微纳卫星高性能综合电子系统设计

２０２０

年

９

月

第

２８

卷

第

９

期

　OticsandPrecisionEnineerin

pgg

光学精密工程

Vol．２８　No．９

　　Set．２０２０

p

)

文章编号

　１００４Ｇ９２４X

(

２０２００９Ｇ２０５６Ｇ０９

微纳卫星高性能综合电子系统设计

(

哈尔滨工业大学航天学院卫星技术研究所

,

黑龙江哈尔滨

１５０００１

)

摘要

:

为了提高卫星星上资源利用率及集成度

,

实现对卫星星上资源的充分利用

,

综合考虑体积

、

质量及功耗等多方面限

制及要求

,

提出一套基于可重构系统的微纳卫星综合电子系统方案

.

该方案提出利用分布式专用模块及通用中心处理

器提高卫星系统功能集成度

,

在不降低整星系统可靠性的基础上减少电路设计冗余

.

首先

,

通过选用双高性能

CPU

冷

载荷管理等功能模块中的专用电路与计算处理控制功能解耦

,

将其中的计算控制功能通过综合电子

CPU

软件重构的方

备份

,

配合外部电路设计

,

实现了高可靠性高性能计算功能

;

其次

,

通过标准化系统总线

,

将电源及热控

,

姿态轨道控制

,

,

式实现

;

最后设计并研制了一台功能样机

,

重量约为

０．

功耗小于

２W

,

系统计算能力大于

２

具备双

C２k２０DMIPS

,

PU

g

冷备份功能

,

满足微纳卫星低功耗较高可靠性的要求

,

同时该样机可通过通用系统总线扩展不同功能

,

实现在各种微纳

卫星中的应用

.

关

键

词

:

微纳卫星

;

综合电子

;

高集成度

;

可重构

;

高性能

;

高可靠性

:/

中图分类号

:

TP３９４．１

;

TH６９１．９　　

文献标识码

:

A　　doi１０．３７１８８OPE．２０２０２８０９．２０５６

冯田雨

,

陈

健

,

王

峰

∗

Desinandimlementationofhih

p

erformancereconfiurable

gpgg

/

interatedelectronicsstemformicronanoＧsatellite

gy

∗

,,

FENGTianＧuCHENJianWANGFen

yg

(

ResearchCenteroatelliteTechnoloSchoolostronautics

,

f

S

gy

,

f

A

HarbinInstituteoechnoloHarbin

１５０００１

,

China

)

f

T

gy

,

∗

Corresondinuthor

,

EＧmail

:

whitsat＠hit

．

edu

．

cn

pg

a

f

,

reconfiurablesoftwareis

p

roosed．Bsinistributedfunctionalmoduleanda

g

eneric

p

rocessor

gpy

u

g

ad

,,

hihlevelofinterationlessredundancandhihfunctiondensitreachievedwithoutreducin

ggygy

a

g

,

reliabilit．FirstahihcomutinaabilitsrealizedusinihＧerformance

p

rocessorwitha

ygpg

c

py

i

g

ah

gp

sstemshelsindecoulinthededicatedcircuitsandthe

g

eneralcomutinndcontrolcircuitsinthe

yppgpg

a

electric

p

owersstem

,

altitudeandorbitcontrolsstem

,

andothersstems．Comutinndcontrol

yyypg

a

,

comutinaabilitfmorethan２２０Dhrstonemillioninstructions

p

ersecondandfitsinasinle

pg

c

py

o

yg

修订日期

:

收稿日期

:

２０２０Ｇ０３Ｇ２４

;

２０２０Ｇ０５Ｇ２６．

)

国家重点研发计划资助项目

(

基金项目

:

No．２０１６YFB０５００９０１

:

T

Abstract

oimrovethelevelofinterationandmaximizetheuseofonＧboardresourcesb

pgy

,

m

,,

considerinhesizeassand

p

owerconsumtionasetofinteratedelectronicsstembasedon

g

t

pgy

coldbackurocessorandanexternalcircuitdesin．Thestandardizedcommunicationbusamonhe

ppgg

t

,

areachievedusineconfiurablemodularsoftwarethatrunsinthemain

p

rocessor．Finallatest

g

r

gy

,

arototeisdesinedandtested．The

p

rototeconsumeslessthan２Wof

p

owerchieves

pypgyp

第

９

期

等

:

微纳卫星高性能综合电子系统设计

冯田雨

,

２０５７

reuirements．

q

:/;;;

Keords

micronanosatelliteinteratedelectronicsstem

;

hihlevelofinterationreconfiurablehih

gygggg

y

w

,

taddinifferentfunctionsthrouhthesstembushissstemcanalsosatisfthersatellite

g

d

gyyy

o

,

wCubeSatsized

p

rintedcircuitboardthatweihslessthan０．２khichsatisfiesthereuirementsof

ggq

,,/

hihreliabilitlow

p

owerconsumtionandabilitforexansionneededbicronanosatellites．B

gypypy

m

y

p

erformance

;

hi

g

hreliabilit

y

１　

引

言

近年来

,

随着商业航天的发展

,

利用

(

生产的微纳卫星在航天系统中所占的比重越来越

MicroＧElectroＧMechanicalS

y

stem

)、

工业级器件

MEMS

大

.

低成本

,

短研制及生产周期是微纳卫星特别

是商业微纳卫星的两项重要要求

,

也是目前微纳

卫星的研制趋势

[

１Ｇ２

]

对于微纳卫星设计

.

,

目前主要的设计模式仍

遵循传统大型卫星设计方式

,

采用现有卫星平台

设备及单机

,

根据功能需要增加载荷

,

并在现有卫

星平台基础上修改

.

这种模式可利用现有技术和

设备产品

,

缩短卫星研制时间周期

,

但功能及性能

受限于现有产品

,

性能通常较低

,

功耗较大

,

难以

适应微纳卫星越来越高的性能及功耗需求

.

虽然微纳卫星通常工作在低地球同步轨道

,

空间环境相对高轨道卫星较好

[

３

]

合电子系统来说

,

由于其承担了卫星星上平台设

,

但对于卫星综

备及载荷控制

,

遥控遥测控制处理

,

姿态及轨道计

算等关键任务

,

仍需要较高的可靠性

.

目前在研

的商业航天综合电子系统主要以高可靠性航天级

C

本身高可靠性及外围电路冗余设计实现综合电子

PU

为主

,

配合工业级外围器件实现

,

利用

CPU

高可靠性要求

.

由于高可靠性

电路模块限制

,

此种方式需要的综合电子体积大

CPU

自身及外围

及重量大

,

功耗较高

,

难以满足微纳卫星小型化

、

集成化的要求

.

为满足现有微纳卫星综合电子系统小型化

、

高

可靠性

、

高集成度研制求

,

本文从卫星系统研制的

角度

,

以高集成度

,

系统可重构的思想

,

综合考虑卫

星整体对体积

、

重量

、

功耗等的要求

,

提出一种微纳

卫星综合电子系统的设计方法

,

并据此设计一套适

用于

低功耗的综合电子系统

１０k

g

量级卫星

,

具有高可靠性

,

高计算性能

,

.

通过对研制样机的地面

测试

,

以及将要在阿斯图卫星上进行的在轨试验

,

验证其功能性能满足卫星微纳卫星实际需要

,

卫星综合电子系统架构

．１　

现有卫星综合电子架构研究

图

１

为现有卫星常用综合电子系统架构

[

４

]

主要由中心计算机

、

姿轨控计算机

、

测控

、

全球导

,

航卫星系统

(

G

GlobalNavi

g

ationSatelliteS

y

stem

,

己的

NSS

计算机通过通信总线接收测控分系统遥控指令

C

)

P

及外围电路等系统组成

U

,

各部分之间通过通信总线连接

,

每个系统具有自

.

中心

,

转换为星上各单机的总线指令

,

发送给星上各单

机执行

,

并从各单机采集遥测数据

,

组包后通过测

控分系统下传至地面

;

姿轨控计算机接收

获取的定位定轨数据

,

计算整星姿态轨道信息

GN

,

S

将

S

生成的姿态轨道控制数据发送至姿轨控执行部

件

,

同时通过通信总线向中心计算机回报姿态轨

道遥测信息

.

近年来

,

在现有卫星综合电子系统架构基础

上

,

出现了一种改进型的综合电子架构

[

５Ｇ６

]

轨控计算机和中心计算机合并

,

在中心计算机中

,

将姿

执行姿态轨道计算功能

,

并将生成的姿态轨道控

制数据发送至姿轨控执行部件

.

相比原有架构

,

改进型综合电子架构可以减少一个单机需求

,

提

高综合电子系统集成度

,

但每个系统仍然具有各

自

CPU

及外围电路

,

不能从根本上解决系统体

积

、

重量及功耗方面的问题

.

．２　

综合电子需求分析

微纳卫星由于体积小

,

重量轻

,

对系统功耗限

制较为严格

,

因此对星上各系统设计上约束较多

,

需要综合考虑

.

由于商业

、

工业级器件大量应用

,

特别是敏感

器件

、

执行器件的应用

,

对微纳卫星数据处理提出

了更高要求

[

７Ｇ８

]

合

、

数学模型等方法提高器件精度及可靠性

,

因器件等级较低

,

需采用数

,

据

因此

融

对卫星综合电子系统提出了更高要求

.

２

２

２

２０５８

光学

精密工程

第

２８

卷

Fi．１　Blockdiaramof

p

resentsatelliteinteratedelectronicsstem

gggy

图

１　

现有卫星综合电子系统架构

提出设计计算能力不小

根据工程实际需求

,

于

７

用于指令

、

遥测日志存储的数据存储

５MIPS

,

口

,

具备冷备份功能

,

能够保证在轨运行可靠性

.

同时根据微纳卫星工程实际情况

,

设计采用

他标准尺寸卫星系统集成

,

同时考虑到散热设计

、

整星能源设计

,

要求卫星各系统功耗尽量小

.

考

虑到综合电子实际情况

,

设计要求综合电子系统

功耗不大于

３W

.

标准

C

以便于与其

ubeSat

印制电路板结构尺寸

,

空间大于等于

１G

具备多种通信总线

、

通信接

B

,

热控分系统等的解耦及功能重新分配

,

可将微纳

卫星综合电子的计算机

、

姿轨控计算机

、

电源配电

分系统下位机

、

热控分系统下位机等集成在一个

分系统中

,

各分系统

C

采用同一

PU

集中配置

,

作为整星主计算机

,

在主计算机中为各个

CPU

,

分系统分别编写应用软件实现各自功能

,

并将电

源转换功能

、

电源配电功能

、

热控温度采集和控制

功能集成在一个机箱中

,

通过总线通信

,

支持软件

重构

.

系统框图如图

２

所示

.

主计算机模块实现整星平台载荷管理

,

遥控遥

３　

全系统可重构的卫星综合电子架构

３．１　

全系统可重构综合电子架构研究

对微纳卫星综合电子系统

、

电源配电分系统

、

测数据处理

,

姿态轨道计算及控制

,

电源控制

,

热控

采集及控制等功能

,

通过操作系统任务调度实现各

个任务分时运行

,

重要任务以较高优先级运行

,

保证

整星姿态轨道控制

、

遥测遥控等任务实时性

,

同时兼

顾遥测采集

,

热控

,

电源配电控制及参数采集等

.

econfiurablesatelliteFi．２　InteratedelectronicsstemstructureoffullＧsstemr

ggyyg

图

２　

全系统可重构卫星综合电子架构

电源配电模块实现对外部各单机配电控制及

保护功能

.

在通常设计中

,

会把电源配电模块和电

源转换

、

电源下位机集成

,

设计为电源配电分系统

.

在这种设计下

,

卫星各单机需要分别连接至计算机

及电源配电分系统

,

以与计算机实现数据交换

,

通

过电源配电分系统实现单机供电控制

,

这样整星电

缆比较复杂

,

电缆数量较多

,

不便于集成

.

在全系

统可重构卫星架构中

,

电源转换功能由于需要计算

机参与很少

,

单独设计为一个功能模块

,

电源配电

功能和主计算机集成在一起

,

将与其他功能部件的

第

９

期

等

:

微纳卫星高性能综合电子系统设计

冯田雨

,

少星内电缆数量

.

２０５９

通信与电源控制集成在一起

,

这样大大减少了电缆

线束数量

,

方便卫星小型化

、

集成化

.

姿态与轨道计算及控制功能是卫星平台核心

功能之一

,

同时也是需要计算量较大的功能模块

.

根据工程实际情况

,

在提高主计算机计算能力的

同时

,

将姿轨控功能集成在主计算机中

,

可有效提

高整星集成度

.

热控温度采集和控制模块实现整星温度采集

和控制功能

,

传统卫星通常需要单独分系统实现

温度采集和控制功能

,

或与电源配电分系统结合

,

设计在电源配电分系统中

.

在全系统可重构卫星

架构中

,

温度采集和控温计算功能由计算机控制

的配电开关实现

,

同时结合数字温度测量器件

,

减

采用全系统可重构卫星架构

,

在不降低卫星

性能功能指标的同时

,

可有效减少卫星内部通用

部件数量

,

降低卫星复杂程度

,

配合冗余备份及相

应电路设计

,

可在不降低卫星可靠性的同时降低

卫星功耗及各系统体积

,

为高性能微纳卫星提供

一种新途径

.

３．２　

高可靠全系统可重构综合电子架构设计

本文针对微纳卫星计算机体积

、

重量及功耗

的约束进行了高可靠性低功耗可重构综合电子的

设计和实现

.

设计的系统架构如图

３

所示

.

Fi．３　HihＧreliabilitinteratedelectronicsstemstructure

ggygy

图

３　

高可靠可重构卫星综合电子架构

姿态轨道

综合电子包括双路冷备份计算机

,

计算及控制

,

电源配电控制

,

整星温度采集及控制

功能模块

,

各模块集成在一个机箱中

,

通过通信总

线相连

.

计算机主备机为冷备份工作模式

,

主机和备

机完全相同

,

运行相同的程序

,

以减少软件开发工

作量

.

主备机通过接口芯片连接至计算机总线及

各单机点对点接口

.

主备机各有一套供电电路和

看门狗电路

.

主备机切换状态机如图

４

所示

.

正常情况下主机工作

,

在主机发生故障

,

狗咬

切机或地面指令切机的情况下

,

通过切机仲裁电

路断开主机供电

,

并切换至备机工作

.

备机启动

后首先判断当前卫星状态

,

并关闭载荷及大功率

单机

,

然后保持卫星状态

,

向地面发送切机遥测

,

并等待地面指令

.

姿态轨道计算及控制通过计算机程序实现

,

接

,

收

G

磁强计

,

陀螺等的数据

,

经计算得到卫星

NSS

当前姿态轨道信息

,

及用于姿态控制的控制参数

,

并将参数发送至飞轮

,

磁力矩器等姿轨控单机

.

图

４　

高可靠可重构综合电子工作状态

Fi．４　Workintatusofhihreliabilitinterated

gg

s

gyg

electronicsstem

y

２０６０

光学

精密工程

第

２８

卷

电源配电

、

热控控制电路采用带有保护功能

的限流开关实现

,

限流开关具备电流检测接口

,

可

连接至计算机

ADC

接口

,

通过计算机内部模数

转换器将输入的电压换算成流过对应单机的电

流

,

综合单机遥测判断单机状态

.

在单机出现问

题时可通过限流开关断电

,

保护单机安全

.

４　

全系统可重构综合电子设计及实现

４．１　COTS

器件选用及可靠性保证

微纳卫星设计过程中

,

合理选用现成的商业

级器件

(

要

,

相比卫星上常用的宇航级器件

CommercialOffTheShelf

,

,

COTS

)

很重

本低

,

产品配套周期短

,

性能高

,

非常适合微纳卫

COTS

器件成

星研制

.

但相比宇航级或军品级器件

,

度适应范围较窄

,

无抗辐照指标

,

且器件中可能存

COTS

器件温

在缺陷

,

对卫星可靠性设计提出了较高要求

[

９

]

针对

S

器件存在的问题以及微纳卫

.

星

产品对器件的要求

COT

,

一般采取以下措施保证卫星

产品及系统的可靠性

.

优先选用具有成功飞行经历的元器件

,

利用已

有的在轨飞行数据验证空间环境对元器件的影响

.

在可能的范围内

,

选用尽量高等级的器件

.

通

常工业级器件的温度范围为

过汽车电子协会规范认证的元器件温度范围通常

－４０~＋８５℃

,

而通

为

工业级元器件具有较高的可靠性

－４０~＋１２５℃

,

且具有失效率要求

.

,

相比普通

在设计中

,

以较高的降额比设计电路

,

保证在

异常情况下元器件参数不会超过额定参数

,

以保

证产品安全性

.

通过电路设计

,

元器件筛选及试验等

,

在产品

初期筛选掉存在问题的产品

,

并通过更加严格的

试验条件

,

筛选出质量较好的产品作为正样产品

.

４．２　

基于

在卫星产品设计中

COTS

器件的可靠性设计

,

冗余是保证可靠性很重

要的一点

.

通常卫星设计中

,

会采用三取二表决

方式

,

双机热备份或冷备份设计以保证关键系统

可靠性

[

１０

]

在微纳卫星中

.

,

受限于体积质量

,

很难实现由

三套电路构成的三取二容错方式

,

且采用热备份

方式受功耗和散热条件限制难以实现

.

同时

,

热

备份和冷备份相比

,

可靠性无明显提高

.

对于整

星而言

,

微纳卫星很难做到对整个系统所有部件

进行冗余备份

,

通常仅对系统中关键模块进行备

份

,

其他部分采用降额设计

,

多重保护设计

,

采用

较高等级元器件等方法提高可靠性

.

图

Fi

g

．５　R

５　

综合电子计算机主备关系

co

e

n

d

t

u

r

n

ol

d

l

a

e

n

r

tconnectionof

p

rimar

y

andsecondar

y

图

件

,

计算机的主备机关系

５

为全系统可重构综合电子中的关键部

.

正常情况下主机工作

,

发生故障时切换至备机

,

备机若发生故障则切换

至主机

,

以此类推

.

姿态与轨道控制通过计算机

软件实现

,

通过以上设计也具有了冗余备份能力

.

计算机电源采用两套独立电源设计

,

分别为

两个计算机处理器供电

.

每套电源具有独立的

DCＧDC

控制器

,

电流电压检测及过流保护

,

两套

电源输出合并为计算机仲裁及切机电路供电

.

切

机电路通过专用数字逻辑芯片实现

,

避免了使用

继电器带来的体积和重量的问题

.

由于空间重量限制

,

综合电子其余部分

,

如电

源配电

,

热控采集及控制电路

,

采用单份设计

,

通

过功能冗余实现备份

,

例如

,

姿轨控单机中

,

测量

部件采用陀螺

、

星敏感器

、

磁强计多种方式

,

控制

部件采用推进系统

、

飞轮

、

磁力矩器多种方式

,

每

个部件根据需要设计双机备份

,

在单个部件出现

问题时通过其他相似功能的部件实现备份功能

;

整星设计两条

CAN

总线互为

C

备

A

份

N

总线和一条

,

IIC

总线

,

两条

CAN

总线发生故障时切换至

IIC

总线作为

CA

I

N

总线的

备份

,

在

IC

总线

,

起到通信总线备份的作用

.

第

９

期

等

:

微纳卫星高性能综合电子系统设计

冯田雨

,

２０６１

４．３　

高性能计算机设计与研制

考虑到卫星综合电子可靠性及性能

,

选用

公司

计算机

TM

[

１１

S

]

５７０LC４３５７

作为综合电子计算机主

T

备

I

况

,

降额使用

.

其最高主频

,

设计工作频率

３００

能力大于

２２０DMI

能够满足设计需求

２

MH

００

z

MH

,

考虑到在轨情

PS

,

z

,

实际计算

TMS５７０

芯片内部具有两个相同的内

.

核

,

两

个内核运行相差两个时钟周期

,

两内核计算结果

通过比较器输出

,

可通过两个核心输出结果比较

是否出现由于空间粒子导致的错误

,

并输出错误

信号

,

以进行后续错误处理

.

芯片内部集成带有

EDAC

功能的

ROM

,

RAM

和

EEPROM

存储区

,

以保证程序数据的正确性

.

设计主备两套计算机

,

采用两颗

T

运行相同软件

MS５７０LC４３５

冷备份设计

,

两颗计算机

.

７

芯片

,

芯片带有内部运行错误指示

,

通

过计算机错误信号

、

看门狗狗咬信号及地面指令

方式切机

.

计算机核心电路设计限流措施

,

防止

由于单粒子锁定导致的硬件损坏

.

根据芯片手

册

,

芯片核心供电最大工作电流为

片供电端设计限流值为

１．５A

的过流保护芯片

１．３７５A

,

在芯

,

且过流保护信号与电压变换电路使能信号联动

,

在出现过流情况时前级电压变换电路自动断电

,

使整个芯片断电复位

,

在保证芯片正常工作的同

时保证在异常情况下不会损坏

.

系统设计两条

中

IIC

总线为备份

C

总

A

线

N

总线和一条

.

对于未使

I

用

IC

总线

,

其

总线的单

机

,

综合电子与此类单机通过单独通信接口连接

.

两套计算机均连接至系统总线和通信接口

,

通过

接口芯片实现断电状态的计算机不影响系统正常

工作

.

对于电源配电

、

热控采集及控制电路

,

采用电

路备份与功能备份相结合的方式

.

整星设计一套

测控系统一套数传系统

,

其中数传系统为软件定

义无线电架构

,

可通过上注程序实现备份测控功

能

;

姿轨控系统测量

、

控制部分均设计多种单机

,

通过相似功能不同单机实现功能备份

;

对于热控

部分

,

在关键位置可通过设置多个温度测量点

,

设

置多路加热带的方式进行备份

.

根据以上设计

,

研制一套综合电子系统

,

包括

主备计算机

,

电源配电及热控系统

.

系统采用主

备双路

TM

尺

S５

寸

７０L

在

Cu

C

b

４

e

３

S

５

a

７

芯片作为主备计算机

,

一块标准

t

电路板上集成了

２

路

CAN

接口电路

,

RS４８５

),

６

路

A

P

R

WM

T

２

路

接

I

口

IC

接口电路

,

(

输出接口用于控制磁力矩器

S２３２

４

路

,

６

路

U

含

R

,

RS４

S

２

P

２

I

接

口及

,

７

路开关量采集接口用于采集帆板

、

测控及数传

天线展开状态

,

８

路温度采集接口

,

及

３４

路电源

配电接口

,

用于控制外部单机开关状态及加热带

.

系统性能测试采用

性能测试软件

,

基于综合电子单机实际运行情况

Dhr

y

stone２．１

微控制器

,

即

２００MHz

主频

,

单机运行情况测试

,

测试结果

如图

在

２０

６

所示

.

根据实际测试结果

,

综合电子单机

０MHz

运行频率下处理能力可达到

DMIPS

,

满足设计要求及实际使用要求

.

２２７

图

Fi

g

．６　Perfo

６

rm

综合电子单机性能测试结果

s

y

stem

ancetestresultofinte

g

ratedelectronic

在性能测试同时对计算机

测试

.

其中

,

耗

,

核心使用

CPU

功耗分为核

C

心

P

功

U

功耗进行了

耗和接口功

分使用

１．２V

电压

,

功耗约

０．４５W

,

接口部

分约

０．５

３

８

．３V

电压

,

功耗约

W

.

系统各部分功耗实测值如表

０．３４W

,

系统其他部

示

.

整个系统功耗约为

１．３７W

,

其中

CPU

１

所

功耗

约

０．７９W

,

优于设计指标要求

.

表

１　

综合电子系统功耗统计

系统模块电压

/

电流

/

功耗

/

CP

P

U

核心

CU

１０

接口

３

．２５

V

０

．

A

外围电路

３

．

．

４

４

１

１０

．

３

．

１

６

１

０

０．４

W

７

０

０

．

．

３

５

５

４

８

通过以上电路设计及备份设计

,

可以确保系

统具有较高可靠性

,

性能和功能满足综合电子系

统设计要求

.

２０６２

光学

精密工程

第

２８

卷

４．４　

可重构模块化软件设计及系统重构实现

可重构软件是高可靠性综合电子系统设计的

另外一个重要方面

.

通过软件重构

,

可以在不影

响系统整体结构的情况下修改计算机软件

,

为计

算机软件增加新功能

,

或修复原有软件中存在的

问题

,

也可在卫星发射后在轨修改软件

,

修复由于

空间粒子导致的软件错误

.

为减少软件开发工作量

,

综合电子设计采用

模块化软件设计

[

１２

]

系统

,

操作系统主要负责进程的调度与管理

.

软件底层采用

uCOS

操作

、

存储

管理

,

通过对操作系统裁剪后和应用程序统一编

译

;

应用程序在操作系统以进程方式运行

,

按确定

的时间间隔调度

,

保证关键程序能够以确定的时

间执行

.

应用之间通过操作系统消息通信

,

方便

根据需要增加或修改功能

.

图

.

７

是综合电子软件

架构

图

Fi

g

．７　Software

７

st

综合电子软件模块架构

ructureofInte

g

ratedelectronics

y

stem

目前通常重构的方式分为地面重构和在轨重

构

,

其中地面重构主要是在整星总装后对计算机

软件进行更改

,

在轨重构是在卫星发射后对计算

机软件进行更改

.

两种相比在轨重构实现风险更

大

,

也是可重构软件设计的重点

.

对于地面重构

,

设计采用基于

Bootloader

实现

.

地面测试计算机通

CA

过

N

总线的

子

ootloader

将软件写

Bootlo

入

ad

CAN

总

线向综合电

计

er

发送要重构的软件

,

B

算机数据存储区

,

并计

算软件校验

,

写入计算机数据存储区中

,

与测试计

算机计算的校验值进行比较

,

校验通过后

,

将要重

构的软件写入计算机程序存储区

,

然后通过地面

指令重启计算机

,

完成软件重构

.

图

构计算机软件的设备连接示意图

,

图

８

是地面重

CAN

总线重构计算机软件的过程

.

重

９

是通过

构后计算

机软件运行正常

,

重构功能正常

.

图

Fi

g

．８　S

y

stemc

８

on

地面重构设备连接关系

nectionof

g

roundsoftwarereconfi

g

ure

图

Fi

g

．９　S

９

of

通过地面

twarerecon

C

fi

A

g

u

N

总线重构软件

rethrou

g

hCANbus

卫星发射前

,

在综合电子数据存储区中保存

一份计算机软件

.

对于在轨重构

,

首先由地面发

出指令

,

控制计算机程序进入重构接收模式

.

在

重构接收模式

,

测控分系统传来的计算机软件数据包

CPU

在进行星务处理同时

,

接收

,

并将软件

保存至数据存储区

.

软件接收过程可分多轨完

成

,

地面以数据包形式发送计算机软件

,

数据包中

包括当前发送软件帧在整个软件中的位置

、

当前

发送软件帧校验信息等

.

计算机在接收软件包的

同时对每一包进行校验

,

待软件上传完成后

,

对待

重构的整个软件进行校验

,

并与地面计算的软件

校验值进行比较

,

将校验结果通过遥测发送至地

面

.

若校验结果一致

,

地面可发送重构开始指令

,

计算机

待重构计算机软件

CPU

重启

,

B

,

o

并写入程序存储区

otloader

从数据存储区读取

.

写入完

成后

,

Bootloader

对写入程序存储区的计算机软

第

９

期

等

:

微纳卫星高性能综合电子系统设计

冯田雨

,

２０６３

件进行校验

,

并将校验结果与保存在数据存储区

的校验值进行比较

,

若一致

,

则跳转到重构的计算

机软件运行

,

若不一致则重试写入重构计算机软

件

,

三次重试失败后停止尝试重构计算机软件

,

将

发射前保存的计算机软件版本写入程序存储区

,

待写入完成后运行原有计算机软件

.

计算机软件

在轨重构流程如图

１０

所示

.

图

Fi

g

．１０　Flo

１

wd

０　

计算机软件在轨重构流程图

ia

g

ramofinＧorbitsoftwarereconfi

g

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O

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１７７Ｇ１７９．

在计算机引导时

,

计算机

动

,

检查自身有无错误

,

然后检查应用程序是否有

Bootloader

首先启

错误

,

如无错误引导至应用程序

,

若发现错误则通

过从综合电子存储器中读取正确的程序恢复

,

或

切换至备份计算机

,

并通过遥测向地面报告

.

５　

结

论

本文针对高性能微纳卫星对综合电子提出的

计算能力

、

功耗及可靠性要求

,

首先分析了现有卫

星综合电子架构及设计

,

在现有卫星架构基础上

,

提出了一种高集成度的微纳卫星综合电子方案

,

并在使用常用工业级器件

,

不降低功耗体积要求

的情况下设计了一种高可靠性的综合电子方案

,

通过硬件电路设计满足微纳卫星综合电子需要

.

并且设计了一套支持地面有线重构与在轨无线重

构的计算机软件

.

通过试验测试

,

设计的微纳卫

星综合电子系统功耗小于

０．７９W

,

计算能力达到

２２０D

２W

,

其中

CPU

功耗约

求及微纳卫星使用需求

.

后续将在阿斯图卫星上

MIPS

,

满足设计要

进行在轨试验

,

对综合电子功能

、

性能及可靠性等

方面进行实际测试验证

,

特别是对软件重构功能

进行测试

,

以验证其性能指标满足卫星使用需求

.

i

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Z

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本文标签： 综合 重构 设计