，沿用成熟的设计；MCM 4或者PCB的之间的互联可以采用柔性PCB 5或者总线的方式。

5)针对星内数据的互联，根据传输的速率和连接的节点数，采用了多种无线互联方式，采用WiFi通信方式进行电子设备的互联；采用Zigbee通信方式进行舱内分布式、数量较多的传感器互联。采用采用激光通信的方式进行舱内高速通信电子设备的点对点传输，传输形式的多样化，满足不同卫星舱内电子设备互联的应用需求。

6)采用标准的机电一体化智能背板29以及背板连接件1，简化了卫星舱体的安装，节省了舱体空间，可以携带更多的燃料，提高卫星寿命。

7)电气、结构、热功能一体化设计和MCM 4技术的应用，极大地减轻了传统电子设备机箱以及连接电缆和连接器等附件的体积和重量；电子设备无线接口以及即插即用技术的使用，简化了卫星调试和测试过程，节省AIT阶段的测试时间；

8)一体化结构的设计以及模块化保护层的设计实现了对电子设备的整体屏蔽，减少了电子设备与外界间的电磁干扰；

9)柔性电路板(FCB)以及柔性跨接线的使用满足大型的无引脚表面安装技术，有效减少了机械应力现象，解决了传统电路焊点的热机疲劳问题，并增强了电子设备对振动环境的适应性；

10)专门的热控制设计使得微型电子设备能够独立工作于带有内置热控制器的飞行器结构面板(壁)中。

11)本发明提出的一种机电一体化多功能结构智能背板，淘汰了大体积组件(机箱、电缆和连接器)并使诸如数据传输和功率分配网络、指令和数据处理分系统、热控制和载荷处理电子分系统进行集成，将电子设备埋入复合材料从而形成机电一体化的智能背板。

12)智能背板具有一定的承载能力，通过机械接口可以快速连接组装成卫星，通过无线接口、即插即用功能可以快速连接外部电子设备和传感器，简化了测试调试时间；该卫星系统具有重量轻、组装简单、测试调试方便、快捷，飞行器舱内空间大，可容纳更多燃料，并且研发周期短、可靠性高等特点，结构新颖。

附图说明

图1—机电一体化智能背板结构组成图；

图2—智能背板结构扩展图；

图3—不同类型智能背板连接件(a)-(d)全剖视图；

图4—后埋技术中埋件装配前其配合部分示意图(a)；后埋技术埋孔生成示意图(b)；

图5—机电一体化智能背板卫星架构的卫星电子系统架构图；

图6—星内信息流图；

图7—智能背板光总线系统组成图；

图8—基于智能背板的卫星系统组成的主视图(a)，左视图(b)；

图9—基于智能背板的卫星系统组成的俯视图；

图10—基于智能背板的卫星展开状态；

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行说明。

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。

因此，以下对本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的部分实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”、“背面”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系。这类术语仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

还需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1所示，本实施例提供用于一种机电一体化卫星构型的智能背板，采用三明治的结构形式，包括上蜂窝板2、中间蜂窝板3和下蜂窝板7，它们之间采用不同形式的背板连接件通过螺栓连接在一起；

所述中间蜂窝板3开有电子设备安装槽9，板内电子设备8安装在安装槽9中，安装槽9之间开有走线槽10，板内电子设备8之间的电缆通过走线槽10进行布线；

作为本发明的一个优选的实施例，所述背板连接件包括背板连接件a 1、背板连接件b 12、背板连接件c 16、背板连接件d 17；

所述背板连接件a 1、背板连接件b 12、背板连接件c 16、背板连接件d 17中的任意两种或两个同种的背板连接件通过螺栓与上蜂窝板2、中间蜂窝板3和下蜂窝板7连接在一起；

作为本发明的一个优选的实施例，所述机电一体化多功能结构智能背板的上蜂窝板2、下蜂窝板7内表面，进行板内电子设备的安装以及热控、电磁屏蔽涂层，中间蜂窝板3为结构框架以及主支撑蜂窝结构；上下蜂窝板同中间蜂窝板3采用胶接的形式进行连接；

进一步的，所述板内电子设备8做成MCM多功能结构形式或者单板PCB的形式，安装在下蜂窝板7上，结构容纳在安装槽9中；MCM 4、PCB板6之间通过柔性PCB 5连接，所述板内电子设备8采用平铺的结构形式；锂电池组11以及其他设备也通过螺钉安装在下蜂窝板7结构中或者结构框架上；

所述板内电子设备8各部分之间通过电源线、电缆、光纤连接。

如图1，3所示，智能背板29为标准形式，每两个智能背板29(即智能背板a和智能背板b)之间通过背板连接件连接后可以进行水平面积的扩大或者垂直、倾斜方向的安装(如图2)；

如图2所示，所述智能背板29之间的走线通过接插件14安装，并固定在背板连接件中；

如图3所示，所述背板连接件的种类包括端面1、水平12、垂直16、倾斜17即背板连接件a 1、背板连接件b 12、背板连接件c 16、背板连接件d 17等多种形式。

进一步的，所述背板连接件包括背板连接件a 1、背板连接件b 12、背板连接件c16、背板连接件d 17中的任意两种或两个同种部件；

优选的，所述背板连接件a 1、背板连接件b 12、背板连接件c 16、背板连接件d 17分别是工、的外形；

作为本发明的一个作为本发明的一个优选的实施例，所述蜂窝板采用碳蒙皮铝蜂窝夹芯结构，蜂窝结构形状有六边形、长方形、方型中的一种或多种；

作为本发明的一个优选的实施例，蜂窝结构为正六边形，采用有孔蜂窝；

六边形蜂窝的几何参数，一般是以边长确定，常用3mm，4mm，5mm三种；蜂窝结构包括有孔和无孔的两种；有工艺孔的蜂窝，强度低于无孔蜂窝，但是可以很容易的保证蜂房内外压力的平衡；在卫星结构中，蜂窝结构处于高真空状态，无孔蜂窝内部会形成正压力，导致面板外鼓，与蜂窝剥离，因此采用有孔蜂窝。

作为本发明的一个优选的实施例，蜂窝之间的连接以及安装固定件采用后埋方式，先在蜂窝夹层结构板上加上孔，将埋件18胶结于工艺板上后，连同埋件18埋入蜂窝夹层结构板内并灌胶和固化，去掉上工艺板并清洗，完成后埋；

如图4所示，为埋件18示意图，所述埋件18上下凸缘和中间为空心，中间包括带螺纹的圆柱体，上下两个凸缘与树脂固化后，埋件18胶接得更牢靠；

作为本发明的一个优选的实施例，所述上凸缘左右两侧有两个小孔，一个用作注射充填的树脂:另一个用于排气和溢胶。

作为本发明的一个优选的实施例，所述埋件18下端凸缘两侧切去一部分，以形成反旋面以克服扭紧力矩，防止埋件18转动。

作为本发明的一个优选的实施例，智能背板29中的板内电子设备8能实现卫星管理、电源管理功能、热管理功能；

如图5-6所示，作为本发明的一个优选的实施例，所述板内电子设备8包括星务管理单元、姿轨控分系统、能源管理单元、数传分系统；

进一步的，卫星电子系统架构包括板内电子设备、推进系统、相机、相控阵、情报生成单元、测控系统，卫星电子系统架构互联为基于三总线的互联框架；

作为本发明的一个优选的实施例，所述推进系统包括智能接口模块、二次电源模块、SPA-X，所述推进系统控制推力器、阀门和流量计，从而完成推进工作；

进一步的，所述姿轨控分系统包括智能接口模块、二次电源模块、SPA-X，所述姿轨控分系统连接飞轮、陀螺、星敏元件、GPS系统等控制卫星轨道和姿态；

进一步的，所述星敏元件包括星敏感器20、太阳敏感器22；

进一步的，所述数传分系统包括智能接口模块、二次电源模块、数据存储与复接模块、数字信号处理模块，所述数传分系统通过调制模块与天线连接，与地面进行数据反馈；

进一步的，所述相控阵通过SPA-X与总线相连，对外与天线相连；天线能够发送和接收微波信号并进行数据处理。；

进一步的，所述能源管理单元包括智能配电、能源管理、SPA-X；

进一步的，所述星务管理单元包括二次电源模块、SPA-X、计算机模块；

进一步的，所述情报生成单元包括二次电源模块、SPA-X、情报处理模块；

进一步的，所述测控系统包括二次电源模块、SPA-X、指令译码模块、信号处理模块；对外与天线相连；

如图5所示，作为本发明的一个优选的实施例，所述三总线包括控制总线、高速数据总线和电源线，标准模块都连接在控制总线上，遥控指令和遥测信息通过控制总线传递；非智能设备如推力器19、星敏感器20等通过智能接口单元转换为标准的总线接口；

进一步的，有高速数据传输需求的模块如载荷、固存、路由器与AOS数据处理器、载荷数据处理模块等通过高速数据总线互联，保留少数直接指令，大部分指令以数据指令的形式实现。

作为本发明的一个优选的实施例，电子系统各单机供电由PCDU采用集中配电方式给出一次电源，各模块由二次电源模块采用集中配电方式配电，设备间采用标准接口，互联少，采用SPA接口实现设备即插即用功能。

进一步的，如图6所示星内信息流图，依据传输速率的区别，星内数据可分为高速信号和低速信号；所述高速信号主要为相机27与数传设备、相控阵之间传输图像数据；

进一步的，所述低速信号通过安装在支撑蜂窝板24和智能背板29内外壁上的温度传感器、低频振动传感器、高频振动传感器、压力传感器等传感设备之间传输的传感信号来为各分系统采集生成并向星务管理单元传输数据，星务管理单元里的星务处理系统发送指令数据。

如图7所示，智能背板29的电子设备内部的互联采用了基于FC架构以及PON技术的光纤总线FC-AE-1553，该总线协议定义了一种命令/响应式的总线，既具有光纤通道的良好网络能力，又具有MIL-STD-1553B的传统优势，很容易保留与继承1553B网络；其扩展功能包括了足够多的终端数(224)，字数(232)和地址数(232)，其拓扑结构包括仲裁环，交互式等，典型冗余结构有双环与双交互式。

基于PON的FC-AE-1553包括网络控制器NC，网络监视器NM，若干网络终端NT，兼容1553B总线的桥设备BG以及光纤分配网ODN。NC为总线控制器，负责光纤总线调度、管理，是通信的发起者和组织者，所有数据都由NC发送命令帧开始通信过程；NM网络监视器用于选择性的监视网络状态，并在NC发生故障时配置为NC提高系统可靠性；ODN由光纤和光纤耦合器组成，支持多种拓扑结构，可提供高速数据传输速率(﹥1Gbps)，采用交互冗余的方式，并且所有终端都可以配置为网络控制器或者终端，提高了可靠性，节点故障不影响网络使用。光总线总体方案如图6所示，包括NT、NC、光总线节点、耦合器等组成。

智能背板29组成的卫星舱内具有多种载荷设备23、在各处分布有多种类型的传感器；考虑连接的节点数和通讯速率要求，与舱内低速电子设备采用WiFi通信方式；与舱内传感器互联采用Zigbee通信方式，进行分布式传感器信息交互，与舱内高速电子设备采用激光通信的方式，进行相机27等高速信号之间的互联。

如图8-10所示，本发明提供一种机电一体化智能背板卫星架构，包括智能背板29、侧面五块支撑蜂窝板24构成的两个卫星舱体；

储箱21以及相关的载荷设备23固定安装在卫星舱体内，卫星的微波天线26、相机27光学镜头、星敏感器20、太阳敏感器22等固定安装在卫星舱外；

卫星平台的板内电子设备8安装在智能背板29中，通过无线接口同卫星载荷、舱内传感器互联；

太阳翼25采用折叠形式安装在侧面的支撑蜂窝板24上，发射后火工品解锁后通过铰链28展开；推力器19与水平方向上左侧支撑蜂窝板24固定连接；

作为本发明的一个优选的实施例，所述智能背板29包括智能背板a和智能背板b；

如图10所示为机电一体化智能背板的卫星展开状态；

本实施例采用机电一体化智能背板卫星架构的运行实施过程，包括：

(1)卫星安装在运载火箭上，当火箭发射进入预定轨道后，卫星与火箭分离，卫星成为独立的空间物体，此时通过测控通道，完成卫星控制系统的启动，完成速率阻尼、对日定向、太阳帆板展开，进行推进系统的接通等，然后控制推进系统进行轨道机动，前往停泊轨道；

(2)进入停泊轨道后，卫星开始进行平台性能在轨测试，由星务管理单元中的故障诊断系统进行整星状态的监测、测试，进行在轨故障的隔离和修复；

(3)卫星平台测试完毕后，进行轨道机动，进入工作轨道，此时卫星进入工作状态，由星务管理单元进行整星任务的管理，由能源管理单元进行能源的管理，由姿轨控分系统完成轨道和姿态的控制，各分系统通过智能背板29中的光总线进行互联；而舱内的传感器信号通过ZigBee无线接口送入星务管理单元，进行整星健康状态的观测，而星敏感器20、GPS以及阀门等舱内设备通过Wifi同智能接口模块进行互联，发送状态信息和控制指令，完成整星状态的控制；

(4)卫星平台工作正常后，进行有效载荷如相机27、相控阵天线的开机测试，并进入工作状态；产生的图像等数据通过光总线传输到数传分系统，并通过数传天线分发到地面测控站进行数据处理；

(5)对于大容量的图像、雷达等数据，由情报生成单元进行星上数据的智能处理，进行目标的识别等，将生成的情报通过测控系统或者数传系统进行下传；

(6)卫星进入长期运行状态，由姿轨控分系统通过推力器19进行轨道的维持，由星务管理单元进行整星健康状态的检测和维护。

以上实施方案仅用于说明而非限制本发明的技术方案。不脱离本发明精神的任何修改或局部替换，均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (10)

1.一种机电一体化卫星构型的智能背板，其特征在于：采用三明治的结构形式，包括上蜂窝板(2)、中间蜂窝板(3)和下蜂窝板(7)，它们之间采用不同形式的背板连接件通过螺栓连接在一起；

所述中间蜂窝板(3)开有电子设备安装槽(9)，板内电子设备(8)安装在安装槽(9)中，安装槽(9)之间开有走线槽(10)，板内电子设备(8)之间的电缆通过走线槽(10)进行布线；

所述背板连接件包括背板连接件a(1)、背板连接件b(12)、背板连接件c(16)、背板连接件d(17)；

所述背板连接件a(1)、背板连接件b(12)、背板连接件c(16)、背板连接件d(17)中的任意两种或两个同种的背板连接件通过螺栓与上蜂窝板(2)、中间蜂窝板(3)和下蜂窝板(7)连接在一起；

所述机电一体化多功能结构智能背板的上蜂窝板(2)、下蜂窝板(7)内表面，进行板内电子设备的安装以及热控、电磁屏蔽涂层，中间蜂窝板(3)为结构框架以及主支撑蜂窝结构；

上下蜂窝板同中间蜂窝板(3)采用胶接的形式进行连接；

所述板内电子设备(8)做成MCM多功能结构形式或者单板PCB的形式，安装在下蜂窝板(7)上，结构容纳在安装槽(9)中；MCM(4)、PCB板(6)之间通过柔性PCB(5)连接，所述板内电子设备(8)采用平铺的结构形式；锂电池组(11)以及其他设备也通过螺钉安装在下蜂窝板(7)结构中或者结构框架上；

所述板内电子设备(8)各部分之间通过电源线、电缆、光纤连接。

2.根据权利要求2所述的一种机电一体化卫星构型的智能背板，其特征在于：所述智能背板(29)为标准形式，所述背板连接件的种类包括端面(1)、水平(12)、垂直(16)、倾斜(17)即背板连接件a(1)、背板连接件b(12)、背板连接件c(16)、背板连接件d(17)的形式；

每两个智能背板(29)之间通过所述背板连接件连接后可以进行水平面积的扩大或者垂直、倾斜方向的安装。

3.根据权利要求2所述的一种机电一体化卫星构型的智能背板，其特征在于：所述智能背板(29)之间的走线通过接插件(14)安装，并固定在背板连接件中。

4.根据权利要求1所述的一种机电一体化卫星构型的智能背板，其特征在于：所述蜂窝板采用碳蒙皮铝蜂窝夹芯结构，蜂窝结构形状为六边形、长方形、方型中的一种或多种。

5.根据权利要求4所述的一种机电一体化卫星构型的智能背板，其特征在于：所述蜂窝结构为正六边形，采用有孔蜂窝。

6.根据权利要求1所述的一种机电一体化卫星构型的智能背板，其特征在于：蜂窝之间的连接以及安装固定件采用后埋方式，先在蜂窝夹层结构板上加上孔，将埋件(18)胶结于工艺板上后，连同埋件(18)埋入蜂窝夹层结构板内并灌胶和固化，去掉上工艺板并清洗，完成后埋。

7.根据权利要求6所述的一种机电一体化卫星构型的智能背板，其特征在于：所述埋件(18)上下凸缘和中间为空心，中间包括带螺纹的圆柱体，上下两个凸缘与树脂能固化；

所述上凸缘左右两侧有两个小孔，一个用作注射充填的树脂，另一个用于排气和溢胶；

所述埋件(18)下端凸缘两侧切去一部分，形成反旋面。

8.一种机电一体化智能背板卫星架构，其特征在于：包括智能背板(29)、侧面五块支撑蜂窝板(24)构成的两个卫星舱体；

储箱(21)以及相关的载荷设备(23)固定安装在卫星舱体内，卫星的微波天线(26)、相机(27)光学镜头、星敏感器(20)、太阳敏感器(22)等固定安装在卫星舱外；

卫星平台的板内电子设备(8)安装在智能背板(29)中，通过无线接口同卫星载荷、舱内传感器互联；

太阳翼(25)采用折叠形式安装在侧面的支撑蜂窝板(24)上，发射后火工品解锁后通过铰链(28)展开；推力器(19)与水平方向上左侧支撑蜂窝板(24)固定连接。

9.根据权利要求8所述的一种机电一体化智能背板卫星架构，其特征在于：所述智能背板(29)中的板内电子设备(8)能实现卫星管理、电源管理功能、热管理功能；

所述板内电子设备(8)包括星务管理单元、姿轨控分系统、能源管理单元、数传分系统；

卫星电子系统架构包括板内电子设备、推进系统、相机、相控阵、情报生成单元、测控系统，卫星电子系统架构互联为基于三总线的互联框架；

所述推进系统包括智能接口模块、二次电源模块、SPA-X，所述推进系统控制推力器、阀门和流量计，从而完成推进工作；

所述姿轨控分系统包括智能接口模块、二次电源模块、SPA-X，所述姿轨控分系统连接飞轮、陀螺、星敏元件、GPS系统等控制卫星轨道和姿态；

所述数传分系统包括智能接口模块、二次电源模块、数据存储与复接模块、数字信号处理模块，所述数传分系统通过调制模块与天线连接，与地面进行数据反馈；

所述相控阵通过SPA-X与总线相连，对外与天线相连；天线能够发送和接收微波信号并进行数据处理；

所述能源管理单元包括智能配电、能源管理、SPA-X；

所述星务管理单元包括二次电源模块、SPA-X、计算机模块；

所述情报生成单元包括二次电源模块、SPA-X、情报处理模块；

所述测控系统包括二次电源模块、SPA-X、指令译码模块、信号处理模块；对外与天线相连；

所述三总线包括控制总线、高速数据总线和电源线，标准模块都连接在控制总线上，遥控指令和遥测信息通过控制总线传递；非智能设备如推力器(19)、星敏感器(20)等通过智能接口单元转换为标准的总线接口；

电子系统各单机供电由PCDU采用集中配电方式给出一次电源，各模块由二次电源模块采用集中配电方式配电，设备间采用标准接口，互联少，采用SPA接口实现设备即插即用功能；

依据传输速率的区别，星内数据分为高速信号和低速信号；所述高速信号主要为相机(27)与数传设备、相控阵之间传输图像数据；

所述低速信号通过安装在支撑蜂窝板(24)和智能背板(29)内外壁上的温度传感器、低频振动传感器、高频振动传感器、压力传感器等传感设备之间传输的传感信号来为各分系统采集生成并向星务管理单元传输数据，星务管理单元里的星务处理系统发送指令数据；

智能背板(29)的电子设备内部的互联采用了基于FC架构以及PON技术的光纤总线FC-AE-1553，基于PON的FC-AE-1553包括网络控制器NC，网络监视器NM，若干网络终端NT，兼容1553B总线的桥设备BG以及光纤分配网ODN；

智能背板(29)组成的卫星舱内具有多种载荷设备(23)、在各处分布有多种类型的传感器；考虑连接的节点数和通讯速率要求，与舱内低速电子设备采用WiFi通信方式；与舱内传感器互联采用Zigbee通信方式，进行分布式传感器信息交互，与舱内高速电子设备采用激光通信的方式，进行相机(27)等高速信号之间的互联。

10.一种机电一体化智能背板卫星架构的运行实施过程，其特征在于，包括：

(1)卫星安装在运载火箭上，当火箭发射进入预定轨道后，卫星与火箭分离，卫星成为独立的空间物体，此时通过测控通道，完成卫星控制系统的启动，完成速率阻尼、对日定向、太阳帆板展开，进行推进系统的接通等，然后控制推进系统进行轨道机动，前往停泊轨道；

(2)进入停泊轨道后，卫星开始进行平台性能在轨测试，由星务管理单元中的故障诊断系统进行整星状态的监测、测试，进行在轨故障的隔离和修复；

(3)卫星平台测试完毕后，进行轨道机动，进入工作轨道，此时卫星进入工作状态，由星务管理单元进行整星任务的管理，由能源管理单元进行能源的管理，由姿轨控分系统完成轨道和姿态的控制，各分系统通过智能背板(29)中的光总线进行互联；而舱内的传感器信号通过ZigBee无线接口送入星务管理单元，进行整星健康状态的观测，而星敏感器(20)、GPS以及阀门等舱内设备通过Wifi同智能接口模块进行互联，发送状态信息和控制指令，完成整星状态的控制；

(4)卫星平台工作正常后，进行有效载荷如相机(27)、相控阵天线的开机测试，并进入工作状态；产生的图像等数据通过光总线传输到数传分系统，并通过数传天线分发到地面测控站进行数据处理；

(5)对于大容量的图像、雷达等数据，由情报生成单元进行星上数据的智能处理，进行目标的识别等，将生成的情报通过测控系统或者数传系统进行下传；

(6)卫星进入长期运行状态，由姿轨控分系统通过推力器(19)进行轨道的维持，由星务管理单元进行整星健康状态的检测和维护。