一种固体运载火箭通用先进上面级技术领域
本发明涉及航天航空技术领域，具体涉及一种固体运载火箭通用先进
上面级。
背景技术
伴随着微机电技术的进步发展起来的微小卫星，由于可以通过组网或
编队完成单颗大卫星难以完成的任务，受到越来越多的关注。由此衍生出
大量微小卫星单星特殊轨道或多星分布式轨道部署需求，对运载工具提出
了更高的要求。传统的运载火箭上面级，多为特定任务而研制，通用性和
灵活性较差，总装、测试、试验操作过程繁琐，已成为制约微小卫星发射
及应用的短板。
发明内容
针对传统的运载火箭上面级通用性和灵活性差，总装、测试、试验操
作过程繁琐的问题，本发明提供了一种固体运载火箭通用先进上面级，结
构布局采用模块化设计，有效减少相互之间的耦合和干涉，大幅提高了系
统配置的灵活性；电气集成化设计，简化了硬件配置，提高了资源利用率；
机/电/热一体化设计，单机间无缆化连接，显著减小了系统复杂度，提高了
系统可靠性。
一种固体运载火箭通用先进上面级，包括电气部分和结构部分，电气
部分由综合电子系统单机和外设单元组成；
综合电子系统单机包括集成为一体且通过总线连接的中心控制模块、
信号采集模块、测控通信模块、姿轨控模块、时序控制模块和电源与热控
管理模块；
外设单元包括姿控外设、测控通信外设、电源外设、推进外设和热控
外设；姿控外设和推进外设的控制端连接姿轨控模块的输出端，测控通信
外设连接测控通信模块，电源外设的输出端连接电源与热控管理模块的输
入端，热控外设的控制端连接电源与热控管理模块的输出端；
结构部分包括从上往下依次连接的载荷安装板、姿控环、贮箱和仪器
舱，以及安装于仪器舱内的单机安装板和推进安装板；载荷安装板用于装
载卫星，姿控环的内部安装有用于入轨前姿态控制的部分推进外设，贮箱
用于为推进外设贮存推进剂，单机安装板用于安装综合电子系统单机、姿
控外设、测控通信外设和电源外设，推进安装板用于安装入轨前末助推以
及入轨后姿态和轨道控制的部分推进外设，热控外设预埋于单机安装板和
推进安装板内。
本发明的有益效果体现在：
本发明固体运载火箭通用先进上面级，是固体运载火箭基础级上相对
独立的一级，兼具运载末级与轨道飞行器功能，它由电气部分和结构部分
组成。
所述的固体运载火箭通用先进上面级电气部分采用“系统核”+“外设单
元”的设计思路，将信息的采集、存储、处理、输出等可集中的功能集成为
一台综合电子系统单机，作为管理核心集中管理各分系统；将敏感器、执
行机构等不可集中的单机作为外部设备，以智能总线为数据纽带与综合电
子系统单机连接，不设置下位机。
所述的固体运载火箭通用先进上面级结构部分采用模块化设计，将功
能相对独立的系统、分系统或部件作为单独模块，减少相互间的依赖性，
各模块可根据任务需要，按需裁减、积木式重构，构成不同规模和不同性
能的系统。
所述的固体运载火箭通用先进上面级进行机/电/热一体化设计，采用多
功能结构实现承力、供电、信息传输、热传输，大幅消减电缆网的敷设，
减轻消极质量。
所述的固体运载火箭通用先进上面级采用通用化标准接口设计，对外
提供多种类有效载荷通用接口，对内提供部组件快速更换能力，方便单机/
设备扩展、升级及总装状态下的快速更换单机，良好适配货架式产品。
总的来说，本发明针对传统的运载火箭上面级通用性和灵活性较差，
总装、测试、试验操作过程繁琐的问题，进行结构布局模块化设计，有效
减少相互之间的耦合和干涉，大幅提高了系统配置的灵活性；进行电气集
成化设计，简化了硬件配置，提高了资源利用率；进行机/电/热一体化设计，
单机间无缆化连接，显著减小了系统复杂度，提高了系统可靠性；进行接
口标准化设计，灵活适配多种有效载荷，单机/设备可按需裁减。
附图说明
图1为固体运载火箭通用先进上面级电气部分组成示意图。
图2为固体运载火箭通用先进上面级结构部分组成示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图
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
实施方式仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明固体运载火箭通用先进上面级总的来说包括电气部分和结构部
分。其中，电气部分采用“系统核+外设单元”的设计思路，由高度集成的综
合电子系统单机1及外设单元2两部分组成，综合电子系统单机1连接外
设单元2，对设备和资源进行统一调度和管理；结构部分3传递并承受力学
载荷，保持先进上面级的外形和内部空间，提供总体构形和设备布局，将
系统组成一个整体。
请参见图1，综合电子系统1包括中心控制模块1-1、信号采集模块1-2、
测控通信模块1-3、姿轨控模块1-4、时序控制模块1-5和电源与热控管理
模块1-6。六个模块按照标准板卡结构外形尺寸和接口规范设计，通过背板
信号互联。
中心控制模块1-1是综合电子系统单机1的大脑，主导运载火箭进行地
面综合测试，并负责入轨发射段及在轨运行段信息综合处理、导航计算、
飞行控制等。中心控制模块1-1从信号采集模块1-2接收上面级位置、姿态
信息以及性能评定参数信息，依据上面级位置和姿态信息进行导航计算和
飞行控制。中心控制模块1-1还将从信号采集模块1-2收到的信息作为遥测
数据通过测控通信模块1-3传送给地面站；通过测控通信模块1-3接收地面
站的遥控信息，根据遥控信息产生相应的控制指令传送给姿轨控模块1-4、
时序控制模块1-5和电源与热控管理模块1-6，以完成相应的姿态与轨道控
制、点火分离控制和温度控制。
信号采集模块1-2负责采集、处理，并向中心控制模块1-1分发综合电
子系统1自身状态信息，姿控外设2-1、测控通信外设2-2采集的先进上面
级位置、姿态信息，以及振动、冲击、过载、电压、温度、压力等故障监
视与性能评定参数。
测控通信模块1-3负责遥测数据的编帧、编码、调制、上变频，遥控信
号下变频、解调、解码，通过测控天线与地面站通信等，并具备为所释放
的微小卫星进行短时数据中继的通信能力。
姿轨控模块1-4负责液体推进系统控制阀，以及磁力矩器、飞轮等姿控
执行机构的驱动控制。
时序控制模块1-5负责运载火箭入轨飞行段的各级发动机点火、分离、
抛罩等时序控制，以及运载火箭上面级在轨运行段的星箭分离、太阳电池
阵展开等各项时序控制。
电源与热控管理模块1-6负责运载火箭供电母线调节、蓄电池组充放电
控制、供电母线滤波等电源控制，以及为各模块配电，火工品起爆控制、
热控等配电与热控管理任务。
外设单元2涉及综合电子系统单机以外的所有电气设备，是附属的或
辅助的与综合电子系统连接的设备，不通过下位机直接接受综合电子系统
管理和控制，实现上面级电气系统功能。外设单元主要包括姿控外设2-1、
测控通信外设2-2、电源外设2-3、推进外设2-4和热控外设2-5。
姿控外设2-1包含姿态敏感器、执行机构、导航设备，姿态敏感器的作
用是测量姿态信息；执行机构的作用是在先进上面级在轨飞行段按照要求
调整飞行姿态；导航设备完成对先进上面级的跟踪、测距、定轨；
测控通信外设2-2包括测控天线、功放模块、各类传感器，测控天线用
于发射遥测信号和接收测控信号，功放模块完成测控信号功率放大、滤波、
射频信号切换后；各类传感器用于采集振动、冲击、过载、电压、温度、
压力等故障监视与性能评定参数。
电源外设2-3由高能电池或太阳能电池阵和蓄电池组组成，作用是为先
进上面级所有设备提供充足的电源，其中，若先进上面级任务时间较短则
使用高能电池供电，任务时间较长则使用太阳能电池和蓄电池联合供电；
推进外设2-4由推力器、控制阀组成，推力器作用是为先进上面级提供
姿态控制力矩、末助推以及轨道控制力，控制阀作用是直接控制推力器开
关。
热控外设2-5包含先进上面级热控所需组件，作用是为先进上面级在设
计寿命内的正常工作提供可靠的温度环境保障。
请参见图2，先进上面级结构部分3采用模块化设计思想，包括从上往
下依次连接的载荷安装板3-1、姿控环3-2、贮箱结构3-3、仪器舱3-4，单
机安装板3-5和推进安装板3-6安装于仪器舱3-4内，部件间采用串联式布
局，相互之间无交错，总装集成方便。
载荷板安装板3-1用于装载卫星，预留标准星箭分离接口；姿控环3-2
为先进上面级与固体运载火箭基础级提供连接、分离面，同时其内部安装
用于入轨前姿态控制的部分推进外设即姿控发动机，为火箭入轨飞行提供
侧向控制力矩；贮箱3-3采用可承力设计，既作为推进剂容器，又充当承力
结构，使先进上面级整体刚度大、结构紧凑、传力效果好；仪器舱3-4内部
配置单机安装板3-5和推进安装板3-6，板内预埋电缆及热控组件，兼具承
力、供电及测控信息传输、热控等功能；仪器舱3-4外部用于布置外设单元
2中的敏感器和天线，并在侧面预留了太阳能电池阵的安装位置；单机安装
板上安装综合电子单机和部分外设部件，单机安装板可沿导轨3-7抽屉式拔
插，其上机械与电气接口与单机/设备接口按照统一标准设计，方便单机的
安装、更换、测试与维护；推进安装板3-6为推进外设中用于末助推，以及
入轨后姿态和轨道控制的推力器提供安装面。
本发明固体运载火箭通用先进上面级的工作过程如下：
地面综合测试段，先进上面级综合电子系统中心控制模块1-1通过测控
通信模块接收运载火箭地面测发控系统指令，主导运载火箭(含先进上面
级)开展综合测试，测试数据经总线下传至地面测发控系统进行数据判读。
判读结果确认测试数据正常后，待机发射。运载火箭地面测发控系统下达
发射指令后，先进上面级综合电子系统的中心控制模块1-1发送指令并经由
时序控制模块1-5发送一级发动机点火时序，驱动运载火箭一级发动机点
火。随后，运载火箭起飞，进入入轨发射段。
入轨发射段，先进上面级综合电子系统中心控制模块1-1按照飞行时
序，下达指令并经由时序控制模块1-5发送发动机点火、分离、抛罩等时序，
驱动运载火箭完成入轨发射段时序动作；期间，测控通信模块1-3将遥测数
据编帧、编码、调制、上变频后，经由功放、测控天线，下传至地面站；
姿轨控模块1-4按照中心控制模块1-1制导、稳定计算结果，控制推进外设
提供推力及姿态控制力矩；电源与热控管理模块1-6按照中心控制模块1-1
指令，为箭上电气设备供配电。
在轨飞行段，先进上面级综合电子系统中心控制模块1-1按照飞行时
序，下达指令并经由时序控制模块1-5发送星箭分离、太阳电池阵展开等各
项时序，驱动先进上面级完成在轨时序动作；期间，测控通信模块1-3将遥
测数据编帧、编码、调制、上变频后，经由功放、测控天线，下传至地面
站，同时地面站的遥控指令，经反向链路上注至综合电子系统中心控制模
块1-1，指令驱动先进上面级完成特定动作；姿轨控模块1-4按照中心控制
模块1-1制导、稳定计算结果，控制姿控外设执行机构和推进外设推力器提
供姿态控制力矩和轨道控制力；电源与热控管理模块1-6按照中心控制模块
1-1指令为先进上面级电气设备供配电，并在使用太阳能电池阵和蓄电池联
合供电时，进行充放电控制、供电母线滤波等电源控制。微小卫星释放后，
综合电子系统测控通信模块1-3可通过测控通信外设接收微小卫星发送的
通信数据，经由先进上面级遥测信道下传至地面站，为微小卫星提供短时
数据中继服务。
本发明不仅局限于上述具体实施方式，本领域一般技术人员根据本发
明公开的内容，可以采用其它多种具体实施方式实施本发明，因此，凡是
采用本发明的设计结构和思路，做一些简单的变化或更改的设计，都落入
本发明保护的范围。