专利名称：小卫星执行机构的状态信息采集装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种信号采集装置。
背景技术：
目前的卫星执行机构采集装置，大都针对单一种类的某种卫星执行机构的输出信 号进行采集，如飞轮状态信息采集装置、磁力矩器状态信息采集装置等。目前尚无设备能够 将各个卫星执行机构输出信号统一进行采集，因此不能有效检测多种类的卫星执行机构部 件的状态信息。
发明内容
本发明的目的是解决目前尚无设备能够有效检测多种类的卫星执行机构部件状 态信息的问题，提供了 一种小卫星执行机构的状态信息采集装置。 小卫星执行机构的状态信息采集装置，它包括磁力矩传感器电压采集模块、卫星 飞轮转速采集模块、卫星飞轮转速方向采集模块、卫星燃料推进器开关时间采集模块、控制 及计算模块、数据组帧模块、启动帧判断模块、50ms周期信号采集模块和动力学计算机；
磁力矩传感器电压采集模块，用于采集并输出外部磁力矩传感器输出的电压信 号； 卫星飞轮转速采集模块，用于采集并输出外部卫星n路飞轮的转速脉冲信号；
卫星飞轮转速方向采集模块，用于采集并输出外部卫星n路飞轮的转速方向信 号； 卫星燃料推进器开关时间采集模块，用于采集并输出外部卫星燃料推进器的开关 时间信号； 控制及计算模块，用于接收50ms周期信号采集模块输出的指示信号，并在接收到 所述指示信号后，接收并转发磁力矩传感器电压采集模块输出的电压信号，接收卫星飞轮 转速采集模块输出的转速脉冲信号，并对接收到的转速脉冲信号进行计数，根据计数结果 产生转速信号，并将该转速信号输出，接收及转发卫星飞轮转速方向采集模块输出的转速 方向信号，接收及转发卫星燃料推进器开关时间采集模块输出的卫星燃料推进器的开关时 间信号； 数据组帧模块，用于接收来自启动帧判断模块的组帧控制信号，在接收到组帧控
制信号后，对由控制及计算模块输出的转速脉冲信号、转速方向信号以及卫星燃料推进器
的开关时间信号进行组帧处理，并将组帧处理后的数据帧输出至动力学计算机； 启动帧判断模块，用于接收动力学计算机发送来的启动帧，在接收到启动帧后，发
出组帧控制信号给数据组帧模块； 50ms周期信号采集模块，用于采集50ms周期信号的下降沿，并于采集到所述下降 沿后，产生指示信号给控制及计算模块； 动力学计算机，用于接收来自数 组帧模块的数据帧，还用于发送启动帧给启动帧判断模块； n为正整数。 本发明能够有效对航天卫星系统中执行机构部件的信息进行采集，由此可对其出 现的意外问题或当前工作状态进行实时检测。
图l为本发明的结构示意图；图2为电压信号隔离模块的结构示意图；图3为开关 时间信号隔离模块的结构示意图。
具体实施例方式
具体实施方式
一 结合图l至图3说明本实施方式，本实施方式的小卫星执行机构
的状态信息采集装置，它包括磁力矩传感器电压采集模块1、卫星飞轮转速采集模块2、卫
星飞轮转速方向采集模块3、卫星燃料推进器开关时间采集模块4、控制及计算模块5、数据
组帧模块6、启动帧判断模块9、50ms周期信号采集模块10和动力学计算机16 ; 磁力矩传感器电压采集模块l，用于采集并输出外部磁力矩传感器输出的电压信
号； 卫星飞轮转速采集模块2，用于采集并输出外部卫星n路飞轮的转速脉冲信号；
卫星飞轮转速方向采集模块3，用于采集并输出外部卫星n路飞轮的转速方向信 号； 卫星燃料推进器开关时间采集模块4，用于采集并输出外部卫星燃料推进器的开 关时间信号； 控制及计算模块5，用于接收50ms周期信号采集模块10输出的指示信号，并在接 收到所述指示信号后，接收并转发磁力矩传感器电压采集模块1输出的电压信号，接收卫 星飞轮转速采集模块2输出的转速脉冲信号，并对接收到的转速脉冲信号进行计数，根据 计数结果产生转速信号，并将该转速信号输出，接收及转发卫星飞轮转速方向采集模块3 输出的转速方向信号，接收及转发卫星燃料推进器开关时间采集模块4输出的卫星燃料推 进器的开关时间信号； 数据组帧模块6，用于接收来自启动帧判断模块9的组帧控制信号，在接收到组帧 控制信号后，对由控制及计算模块5输出的转速脉冲信号、转速方向信号以及卫星燃料推 进器的开关时间信号进行组帧处理，并将组帧处理后的数据帧输出至动力学计算机16 ;
启动帧判断模块9，用于接收动力学计算机16发送来的启动帧，在接收到启动帧 后，发出组帧控制信号给数据组帧模块6 ; 50ms周期信号采集模块10，用于采集50ms周期信号的下降沿，并于采集到所述下 降沿后，产生指示信号给控制及计算模块5 ; 动力学计算机16，用于接收来自数据组帧模块6的数据帧，还用于发送启动帧给
启动帧判断模块9; n为正整数。 所述50ms周期信号来自外部的GPS模拟器。 本实施方式还包括通讯逻辑程序发送模块7和通讯逻辑程序接收模块8 ;通讯逻
5辑程序发送模块7，用于将数据组帧模块6组帧处理后的数据帧发送至动力学计算机16 ;通
讯逻辑程序接收模块8，用于将动力学计算机16发送来的启动帧转发至启动帧判断模块9 ;
通讯逻辑程序发送模块7及通讯逻辑程序接收模块8采用RS-485接口通讯方式。 所述RS-485接口通讯方式由IL422转换芯片搭建的接口电路实现。 本实施方式还包括电压信号隔离模块ll，所述电压信号隔离模块ll，用于对外部
磁力矩传感器产生的模拟量信号进行电气隔离处理，并将电气隔离处理后的信号输出至磁
力矩传感器电压采集模块l。 所述电压信号隔离模块11由第一电阻111和模拟隔离器件112组成，其中，第一 电阻111的信号输入端用于接收外部磁力矩传感器产生的电压信号，第一电阻111的信号 输出端连接模拟隔离器件112的信号输入端，模拟隔离器件112的信号输出端用于将电气 隔离处理后的信号输出。 所述第一电阻111选择阻抗匹配的电阻列构成；模拟隔离器件112采用AD202芯 片实现，具有减少外界干扰及对模拟量进行滤波净化的作用。 本实施方式还包括转速脉冲信号隔离模块12，所述转速脉冲信号隔离模块(12)， 用于对外部卫星n路飞轮的转速脉冲信号进行电气隔离处理，并将电气隔离处理后的信号 输出至卫星飞轮转速采集模块2。 所述转速脉冲信号隔离模块12利用磁耦芯片实现，它支持高摆率、抗干扰，解决 了脉冲信号高摆率及干扰性强的问题。 本实施方式还包括转速方向信号隔离模块13，所述转速方向信号隔离模块13，用 于对外部卫星n路飞轮的转速方向信号进行电气隔离处理，并将电气隔离处理后的信号输 出至卫星飞轮转速方向采集模块3。 本实施方式还包括开关时间信号隔离模块14，所述开关时间信号隔离模块14，用 于对外部卫星燃料推进器的开关时间信号进行电气隔离处理，并将电气隔离处理后的信号 输出至卫星燃料推进器开关时间采集模块4。 所述开关时间信号隔离模块14由第二电阻141和光电隔离器142串联而成，其 中，第二电阻141的信号输入端用于接收外部卫星燃料推进器的开关时间信号，光电隔离 器142用于将电气隔离处理后的信号输出。 本实施方式还包括周期信号隔离模块15，所述周期信号隔离模块15，用于对50ms 周期信号进行电气隔离，并将电气隔离处理后的信号输出至50ms周期信号采集模块10。
本实施方式分别通过电连接器将磁力矩传感器、卫星飞轮和推进线路盒输出的各 个信号引入，50ms周期信号采集模块10发出指示信号给控制及计算模块5后，控制及计算 模块5控制磁力矩传感器电压采集模块1、卫星飞轮转速采集模块2、卫星飞轮转速方向采 集模块3以及卫星燃料推进器开关时间采集模块4开始采集信号，上述四个模块将采集到 的信号输出给控制及计算模块5，控制及计算模块5分别对各信号进行计数或采集处理，并 将处理后的信号输出给数据组帧模块6，当启动帧判断模块9接收到动力学计算机16发送 来的启动帧时，启动帧判断模块9控制数据组帧模块6对数据组帧，再将组帧后的数据输出 给动力学计算机16。 在本实施方式中，对外部卫星燃料推进器采集信号时，动力学计算机16每50ms向 执行机构采集板请求一次数据。
根据发送数据时序设计要求，在收到启动帧信号后3ms内要求外部卫星燃料推进 器完成数据发送。 本发明对提高卫星检测多种执行机构状态采样灵活度起到了重要的作用。此装置 将采集到的TTL电平和脉冲电压信号存储转换后，利用卫星RS-485通讯协议组成应答数 据帧反馈给动力学计算机16，从而实现了中心计算机指令执行、反馈应答的操作流程。本 装置是卫星闭环检测系统中的重要组成部分之一，这种执行机构的状态信息采集装置的设 计，用于航天测试或其他系统中，使原本庞大复杂的测试系统转换成集成度高，灵敏度强的 装置，完成卫星测试系统的闭环检测的过程，最主要的是实现了执行机构状态信息采集装 置可以对多个执行器部件进行检测的目的，它解决了航天卫星系统中执行机构部件可能出 现的意外问题或当前工作状态进行实时采集，并实现单一装置对多个执行机构部件进行采 集并及时反馈给控制计算机。本装置的设计是针对航天控制系统中多个执行机构的工作状 态，利用采集执行机构产生的电压信号，以并行采集的手段检测磁力矩传感器模拟电压、飞 轮转速脉冲信号和推进器发动机开关时间并将采集结果发送给动力学计算机，这样即完成 了对卫星执行器部件信号的采集又实现了卫星系统闭环测试的目的。
权利要求
小卫星执行机构的状态信息采集装置，其特征在于它包括磁力矩传感器电压采集模块(1)、卫星飞轮转速采集模块(2)、卫星飞轮转速方向采集模块(3)、卫星燃料推进器开关时间采集模块(4)、控制及计算模块(5)、数据组帧模块(6)、启动帧判断模块(9)、50ms周期信号采集模块(10)和动力学计算机(16)；磁力矩传感器电压采集模块(1)，用于采集并输出外部磁力矩传感器输出的电压信号；卫星飞轮转速采集模块(2)，用于采集并输出外部卫星n路飞轮的转速脉冲信号；卫星飞轮转速方向采集模块(3)，用于采集并输出外部卫星n路飞轮的转速方向信号；卫星燃料推进器开关时间采集模块(4)，用于采集并输出外部卫星燃料推进器的开关时间信号；控制及计算模块(5)，用于接收50ms周期信号采集模块(10)输出的指示信号，并在接收到所述指示信号后，接收并转发磁力矩传感器电压采集模块(1)输出的电压信号，接收卫星飞轮转速采集模块(2)输出的转速脉冲信号，并对接收到的转速脉冲信号进行计数，根据计数结果产生转速信号，并将该转速信号输出，接收及转发卫星飞轮转速方向采集模块(3)输出的转速方向信号，接收及转发卫星燃料推进器开关时间采集模块(4)输出的卫星燃料推进器的开关时间信号；数据组帧模块(6)，用于接收来自启动帧判断模块(9)的组帧控制信号，在接收到组帧控制信号后，对由控制及计算模块(5)输出的转速脉冲信号、转速方向信号以及卫星燃料推进器的开关时间信号进行组帧处理，并将组帧处理后的数据帧输出至动力学计算机(16)；启动帧判断模块(9)，用于接收动力学计算机(16)发送来的启动帧，在接收到启动帧后，发出组帧控制信号给数据组帧模块(6)；50ms周期信号采集模块(10)，用于采集50ms周期信号的下降沿，并于采集到所述下降沿后，产生指示信号给控制及计算模块(5)；动力学计算机(16)，用于接收来自数据组帧模块(6)的数据帧，还用于发送启动帧给启动帧判断模块(9)；n为正整数。
2. 根据权利要求1所述的小卫星执行机构的状态信息采集装置，其特征在于它还包括 通讯逻辑程序发送模块(7)和通讯逻辑程序接收模块(8);通讯逻辑程序发送模块(7)，用 于将数据组帧模块(6)组帧处理后的数据帧发送至动力学计算机(16);通讯逻辑程序接收 模块(8)，用于将动力学计算机(16)发送来的启动帧转发至启动帧判断模块(9);通讯逻辑 程序发送模块(7)及通讯逻辑程序接收模块(8)采用RS-485接口通讯方式。
3. 根据权利要求2所述的小卫星执行机构的状态信息采集装置，其特征在于所述 RS-485接口通讯方式由IL422转换芯片搭建的接口电路实现。
4. 根据权利要求1、2或3所述的小卫星执行机构的状态信息采集装置，其特征在于它 还包括电压信号隔离模块(ll)，所述电压信号隔离模块(ll)，用于对外部磁力矩传感器产 生的模拟量信号进行电气隔离处理，并将电气隔离处理后的信号输出至磁力矩传感器电压 采集模块(1)。
5. 根据权利要求4所述的小卫星执行机构的状态信息采集装置，其特征在于所述电压信号隔离模块(11)由第一电阻(111)和模拟隔离器件(112)组成，其中，第一电阻(111)的信号输入端用于接收外部磁力矩传感器产生的电压信号，第一电阻(111)的信号输出端连接模拟隔离器件(112)的信号输入端，模拟隔离器件(112)的信号输出端用于将电气隔离处理后的信号输出。
6. 根据权利要求1、2或3所述的小卫星执行机构的状态信息采集装置，其特征在于它还包括转速脉冲信号隔离模块(12)，所述转速脉冲信号隔离模块(12)，用于对外部卫星n路飞轮的转速脉冲信号进行电气隔离处理，并将电气隔离处理后的信号输出至卫星飞轮转速采集模块(2)。
7. 根据权利要求1、2或3所述的小卫星执行机构的状态信息采集装置，其特征在于它还包括转速方向信号隔离模块(13)，所述转速方向信号隔离模块(13)，用于对外部卫星n路飞轮的转速方向信号进行电气隔离处理，并将电气隔离处理后的信号输出至卫星飞轮转速方向采集模块(3)。
8. 根据权利要求1、2或3所述的小卫星执行机构的状态信息采集装置，其特征在于它还包括开关时间信号隔离模块(14)，所述开关时间信号隔离模块(14)，用于对外部卫星燃料推进器的开关时间信号进行电气隔离处理，并将电气隔离处理后的信号输出至卫星燃料推进器开关时间采集模块(4)。
9. 根据权利要求8所述的小卫星执行机构的状态信息采集装置，其特征在于所述开关时间信号隔离模块(14)由第二电阻(141)和光电隔离器(142)串联而成，其中，第二电阻(141)的信号输入端用于接收外部卫星燃料推进器的开关时间信号，光电隔离器(142)用于将电气隔离处理后的信号输出。
10. 根据权利要求1、2或3所述的小卫星执行机构的状态信息采集装置，其特征在于它还包括周期信号隔离模块(15)，所述周期信号隔离模块(15)，用于对50ms周期信号进行电气隔离，并将电气隔离处理后的信号输出至50ms周期信号采集模块(10)。
全文摘要
小卫星执行机构的状态信息采集装置，它涉及一种信号采集装置，它解决了目前尚无设备能够有效检测多种类的卫星执行机构部件状态信息的问题。小卫星执行机构的状态信息采集装置，包括磁力矩传感器电压采集模块、卫星飞轮转速采集模块、卫星飞轮转速方向采集模块、卫星燃料推进器开关时间采集模块、控制及计算模块、数据组帧模块、启动帧判断模块、50ms周期信号采集模块和动力学计算机；状态信息采集装置接收到50ms周期信号后，采集磁力矩传感器、飞轮和卫星燃料推进器输出的各个信号并处理，将处理后的数据组帧后通过RS-485通讯逻辑程序传送给动力学计算机。本发明克服了已有技术的不足，可用于航天领域执行机构部件的信号采集检测。
文档编号G01M99/00GK101738332SQ20091031292
公开日2010年6月16日 申请日期2009年12月31日 优先权日2009年12月31日
发明者俞洋, 彭喜元, 栗明明, 赵光权, 郑博, 马云彤 申请人:哈尔滨工业大学