CN106374995B - 一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，包括卫星适配器、仪器安装板、姿态控制系统敏感器、执行器、蓄电池、电源控制单元、任务管理器、通信中继载荷和太阳能电池板，所述通信中继载荷包括天线和信息处理设备，执行器包括反作用飞轮、磁力矩器和姿控喷管，其中卫星适配器为两端开口且中空的圆台结构，仪器安装板设置于圆台结构的底端，本发明通信平台充分挖掘运载火箭富余运载能力，通过“加装、改制”的思路，在卫星适配器结构舱段内布局实现扩展任务所需的设备，搭载通信中继载荷，构建可用于商业航天的高轨、中轨和低轨空间云通信服务体系，实现测控、通信等定向化服务，无需再次发射费用，具有低成本运行的特点。

Description

一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台

技术领域

本发明涉及一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，属于军民融合技术领域。

背景技术

目前，运载火箭发射卫星任务完成后，运载火箭末级与卫星适配器一起滞留太空，成为太空垃圾，完全处于无控状态，一段时间后坠入大气烧毁；如果无法完全烧毁，还会对地面的建筑、人和牲畜造成危害。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，本平台充分挖掘运载火箭富余运载能力，通过简易改装和有效载荷加装，在卫星适配器结构舱段内布局实现扩展任务所需的设备，搭载通信中继载荷，无需再次发射费用，具有低成本运行、军民融合等特点，具有重大经济效益。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，包括卫星适配器、仪器安装板、姿态控制系统敏感器、执行器、蓄电池、电源控制单元、任务管理器、通信中继载荷和太阳能电池板，所述通信中继载荷包括天线和信息处理设备，所述执行器包括反作用飞轮、磁力矩器和姿控喷管，其中卫星适配器为两端开口且中空的圆台结构，仪器安装板设置于圆台结构的底端，姿态控制系统敏感器、蓄电池、电源控制单元、反作用飞轮、磁力矩器、任务管理器和信息处理设备安装于仪器安装板的上表面，姿控喷管、天线和太阳能电池板安装于仪器安装板的下表面，所述太阳能电池板为两个，对称安装于仪器安装板的下表面，在通信平台与运载火箭分离前，太阳能电池板收拢于仪器安装板底部，分离后太阳能电池板展开。

在上述基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台中，所述天线由L频段接收天线、C频段转发天线、应答机天线和S频段发射天线组成，采用共口面设计。

在上述基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台中，所述信息处理设备(15)包括S频段测控应答机、S波段广播发射机和业务转发设备，其中：

S频段测控应答机：包括接收通道和发射通道，所述接收通道通过应答机天线接收来自S波段广播发射机的信号，将信号依次经过信号分离、耦合、阻发滤波和低噪放大后输出给任务管理器(4)，所述发射通道从任务管理器(4)接收信号，将信号依次经过低噪放大、阻收滤波和信号分离后经S频段发射天线发射至地面；

S波段广播发射机：包括发射信道和控制器，所述发射通道通过S频段发射天线接收S频段广播信号，并将所述S频段广播信号发送给控制器，所述控制器完成S频段广播信号的编码、组帧和调制，并发送给S频段测控应答机，完成与S频段测控应答的通信；

业务转发设备：通过L频段接收天线接收来自地面的L频段射频信号，对信号放大后，经过变频转换为C频段信号，再经滤波处理和功率放大后通过C频段转发天线发送至地面。

在上述基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台中，所述S频段测控应答机中的接收通道包括第一环形器、耦合器、阻发滤波器和第一低噪放大器，发射通道包括第二低噪放大器、阻收滤波器和第二环形器；所述业务转发设备包括低噪声放大单元、变频单元、滤波放大单元和功放单元。

在上述基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台中，所述任务管理器包括CPU1、CPU2、IO接口、IIC接口、RS422接口、温度传感器、磁强计、ADC模块、电源模块、时钟处理单元、SRAM和FLAH，其中：

IO接口：用于采集电源控制单元的电压、电流和温度，并发送给CPU1与CPU2；

IIC接口：用于采集通信平台上的第一温度传感器的参数，并发送给CPU1与CPU2；

RS422接口：从姿态控制系统敏感器接收姿态信息，发送给CPU1与CPU2；从CPU1与CPU2接收控制指令发送给执行器；

第二温度传感器：用于测量任务管理器自身的温度，并发送给CPU1与CPU2；

磁强计：用于测量地磁信息，并发送给CPU1与CPU2；

ADC模块：采集通信平台的模拟量数据进行模数转换，并发送给CPU1与CPU2；

电源模块：将母线供电转换成任务管理器所需的供电电压，并为任务管理器供电；

时钟处理单元：产生CPU1与CPU2需要的时钟；

SRAM：用于遥测数据存储、

FLAH：用于飞行程序数据存储；

CPU1与CPU2：从RS422接口接收姿态信息，进行姿态计算，得到控制指令发送给执行器；接收SRAM的遥测数据并发送给通信中继载荷中的S频段测控应答机；接收FLAH的飞行程序数据，并运行飞行程序数据；将从IO接口接收的电压、电流和温度，从IIC接口接收的通信平台上的第一温度传感器参数，从第二温度传感器接收的任务管理器自身的温度测量数据，从磁强计接收的地磁信息，从ADC模块接收的模数转换后的数据，发送给通信中继载荷中的S频段测控应答机；同时CPU1与CPU2之间通过USART串口进行数据交互。

在上述基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台中，所述任务管理器还包括看门狗电路，看门狗电路用于CPU1和/或CPU2死机后复位使用；所述电源模块将28V母线供电转换成任务管理器所需的供电电压，包括3.3V、5V和12V。

在上述基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台中，所述姿态控制系统敏感器包括星敏感器、太阳敏感器和光纤陀螺，其中光纤陀螺用于测量通信平台的三轴姿态角速度和角度，太阳敏感器用于测量太阳矢量在通信平台上的方向，星敏感器用于恒星测量，通过星图匹配确定自身姿态。

在上述基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台中，所述反作用飞轮为3个，正交安装，输出力矩用于克服通信平台在轨期间空间环境干扰力矩，姿控喷管为8个，输出力矩用于反作用飞轮转速饱和后的反向卸载。

在上述基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台中，还包括姿控贮箱，所述姿控贮箱安装在仪器安装板的上表面，用于存储姿控推进剂。

在上述基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台中，所述太阳能电池板采用光电转换效率不低于28％的三结砷化镓单体。

在上述基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台中，所述电源控制单元实现充放电控制及供配电控制，提供28.5±1V一次电源和15±1V、5.2±0.2V二次电源；蓄电池采用锂离子蓄电池单体组成2并7串形成的20Ah蓄电池组。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)、本发明通信平台充分挖掘运载火箭富余运载能力，通过“加装、改制”的思路，在卫星适配器结构舱段内布局实现扩展任务所需的设备，搭载通信中继载荷，构建可用于商业航天的高轨、中轨和低轨空间云通信服务体系，实现测控、通信等定向化服务，无需再次发射费用，具有低成本运行的特点，具有重大经济效益。

(2)、本发明通信平台以留轨末级卫星适配器为平台，为实现其长期在轨运行，在卫星适配器结构舱段内布局实现扩展任务所需的设备，新增长期在轨太阳能供配电系统、长期在轨姿控系统和通信中继载荷等。

(3)、本发明通信平台不同于卫星平台，该平台在发射卫星的火箭基础上，进入坟墓轨道后通过爆炸螺栓分离出卫星适配器，形成二次在轨平台；并充分利用火箭现有结构，通过适应性改进设计，实现“太空垃圾”再利用，一方面继承性好，成熟度高，另一方面改造成本低；

(4)、本发明充分利用留轨末级结构尺寸大等优点，加装1.8m口径天线，可实现大容量、高码率信息服务，不必采用展开式天线等技术途径，技术实现难度小、成本低；

(5)、本发明成本低廉，由于采用火箭末级再利用模式，体系建设总成本廉、有效产出与投入比高。

(6)、本发明属于军民融合技术领域，提出基于运载火箭留轨末级的、可用于商业航天应用的通信平台，通过对火箭留轨末级的改制，可实现在轨通信中继服务。

附图说明

图1为本发明航天应用通信平台布局示意图；

图2为本发明太阳电池阵布局示意图；

图3为本发明冗余热备份任务管理器结构示意图；

图4为本发明天线布局示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

如图1所示为本发明航天应用通信平台布局示意图，由图可知本发明基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，包括卫星适配器2、仪器安装板8、姿态控制系统敏感器、执行器、姿控贮箱7、蓄电池11、电源控制单元(PCU)12、任务管理器4、通信中继载荷和太阳能电池板1、2，其中通信中继载荷包括天线14和信息处理设备15，执行器包括反作用飞轮5、磁力矩器13和姿控喷管16，其中卫星适配器2为两端开口且中空的圆台结构，仪器安装板8设置于圆台结构的底端，姿态控制系统敏感器、蓄电池11、姿控贮箱7、电源控制单元12、反作用飞轮5、磁力矩器13、任务管理器4和信息处理设备15安装于仪器安装板8的上表面，姿控喷管16、天线14和太阳能电池板1安装于仪器安装板8的下表面。

太阳能电池板1为两个，对称安装于仪器安装板8的下表面，通信平台采用太阳能供配电系统，太阳能电池板1、2采用光电转换效率不低于28％的三结砷化镓单体，组成2个太阳能电池阵，如图2所示为本发明太阳电池阵布局示意图；板1和板2尺寸相同，展开后位于结构本体两侧，总面积为1.1m²。在通信平台与火箭分离前，收拢于仪器安装板8底部，分离后通过平台控制熔断装置解锁展开。蓄电池11采用10Ah锂离子蓄电池单体组成2并7串形成20Ah蓄电池组。供配电控制由电源控制单元12实现，采用统一的控制方式，同时提供28.5±1V一次电源和15±1V、5.2±0.2V二次电源的供电体制。

姿态控制系统敏感器包括星敏感器9、太阳敏感器10和光纤陀螺6，执行器包括反作用飞轮5、磁力矩器13和姿控喷管16，光纤陀螺6、双轴太阳敏感器10、星敏感器9为通信平台姿态信息采集系统，通过RS422接口实现与任务管理器姿态信息的传送与处理，由任务管理器控制反作用飞轮和1N姿控喷管执行平台姿态控制。其中光纤陀螺6用于通信平台姿态信息测量，测量通信平台的三轴姿态角速度和角度，太阳敏感器10用于平台对日定向测量，测量太阳矢量在通信平台上的方向，星敏感器9用于恒星测量，通过星图匹配确定自身姿态，辅助平台定姿使用。反作用飞轮5为3个，正交安装，输出力矩用于克服通信平台在轨期间空间环境干扰力矩，姿控喷管16为8个，输出力矩用于反作用飞轮5转速饱和后的反向卸载。

天线14由L频段接收天线、C频段转发天线、应答机天线和S频段发射天线组成，采用共口面设计，如图4所示为本发明天线布局示意图，天线尺寸为Ф1800mm×240mm。信息处理设备15包括S频段测控应答机、S波段广播发射机和业务转发设备，其中：

S频段测控应答机：包括接收通道和发射通道，所述接收通道通过应答机天线接收来自S波段广播发射机的信号，将信号依次经过信号分离、耦合、阻发滤波和低噪放大后输出给任务管理器4，所述发射通道从任务管理器4接收信号，将信号依次经过低噪放大、阻收滤波、信号分离后经S频段发射天线发射至地面。

其中接收通道包括第一环形器、耦合器、阻发滤波器和第一低噪放大器，发射通道包括第二低噪放大器、阻收滤波器和第二环形器。其中环形器分离上行和下行信号。阻发滤波器安装于接收通道用于抑制耦合过来的上行信号，阻收滤波器安装于发射通道用于抑制耦合过来的下行信号。

S波段广播发射机：包括发射信道和控制器，所述发射通道通过S频段发射天线接收S频段广播信号，并将所述S频段广播信号发送给控制器，所述控制器完成S频段广播信号的编码、组帧和调制，并发送给S频段测控应答机，完成与S频段测控应答的通信；

业务转发设备：通过L频段接收天线接收来自地面的L频段射频信号，对信号放大后，经过变频转换为C频段信号，再经滤波处理和功率放大后通过C频段转发天线发送至地面。所述业务转发设备包括低噪声放大单元、变频单元、滤波放大单元和功放单元。

如图3所示为本发明冗余热备份任务管理器结构示意图，平台长期在轨任务管理由双机热备份的任务管理器4负责实现，任务管理器4硬件框架由CPU1S19KEAZ128AMLK、CPU2TMS320F28335FPGA，SRAM、FLASH、时钟处理单元、电源模块、IO采集输出接口、IIC接口、RS422接口、第二温度传感器TMP103A、磁强计JIMC5983、ADC采集调理、看门狗电路组成。其中：

IO接口：用于采集电源控制单元12的电压、电流和温度(遥测参数)，并发送给CPU1与CPU2；

IIC接口：用于采集通信平台上的第一温度传感器的参数，并发送给CPU1与CPU2；

RS422接口：从姿态控制系统敏感器接收姿态信息，发送给CPU1与CPU2；从CPU1与CPU2接收控制指令发送给执行器。该接口用于与姿态控制系统敏感器和执行机构信息传输与控制使用。

第二温度传感器：用于测量任务管理器4自身的温度，并发送给CPU1与CPU2；

磁强计：用于测量地磁信息，并发送给CPU1与CPU2；

ADC模块：采集通信平台的模拟量数据进行模数转换，并发送给CPU1与CPU2；

电源模块：将28V母线供电转换成任务管理器4所需的供电电压，包括3.3V、5V和12V，并为任务管理器4供电；

时钟处理单元：产生CPU1与CPU2需要的时钟；

SRAM：用于遥测数据存储、

FLAH：用于飞行程序数据存储；

看门狗电路：用于CPU1和/或CPU2死机后复位使用；

CPU1与CPU2：从RS422接口接收姿态信息，进行姿态计算，得到控制指令发送给执行器；接收SRAM的遥测数据并发送给通信中继载荷中的S频段测控应答机；接收FLAH的飞行程序数据，并运行飞行程序数据；将从IO接口接收的电压、电流和温度，从IIC接口接收的通信平台上的第一温度传感器参数，从第二温度传感器接收的任务管理器4自身的温度测量数据，从磁强计接收的地磁信息，从ADC模块接收的模数转换后的数据，发送给通信中继载荷中的S频段测控应答机。

同时CPU1与CPU2之间通过USART串口进行数据交互。

为实现分离，取消卫星适配器与本体之间紧固件连接，重新设计点式分离装置安装盒，分离装置安装盒采用硬铝合金一体化机加而成，通过8个点式低冲击分离装置实现卫星适配器与本体的连接解锁，分离装置环向布置，解锁指令通过平台控制。在卫星适配器下端面增加仪器安装板，仪器安装板可以采用端框和铝蜂窝夹层结构组成，整体机加成型，可以通过杆系与卫星适配器连接。

本发明卫星适配器与运载火箭本体原工艺连接面改为分离面；在卫星适配器内布局完成扩展任务所需的设备；新增扩展任务所需长期在轨太阳能供配电系统(太阳能电池、蓄电池、电源控制单元)、长期在轨姿态控制系统(敏感器、执行器)和通信中继载荷(天线及信息处理设备等)。

本发明利用运载火箭留轨末级，通过“加装、改制”的思路，在卫星适配器结构舱段内布局实现扩展任务所需的设备，搭载通信中继载荷，构建可用于商业航天的高轨、中轨和低轨空间云通信服务体系，高轨留云平台发挥制高点等优势，负责整个云通信服务系统的数据中继管理平台；中轨留云平台发挥覆盖性大、留轨平台大等特点，负责特殊用户测控和应急通信任务；低轨留云平台发挥轨道低的特点，作为通信网络接入层和骨干传输层。本平台充分挖掘运载火箭富余运载能力，通过简易改装和有效载荷加装，无需再次发射费用，具有低成本运行、军民融合等特点，具有重大经济效益。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (11)

1.一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，其特征在于：包括卫星适配器(2)、仪器安装板(8)、姿态控制系统敏感器、执行器、蓄电池(11)、电源控制单元(12)、任务管理器(4)、通信中继载荷和太阳能电池板(1)，所述通信中继载荷包括天线(14)和信息处理设备(15)，所述执行器包括反作用飞轮(5)、磁力矩器(13)和姿控喷管(16)，其中卫星适配器(2)为两端开口的中空结构，仪器安装板(8)设置于中空结构的底端，姿态控制系统敏感器、蓄电池(11)、电源控制单元(12)、反作用飞轮(5)、磁力矩器(13)、任务管理器(4)和信息处理设备(15)安装于仪器安装板(8)的上表面，姿控喷管(16)、天线(14)和太阳能电池板(1)安装于仪器安装板(8)的下表面，所述太阳能电池板(1)为两个，对称安装于仪器安装板(8)的下表面，在通信平台与运载火箭分离前，太阳能电池板(1)收拢于仪器安装板(8)底部，分离后太阳能电池板(1)展开。

2.根据权利要求1所述的一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，其特征在于：所述天线(14)由L频段接收天线、C频段转发天线、应答机天线和S频段发射天线组成，采用共口面设计。

3.根据权利要求1或2所述的一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，其特征在于：所述信息处理设备(15)包括S频段测控应答机、S波段广播发射机和业务转发设备，其中：

S频段测控应答机：包括接收通道和发射通道，所述接收通道通过应答机天线接收来自S波段广播发射机的信号，将信号依次经过信号分离、耦合、阻发滤波和低噪放大后输出给任务管理器(4)，所述发射通道从任务管理器(4)接收信号，将信号依次经过低噪放大、阻收滤波和信号分离后经S频段发射天线发射至地面；

S波段广播发射机：包括发射信道和控制器，所述发射信道通过S频段发射天线接收S频段广播信号，并将所述S频段广播信号发送给控制器，所述控制器完成S频段广播信号的编码、组帧和调制，并发送给S频段测控应答机，完成与S频段测控应答的通信；

业务转发设备：通过L频段接收天线接收来自地面的L频段射频信号，对信号放大后，经过变频转换为C频段信号，再经滤波处理和功率放大后通过C频段转发天线发送至地面。

4.根据权利要求3所述的一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，其特征在于：所述S频段测控应答机中的接收通道包括第一环形器、耦合器、阻发滤波器和第一低噪放大器，发射通道包括第二低噪放大器、阻收滤波器和第二环形器；所述业务转发设备包括低噪声放大单元、变频单元、滤波放大单元和功放单元。

5.根据权利要求1所述的一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，其特征在于：所述任务管理器(4)包括CPU1、CPU2、IO接口、IIC接口、RS422接口、温度传感器、磁强计、ADC模块、电源模块、时钟处理单元、SRAM和FLAH，其中：

IO接口：用于采集电源控制单元(12)的电压、电流和温度，并发送给CPU1与CPU2；

IIC接口：用于采集通信平台上的第一温度传感器的参数，并发送给CPU1与CPU2；

RS422接口：从姿态控制系统敏感器接收姿态信息，发送给CPU1与CPU2；从CPU1与CPU2接收控制指令发送给执行器；

第二温度传感器：用于测量任务管理器(4)自身的温度，并发送给CPU1与CPU2；

磁强计：用于测量地磁信息，并发送给CPU1与CPU2；

ADC模块：采集通信平台的模拟量数据进行模数转换，并发送给CPU1与CPU2；

电源模块：将母线供电转换成任务管理器(4)所需的供电电压，并为任务管理器(4)供电；

时钟处理单元：产生CPU1与CPU2需要的时钟；

SRAM：用于遥测数据存储、

FLAH：用于飞行程序数据存储；

CPU1与CPU2：从RS422接口接收姿态信息，进行姿态计算，得到控制指令发送给执行器；接收SRAM的遥测数据并发送给通信中继载荷中的S频段测控应答机；接收FLAH的飞行程序数据，并运行飞行程序数据；将从IO接口接收的电压、电流和温度，从IIC接口接收的通信平台上的第一温度传感器参数，从第二温度传感器接收的任务管理器(4)自身的温度测量数据，从磁强计接收的地磁信息，从ADC模块接收的模数转换后的数据，发送给通信中继载荷中的S频段测控应答机；同时CPU1与CPU2之间通过USART串口进行数据交互。

6.根据权利要求5所述的一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，其特征在于：所述任务管理器(4)还包括看门狗电路，看门狗电路用于CPU1和/或CPU2死机后复位使用；所述电源模块将28V母线供电转换成任务管理器(4)所需的供电电压，包括3.3V、5V和12V。

7.根据权利要求1所述的一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，其特征在于：所述姿态控制系统敏感器包括星敏感器(9)、太阳敏感器(10)和光纤陀螺(6)，其中光纤陀螺(6)用于测量通信平台的三轴姿态角速度和角度，太阳敏感器(10)用于测量太阳矢量在通信平台上的方向，星敏感器(9)用于恒星测量，通过星图匹配确定自身姿态。

8.根据权利要求1所述的一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，其特征在于：所述反作用飞轮(5)为3个，正交安装，输出力矩用于克服通信平台在轨期间空间环境干扰力矩，姿控喷管(16)为8个，输出力矩用于反作用飞轮(5)转速饱和后的反向卸载。

9.根据权利要求1所述的一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，其特征在于：还包括姿控贮箱(7)，所述姿控贮箱(7)安装在仪器安装板(8)的上表面，用于存储姿控推进剂。

10.根据权利要求1所述的一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，其特征在于：所述太阳能电池板(1)采用光电转换效率不低于28％的三结砷化镓单体；所述卫星适配器(2)为两端开口且中空的圆台结构。

11.根据权利要求1所述的一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，其特征在于：所述电源控制单元(12)实现充放电控制及供配电控制，提供28.5±1V一次电源和15±1V、5.2±0.2V二次电源；蓄电池(11)采用锂离子蓄电池单体组成2并7串形成的20Ah蓄电池组。