多功能集成智能网联卫星架构的制作方法

本发明涉及卫星平台
技术领域：
，尤其涉及一种多功能集成智能网联卫星架构。
背景技术：
：近年来，随着商业航天的兴起，航天事业发展进入到一个新的时代，俄罗斯、美国、加拿大、印度和中国都提出了巨型星座计划，这些巨型星座计划少则包含有数百颗，多则包含有数万颗卫星。例如，以美国spacex公司的starlink星座为代表的巨型低轨星座规划的卫星数量就多达4.2万颗。巨型卫星星座的建设要解决一系列问题，涉及卫星制造、发射和管理多个方面，其中如何提高卫星的生产制造水平，对提高卫星研制速度至关重要。以starlink星座为例，spacex公司对所有的starlink星座卫星采用同构化设计，便于卫星进行批量化生产。然而，虽然同构化设计和生产能够提高卫星的研制速度，但也同时限制了卫星的功能。对于大规模的巨型卫星星座，建设成本巨大，因此要求星座具备多种功能，包括遥感、导航和信息传输功能等。在这种需求下，需要打破传统卫星按分系统单独定制的体系架构，满足极简集成、密集发射部署和多功能适配的需求。对于如何实现卫星模块化、集约化和标准化设计，目前已开展了大量研究。例如，公开号为cn108667507a，
专利名称：为《一种卫星智能化开放式综合电子系统》的中国专利文献公开了一种卫星智能化开放式综合电子系统，该系统定义了通用的综合系统架构，通过中心控制模块、多级总线数据转换模块、低速遥测采集模块和遥控分发模块实现了开放式的基础服务平台，能够通过程序上传进行在轨任务的更新和添加，可根据具体型号的特定需求，解决了现有卫星平台不能快速在轨任务更新的问题。公开号为cn209120367u，
专利名称：为《一种基于cpci架构的卫星通信硬件平台》的中国专利文献公开了一种基于cpci架构的卫星通信硬件平台，该平台采用模块化设计，具有可扩展性、可移植性均较强的优点，整体重量和体积相对于传统的非总线型信号处理平台大大减少。公开号为cn110187657a，
专利名称：为《一种机电一体化智能背板卫星架构》的中国专利文献公开了一种机电一体化智能背板卫星架构，该卫星架构包括智能背板，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；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。该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。发明人发现现有技术至少存在以下问题：虽然，现有的卫星架构采用模块化设计，能够提高卫星的集成度，简化了设计和组装程序，但现有的卫星架构仅仅将卫星看做一个独立的个体，未将其作为巨型卫星星座中的一个功能节点去考虑，缺少多星自主协同、网络互联功能的实现。同时，现有的卫星架构主要面向卫星平台本身的综合电子系统、通信平台和背板架构的设计，没有实现卫星平台与有效载荷二者快速集成，难以满足巨型卫星星座功能多样化和卫星密集研制的设计需求。技术实现要素：为解决上述现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种多功能集成智能网联卫星架构。为此，本发明公开了一种多功能集成智能网联卫星架构，所述卫星架构包括：通过标准对接结构相互连接的平台舱和载荷舱；所述平台舱外部的两侧安装有太阳能电池片，所述平台舱包括相互连接的平台支撑模块和智能网联模块，所述平台支撑模块用于实现卫星的星间通信与测量功能、热控功能、供电功能和遥控遥测功能，所述智能网联模块用于利用所述平台支撑模块和所述载荷舱实现卫星的载荷管理、网络互联和自主协同功能；所述载荷舱内设置有卫星有效载荷，所述卫星有效载荷与所述智能网联模块连接，所述卫星有效载荷用于在所述智能网联模块的控制下执行设定卫星任务。在一些可选的实施方式中，所述平台支撑模块包括：分别与所述智能网联模块连接的星间激光通信与测距单元、热控单元、供配电单元、姿轨控单元和测控单元；所述星间激光通信与测距单元用于在所述智能网联模块的控制下进行卫星的星间通信与测量；所述热控单元用于在所述智能网联模块的控制下进行卫星的热控控制；所述供配电单元用于在所述智能网联模块的控制下对卫星进行供电；所述姿轨控单元用于在所述智能网联模块的控制下对卫星的姿态进行控制；所述测控单元用于在所述智能网联模块的控制下进行卫星的遥测遥控。在一些可选的实施方式中，所述智能网联模块包括：硬件单元和软件单元，所述硬件单元和所述软件单元相互适配以实现卫星的载荷管理、网络互联和自主协同功能。在一些可选的实施方式中，所述硬件单元采用多核cpu搭配加速器的异构处理器架构。在一些可选的实施方式中，所述软件单元采用虚拟机搭配操作系统的结构型式。在一些可选的实施方式中，所述操作系统采用嵌入式操作系统，所述操作系统设置有载荷管理插件、网络互联插件和自主协同插件，所述载荷管理插件用于实现卫星的载荷管理，所述网络互联插件用于实现卫星的网络互联，所述自主协同插件用于实现卫星的自主协同。在一些可选的实施方式中，所述卫星有效载荷包括：多光谱扫描仪、红外扫描仪、合成孔径雷达、超光谱成像仪、和/或遥感信息数传设备。在一些可选的实施方式中，所述平台舱采用立方体舱板式结构。在一些可选的实施方式中，所述太阳能电池片采用体装和展开翼相结合的结构形式对称安装在所述平台舱外部的两侧。本发明的多功能集成智能网联卫星架构将卫星划分为平台舱和载荷舱，平台舱和载荷舱分别进行热控和抗辐射设计，独立完成研制、测试和试验，通过标准对接结构连接，能够便于平台和载荷并行研发和同步组装，实现卫星的极简集成。同时，平台舱采用统一设计，不同功能的载荷舱可以直接更换，能够适应巨型星座卫星功能多样性的需求。此外，将平台舱划分为平台支撑模块和智能网联模块，能够便于卫星的模块化设计和开发，提高研制效率。附图说明此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本发明的一部分，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。在附图中：图1为本发明一实施例的多功能集成智能网联卫星架构的结构原理图；图2为本发明一实施例的多功能集成智能网联卫星架构的外形结构示意图。附图标记说明：1-平台舱、11-平台支撑模块、111-星间激光通信与测距单元、112-热控单元、113-供配电单元、114-姿轨控单元、115-测控单元、12-智能网联模块、121-硬件单元、122-软件单元、2-载荷舱、21-卫星有效载荷、3-太阳能电池片。具体实施方式为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明具体实施例及相应的附图对本发明技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，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，都属于本发明保护的范围。以下结合附图，详细说明本发明实施例提供的技术方案。如图1和2所示，本发明一实施例提供了一种多功能集成智能网联卫星架构，该卫星架构包括：通过标准对接结构相互连接的平台舱1和载荷舱2；平台舱1外部的两侧安装有太阳能电池片，平台舱1包括相互连接的平台支撑模块11和智能网联模块12，平台支撑模块11用于实现卫星的星间通信与测量功能、热控功能、供电功能和遥控遥测功能，智能网联模块12用于利用平台支撑模块11和载荷舱2实现卫星的载荷管理、网络互联和自主协同功能；载荷舱2内设置有卫星有效载荷21，卫星有效载荷21与智能网联模块12连接，卫星有效载荷21用于在智能网联模块12的控制下执行设定卫星任务。以下对本发明一实施例提供的多功能集成智能网联卫星架构的结构及工作原理进行具体说明。具体地，本发明一实施例提供的多功能集成智能网联卫星架构应用于巨型卫星星座中，该多功能集成智能网联卫星架构在组装使用时，先根据实际工作需求分别对平台舱1和载荷舱2进行热控和抗辐射设计，进行独立研制、测试和试验，而后通过标准对接结构连接平台舱1和载荷舱2，平台舱1中的平台支撑模块11根据实际卫星任务需求，在智能网联模块12的控制下进行星间通信与测量、热控控制、供电控制和遥控遥测等任务，智能网联模块12根据实际卫星任务需求对平台支撑模块11和卫星有效载荷21进行管理控制；当巨型卫星星座中多个卫星需要进行网络通信和协同运作时，智能网联模块12根据协同运作任务对平台支撑模块11和卫星有效载荷21进行控制，实现多个卫星间的网络互联和自主协同，以执行卫星协同运作任务。其中，载荷舱2与平台舱1之间通过标准对接结构传输载荷有效数据、遥测数据和控制指令。同时，当需要对平台舱1连接的载荷舱2进行更换以执行不同的卫星任务时，通过标准对接结构可以实现载荷舱2的直接拆装更换。标准对接结构例如可以采用模块化微小型卫星的智能空间系统对接机构(intelligentspacesysteminterface，issi)，该对接机构的设计与传统的航天器对接机构不同，主被动对接段均采用了相同的结构设计，能够实现卫星模块之间的连接锁紧与解锁分离。该对接机构的具体结构可参照发表时间为2018年4月的宇航学报第39卷第4期第369页中由张晓天等人著作的名称为《一种模块化微小型卫星对接机构建模仿真》的科技论文所公开的技术内容。可见，本发明一实施例提供的多功能集成智能网联卫星架构将卫星划分为平台舱1和载荷舱2，平台舱1和载荷舱2分别进行热控和抗辐射设计，独立完成研制、测试和试验，通过标准对接结构连接，能够便于平台和载荷并行研发和同步组装，实现卫星的极简集成。同时，平台舱1采用统一设计，不同功能的载荷舱2可以直接更换，能够适应巨型星座卫星功能多样性的需求。此外，将平台舱1划分为平台支撑模块11和智能网联模块12，能够便于卫星的模块化设计和开发，提高研制效率。如图1所示，为了保证基于上述多功能集成智能网联卫星架构所构建的卫星能够实现星间通信与测量功能、热控功能、供电功能和遥控遥测功能，本发明一实施例中，平台支撑模块11包括：分别与智能网联模块12连接的星间激光通信与测距单元111、热控单元112、供配电单元113、姿轨控单元114和测控单元115；星间激光通信与测距单元111用于在智能网联模块12的控制下进行卫星的星间通信与测量；热控单元112用于在智能网联模块12的控制下进行卫星的热控控制；供配电单元113用于在智能网联模块12的控制下对卫星进行供电；姿轨控单元114用于在智能网联模块12的控制下对卫星的姿态进行控制；测控单元115用于在智能网联模块12的控制下进行卫星的遥测遥控。星间激光通信与测距单元111可以采用现有的任意一种通信与测距设备，只要能够实现卫星的星间通信与测量功能即可。其中，当基于上述多功能集成智能网联卫星架构所构建的卫星应用于巨型卫星星座时，星间激光通信与测距单元111的工作参数可以参照表1进行配置。表1(星间激光通信与测距单元111工作参数)参数名称参数值通信速率100mbps测距精度小于30cm天线类型透射式光学天线通信距离大于5000km波长选择1064nm天线重量小于5kg进一步地，本发明一实施例中，热控单元112可以采用现有的任意一种热控设备，只要能够实现卫星的热控控制即可。可选的，热控单元112可以采用被动热控为主、主动热控为辅的控制方式，同时采用隔热和等温化设计，以确保平台舱1内部工作环境需求。进一步地，本发明一实施例中，供配电单元113可以采用现有的任意一种供电设备，只要能够为卫星进行供电即可。作为一种示例，本发明一实施例中，供配电单元113可以采用锂离子电池串联组合成，且供配电单元113可以采用46v半调节母线体制。同理，本发明一实施例中，测控单元115可以采用现有的任意一种测控设备，只要能够实现卫星的遥测遥控功能即可。为了保证卫星的运行稳定性和工作稳定性，本发明一实施例中，在利用姿轨控单元114对卫星的姿态进行控制时，控制卫星的太阳帆板长期对日朝向，且在载荷舱2进行工作时，将卫星的姿态调整为对地三轴稳定。如图1所示，本发明一实施例中，智能网联模块12包括：硬件单元121和软件单元122，硬件单元121和软件单元122相互适配以实现卫星的载荷管理、网络互联和自主协同功能。为了便于卫星的载荷管理、网络互联和自主协同功能的实现和控制，本发明一实施例中，硬件单元121采用多核cpu搭配加速器的异构处理器架构。可选的，多核cpu搭配加速器的异构处理器架构可以采用亚马逊awsf1硬件，该硬件配备有英特尔broadwelle52686v4处理器，支持4tb存储以及最高八片fpga，并提供f1硬件开发工具包，能够满足卫星的使用需求。进一步地，在上述硬件单元121采用多核cpu搭配加速器的异构处理器架构的基础上，软件单元122可以采用虚拟机搭配操作系统的结构型式。可选的，虚拟机可以采用裸金属型虚拟机，操作系统可以采用嵌入式操作系统，操作系统例如为可持续自主学习的micros机器人操作系统。如此设置，可以在操作系统中设置载荷管理插件、网络互联插件和自主协同插件，在设置的平台支撑模块11和载荷舱2的基础上，利用载荷管理插件对载荷进行控制并对来自载荷舱2的数据进行处理，提取出有用信息；利用网络互联插件星间激光测距与通信链路的数据进行处理，实现多星在轨信息互联互通，并提供全星座卫星的时频基准；利用自主协同插件对巨型星座内不同卫星同类载荷、不同卫星不同载荷间的信号信息层面融合处理与协同决策，提供在轨分布式星间协作运行服务能力。即通过插件运行方式实现卫星的载荷管理、网络互联和自主协同能功能，能够提高卫星的智能处理能力和多星协同能力。由于卫星有效载荷21用于在智能网联模块12的控制下执行设定卫星任务，而不同的卫星有效载荷21用于完成不同的卫星任务。本发明一实施例中，为了保证基于该架构构建的卫星能够实现完成不同的卫星任务，卫星有效载荷21可以包括：多光谱扫描仪、红外扫描仪、合成孔径雷达、超光谱成像仪、和/或遥感信息数传设备。具体地，卫星有效载荷21可以包括其中一个或多个。当卫星有效载荷21包括其中一个时，可以通过更换与平台舱1连接的载荷舱2，来实现卫星能够执行不同的卫星任务。以卫星有效载荷21为合成孔径雷达(syntheticapertureradar，sar)为例，合成孔径雷达载荷可以通过标准对接接口与平台舱1连接，合成孔径雷达载荷的数据处理软件部分可以作为载荷管理插件嵌入到智能网联模块12的micros机器人操作系统中。不同功能类型的载荷配置不同的载荷管理插件。进一步地，如图2所示，本发明一实施例中，平台舱1可以采用立方体舱板式结构；太阳能电池片可以采用体装和展开翼相结合的结构形式对称安装在平台舱1外部的两侧。需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。此外，本文中“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”均以附图中表示的放置状态为参照。最后应说明的是：以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。当前第1页1 2 3 

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