本实用新型涉及卫星技术领域，具体涉及一种卫星一体化控制器。
背景技术：
卫星平台作为卫星的核心部分，一般包括星载计算机(也称星务或数管)、供配电、姿轨控、推进、测控、热控、结构与机构七大系统，每个系统根据卫星平台需求进行独立设计，最终实现一个满足平台需求的系统方案。为提高卫星平台的各电子系统的可靠性，设计方案一般会采用容冗余设计技术和重构技术等单粒子防护技术避免空间辐照对系统影响，并对选用器件采用降额使用，通过延缓器件退化的手段达到提高系统可靠性的目的。
星载计算机与姿轨控系统的姿轨控计算机是卫星平台的两个重要组成部分，传统的卫星设计中，这两台计算机隶属于两个系统，由两个系统进行独立设计实现，整个卫星平台由两台主要的计算机组成，并且每台计算机都采取了冗余备份设计措施，有的卫星平台在供配电系统中也设计了冗余备份计算。此类设计方案一方面增加了星载计算机之间的信息传输量与协议复杂度，另一方面浪费了卫星空间、重量、能量等资源。
微小型卫星对质量、空间、功耗都有着苛刻的要求，传统的卫星平台设计方案无法高效解决微小型卫星的需求。传统的卫星平台由各组成系统按照总体要求独立设计完成，最终链接到一起实现卫星平台功能，造成了同一卫星平台存在多台计算机及数据处理单元，一方面增加了系统间信息的复杂度，另一方面浪费了卫星的宝贵资源。
技术实现要素：
针对现有技术中的缺陷，本实用新型提供一种卫星一体化控制器，本实用新型对现有卫星平台资源进行了一体化集成设计，简化了卫星平台的设计，节约了卫星平台资源。
为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案：
本实用新型提供了一种卫星一体化控制器，包括：计算机模块和接口模块；
所述计算机模块将姿轨控计算机、星务计算机、供配电控制器的下位机的计算与数据处理单元进行集成，统一由所述计算机模块实现相应的计算机功能；
所述接口模块用于提供所述计算机模块与外部器件进行通信所需的接口功能；所述外部器件包括：太阳敏感器、星敏感器、磁强计、陀螺、飞轮、磁力矩器和供配电控制器中的一种或多种。
进一步地，所述计算机模块包括：姿轨控控制单元、任务管理单元和状态监控单元；
所述姿轨控控制单元用于实现卫星状态信息获取、姿态控制与轨道控制计算；
所述任务管理单元用于实现卫星任务调度、规划与星地通信管理；
所述状态监控单元用于实现对卫星平台运行状态的监测。
进一步地，所述姿轨控控制单元、任务管理单元和状态监控单元之间通过软件接口进行通信。
进一步地，所述卫星一体化控制器还包括：备份模块，所述备份模块对所述计算机模块采用整模块备份的方式进行备份。
进一步地，所述备份模块采用双机备份容错设计，由容错电路完成双机当班逻辑判断和自主切换功能。
进一步地，所述接口模块包括7个以上的硬件接口，每个硬件接口分别与一个外部器件进行通信
由上述技术方案可知，本实用新型提供的卫星一体化控制器，对现有卫星平台资源进行了一体化集成设计，简化了卫星平台的设计，节约了卫星平台资源，降低了卫星研制成本，并间接加快了卫星的研制进度。
附图说明
为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本实用新型一实施例提供的卫星一体化控制器的结构示意图。
具体实施方式
为使本实用新型实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。
本实用新型一实施例提供了一种卫星一体化控制器，参见图1，包括：计算机模块和接口模块；
所述计算机模块将姿轨控计算机、星务计算机、供配电控制器的下位机的计算与数据处理单元进行集成，统一由所述计算机模块实现相应的计算机功能；
所述接口模块用于提供所述计算机模块与外部器件进行通信所需的接口功能；所述外部器件包括：太阳敏感器、星敏感器、磁强计、陀螺、飞轮、磁力矩器和供配电控制器中的一种或多种。
可见，本实施例提供的卫星一体化控制器，将姿轨控计算机、星务计算机、供配电控制器的下位机的计算与数据处理单元进行集成，统一由一台计算机实现原来的计算机功能，有效减少了卫星平台计算机的数量，简化了平台产品的连接，采用集成化设计的控制器实现的微小型卫星平台组成如图1所示。
进一步地，所述接口模块包括7个以上的硬件接口，每个硬件接口分别与一个外部器件进行通信。例如，对于太阳敏感器、星敏感器、磁强计、陀螺、飞轮、磁力矩器和供配电控制器这些外部器件，分别有一个与之对应的外部接口。
进一步地，所述计算机模块包括：姿轨控控制单元、任务管理单元和状态监控单元；
所述姿轨控控制单元用于实现卫星状态信息获取、姿态控制与轨道控制计算；
所述任务管理单元用于实现卫星任务调度、规划与星地通信管理；
所述状态监控单元用于实现对卫星平台运行状态的监测。
可以理解的是，所述姿轨控控制单元、任务管理单元和状态监控单元之间通过软件接口进行通信。
需要说明的是，一体化集成设计后的控制器对星务、姿轨控、供配电控制的功能进行了系统设计，各功能间的接口也由硬件接口变为了软件内部接口，集成设计后的软件由姿轨控控制、任务管理与状态监控三部分组成。其中姿轨控控制单元实现卫星状态信息获取、姿态控制与轨道控制计算，任务管理单元实现卫星任务调度、规划与星地通信管理，状态监控单元实现对卫星平台运行状态的监测。可以理解的是，所述姿轨控控制单元、任务管理单元和状态监控单元各自的处理过程不涉及方法上的改进。
进一步地，由于本实施例提供的卫星一体化控制器，将现有卫星平台资源进行了一体化集成设计，形成了卫星平台控制功能的高度集中，因此为实现该卫星一体化控制器的高可靠性，对该卫星一体化控制器在采用常规的可靠性设计同时，还设置了备份模块，用于对所述计算机模块采用整模块备份的方式进行备份。所述备份模块采用双机备份容错设计，由容错电路完成双机当班逻辑判断和自主切换功能，通过给容错电路加、断电的方式实现任务管理计算机是否具有容错的功能，从而提高集成控制器的可靠性。
可见，本实施例提供的卫星一体化控制器，通过对现有卫星平台资源进行了一体化集成设计，并对关键部件采取了备份设计，简化了卫星平台的设计，节约了卫星平台资源，降低了卫星研制成本，并间接加快了卫星的研制进度。
以上实施例仅用于说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，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；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。