支持集群飞行的基础模块航天器的制造方法
【专利摘要】本发明提供一种支持集群飞行的基础模块航天器，包括：结构箱、基础电源系统、基础导航系统、姿态轨道控制系统、星间通信网络终端、集群飞行控制器和应用接口；所述集群飞行控制器分别与所述基础电源系统、所述基础导航系统、所述姿态轨道控制系统、所述星间通信网络终端和所述应用接口通信连接。本发明提供的支持集群飞行的基础模块航天器，具备自组织网络通信、导航共享、集群飞行任务管理与控制等基本功能，并具有电源供给能力和计算能力，可作为其他模块航天器的基础平台，便于实现卫星集群系统的快速接入功能。
【专利说明】支持集群飞行的基础模块航天器
【技术领域】
[0001]本发明属于航天器设计【技术领域】，具体涉及一种支持集群飞行的基础模块航天器。
【背景技术】
[0002]航天器集群是由多个成员航天器构成的空间系统，与传统的编队飞行概念相比，其空间应用更加依赖系统的自主运行和网络通信能力，并要求成员航天器可以实现灵活快捷的集群加入和退出、在轨维修和升级等功能。
[0003]国际上提出的航天器集群计划典型代表有F6计划[参考文献1-4]、ANTS计划[参考文献5-7]、EDSN计划[参考文献8]等。F6计划建立了一种面向未来的航天器体系结构，将传统的整体式航天器分解为多个分离模块航天器，在轨运行时通过无线通信构成一个功能完整的虚拟航天器系统，并具备系统重构和功能再定义的能力。ANTS计划是服务于小行星带探测的空间智能集群计划，其任务执行过程中需要进行航天器间的信息交互，以及基于信息交互的集群协同工作。EDSN计划是通过航天器集群实现分布式多点空间辐射探测的演示任务，该计划的一个重要目的是演示各成员航天器间的载荷信息共享以及星地通信能力。
[0004]航天器集群的空间应用，为航天器的设计带来了新的挑战，主要体现在小型化、低成本化的设计理念和网络通信、自主决策能力的需求两方面。NASA研发的PhoneSat卫星将应用于EDSN计划的航天器集群构建中，其在小型化、低成本化、高性能星载计算机方面有很大的优势[参见文献9-11]。PhoneSat卫星是以一个标准CubeSat单元为基本结构，以智能手机为星上核心部件的一类新型卫星，可使卫星的计算处理能力提升10?1000倍、成本降低10?1000倍，另外，得益于当前智能手机的高集成度，PhoneSat卫星在相同的结构单元内可容纳更多任务载荷。然而，目前研发的PhoneSat卫星设计中，并没有考虑网络通信和自主决策能力的实现。除此之外，CubeSat标准也在其他微小卫星的设计中得到了广泛的应用，例如用于演示高速率发射机的FITSAT-1 [参见文献12]、用于测量大气温度和湿度的CubeSat星座[参见文献13]、用于测量电离层的0SIRIS_3U[参见文献14]。但是CubeSat标准只提供了微小卫星设计的一些基本标准，如外形尺寸、设计重量等，并不涉及面向具体任务的卫星功能的实现。
[0005]所引用的参考文献如下:
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【发明内容】
[0020]针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种支持集群飞行的基础模块航天器，具备自组织网络通信和集群飞行任务管理，可作为航天器集群中单个航天器研制的基础平台。
[0021]本发明采用的技术方案如下:
[0022]本发明提供一种支持集群飞行的基础模块航天器，包括:结构箱、基础电源系统、基础导航系统、姿态轨道控制系统、星间通信网络终端、集群飞行控制器和应用接口 ；所述基础电源系统、所述基础导航系统、所述姿态轨道控制系统、所述星间通信网络终端和所述集群飞行控制器设置于所述结构箱的内部，所述应用接口设置于所述结构箱的外表面上；所述集群飞行控制器分别与所述基础电源系统、所述基础导航系统、所述姿态轨道控制系统、所述星间通信网络终端和所述应用接口通信连接。
[0023]优选的，所述结构箱的标准构型为300 X 300 X 300mm的立方体，由6块ENAW-5083铝合金结构板构成六个面，并且，内部器件与结构板之间安装玻璃纤维垫片进行绝热；在所述六个面中，包括两个扩展面，所述扩展面用于扩展同样规格即300 X 300 X 300mm的载荷舱，所述载荷舱用于安装任务载荷模块和扩展电源系统，或者，所述载荷舱用于安装一个用于控制运载器和轨道机动模块航天器分离或在轨分散组合的标准对接分离机构。
[0024]优选的，所述基础电源系统包括:电源控制器、锂离子电池组、若干个太阳能电池阵、若干个太阳出现敏感器和温度传感器阵列；
[0025]所述电源控制器包括采样阵列、充放电管理模块和配电管理模块；
[0026]所述基础电源系统的工作流程为:
[0027]通过所述采样阵列采集所述太阳出现敏感器测量到的当前太阳方位，以及，接收所述温度传感器阵列传输的被控器件的温度信息；
[0028]所述充放电管理模块根据当前太阳方位，调整所述太阳能电池阵的角度，使所述太阳能电池阵采集到的太阳光达到最优值，使所述太阳能电池阵列产生电能；，所述充放电管理模块根据当前需电情况，选择以下三种策略之一对外供电:(I)使所述锂离子电池组通过所述配电管理模块对外供电；(2)使所述太阳能电池阵列产生的电能直接对外供电；(3)如果所述太阳能电池阵列产生的电能高于需电量，则将剩余的电能存储到所述锂离子电池组。
[0029]优选的，所述基础导航系统包括:敏感器单元、导航信息处理单元、电源接口、信息接口和数据传送接口；
[0030]其中，所述敏感器单元用于测量所述基础模块航天器的原始测量信息，包括GNSS接收机、惯性测量单元MU和太阳敏感器；所述GNSS接收机、所述惯性测量单元MU和所述太阳敏感器按照自身功能和测量目的安装在所述结构箱的对应位置上，三者分别用于测量不同条件下所述基础模块航天器的姿态，三者相互配合形成全时段的姿态连续测量；其中，所述太阳敏感器和所述惯性测量单元IMU中的光纤陀螺用于测量所述基础模块航天器的姿态；所述GNSS接收机和所述惯性测量单元IMU中的加速度计用于测量所述基础模块航天器的位置信息和速度信息；
[0031]所述导航信息处理单元用于接收所述敏感器单元传输的原始测量信息，对所述原始测量信息进行粗差剔除、信息融合和滤波，然后通过初步的解算和处理，得到基本导航信息；
[0032]所述信息接口用于连接所述集群飞行控制器，通过所述信息接口建立信息连接通道，向所述集群飞行控制器发送所述基本导航信息；
[0033]所述数据传送接口用于连接所述星间通信网络终端，通过所述数据传送接口建立信息连接通道，向所述星间通信网络终端发送所述基本导航信息，实现模块航天器集群的导航信息共享；
[0034]所述电源接口用于连接所述基础电源系统，通过所述基础电源系统向所述基础导航系统供电。[0035]优选的，所述姿态轨道控制系统用于:接收所述集群飞行控制器发送的控制指令，然后根据所述控制指令，控制所述基础模块航天器的姿态和所在的轨道；具体包括:太阳电池板对日定向控制、天线定向控制、集群信息共享控制、姿态指向协同控制以及轨道维持和集群重构所需的轨道机动控制。
[0036]优选的，所述姿态轨道控制系统包括:反作用飞轮、磁力矩器和微型推力器；其中，所述反作用飞轮用于对所述基础模块航天器进行姿态控制，并通过所述磁力矩器卸载飞轮；所述微型推力器用于对所述基础模块航天器进行轨道控制。
[0037]优选的，所述星间通信网络终端包括无线收发控制芯片和收发天线；
[0038]所述星间通信网络终端用于:在集群飞行状态下，构成各基础模块航天器之间的通信网络，共享各模块航天器的星务信息和导航信息，并传递协同控制的协商和控制指令。
[0039]优选的，所述星间通信网络终端还用于:
[0040]在航天器集群飞行期间，所述星间通信网络终端处于常开状态，其工作流程为:Si，接收集群飞行控制器生成的星间通信信息，所述星间通信信息包括信息目的航天器的身份信息、集群飞行参考航天器信息、控制标志、时间信息、位置信息和速度信息；
[0041]S2，按照一定协议，封装接收到的所述星间通信信息；
[0042]S3，根据信息目的航天器的身份信息，将封装后的所述星间通信信息发送到所述信息目的航天器；
[0043]S3具体包括:
[0044]S3.1，判断所述信息目的航天器的身份信息是否为集群所有航天器，如果是，则将所述星间通信信息转发给集群飞行控制器，并将所述星间通信信息直接发送给相邻航天器；否则，执行S3.2 ;
[0045]S3.2，进一步判断所述信息目的航天器的身份信息是否为本航天器，如果是，则只将所述星间通信信息转发给所述集群飞行控制器；否则，执行S3.3 ；
[0046]S3.3，将所述星间通信信息直接发送给相邻航天器。
[0047]优选的，所述星间通信网络终端进行信息通信所依据的数据协议包括:航天器ID、参考航天器ID、控制标识、时间标签、位置信息、速度信息和校验信息。
[0048]优选的，所述集群飞行控制器用于集群接入及控制、集群状态共享、状态管理和软件注入；
[0049]其中，集群接入及控制是指:接收并解析集群运控网发送的载荷控制指令和姿态控制指令，然后将所述载荷控制指令和姿态控制指令发送到需要控制的成员航天器；还指:控制成员航天器电源的开关；
[0050]集群状态共享是指:采集卫星关键参数，对所述关键参数打包并共享至集群运控网；
[0051]状态管理是指:进行星务管理和集群资源优化；
[0052]软件注入是指:提供软件注入功能，对集群飞行软件进行更新与升级。
[0053]优选的，所述集群飞行控制器具体包含导航共享单元和集群飞行管理与控制单元;
[0054]所述导航共享单元用于对敏感器自身测得的数据和星间通信网络终端接收到的基本导航数据进行融合，得到最终导航信息；并将所述最终导航信息发送给所述集群飞行管理与控制单元；所述集群飞行管理与控制单元接收所述最终导航信息，根据当前时刻的自身状态、其它成员状态和集群飞行控制模式，自主生成控制指令。
[0055]优选的，所述集群飞行控制器硬件部分采用冗余备份结构，具体包括二次电源、第一中央处理单元、第二中央处理单元、FPGA、第一监控单元、第二监控单元、第一外部接口和第二外部接口；
[0056]所述第一中央处理单元和所述第二中央处理单元分别连接AD采集接口 ；
[0057]所述第一中央处理单元安装有用于与其他基础模块航天器通信的第一外部接口，并且，所述第一中央处理单元与所述第一监控单元通过第一链路电连接，所述FPGA用于监测所述第一链路的状态；
[0058]所述第二中央处理单元安装有用于与其他基础模块航天器通信的第二外部
[0059]接口，并且，所述第二中央处理单元与所述第二监控单元通过第二链路电连接，所述FPGA用于监测所述第二链路的状态。
[0060]本发明的有益效果如下:
[0061]本发明提供的支持集群飞行的基础模块航天器，具备自组织网络通信、导航共享、集群飞行任务管理与控制等基本功能，并具有电源供给能力和计算能力，可作为其他模块航天器的基础平台，便于实现卫星集群系统的快速接入功能。
【专利附图】
【附图说明】
[0062]图1为本发明提供的支持集群飞行的基础模块航天器的结构示意图；
[0063]图2为本发明提供的基础电源系统的结构示意图；
[0064]图3为基础导航系统的结构示意图；
[0065]图4为星间通信网络终端的结构示意图；
[0066]图5为无线收发控制芯片的结构示意图；
[0067]图6为星间通信网络终端进行信息通信所依据的数据协议图；
[0068]图7为集群飞行控制器的软件系统组成图；
[0069]图8为集群飞行控制器的硬件系统组成图。
【具体实施方式】
[0070]以下结合附图对本发明进行详细说明:
[0071]如图1所示，本发明提供一种支持集群飞行的基础模块航天器，具备自组织网络通信、导航共享、集群飞行任务管理与控制等基本功能，并具有电源供给能力和计算能力。用于作为模块航天器的基础研究平台，是实现集群系统的标准接入模块，其它模块航天器可在基础模块航天器的基础上通过增加或增强某些方面的能力来实现。在系统运行过程中，基础模块航天器负责集群发现和任务管理，具体的任务和控制实施通过卫星平台和任务载荷完成。
[0072]具体包括:结构箱、基础电源系统、基础导航系统、姿态轨道控制系统、星间通信网络终端、集群飞行控制器和应用接口 ；所述基础电源系统、所述基础导航系统、所述姿态轨道控制系统、所述星间通信网络终端和所述集群飞行控制器设置于所述结构箱的内部，所述应用接口设置于所述结构箱的外表面上；所述集群飞行控制器分别与所述基础电源系统、所述基础导航系统、所述姿态轨道控制系统、所述星间通信网络终端和所述应用接口通信连接。
[0073]以下对上述各模块详细说明:
[0074](一 )结构箱
[0075]结构箱的标准构型为300 X 300 X 300mm的立方体，由6块结构板构成六个面，各系统部件安装在合适的结构板上。在所述六个面中，包括两个扩展面，分别为+X面和-X面，扩展面用于扩展同样规格即300X300X300mm的载荷舱，载荷舱用于安装任务载荷模块和扩展电源系统，或者，所述载荷舱用于安装一个用于控制运载器和轨道机动模块航天器分离或在轨分散组合的标准对接分离机构。结构箱为进行模块航天器的功能扩展提供标准的结构空间，在系统控制能力允许的前提下，X方向可以进行多次扩展。
[0076]另外，与传统航天器的结构箱不同的是，本发明提供的基础模块航天器的结构箱兼具环境控制功能，消除了对环境系统进行独立设计的需求，在模块化的小卫星中具有极大的应用优势。为实现环境的被动控制，采用结构冗余设计的思想，通过选用较厚的结构板，为航天器系统提供稳定的热环境、屏蔽空间高能带电粒子，保障星上电子设备系统的正常工作。由于空间高能粒子主要来自银河系的银河宇宙线、太阳爆发时的太阳宇宙线、被地磁场捕获的福射带粒子等。高能带电粒子对航天器的影响主要表现在两个方面，一是对航天器的材料、电子器件产生辐射损伤效应，二是对集成电路的微电子器件产生单粒子事件效应。通过采用合适厚度的铝板完全可以满足对空间高能带电粒子的有效屏蔽。
[0077]具体的，被动热屏蔽的主要目的有:1)提供满足结构箱内电子仪器和机械设备可靠工作的温度条件；2)确保基础模块航天器整体温度场的均匀性和稳定性；3)为锂电池组和集群飞行控制器提供测温和加热控制功能。为此，基础模块航天器的结构材料选用ENAW-5083铝合金板，利用玻璃纤维垫片实现内部器件与外结构板的绝热，通过这种被动温度控制方式提高受热的均匀性和稳定性。为定量分析所设计结构的被动热屏蔽性能，可针对基础模块航天器各系统的硬件选型，建立整星的外结构及内部器件的等效热分析模型，通过专业软件分析光照期和地影期的温度分布情况。
[0078]另外，结构箱还需要具有一定的刚度要求，具体的，由基础模块航天器的外部结构板以及内部设备安装结构所形成的整体结构系统需要满足运载技术指标对于卫星的刚度要求，模态指标具体包括一阶横向弯曲振动频率、一阶扭转振动频率和一阶轴向振动频率。
[0079]综上所述，本发明提供的结构箱可以为立方体整星外部结构，具有以下功能:1)承受载荷；2)安装设备；3)提供构型；4)与发射装置对接，为对接装置或功能模块提供标准机械接口 ；5)被动环境控制。
[0080](二)应用接口
[0081]应用接口设计在基础模块航天器的扩展面上，包括标准的机械接口、电气接口和信息接口，是将基础模块航天器构建为功能模块航天器的前提条件。
[0082]其中，机械接口为基础|吴块的扩展和功能载荷的附加提供了标准。基础|吴块航天器的电气系统设计是自封闭的，原则上，扩展模块需要自备电源系统。考虑到系统拓展，充分利用系统扩展带来的可靠性，可在扩展面上增加一个标准的电源接口，允许基础模块和功能模块在一定范围内调节优化供电能力。
[0083]通过信息接口，使扩展后各个模块间进行信息交换，由部件级自组织网络实现，并提供标准的接入协议和通信协议。这一标准对于模块航天器的在轨组合、重构尤其重要。
[0084](三)基础电源系统
[0085]基础电源系统为基础模块航天器提供独立的电源支持，如图2所示，基础电源系统包括:电源控制器、锂离子电池组、若干个太阳能电池阵、若干个太阳出现敏感器和温度传感器阵列；其中，电源控制器包括米样阵列、充放电管理模块和配电管理模块；基础电源系统用于管理锂离子电池组的充电放电，提供稳定的母线电压和适合相关电子设备正常工作的二次电压，为星上的集群飞行控制器、星间通信网络终端、基础导航系统、姿态轨道控制系统供电，满足航天器的用电需求。
[0086]基础电源系统的工作流程为:
[0087]通过所述采样阵列采集所述太阳出现敏感器测量到的当前太阳方位，以及，接收所述温度传感器阵列传输的被控器件的温度信息；
[0088]所述充放电管理模块根据当前太阳方位，调整所述太阳能电池阵的角度，使所述太阳能电池阵采集到的太阳光达到最优值，使所述太阳能电池阵列产生电能；，所述充放电管理模块根据当前需电情况，选择以下三种策略之一对外供电:(I)使所述锂离子电池组通过所述配电管理模块对外供电；(2)使所述太阳能电池阵列产生的电能直接对外供电；(3)如果所述太阳能电池阵列产生的电能高于需电量，则将剩余的电能存储到所述锂离子电池组。
[0089](四)基础导航系统
[0090]基础导航系统用于提供独立的导航信息支持，分为绝对导航和相对导航两部分，绝对导航部分采用GNSS接收机和太阳敏感器作为基本配置，相对导航部分仅具备相对导航信息的接入接口，当卫星平台上具备星间相对状态敏感器时，可将其测量信息接入集群飞行控制器，以增强自主导航能力。如图3所示，基础导航系统包括:敏感器单元、导航信息处理单元、电源接口、信息接口和数据传送接口；其中，所述敏感器单元用于测量所述基础模块航天器的原始测量信息，如，模块航天器位置、速度、姿态、角速度等，具体的，敏感器单元包括GNSS接收机、惯性测量单元IMU和太阳敏感器；所述GNSS接收机、所述惯性测量单元IMU和所述太阳敏感器按照自身功能和测量目的安装在所述结构箱的对应位置上，并通过标准化的机械接口实现安装，三者分别用于测量不同条件下所述基础模块航天器的姿态，三者相互配合形成全时段的姿态连续测量；其中，所述太阳敏感器和所述惯性测量单元IMU中的光纤陀螺用于测量所述基础模块航天器的姿态；所述GNSS接收机和所述惯性测量单元IMU中的加速度计用于测量所述基础模块航天器的位置信息和速度信息；
[0091]所述导航信息处理单元用于接收所述敏感器单元传输的原始测量信息，对所述原始测量信息进行粗差剔除、信息融合和滤波，实现原始测量信息测量数据的平滑和精度改善，然后通过初步的解算和处理，得到基本导航信息；
[0092]所述信息接口用于连接所述集群飞行控制器，通过所述信息接口建立信息连接通道，向所述集群飞行控制器发送所述基本导航信息；
[0093]所述数据传送接口用于连接所述星间通信网络终端，通过所述数据传送接口建立信息连接通道，向所述星间通信网络终端发送所述基本导航信息，实现模块航天器集群的导航信息共享；
[0094]所述电源接口用于连接所述基础电源系统，通过所述基础电源系统向所述基础导航系统供电。
[0095]基础导航系统的主要指标为:姿态精度(3 ο) 0.1° ;位置精度(3 σ ) IOm ;速度精度(3 σ )0.1m / S。
[0096](五)姿态轨道控制系统
[0097]姿态轨道控制系统为模块航天器提供集群飞行所必需的姿态轨道控制，具体用于:接收所述集群飞行控制器发送的控制指令，然后根据所述控制指令，控制所述基础模块航天器的姿态和所在的轨道；具体包括:太阳电池板对日定向控制、基本的天线定向控制、集群信息共享控制、姿态指向协同控制以及轨道维持和集群重构所需的轨道机动控制。
[0098]姿态轨道控制系统包括:反作用飞轮、磁力矩器和微型推力器；其中，所述反作用飞轮(三正装)用于对所述基础模块航天器进行姿态控制，并通过所述磁力矩器卸载飞轮；所述微型推力器用于对所述基础模块航天器进行轨道控制。
[0099]姿态轨道控制系统的主要指标为:惯性角速度跟踪控制误差0.006° / s ;惯性角增量控制误差0.02° ;对目标指向角速度控制误差0.025° / s ;对目标指向角度控制误差
0.05°。
[0100](六)星间通信网络终端
[0101]星间通信网络终端作为模块航天器间信息交互的基础硬件，是自组织网络协议运行、通信信息处理的基本单元。如图4所示，星间通信网络终端包括无线收发控制芯片和收发天线。如图5所示，为无线收发控制芯片的组成图，包括I个32位RISC CPU、128kB的ROM存储器、128KB的RAM存储器、I个计数器、看门狗电路、2个串口接口、射频电路等。
[0102]星间通信网络终端用于:在集群飞行状态下，构成各基础模块航天器之间的通信网络，共享各模块航天器的星务信息和导航信息，并传递协同控制的协商和控制指令，是基础模块航天器实现集群飞行协同控制和资源共享的核心支持系统。
[0103]星间通信网络终端的工作流程为:
[0104]在航天器集群飞行期间，所述星间通信网络终端处于常开状态，其工作流程为:Si，接收集群飞行控制器生成的星间通信信息，所述星间通信信息包括信息目的航天器的身份信息、集群飞行参考航天器信息、控制标志、时间信息、位置信息和速度信息；
[0105]S2，按照一定协议，封装接收到的所述星间通信信息；
[0106]S3，根据信息目的航天器的身份信息，将封装后的所述星间通信信息发送到所述信息目的航天器；
[0107]S3具体包括:
[0108]S3.1，判断所述信息目的航天器的身份信息是否为集群所有航天器，如果是，则将所述星间通信信息转发给集群飞行控制器，并将所述星间通信信息直接发送给相邻航天器；否则，执行S3.2 ;
[0109]S3.2，进一步判断所述信息目的航天器的身份信息是否为本航天器，如果是，则只将所述星间通信信息转发给所述集群飞行控制器；否则，执行S3.3 ；
[0110]S3.3，将所述星间通信信息直接发送给相邻航天器。
[0111]在上述通信过程中，如图6所示，为星间通信网络终端进行信息通信所依据的数据协议图，包括:航天器ID、参考航天器ID、控制标识、时间标签、位置信息、速度信息和校验信息。如表I所示，为星间通信信息协议详细说明。[0112]表1星间通信信息协议说明
[0113]
【权利要求】
1.一种支持集群飞行的基础模块航天器，其特征在于，包括:结构箱、基础电源系统、基础导航系统、姿态轨道控制系统、星间通信网络终端、集群飞行控制器和应用接口 ；所述基础电源系统、所述基础导航系统、所述姿态轨道控制系统、所述星间通信网络终端和所述集群飞行控制器设置于所述结构箱的内部，所述应用接口设置于所述结构箱的外表面上；所述集群飞行控制器分别与所述基础电源系统、所述基础导航系统、所述姿态轨道控制系统、所述星间通信网络终端和所述应用接口通信连接。
2.根据权利要求1所述的支持集群飞行的基础模块航天器，其特征在于，所述结构箱的标准构型为300 X 300 X 300mm的立方体，由6块EN Aff-5083铝合金结构板构成六个面，并且，内部器件与结构板之间安装玻璃纤维垫片进行绝热；在所述六个面中，包括两个扩展面，所述扩展面用于扩展同样规格即300X300X300mm的载荷舱，所述载荷舱用于安装任务载荷模块和扩展电源系统，或者，所述载荷舱用于安装一个用于控制运载器和轨道机动模块航天器分离或在轨分散组合的标准对接分离机构。
3.根据权利要求1所述的支持集群飞行的基础模块航天器，其特征在于，所述基础电源系统包括:电源控制器、锂离子电池组、若干个太阳能电池阵、若干个太阳出现敏感器和温度传感器阵列； 所述电源控制器包括采样阵列、充放电管理模块和配电管理模块； 所述基础电源系统的工作流程为: 通过所述采样阵列采集所述太阳出现敏感器测量到的当前太阳方位，以及，接收所述温度传感器阵列传输的被控器件的温度信息； 所述充放电管理模块根据当前太阳方位，调整所述太阳能电池阵的角度，使所述太阳能电池阵采集到的太阳光达到最优值，使所述太阳能电池阵列产生电能；，所述充放电管理模块根据当前需电情况，选择以下三种策略之一对外供电:(I)使所述锂离子电池组通过所述配电管理模块对外供电；(2)使所述太阳能电池阵列产生的电能直接对外供电；(3)如果所述太阳能电池阵列产生的电能高于需电量，则将剩余的电能存储到所述锂离子电池组。
4.根据权利要求1所述的支持集群飞行的基础模块航天器，其特征在于，所述基础导航系统包括:敏感器单元、导航信息处理单元、电源接口、信息接口和数据传送接口 ； 其中，所述敏感器单元用于测量所述基础模块航天器的原始测量信息，包括GNSS接收机、惯性测量单元IMU和太阳敏感器；所述GNSS接收机、所述惯性测量单元IMU和所述太阳敏感器按照自身功能和测量目的安装在所述结构箱的对应位置上，三者分别用于测量不同条件下所述基础模块航天器的姿态，三者相互配合形成全时段的姿态连续测量；其中，所述太阳敏感器和所述惯性测量单元IMU中的光纤陀螺用于测量所述基础模块航天器的姿态；所述GNSS接收机和所述惯性测量单元IMU中的加速度计用于测量所述基础模块航天器的位置信息和速度信息； 所述导航信息处理单元用于接收所述敏感器单元传输的原始测量信息，对所述原始测量信息进行粗差剔除、信息融合和滤波，然后通过初步的解算和处理，得到基本导航信息； 所述信息接口用于连接所述集群飞行控制器，通过所述信息接口建立信息连接通道，向所述集群飞行控制器发送所述基本导航信息； 所述数据传送接口用于连接所述星间通信网络终端，通过所述数据传送接口建立信息连接通道，向所述星间通信网络终端发送所述基本导航信息，实现模块航天器集群的导航信息共享； 所述电源接口用于连接所述基础电源系统，通过所述基础电源系统向所述基础导航系统供电。
5.根据权利要求1所述的支持集群飞行的基础模块航天器，其特征在于，所述姿态轨道控制系统用于:接收所述集群飞行控制器发送的控制指令，然后根据所述控制指令，控制所述基础模块航天器的姿态和所在的轨道；具体包括:太阳电池板对日定向控制、天线定向控制、集群信息共享控制、姿态指向协同控制以及轨道维持和集群重构所需的轨道机动控制。
6.根据权利要求5所述的支持集群飞行的基础模块航天器，其特征在于，所述姿态轨道控制系统包括:反作用飞轮、磁力矩器和微型推力器；其中，所述反作用飞轮用于对所述基础模块航天器进行姿态控制，并通过所述磁力矩器卸载飞轮；所述微型推力器用于对所述基础模块航天器进行轨道控制。
7.根据权利要求1所述的支持集群飞行的基础模块航天器，其特征在于，所述星间通信网络终端包括无线收发控制芯片和收发天线； 所述星间通信网络终端用于:在集群飞行状态下，构成各基础模块航天器之间的通信网络，共享各模块航天器的星务信息和导航信息，并传递协同控制的协商和控制指令。
8.根据权利要求7所述的支持集群飞行的基础模块航天器，其特征在于，所述星间通信网络终端还用于: 在航天器集群飞行期间，所述星间通信网络终端处于常开状态，其工作流程为:S1，接收集群飞行控制器生成的星间通信信息，所述星间通信信息包括信息目的航天器的身份信息、集群飞行参考航天 器信息、控制标志、时间信息、位置信息和速度信息； S2，按照一定协议，封装接收到的所述星间通信信息； S3,根据信息目的航天器的身份信息，将封装后的所述星间通信信息发送到所述信息目的航天器； S3具体包括: S3.1，判断所述信息目的航天器的身份信息是否为集群所有航天器，如果是，则将所述星间通信信息转发给集群飞行控制器，并将所述星间通信信息直接发送给相邻航天器；否贝IJ，执行S3.2 ; S3.2，进一步判断所述信息目的航天器的身份信息是否为本航天器，如果是，则只将所述星间通信信息转发给所述集群飞行控制器；否则，执行S3.3 ； S3.3，将所述星间通信信息直接发送给相邻航天器。
9.根据权利要求1所述的支持集群飞行的基础模块航天器，其特征在于，所述星间通信网络终端进行信息通信所依据的数据协议包括:航天器ID、参考航天器ID、控制标识、时间标签、位置信息、速度信息和校验信息。
10.根据权利要求1所述的支持集群飞行的基础模块航天器，其特征在于，所述集群飞行控制器用于集群接入及控制、集群状态共享、状态管理和软件注入； 其中，集群接入及控制是指:接收并解析集群运控网发送的载荷控制指令和姿态控制指令，然后将所述载荷控制指令和姿态控制指令发送到需要控制的成员航天器；还指:控制成员航天器电源的开关； 集群状态共享是指:采集卫星关键参数，对所述关键参数打包并共享至集群运控网； 状态管理是指:进行星务管理和集群资源优化； 软件注入是指:提供软件注入功能，对集群飞行软件进行更新与升级。
11.根据权利要求1所述的支持集群飞行的基础模块航天器，其特征在于，所述集群飞行控制器具体包含导航共享单元和集群飞行管理与控制单元； 所述导航共享单元用于对敏感器自身测得的数据和星间通信网络终端接收到的基本导航数据进行融合，得到最终导航信息；并将所述最终导航信息发送给所述集群飞行管理与控制单元；所述集群飞行管理与控制单元接收所述最终导航信息，根据当前时刻的自身状态、其它成员状态和集群飞行控制模式，自主生成控制指令。
12.根据权利要求1所述的支持集群飞行的基础模块航天器，其特征在于，所述集群飞行控制器硬件部分采用冗余备份结构，具体包括二次电源、第一中央处理单元、第二中央处理单元、FPGA、第一监控单元、第二监控单元、第一外部接口和第二外部接口 ； 所述第一中央处理单元和所述第二中央处理单元分别连接AD采集接口 ； 所述第一中央处理单元安装有用于与其他基础模块航天器通信的第一外部接口，并且，所述第一中央处理单元与所述第一监控单元通过第一链路电连接，所述FPGA用于监测所述第一链路的状态； 所述第二中央处理单元安装有用于与其他基础模块航天器通信的第二外部接口，并且，所述第二中央处理单元 与所述第二监控单元通过第二链路电连接，所述FPGA用于监测所述第二链路的状态。
【文档编号】B64G1/24GK103600852SQ201310606575
【公开日】2014年2月26日 申请日期:2013年11月25日 优先权日:2013年11月25日
【发明者】张育林, 王兆魁, 侯振东, 范丽, 党朝辉, 蒋超, 安梅岩, 张斌斌, 李韬 申请人:清华大学