一种用于航天器有效载荷的电源管理控制结构及方法与流程

1.本发明涉及航天器有效载荷电源控制领域，尤其涉及到一种用于航天器有效载荷的电源管理控制结构及方法。


背景技术：

2.航天器有效载荷是指装载在航天器上直接完成特定任务的仪器、设备、试件等。有效载荷种类繁多，某种特定功能的有效载荷通常由多个电子设备或模块组成。为了降低有效载荷的能耗，通常在执行任务期间才对其上电，其他状态下为待机状态或断电状态。因此，需要通过一种有效可靠的手段控制有效载荷的加断电同时对其工作状态进行监控。现有的有效载荷电源管理通常是采用oc指令的方式实现，航天器平台上位机与下级控制模块通过oc指令线以及oc指令母线连接。各个被控节点模块设置继电器开关并连接oc指令和指令母线。在需要进行上下电时，上位机发送oc指令脉冲驱动下级模块继电器开关状态发生变化，从而实现对模块的上下电控制。
3.上述方法存在以下缺陷：
4.(1)该方法受oc指令最初设计的限制，一旦系统硬件固定便难以增加新的oc指令线，导致后续系统升级改造无法根据需求对控制节点进行扩展，无法适应航天电子设备综合化的需求。
5.(2)为了保证oc控制信号的可靠性，通常需要对每一条oc指令进行双线双点冗余备份，模块越多接线就越多，因此增加了系统的接线和结构复杂度。
6.(3)在对于系统模块上下电有复杂流程的要求的场景缺乏灵活性和有效的电源监控手段，不满足接口标准化、高度集成化、设计一体化等技术发展要求。
7.上述内容仅用于辅助理解本发明的技术方案，并不代表承认上述内容是现有技术。


技术实现要素：

8.本发明的主要目的在于提供一种用于航天器有效载荷的电源管理控制结构及方法，旨在解决目前有效载荷电源控制方案系统复杂、可扩展性差以及控制灵活性不高的技术问题。
9.为实现上述目的，本发明提供一种用于航天器有效载荷的电源管理控制结构，所述电源管理控制结构包括：
10.主备两路can总线；
11.主控节点，挂接所述can总线，用于接收所述can总线上的电路状态信息，以及向所述can总线发送电源控制指令；
12.若干个从节点，挂接所述can总线，用于采集所述从节点的电路状态信息，以及根据can总线传输的电源控制指令，控制其他功能电路的电源接入状态。
13.可选的，所述航天器有效载荷还包括供电总线，所述供电总线分别连接主控节点
和若干个从节点。
14.可选的，所述从节点包括第一电源转换电路和从节点电源控制电路；其中：
15.所述第一电源转换电路的电源输入端连接供电总线，所述第一电源转换电路的输出端连接第一电源控制电路和其他功能电路，用于为所述有效载荷的第一电源控制电路和其他功能电路供电；
16.所述从节点电源控制电路用于获取can总线的电源控制指令，根据所述电源控制指令生成使能控制信号，并将所述使能控制信号发送至第一电源转换电路，以驱动所述第一电源转换电路向其他功能电路供电。
17.可选的，所述第一电源转换电路包括第一电源转换芯片和第二电源转换芯片；其中：
18.所述第一电源转换芯片的电源输入端连接供电总线，所述第一电源转换芯片的电源输出端连接电源控制电路；
19.所述第二电源转换芯片的电源输入端连接供电总线，所述第二电源转换芯片的电源输出端连接其他功能电路。
20.可选的，所述从节点电源控制电路包括：
21.电路状态监测电路，用于采集所述从节点的电路状态信息；
22.从节点mcu控制器，连接所述电路状态监测电路和第二电源转换芯片，用于接收电路状态信息，以及根据电源控制指令生成使能控制信号，并将所述使能控制信号发送至第二电源转换芯片；
23.若干个can总线收发电路，分别连接若干路can总线，用于can总线电信号的转换控制；
24.若干个can协议控制单元，连接所述从节点mcu控制器及can总线收发电路，用于can总线协议的解析，实现从节点mcu控制器与can总线之间电源控制指令与电路状态信息的传输。
25.可选的，所述主控节点包括第二电源转换电路和主控节点电源控制电路；其中：
26.所述第二电源转换电路的电源输入端连接供电总线，所述第二电源转换电路的输出端连接主控节点电源控制电路，用于为所述主控节点电源控制电路供电；
27.所述主控节点电源控制电路用于获取can总线的电路状态信息，根据所述电路状态信息生成电源控制指令，并将所述电源控制指令发送至can总线。
28.可选的，所述第二电源转换电路包括第二电源转换芯片，所述第二电源转换芯片的电源输入端连接供电总线，所述第二电源转换芯片的电源输出端连接主控节点电源控制电路及其他功能电路。
29.可选的，所述主控节点电源控制电路包括：
30.若干个can总线收发电路，分别连接若干路can总线，用于can总线电信号的转换控制；
31.若干个can协议控制单元，连接主控节点mcu控制器及can总线收发电路，用于can总线协议的解析，实现主控节点mcu控制器与can总线之间电源控制指令与电路状态信息的传输；
32.主控节点mcu控制器，连接若干个can协议控制单元，用于根据有效载荷运行需求
生成电源控制指令。
33.此外，为了实现上述目的，本发明还提供一种用于航天器有效载荷的电源管理控制方法，用于如上所述的用于航天器有效载荷的电源管理控制结构，所述方法包括如下步骤：
34.当需要执行任务时，主控节点通过can总线发送加电指令到从节点；所述从节点连接有电源转换电路；
35.从节点解析指令，若为上电指令，则向电源转换电路发出使能控制信号，驱动所述电源转换电路将供电总线接入其他功能电路；
36.从节点采集有效载荷的电路状态信息，并将所述电路状态信息发送至can总线；
37.主控节点获取电路状态信息，判断电路状态是否正常；若是，停止发送上电指令，有效载荷执行任务；若否，切换can总线或切换冗余模块。
38.此外，为了实现上述目的，本发明还提供一种用于航天器有效载荷的电源管理控制方法，用于如上所述的用于航天器有效载荷的电源管理控制结构，所述方法包括如下步骤：
39.当任务执行完成时，主控节点通过can总线发送断电指令到从节点；所述从节点连接有电源转换电路；
40.从节点解析指令，若为断电指令，则向电源转换电路发出使能控制信号，驱动所述电源转换电路停止将供电总线接入其他功能电路；
41.从节点采集有效载荷的电路状态信息，并将所述电路状态信息发送至can总线；
42.主控节点获取电路状态信息，判断电路状态是否正常；若是，停止发送断电指令；若否，切换can总线或切换冗余模块。
43.在本技术实施例中，提供了一种用于航天器有效载荷的电源管理控制结构及方法。本技术相比于现有技术具有以下优点和效果：
44.1)由于使用了can总线挂载各个节点，当系统需要增加新的功能或节点时，不需要对硬件进行改变，只需要将新的模块挂载到can总线上，支持系统通用化设计，便于升级和扩展，特别适和用于航天综合化系统。
45.2)当模块数量较多的情况下，系统连接各节点的电源控制信号线数量只有主备两路can总线。与现有oc指令方式相比，大大减少了设备内部接线，降低了系统的复杂程度，提高了设备的可靠性。
46.3)各从节点省去了额外的oc指令接收电路与继电器。mcu可以与板级管理控制器合并，降低了各节点的电路复杂程度。以有16个从节点的系统为例，若采用oc指令控制，同时采用双点双线备份，则需要开关指令各32根信号线，总共64根信号线。若采用can总线，则仅需要4根信号线，大大降低了系统的复杂程度。
47.4)采用了can总线双冗余，正常情况下优先在一条总线上通信。其中一条总线出现故障时可切换到另一条进行通信，并重新初始化出错的总线以备将来再用。大大提高了通信的可靠性
48.5)通过制定can总线电源控制协议可支持复杂信息的传输，在进行电源加断电控制的同时，同时进行电源状态监控，提高了有效载荷的可测试性和故障检测率。
49.6)can总线采用差分信号的形式传输信息，抗电磁干扰性强、信号不受电源开关状
态变化影响，同时保证了通信的的及时性,利于降低星载设备的功耗。
附图说明
50.图1为本发明用于航天器有效载荷的电源管理控制结构的示意图；
51.图2为本发明从节点的结构示意图；
52.图3为本发明主控节点的结构示意图；
53.图4为本发明通过can总线进行电源上电控制的流程示意图；
54.图5为本发明通过can总线进行电源断电控制的流程示意图。
55.本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
56.应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释发明，并不用于限定发明。
57.下面将结合发明实施例中的附图，对发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于发明中的实施例，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，都属于发明保护的范围。
58.需要说明，发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
59.另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当人认为这种技术方案的结合不存在，也不在发明要求的保护范围之内。
60.现有的有效载荷电源管理通常是采用oc指令的方式实现，航天器平台上位机与下级控制模块通过oc指令线以及oc指令母线连接。各个被控节点模块设置继电器开关并连接oc指令和指令母线。在需要进行上下电时，上位机发送oc指令脉冲驱动下级模块继电器开关状态发生变化，从而实现对模块的上下电控制。
61.上述方法存在以下缺陷：(1)受oc指令最初设计的限制，一旦系统硬件固定便难以增加新的oc指令线，导致后续系统升级改造无法根据需求对控制节点进行扩展，无法适应航天电子设备综合化的需求。(2)为了保证oc控制信号的可靠性，通常需要对每一条oc指令进行双线双点冗余备份，模块越多接线就越多，因此增加了系统的接线和结构复杂度。(3)在对于系统模块上下电有复杂流程的要求的场景缺乏灵活性和有效的电源监控手段，不满足接口标准化、高度集成化、设计一体化等技术发展要求。
62.为了解决这一问题，提出本发明的一种用于航天器有效载荷的电源管理控制结构的各个实施例。本发明提供的一种航天器有效载荷的电源管理控制结构通过主控节点与若干个从节点在can总线上的交互通信，实现电源控制指令的下发与若干个有效载荷的电路状态信息的采集与上传，提升了载荷设备的可扩展性，具有较高的灵活性，便于升级改造，同时大大减少了有效载荷设备内部信号数量，降低了系统的复杂性。
63.本实施例提供一种航天器有效载荷电源控制系统，所述航天器有效载荷电源控制系统包括主备两路can总线、主控节点和若干个从节点。
64.具体而言，主控节点挂接所述can总线，用于接收所述can总线上的电路状态信息，以及向所述can总线发送电源控制指令；从节点挂接所述can总线，用于采集所述从节点的电路状态信息，以及根据can总线传输的电源控制指令，控制其他功能电路的电源接入状态。
65.需要说明的是，航天器有效载荷电源控制系统还包括供电总线，所述供电总线分别连接主控节点和若干个从节点。
66.在一实施例中，所述从节点包括第一电源转换电路和从节点电源控制电路。
67.在此基础上，所述第一电源转换电路的电源输入端连接供电总线，所述第一电源转换电路的输出端连接第一电源控制电路和其他功能电路，用于为所述有效载荷的第一电源控制电路和其他功能电路供电；所述从节点电源控制电路用于获取can总线的电源控制指令，根据所述电源控制指令生成使能控制信号，并将所述使能控制信号发送至第一电源转换电路，以驱动所述第一电源转换电路向其他功能电路供电。
68.需要说明的是，第一电源转换电路包括第一电源转换芯片和第二电源转换芯片，所述第一电源转换芯片的电源输入端连接供电总线，所述第一电源转换芯片的电源输出端连接电源控制电路；所述第二电源转换芯片的电源输入端连接供电总线，所述第二电源转换芯片的电源输出端连接其他功能电路。
69.需要说明的是，从节点电源控制电路包括电路状态监测电路、从节点mcu控制器、若干个can总线收发电路和若干个can协议控制单元。其中：
70.电路状态监测电路，用于采集所述从节点的电路状态信息；从节点mcu控制器，连接所述电路状态监测电路和第二电源转换芯片，用于接收电路状态信息，以及根据电源控制指令生成使能控制信号，并将所述使能控制信号发送至第二电源转换芯片；若干个can总线收发电路，分别连接若干路can总线，用于can总线电信号的转换控制；若干个can协议控制单元，连接所述从节点mcu控制器及can总线收发电路，用于can总线协议的解析，实现从节点mcu控制器与can总线之间电源控制指令与电路状态信息的传输。
71.在另一实施例中，主控节点包括第二电源转换电路和主控节点电源主控制电路。
72.在此基础上，所述第二电源转换电路的电源输入端连接供电总线，所述第二电源转换电路的输出端连接主控节点电源控制电路，用于为所述主控节点电源控制电路供电；所述主控节点电源控制电路用于获取can总线的电路状态信息，根据所述电路状态信息生成电源控制指令，并将所述电源控制指令发送至can总线。
73.需要说明的是，第二电源转换电路包括第二电源转换芯片，所述第二电源转换芯片的电源输入端连接供电总线，所述第二电源转换芯片的电源输出端连接主控节点电源控制电路及其他功能电路。
74.需要说明的是，主控节点电源控制电路包括若干个can总线收发电路、若干个can协议控制单元和主控节点mcu控制器；其中：
75.若干个can总线收发电路，分别连接若干路can总线，用于can总线电信号的转换控制；若干个can协议控制单元，连接主控节点mcu控制器及can总线收发电路，用于can总线协议的解析，实现主控节点mcu控制器与can总线之间电源控制指令与电路状态信息的传输；主控节点mcu控制器，连接若干个can协议控制单元，用于根据有效载荷运行需求生成电源控制指令。
76.本技术实施例提出了一种航天器有效载荷的电源管理控制结构，该电源管理控制结构包括：主备两路can总线；挂接于can总线的主控节点，用于接收can总线上的电路状态信息，以及通过can总线向从节点发送电源控制指令；连接于can总线的若干个从节点，用于采集从节点的电路状态信息，以及根据主控节点传输的电源控制指令对其他功能电路进行上下电。本技术通过主节点与若干个从节点在can总线上的交互通信，实现电源控制指令的下发与若干个节点电路状态的采集与上传，提升了载荷设备的可扩展性，具有较高的灵活性，便于升级改造，同时大大减少了有效载荷设备内部电源控制信号数量，降低了系统的复杂性。
77.为了便于理解，本实施例提出用于航天器有效载荷电源管理控制的具体实例，具体如下：
78.参阅图1。图中给出通过can总线进行载荷电源管理控制的系统架构。系统由主控节点和多个从节点组成。所有节点通过两路独立的can总线连接，并采用同一组供电线路。主控节点作为主设备，发送控制指令及检测各个从节点的电源工作状态。从节点响应主控节点指令，并上报电源工作状态。
79.参阅图2。图中所示为载荷从节点实现基于can总线的电源管理控制电路框图。mcu为主控单元通常为星载高可靠cpu，单片机或fpga，实现命令解析，状态监测，逻辑控制等功能。can总线收发器实现can总线的物理接口，提供对总线差动接收和发送能力。can协议控制实现can底层协议的解析，并与后端mcu接口实现数据的传输。电源转换a将外部供电输入转换为a/d采样电路和mcu及can总线相关电路工作所需电压。电源转换b将外部供电输入转换为其他功能电路所需电压，其使能由mcu控制。a/d采样电路实现整个节点的电流、电压的采集，实现电路状态的检测。
80.参阅图3。图中给出了主控节点的电源管理示意图，主控节点与从节点的区别在于主控节点无电源转换b，通过电源转换a就实现所有电路的电源转换及供电，且在供电输入有效的情况下一直处于工作状态。
81.另外，本技术还提供一种用于航天器有效载荷的电源上电管理控制方法，基于上述用于航天器有效载荷的电源管理控制结构，所述方法包括如下步骤：
82.s100，当需要执行任务时，主控节点通过can总线发送加电指令到从节点；所述从节点连接有电源转换电路；
83.s200，从节点解析指令，若为上电指令，则向电源转换电路发出使能控制信号，驱动所述电源转换电路将供电总线接入其他功能电路；
84.s300，从节点采集有效载荷的电路状态信息，并将所述电路状态信息发送至can总线；
85.s400，主控节点获取电路状态信息，判断电路状态是否正常；若是，停止发送上电指令，有效载荷执行任务；若否，切换can总线或切换冗余模块。
86.为了便于理解，本实施例提出航天器有效载荷电源上电控制方法的具体实例，具体如下：
87.参阅图4。图中给出了进行载荷电源管理的上电流程。系统首先完成电源管理的初始化，包括can总线的初始化、mcu的初始化等。主控节点在初始化时处于工作状态，从节点处于待机状态，从节点只有can总线、mcu、a/d采样相关电路工作。当需要执行任务时，由主
控节点通过can总线发送加电指令到从节点。从节点解析指令，如果为上电命令则驱动电源转换b使能信号，使其进入工作状态。从节点检测电压电流状态后，上报主控节点。主控节点判断电流电压状态是否正常，如果正常结束加电，开始后续执行任务。若不正常则进行故障处置，如切换can总线，切换冗余模块等操作。
88.另外，本技术还提供一种用于航天器有效载荷的电源断电管理控制方法，基于上述用于航天器有效载荷的电源管理控制结构，所述方法包括如下步骤：
89.s500，当任务执行完成时，主控节点通过can总线发送断电指令到从节点；所述从节点连接有电源转换电路；
90.s600，从节点解析指令，若为断电指令，则向电源转换电路发出使能控制信号，驱动所述电源转换电路停止将供电总线接入其他功能电路；
91.s700，从节点采集有效载荷的电路状态信息，并将所述电路状态信息发送至can总线；
92.s800，主控节点获取电路状态信息，判断电路状态是否正常；若是，停止发送断电指令；若否，切换can总线或切换冗余模块。
93.为了便于理解，本实施例提出航天器有效载荷电源断电控制方法的具体实例，具体如下：
94.参阅图5。图中给出了进行载荷电源管理的断电流程。当任务执行完成时，由主控节点通过can总线发送断电指令到从节点。从节点解析指令，如果为断电命令则驱动电源转换b使能信号，使其结束工作状态，功能电路停止工作。从节点检测电压电流状态后，上报主控节点。主控节点判断电流电压状态是否正常，如果正常结束断电，开始后续执行任务。若没有断电成功进行故障处置，如切换can总线，切换冗余模块等操作。
95.本发明航天器有效载荷电源上电控制方法和断电控制方法的其他实施例或具体实现方式可参照上述各电路实施例，此处不再赘述。
96.本技术实施例提出了一种航天器有效载荷电源管理控制方法。有效载荷基于can总线设置主控节点和多个从节点。为实现电源管理控制，各节点包含can控制器，mcu控制器，电源管理芯片，a/d采集芯片等电路。主控节点通过can总线指令控制的方式对各个从节点发送上电断电控制指令，各从节点由板级mcu控制器控制板级电源芯片对进行上下电控制，同时进行设备用电状态检测并上报主控节点。该方法提升了载荷设备的可扩展性，具有较高的灵活性，便于升级改造，同时大大减少了有效载荷设备内部信号数量，降低了系统的复杂性。本发明还能有效监控系统各个模块的电压，电流等用电情况，适应较复杂的系统和加电流程，可设计成标准接口，满足航天器有效载荷集成化一体化的需求。
97.以上仅为发明的优选实施例，并非因此限制发明的专利范围，凡是利用发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在发明的专利保护范围内。