航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统的制作方法
【专利摘要】一种航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，包括多功能结构单元、电源管理单元、数据处理单元和放电负载单元。多功能结构单元集承载、供电、减振等功能于一体；电源管理单元控制充/放电操作，实时检测及调整电源模块的电性能参数，并将其传输给数据处理单元；数据处理单元获取系统运行的机/电性能参数，并通过遥测与数传接口提交给航天器平台，最终传回地面；放电负载单元在电源管理单元控制下耗用电能。该系统将航天器结构与电源等多功能融合，并集电源充/放电管理、结构力学/电性能监测、数据管理及传输等为一体，能系统地执行从遥控指令接收到多功能实现、再到状态监测及数据管理与传输等任务过程。
【专利说明】
航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统
技术领域
[0001] 本发明属于航天器结构与设计技术领域，具体设及一种航天器在轨多功能结构综 合管理与操控系统。
【背景技术】
[0002] 当前，航天器对其有效载荷比和可利用空间提出了越来越高的要求，为此，多功能 结构技术在航天领域逐渐受到重视并走向应用。多功能结构技术是把数据处理、福射防护、 热控、蓄电等功能与航天器自身结构有机融合为一体的一项技术，通过采用结构、功能和材 料的一体化设计，消除大量冗余质量和体积，从而显著提升航天器的载荷/质量比、载荷/体 积比W及功能/结构比。
[0003] 然而，对于一个具体的多功能结构，要想实现其在航天器上的顺利、正常工作，需 要对其在轨工作过程进行管理和控制，同时需要对其在轨工作状态进行监测。因此，急需研 制一套在轨管理与操控系统，W对航天器多功能结构进行有效管理与控制。截止目前，在国 内外还没有发现关于此类管理与操控系统的文献报道或工程应用先例。
【发明内容】
[0004] 为了实现多功能结构在航天器上正常工作，本发明提供了一种航天器在轨多功能 结构综合管理与操控系统。
[0005] 本发明的技术方案是：
[0006] -种航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，包括多功能结构单元、电源管 理单元、数据处理单元和放电负载单元。其中，所述多功能结构单元由主结构模块、四个可 充/放电源模块、减振系统W及传感器模块组成，所述电源管理单元与可充/放电源模块连 接，控制可充/放电源模块的充电和放电操作，同时实时检测调整可充/放电源模块的各电 性能参数，并将可充/放电源模块的各电性能参数传输给数据处理单元，并将自身工作状态 参数通过其自身的遥测接口直接提交到航天器平台；所述数据处理单元与传感器模块连 接，通过传感器模块获取多功能结构单元运行时的机械性能参数与电性能参数，并通过其 自身的遥测接口与数传接口，将采集的数据提交给航天器平台，最终传回地面测控平台；所 述放电负载单元与电源管理单元连接，能够在电源管理单元的控制下耗用电源模块的能 量。
[0007] 本发明中，所述主结构模块包括框架、上盖板和下盖板;其中，所述框架的整体外 形呈田字构型，具有四个方格空腔，所述框架具有关于x、y和Z =轴的全方位对称性;所述下 盖板固定于所述框架的底面;所述上盖板固定于所述框架的顶面;所述框架、上盖板和下盖 板一同组成主承力结构，具有结构承载的功能；
[000引所述可充/放电源模块包括4个，分别记为可充/放电源模块I、可充/放电源模块 n、可充/放电源模块m和可充/放电源模块IV;每个可充/放电源模块通过弹性支撑结构W 嵌埋方式设置于框架、上盖板W及下盖板所形成的封闭方格空腔内，且框架内的每个方格 空腔内唯一安装一个可充/放电源模块;可充/放电源模块的正、负极线通过强电电缆引出， 连接到设置于所述框架的外侧壁的强电电连接器上形成充放电接口；所述可充/放电源模 块既具有多次充电与多次放电的功能，又具有充当振子消耗振动能量的功能。
[0009] 每个可充/放电源模块的四周与用于容纳该可充/放电源模块的方格空腔壁之间 设置有弹性块。每个可充/放电源模块的底面与所述下盖板之间设置有弹性垫。每个可充/ 放电源模块的顶面与所述上盖板之间也设置有弹性垫。可充/放电源模块、弹性块和弹性垫 构成减振系统，相当于"弹黃-振子"模型。其中，所述弹性块和所述弹性垫相当于具有一定 刚度和阻尼的弹性支撑;所述可充/放电源模块相当于具有一定质量的振子，该减振系统一 方面通过弹性支撑的变形吸振耗能，另一方面由作为振子的可充/放电源模块将结构振动 能量转化为振子动能的方式来消耗振动能量，二者综合作用的结果降低了振动在多功能结 构中的传递，并有效管理可充/放电源模块的力学环境；
[0010] 所述传感器模块包括若干个溫度传感器和若干个加速度传感器；其中，所述若干 个溫度传感器分别设置于可充/放电源模块的内腔和外侧壁，用于监测相应可充/放电源模 块的溫度;所述若干个加速度传感器分别设置于所述框架的内壁、上盖板的内壁W及所述 下盖板的内壁，用于测量所述框架、上盖板和所述下盖板的振动情况，为多功能结构单元内 部的电能与振动管理提供了检测与监控手段。
[0011] 此外，所述多功能结构单元还具有2路弱电接口，分别为溫度信号输出接口和加速 度信号输出接口，它们均采用弱电电缆与数据处理单元相连接。
[0012] 本发明中，可W通过将位置相邻的2个可充/放电源模块进行串联，得至顺组相同 输出电压的电源，分别称为主份电源和备份电源;所述主份电源和备份电源各具有1路充放 电接口，充放电接口为强电接口，所述主份电源和备份电源各自通过其充放电接口采用强 电电缆与电源管理单元相连接。
[0013] 本发明中，所述电源管理单元包括充电调节器模块、放电调节器模块、调理电路模 块和辅助源电路，具有充电控制、放电控制、主/备份电源切换和电压/电流检测调理功能； 用于多功能结构单元在轨运行时的充电/放电管理，并利用内部集成的检测调理电路，协助 放电负载单元获取多功能结构单元中的裡电池在轨运行的电性能参数。
[0014] 所述电源管理单元具有2路充放电接口和1路指令接口，2路充放电接口分别连接 到电源模块的主份电源和备份电源，1个指令接口接收航天器发送的控制指令，电源管理单 元控制放电负载单元对主份电源或者备份电源进行放电。
[0015] 本发明中，所述数据处理单元包括电源模块、CPU控制模块和数据采集模块，数据 处理单元采集、处理和传输多功能结构单元在发射阶段及在轨运行期间的机械性能参数和 电压、电流等电性能参数，获取多功能结构单元的振动特性、验证多功能结构单元的结构支 撑性能和基本电性能。
[0016] 本发明中，所述放电负载单元可W采用任意形式的负载，耗用多功能结构单元的 电能。如所述放电负载单元采用多路加热片的方式实现，用于消耗多功能结构单元的电能。
[0017] 本发明中，所述多功能结构单元可通过螺钉连接方式安装在航天器舱板上，也可 直接作为航天器舱板或隔板使用。所述电源管理单元和数据处理单元均安装于航天器本体 舱内。所述放电负载单元可采用热导胶贴装在航天器舱壁上或螺接等其它方式安装在航天 器本体舱内，并通过电缆与电源管理单元相连接。
[0018] 进一步的，可在所述多功能结构单元底面上安装相变装置，该多功能结构与相变 装置之间可用绝缘膜隔离;所述绝缘膜采用聚酷亚胺材料制成;所述相变装置是通过将正 十六烧灌装在金属壳中而制成，用于对多功能结构单元进行被动热控。
[0019] 通过采用上述技术方案，形成了一种航天器在轨多功能结构综合管理与操控系 统，该系统可提供电源管理和测控接口功能，可实现对多功能结构内部电源模块的充电/放 电控制，可监测电源模块的电压和电流信号，同时还可通过驱动多功能结构内部的加速度 传感器和溫度传感器，来监测并分析其减振特性和热特性。
[0020] 与现有技术相比，本发明的优点在于:将航天器结构与电源等多功能融合，并集电 源充/放电管理、结构力学性能监测、电性能监测、数据管理及传输等为一体，能够系统地执 行从遥控指令接收到多功能实现、再到状态监测及数据管理与传输等任务过程，且体积小、 重量轻、功能密度高，解决了航天器内部空间局限、重量限制等与其对多功能、长寿命等要 求日益提高的尖锐矛盾。
【附图说明】
[0021] 图1为本发明的原理框图。
[0022] 图2为多功能结构单元的结构示意图。
[0023] 图3为电源管理单元的结构组成图。
[0024] 图4为数据处理单元的结构组成图。
[0025] 图5为放电负载单元的连接关系图。
[0026] 图6为本发明航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统在航天器内部的一种安 装位置示意图。
[0027] 图7为本发明航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统在航天器内部的另一种 安装位置示意图。
[002引图中标号说明：
[0029] 1、多功能结构单元;2、电源管理单元;3、数据处理单元;4、放电负载单元;5、框架； 6、上盖板;7、下盖板;8、可充/放电源模块I; 9、可充/放电源模块II; 10、可充/放电源模块 III; 11、可充/放电源模块IV; 12、弹性块;13、弹性垫。
[0030] 图中符号说明：
[00川 MFSU--多功能结构单元；BMU--电源管理单元；DPU--数据处理单元； 化U--放电负载单兀;BCR--充电调节器模块;BDR--放电调节器模块;APS--辅助源 电路。
【具体实施方式】
[0032] 为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，W下结合 附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用W 解释本发明，并不用于限定本发明。
[0033] 为了综合管理和操控航天器电能与力学环境管理多功能结构，本发明提出了一种 航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统。
[0034] 结合图1-图7,本发明提供的航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，包括多 功能结构单元1、电源管理单元2、数据处理单元3和放电负载单元4,能够系统地执行从遥控 指令接收到多功能实现、再到状态监测及数据管理与传输等任务过程。
[0035] W下对各组成部分作详细介绍：
[0036] (一)多功能结构单元
[0037] 所述多功能结构单元1是航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统的核屯、工作 部件，具有结构承载、减振、供电与蓄电、振动及溫度测量等功能。图2为多功能结构单元1的 结构示意图，包括主结构模块、四个可充/放电源模块、减振系统W及传感器模块等四个部 分。
[003引1、多功能结构单元
[0039] 所述多功能结构单元包括框架5、上盖板6和下盖板7;下盖板7固定于框架5的底 面;上盖板6固定于框架5的顶面;框架5呈"曲'字构型，具有上下、左右及前后方向上的结构 对称性。框架5连同上盖板6、下盖板7-起组成主承力结构，具有结构承载的功能。
[0040] 所述框架5包括位于四周的边框W及位于框架内部的龙骨，边框W及龙骨均采用 空屯、方管连接装配而成。所述空屯、方管是采用碳纤维复合材料铺层制作而成，其铺层方式 为[±45/0/±45]2s。所述空屯、方管之间通过十字型接头、L型结构或者T型接头相互组装连 接形成边框W及龙骨进而形成框架。为了增强空屯、方管与十字型接头、L型结构W及T型接 头之间连接的可靠性，所述十字型接头、L型结构W及T型接头与与其连接的空屯、方管之间 均采用胶粘剂进行粘接。
[0041] 所述上盖板6、下盖板7均采用夹忍结构，所述上、下盖板均包括上蒙皮、夹忍格板 和下蒙皮，上蒙皮和下蒙皮分别铺盖固定在夹忍框架的上、下表面上，上下蒙皮与夹忍格板 之间均采用胶粘剂进行连接，并控制胶粘剂所在的粘接胶层的厚度在0.1 mm~0.2mm的范围 内，并采用J47胶膜作为胶粘剂。所述夹忍格板采用筋条形式，夹忍框架包括边框W及边框 内均匀呈横向或纵向排列的多条筋肋。
[0042] 此外，上盖板6和下盖板7上还打有多个排气孔，W用作工艺过程和真空环境下内 部气体的排出通道。
[0043] 2、可充/放电源模块
[0044] 所述可充/放电源模块共计4个，分别记为可充/放电源模块18、可充/放电源模块 n 9、可充/放电源模块虹10和可充/放电源模块IV11;可充/放电源模块可采用裡电池，更优 选的，可采用固态裡电池;每个可充/放电源模块W嵌埋的方式设置于框架5与上下盖板6、7 所形成的封闭方格空腔内。并且，每个方格空腔内唯一安装1个可充/放电源模块;可充/放 电源模块既具有多次充电与多次放电的功能，又具有充当振子消耗振动能量的功能。
[0045] 本实施例中，将位置相邻的2个可充/放电源模块进行串联，得到两组相同输出电 压的电源，分别称为主份电源和备份电源;主份电源和主备份电源各具有1路充放电接口， 该充放电接口为强电接口，采用强电电缆与电源管理单元2相连接。
[0046] 在可充/放电源模块内部还引出若干电压检测线，并焊接到安装于框架5外侧壁的 电连接器上，形成一个用于检测每个可充/放电源模块分级电压信号的检测接口。
[0047] 可充/放电源模块还进一步连接外置的电源管理单元2,可W实现恒流充/放电或 恒压充/放电，同时充/放电速度可控，从而有效实现对电能的管理。
[004引 3、减振系统
[0049] 所述充/放可充/放电源模块与框架5、上盖板6W及下盖板7之间设有弹性支撑件。 所述弹性支撑件包括弹性块12和弹性垫13,所述弹性块12和弹性垫13均采用K216娃橡胶材 料支撑。
[0050] 在每个可充/放电源模块的四周与用于容纳该可充/放电源模块的方格空腔壁之 间设置有弹性块12;每个可充/放电源模块的底面与下盖板7之间设置有弹性垫13,每个可 充/放电源模块的底面与上盖板6之间也设置有弹性垫13;可充/放电源模块、弹性块12和弹 性垫13构成减振系统，相当于"弹黃-振子"模型，其中，弹性块12和弹性垫13相当于具有一 定刚度和阻尼的弹性支撑;可充/放电源模块相当于具有一定质量的振子。该减振系统一方 面通过弹性支撑的变形吸振耗能，另一方面由作为振子的可充/放电源模块将结构振动能 量转化为振子动能的方式来消耗振动能量，二者综合作用的结果降低了振动在多功能结构 单元中的传递，并有效管理可充/放电源模块的力学环境。
[0051] 弹性块12和弹性垫13既具有结构支撑可充/放电源模块的功能，还可通过自身弹 性变形达到耗散一部分振动能量的作用，具有保护可充/放电源模块的功能，同时还具有可 充/放电源模块绝缘与散热的功能。
[0052] 弹性块12呈长方体形状，其两端分别与框架5的内侧面和可充/放电源模块的外侧 面W面接触方式相接，不存在固接关系；弹性垫13呈井字构型，一面通过胶粘剂与上盖板6 的下表面和下盖板7的上表面粘接在一起，而另一面仅W面接触方式与可充/放电源模块的 表面相接，不存在固接关系;安装好后的弹性块12和弹性垫13均处于预压紧状态，具有结构 支撑作用，可使得静止状态下的可充/放电源模块在框架5内部保持位置确定。
[0053] 在框架5的内侧，在每个弹性块12两侧根部界限处的位置，均采用结构胶粘剂粘接 有限位块，用于对弹性块12进行限位。
[0化4] 4、传感器模块
[0055]所述传感器模块包括多个溫度传感器和多个加速度传感器;其中，溫度传感器设 置于可充/放电源模块的内腔和外侧壁，用于监测可充/放电源模块的溫度;加速度传感器 设置于框架5的内壁、上盖板6的内壁和下盖板7的内壁，用于测量框架5、上盖板6和下盖板7 的振动情况，为多功能结构单元内部电能与振动管理提供了检测与监控手段。
[0化6](二）电源管理单元
[0057]电源管理单元2是航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统的重要组成部分， 能够为航天器在轨多功能结构综合管理与调控系统提供充/放电控制、主备电源控制与检 测调理等功能。具体地，电源管理单元2接收航天器平台的遥控指令，利用航天器母线电源 和放电负载单元4,对多功能结构单元1中的可充/放电源模块进行充电和放电操作；同时， 电源管理单元2检测并调理可充/放电源模块的电性能参数(包括电压、电流信号），提交给 数据处理单元3和航天器，并将自身工作状态参数通过直接遥测接口提交航天器平台。
[005引参照图3为电源管理单元的结构组成图。电源管理单元电源管理单元2包括充电调 节器模块BCR、放电调节器模块抓R、调理电路模块、辅助源电路APS(包含在各个模块中）构 成。充电单元模块BCR主要由主功率电路、保护电路、采样电路、充电控制和功率驱动电路W 及供电电路等组成;放电调节器模块抓R主要由滤波电路、保护电路、放电控制电路和供电 电路组成；调理电路模块主要对每节电池与地之间进行相应的补偿，使流过每节单体电池 的电流一致;辅助源电路AI^具有输入欠压保护、输入过流保护、输出过压保护等保护功能。
[0化9] (S)数据处理单元
[0060] 数据处理单元3是航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统的另一个重要组成 部分，其从航天器平台获取IOOV DC的母线电源和控制指令，通过传感器和检测调理电路获 取多功能结构单元1运行时的机械性能参数(加速度信号）与可充/放电源模块的电性能参 数（电压、电流信号和溫度信号），并通过遥测接口（直接遥测量和总线遥测通道)与数传接 口，将采集的数据提交给航天器平台，最终传回地面测控平台。
[0061] 图4为数据处理单元的结构组成图，包括可充/放电源模块、CPU控制模块、数据采 集模块和光纤控制器模块四个模块组成。其中，可充/放电源模块主要功能包括一次电源接 口、指令接口、二次电源变换、设备加断电控制、继电器状态量遥测、光纤传感器和加速度传 感器加断电控制等;CPU控制模块主要功能是数据的采集与处理、数据存储和LVDS数据发送 控制、1553B总线通讯控制等功能;数据采集模块主要功能包括加速度传感器接口、溫度量 输入接口、电压量输入接口、多选一通道控制、信号调理等;光纤控制器模块用于为光纤控 制器提供工作电源，并通过RS485接口接收光纤控制器输出的采集数据。本发明能够实现对 航天器在轨多功能结构综合管理与调控系统在发射阶段及在轨运行期间的结构性能和电 池性能数据进行采集、存储、处理和传输等功能。
[0062] 本实施例中，数据处理单元3中的元器件质量等级均采用普军W上，并通过冗余设 计提高设备可靠性，除传感器接口及调理电路、设备加断电控制电路外，其它电路都做冗余 设计。
[0063] (四）放电负载单元
[0064] 放电负载单元4为航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统中的用电负载，其 可W采用任意形式的负载，主要耗用多功能结构单元内部可充/放电源模块的电能。
[0065] 图5为放电负载单元4的连接关系图，其通过电源管理单元2与多功能结构单元1的 内部电源建立联系，可在电源管理单元2的控制下，消耗多功能结构单元1内部可充/放电源 模块的能量。
[0066] 在本实施例中，放电负载单元4采用了 10路成熟的、纯阻性负载类型的加热片实 现。10路加热片W并联方式工作，每路的额定功率为62.5W，其技术指标参数如下表1所示。
[0067] 表1放电负载单元内部加热片的技术指标参数 「nOARl
12 通过采用上述技术方案，形成了一种集电源充/放电管理、结构力学性能监测、电 性能监测、数据管理及传输等为一体的航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统。本发 明的创新点如下： 2 (1)该系统将航天器结构与电源等多功能融合，能够系统地执行从遥控指令接收 到多功能实现、再到状态监测及数据管理与传输等任务过程；
[0071] (2)该系统体积小、重量轻、功能密度高，解决了航天器内部空间局限、重量限制等 与其对多功能、长寿命等要求日益提高的尖锐矛盾。
[0072] 下面结合本发明在航天器上装配工艺流程W及系统各组成部件之间的连接关系， 对该航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统进行具体描述。
[0073] 第1步，多功能结构单元安装。
[0074] 多功能结构单元在航天器上的安装方式主要有两种，分别如图6和图7所示。第一 种方式是将多功能结构单元通过螺钉连接方式安装在航天器舱板上，如图6所示;第二种方 式是将多功能结构单元直接取代原有航天器舱板作为新的航天器舱板使用，如图7所示。此 夕h也可将其作为航天器的隔板使用。
[0075] 本实施例中，采用螺栓螺接的方式(第一种方式)将所述多功能结构单元安装于航 天器舱板上(具体参见图6)。从热控设计角度考虑，在所述多功能结构单元与航天器舱板之 间还安装了一种相变装置。该相变装置是通过将正十六烧(一种烙点为18.2°C的无色液体） 灌装在板式的金属壳中而制成，用于对多功能结构单元1进行被动热控。此外，从绝缘设计 角度考虑，在相变装置与所述多功能结构单元的底面之间，还采用了绝缘膜进行隔离。该绝 缘膜采用聚酷亚胺材料制成，能够对多功能结构单元起到绝缘作用。
[0076] 第2步，电源管理单元安装与线路连接。
[0077] 如图6和图7所示，电源管理单元安装于航天器的本体舱内。
[0078] 安装完毕后，先分别用2根强电电缆将电源管理单元2的2路充/放电接口（X04和 X09)连接到多功能结构单元的2路充/放电接口（分别对应多功能解单元内部的主份电源和 备份电源），W实现对多功能结构单元中可充/放电源模块的充电和放电操作控制;然后，用 电缆将电源管理单元2上用于检测电源电压的接口连接到多功能结构单元的电连接器(该 电连接器是安装于多功能结构单元框架外侧壁、用于检测每个可充/放电源模块分级电压 信号的检测接口），该电源电压输入电源管理单元2后，将在其内部调理电路的处理下，形成 电源分级电压信号输出给数据处理单元3。
[0079] 第3步，数据处理单元安装与线路连接。
[0080] 同样地，数据处理单元3也安装于航天器的本体舱内，如图6和图7所示。
[0081] 数据处理单元3安装完毕后，先分别用弱电电缆将数据处理单元3的溫度/加速度 信号输入接口与多功能结构单元1的2路弱电接口（即溫度信号输出接口和加速度信号输出 接口）连接起来;然后，采用电缆将数据处理单元3的电源电压/电流信号接口 W及电源分级 电压信号接口与电源管理单元2的相应输出接口连接起来，W获取电源电压/电流信号W及 电源分级电压信号。
[0082] 第4步，放电负载单元安装与线路连接。
[0083] 放电负载单元4可采用贴装在航天器舱壁上或螺接等其它方式安装在航天器本体 舱内。在本实施例中，放电负载单元是采用10路加热片并联方式构成，因而采用导热硅胶将 其贴装在航天器的舱壁上。
[0084] 贴装完毕后，通过电缆将放电负载单元4连接到电源管理单元2的一个接口（X03) 上。运样，放电负载单元就W间接方式与多功能结构单元1的内部可充/放电源模块建立起 联系，并在电源管理单元2的控制下，耗用多功能结构单元1内部可充/放电源模块的能量。
[0085] W上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施 例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应该提出，对于本技术领域 的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的改进和润饰，运些改进和润饰也应视 为本发明的保护范围。
【主权项】
1. 一种航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，包括多功能结构单元（I)、电源管 理单元(2)、数据处理单元(3)和放电负载单元(4)，其特征在于： 所述多功能结构单元（1)由主结构模块、四个可充/放电源模块、减振系统以及传感器 模块组成，所述电源管理单元(2)与可充/放电源模块连接，控制可充/放电源模块的充电和 放电操作，同时实时检测调整可充/放电源模块的各电性能参数，并将可充/放电源模块的 各电性能参数传输给数据处理单元(3)，并将自身工作状态参数通过其自身的遥测接口直 接提交到航天器平台；所述数据处理单元(3)与传感器模块连接，通过传感器模块获取多功 能结构单元（1)运行时的机械性能参数与电性能参数，并通过其自身的遥测接口与数传接 口，将采集的数据提交给航天器平台，最终传回地面测控平台；所述放电负载单元(4)与电 源管理单元(2)连接，能够在电源管理单元(2)的控制下耗用电源模块的能量。2. 根据权利要求1所述的航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，其特征在于： 所述主结构模块包括框架（5)、上盖板(6)和下盖板(7)，所述框架（5)的整体外形呈田 字构型，具有四个方格空腔，所述框架(5)具有关于x、y和z三轴的全方位对称性;所述下盖 板（7)固定于所述框架（5)的底面;所述上盖板(6)固定于所述框架（5)的顶面;所述框架 (5)、上盖板(6)和下盖板(7)组成主承力结构； 所述可充/放电源模块包括4个，分别记为可充/放电源模块I (8 )、可充/放电源模块Π (9)、可充/放电源模块ΙΠ (10)和可充/放电源模块IV( 11);每个可充/放电源模块通过弹性 支撑结构以嵌埋方式设置于框架(5)、上盖板(6)以及下盖板(7)所形成的封闭方格空腔内， 且框架内的每个方格空腔内唯一安装1个可充/放电源模块;可充/放电源模块的正、负极线 通过强电电缆引出，连接到设置于所述框架的外侧壁的强电电连接器上形成充放电接口； 所述可充/放电源模块既具有多次充电与多次放电的功能，又具有充当振子消耗振动能量 的功能； 每个可充/放电源模块的四周与用于容纳该可充/放电源模块的方格空腔内壁之间设 置有弹性块（12);每个可充/放电源模块的底面与所述下盖板(7)之间设置有弹性垫（13)， 每个可充/放电源模块的顶面与所述上盖板(6)之间也设置有弹性垫（13);可充/放电源模 块、弹性块(12)和弹性垫(13)构成减振系统； 所述传感器模块包括若干个温度传感器和若干个加速度传感器;所述若干个温度传感 器分别设置于可充/放电源模块的内腔和外侧壁，用于监测相应可充/放电源模块的温度； 所述若干个加速度传感器分别设置于所述框架(5)的内壁、上盖板(6)的内壁以及所述下盖 板(7)的内壁，用于测量所述框架(5)、上盖板(6)和所述下盖板(7)的振动情况。3. 根据权利要求2所述的航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，其特征在于:所 述多功能结构单元（1)具有2路弱电接口，分别为温度信号输出接口和加速度信号输出接 口，它们均采用弱电电缆与数据处理单元(3)相连接。4. 根据权利要求2或3所述的航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，其特征在 于:将位置相邻的2个可充/放电源模块进行串联，得到两组相同输出电压的电源，分别称为 主份电源和备份电源;所述主份电源和备份电源各具有1路充放电接口，充放电接口为强电 接口，所述主份电源和备份电源各自通过其充放电接口采用强电电缆与电源管理单元(2) 相连接。5. 根据权利要求4所述的航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，其特征在于:所 述电源管理单元(2)包括充电调节器模块、放电调节器模块、调理电路模块和辅助源电路， 具有充电控制、放电控制、主/备份电源切换和电压/电流检测调理功能；用于多功能结构单 元（1)在轨运行时的充电/放电管理，并利用内部集成的检测调理电路，协助放电负载单元 (4)获取多功能结构单元(1)中的锂电池在轨运行的电性能参数。6. 根据权利要求5所述的航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，其特征在于:所 述电源管理单元(2)具有2路充放电接口和1路指令接口，2路充放电接口分别连接到电源模 块的主份电源和备份电源，1个指令接口接收航天器发送的控制指令，电源管理单元(2)控 制放电负载单元(4)对主份电源或者备份电源进行放电。7. 根据权利要求1所述的航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，其特征在于，所 述数据处理单元(3)包括电源模块、CPU控制模块和数据采集模块，数据处理单元(3)采集、 处理和传输多功能结构单元（1)在发射阶段及在轨运行期间的机械性能参数和电压、电流 等电性能参数，获取多功能结构单元（1)的振动特性、验证多功能结构单元（1)的结构支撑 性能和基本电性能。8. 根据权利要求1所述的航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，其特征在于:所 述放电负载单元(4)采用多路加热片的方式实现，用于消耗多功能结构单元的电能。9. 根据权利要求1所述的航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，其特征在于:所 述多功能结构单元(1)通过螺钉连接方式安装在航天器舱板上，或者多功能结构单元（1)直 接作为航天器舱板或隔板使用； 所述电源管理单元(2)和数据处理单元(3)均安装于航天器本体舱内； 所述放电负载单元(4)可采用热导胶贴装在航天器舱壁上或螺接等其它方式安装在航 天器本体舱内，并通过电缆与电源管理单元(2)相连接。10. 根据权利要求9所述的航天器在轨多功能结构综合管理与操控系统，其特征在于： 在所述多功能结构单元（1)底面上安装相变装置，该多功能结构与相变装置之间用绝缘膜 隔离;所述绝缘膜采用聚酰亚胺材料制成;所述相变装置是通过将正十六烷灌装在金属壳 中而制成，用于对多功能结构单元(1)进行被动热控。
【文档编号】G05B19/04GK105955075SQ201610305265
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年5月10日
【发明人】李东旭, 吴军, 李德湛, 范才智, 尹昌平, 刘望, 郝东, 罗青
【申请人】中国人民解放军国防科学技术大学