CN104015939A - 用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统 - Google Patents

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金光
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Abstract

用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，涉及航天航空技术领域，解决现有卫星电子学系统采用分布式星载计算机设计方法存在的资源利用率低和不具备可扩展性等问题，包括集成化综合控制单元和标准化功能扩展单元，标准化综合扩展单元采用外部CAN总线与集成化综合控制单元实现互联；集成化综合控制单元由综合管理模块、通信接口模块、二次电源及仲裁逻辑控制模块组成，标准化功能扩展单元包括指令控制板、主动控温板和机构控制板；本发明的管理系统实现资源整合，减少单机以及元器件数量，指令整合，减少指令类型及转发环节，遥测整合，减少冗余遥测以提高带宽，功能整合，减少测试环节和测试流程，性能整合，降低设备体积重量及功耗。

Description

用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统
技术领域
本发明涉及航天航空技术领域，具体涉及用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，可实现高性能小卫星平台与载荷电子系统的一体化高度集成，同时兼顾不同型号小卫星模块化和标准化功能扩展任务需求。
背景技术
随着航天电子技术和计算机技术的不断进步，现代小卫星电子系统的集成度越来越高，这就要求卫星电子系统需具备更高的处理速度和更多的功能。而传统卫星电子系统均采用以功能为中心的分布式设计方法，即将各种功能分配给组成卫星电子系统的星务管理计算机、姿态控制计算机、有效载荷计算机等各个分系统的星载计算机去完成。这种设计方法无法将载荷和平台的电子系统做统筹规划与功能整合，资源利用率低，在实际工程中往往造成星载计算机数量庞大并数倍增加了电子系统的体积、重量与功耗；同时各星载计算机为按需定制，不具备可扩展性，难以满足不同型号任务需求，可重用率低、研制周期长、研发成本高。本发明针对此提出了一种用于平台载荷一体化卫星的综合计算机以满足未来高性能、高集成度的小卫星应用要求。
发明内容
本发明为了解决现有卫星电子学系统采用分布式星载计算机设计方法存在的资源利用率低和不具备可扩展性等问题，提供一种用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，
用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，包括集成化综合控制单元和标准化功能扩展单元，标准化综合扩展单元采用外部CAN总线与集成化综合控制单元实现互联；
所述集成化综合控制单元由综合管理模块、通信接口模块、二次电源及仲裁逻辑控制模块组成，
综合管理模块负责整星计算任务及调度任务，并向通信接口模块发磅控制指令，同时接收通过通信接口模块传送的外部信息数据；
通信接口模块根据综合管理模块发送的控制指令与外部接口进行信息交互，以及向综合管理模块传送外部信息数据；
二次电源及仲裁逻辑控制模块用于为集成化综合控制单元提供二次电源并负责为综合管理模块提供仲裁控制；
标准化功能扩展单元包括指令控制板、主动控温板和机构控制板；
指令控制板实现各种OC指令；包括ON/OFF指令、相机控制OC指令、火工品控制OC指令和星箭分离行程开关OC信号采集；
主动控温板由温度采集模块和温度控制模块组成，温度采集模块通过热敏电阻、模拟开关、信号放大和A/D转换后获得温度值数字量信息，温度控制模块根据所述的温度值数字量信息依照预定热控策略进行整星闭环控温；
机构控制板根据采集的编码器信息驱动步进电机实现相机调焦及调偏流机构的位置控制；
本发明的有益效果：本发明针对平台载荷一体化卫星电子系统在拓扑结构设计上改变了传统的设计方法，不是以功能为中心，将各种功能分配给各个分系统的星载计算机去完成，而是超越各分系统间界限，采用资源共享思想，将平台载荷一体化卫星电子系统作为一个整体进行考虑，设计出一种用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，利用高度集成式综合计算机实现平台载荷一体化卫星的电子学管理。
具体优点体现为：一、采用高性能处理器实现平台与载荷的综合控制管理；二、基于内外两种总线实现设备的一体化集成及模块化扩展；三、利用双机热备份处理器实现在轨数据并行计算与处理。本发明所述的管理系统实现资源整合，减少单机以及元器件数量，指令整合，减少指令类型及转发环节，遥测整合，减少冗余遥测以提高带宽，功能整合，减少测试环节和测试流程，性能整合，降低设备体积重量及功耗。
附图说明
图1为本发明所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统中集成化综合控制单元架构框图；
图2为本发明所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统中的双CPU并行联合计算硬件框图；
图3为本发明所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统中标准化功能扩展单元架构框图；
图4为本发明所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统中扩展单元板卡标准化设计框图；
图5为本发明所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统的硬件结构形式分解图；
图6中(a)和(b)为本发明所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统中综合计算机集成式和分散式布局示意图。
具体实施方式
具体实施方式一、结合图1至图4说明本实施方式，用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，由集成化综合控制单元和标准化功能扩展单元组成。
将星上必备最小功能进行一体化设计融合形成集成化综合控制单元；负责整星自主任务管理和信息集中管理，同时完成控制及成像相关算法的解算。所述集成化综合控制单元由综合管理模块、通信接口模块、二次电源及仲裁逻辑控制模块组成，用于构成卫星综合管理的核心计算及处理单元；
综合管理模块负责整星计算任务及调度任务，并向通信接口模块发磅控制指令，同时接收通过通信接口模块传送的外部信息数据；
通信接口模块根据综合管理模块发送的控制指令与外部接口进行信息交互，以及向综合管理模块传送外部信息数据；
二次电源及仲裁逻辑控制模块用于为集成化综合控制单元提供二次电源并负责为综合管理模块提供仲裁控制；
结合图1和图2说明本实施方式，所述的综合管理模块采用高性能双处理器热备份设计，由CPUA板1、CPUB板2、通信A板3、通信B板4、电源及仲裁板5以及底板构成。综合考虑计算性能及可靠性，互为备份的CPUA和CPUB板采用高性能国产或进口SPARCV8体系结构的32位RISC嵌入式处理器，辅以时钟电路、存储器及与应用相关的外围电路构成完整的计算机系统。双CPU之间通过高速串行总线及FIFO进行信息、数据的传递，实现点对点双机并行计算，避免采用共享全局存储器及并行总线扩展设计所带来的冗余环节，提高可靠性。
本发明综合考虑平台载荷一体化卫星电子系统通信总线类型及与测控应答机间通信方式，互为备份的两个通信板功能包括CAN总线通信、1553B总线通信、RS422总线通信以及遥控遥测同步通信。该通信板采用具有高可靠性的反熔丝型(或FLASH型)FPGA进行集成化设计，可有效缩小了硬件系统的电路规模并充分涵盖小卫星综合计算机对外通信需求。具体资源包括：
一、六路CAN总线通信：两路综合CAN与星上其它单元互联、两路控制CAN与姿控部件互联、两路扩展CAN与扩展单元互联；
二、四路遥测遥控同步通信：采用门控、数据和时钟组成的三线制设计方式，两路遥控上行，两路遥测下行，码型分别为NRZ-L和NRZ-M；
三、两路RS422总线：采用标准异步串口设计，根据UART协议实现串行数据通信，发送及接收缓冲区大小可调。
本实施方式所述的标准化功能扩展单元用于各型号卫星外围功能需求扩展。采用标准化设计方式，可依照各型号任务的具体要求灵活增减模块数量配置，实现综合计算机的快速集成，一体化设计的同时兼顾模块化设计，以满足高性能小卫星电子学模块更换、系统升级、功能扩展等需求，降低研发成本和缩短研制周期。标准化功能扩展单元与集成化综合控制单元通过扩展CAN总线进行互联。
本实施方式所述的标准化功能扩展单元由指令输出模块6、主动热控模块7、机构控制模块8和扩展电源模块9等组成，结合图3和图4，各功能扩展板卡均采用单片机(当PCB布局尺寸受限，需提高单板功能密度时，可采用FPGA)为核心控制器构建CAN总线智能节点，通过CAN总线接收集成化综合控制单元控制指令实现接口功能。
本实施方式所述的指令控制板6实现各种OC(OpenCollector，集电极开路)指令。包括ON/OFF指令、相机控制OC指令、火工品控制OC指令和星箭分离行程开关OC信号采集。OC输出驱动接口执行的指令由集成化综合控制单元通过CAN总线发送而来，指令经核心控制器译码处理后执行。OC接收接口由锁存器将OC输入状态锁存后经控制器处理后自CAN总线发送给集成化综合控制单元。
本实施方式所述的主动控温板7由温度采集模块和温度控制模块两部分组成。温度采集模块通过热敏电阻、模拟开关、信号放大和A/D转换后得到温度值数字量信息，再由核心控制器依照预定热控策略进行整星闭环控温并通过CAN总线向集成化综合控制单元发送主动控温遥测参数。所述的预定热控策略可以根据具体需要调整。
本实施方式所述的机构控制板8负责完成新型光学相机调焦及调偏流机构的位置控制，由核心控制器完成编码器信号采集并获取机构绝对位置信息后产生步进电机所需的驱动控制信号。调焦参量及偏流机构位置参量由集成化综合控制单元通过CAN总线给出，此外可通过机构控制板的增加适应多种光学相机集成式卫星对多套调焦机构以及多套偏流机构的驱动需求。
具体实施方式二、结合图5和图6说明本实施方式，本实施方式为具体实施方式一所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统的硬件结构，本实施方式综合考虑集成化控制单元和标准化功能扩展单元的组成及设计特点，严格遵循自上而下的顶层设计思路，采用一体化和模块化双结构形式融合的设计理念。完全避免了传统航天计算机机箱结构设计无法满足不同型号卫星功能改进与结构扩充需求的弊端。综合计算机结构形式分解图，结合图5。
本实施方式中的集成化综合控制单元采用插板式机箱，机箱前后面板、左右侧板及上下盖板拼装组成。机箱左右侧板上加工有印制板导轨槽，组成集成化综合控制单元的各印制板通过楔形锁紧机构压紧在导轨槽内，并通过底板实现电气互联。
本实施方式中的标准化功能扩展单元采用框架式机箱，各框架通过穿杆螺钉相连为一个整机，板间通过接插件实现CAN总线互联，各板并通过其上部的电连接器实现各外部功能接口。
本实施方式中的插板式机箱和框架式机箱均设计有凸耳结构。因此，综合管理系统装星时可依照各功能模块配置情况和整星结构布局特点，结合图6，(a)和(b)，采取一体化集成式(单机)安装形式或模块化分散式(多机，即：单机1、单机2)安装形式，便于平台载荷一体化卫星结构布局。

Claims (10)

1.用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，其特征是，包括集成化综合控制单元和标准化功能扩展单元，标准化综合扩展单元采用外部CAN总线与集成化综合控制单元实现互联；
所述集成化综合控制单元由综合管理模块、通信接口模块、二次电源及仲裁逻辑控制模块组成，
综合管理模块负责整星计算任务及调度任务，并向通信接口模块发磅控制指令，同时接收通过通信接口模块传送的外部信息数据；
通信接口模块根据综合管理模块发送的控制指令与外部接口进行信息交互，以及向综合管理模块传送外部信息数据；
二次电源及仲裁逻辑控制模块用于为集成化综合控制单元提供二次电源并负责为综合管理模块提供仲裁控制；
标准化功能扩展单元包括指令控制板(6)、主动控温板(7)和机构控制板(8)；
指令控制板(6)实现各种OC指令；包括ON/OFF指令、相机控制OC指令、火工品控制OC指令和星箭分离行程开关OC信号采集；
主动控温板(7)由温度采集模块和温度控制模块组成，温度采集模块通过热敏电阻、模拟开关、信号放大和A/D转换后获得温度值数字量信息，温度控制模块根据所述的温度值数字量信息依照预定热控策略进行整星闭环控温；
机构控制板(8)根据采集的编码器信息驱动步进电机实现相机调焦及调偏流机构的位置控制。
2.根据权利要求1所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，其特征在于，所述综合管理模块由互为备份的CPUA板(1)和CPUB板(2)组成，通信接口模块由互为备份的通信A板(3)和通信B板(4)组成，二次电源及仲裁逻辑控制模块(5)由电源及仲裁板组成。
3.根据权利要求2所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，其特征在于，互为备份的CPUA板(1)和CPUB板(2)之间通过高速串行总线FIFO进行信息传递，实现点对点双机并行计算。
4.根据权利要求2所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，其特征在于，所述互为备份的通信A板(3)和通信B板(4)之间通过CAN总线通信、1553B总线通信、RS422总线通信以及遥控遥测同步通信。
5.根据权利要求2或4所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，其特征在于，所述的通信A板(3)和通信B板(4)采用高可靠性的反熔丝型FPGA进行集成化设计。
6.根据权利要求1所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，其特征在于，所述标准化功能扩展单元的指令控制板(6)、主动控温板(7)和机构控制板(8)均采用单片机为核心控制器构建CAN总线智能节点，通过CAN总线接收集成化综合控制单元控制指令，实现接口功能。
7.根据权利要求1所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，其特征在于，所述集成化综合控制单元采用插板式机箱，标准化功能扩展单元采用框架式机箱。
8.根据权利要求7所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，其特征在于，所述插板式机箱和框架式机箱均设计有凸耳结构。
9.根据权利要求8所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，其特征在于，所述插板式机箱由前后面板、左右侧板及上下盖板拼装组成，所述左右侧板上加工印制板导轨槽，各印制板通过楔形锁紧机构压紧在导轨槽内，并通过底板实现电气互联。
10.根据权利要求8所述的用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统，其特征在于，所述框架式机箱由多个框架组成，每个框架通过穿杆螺钉连接为一个整机，机箱板间通过接插件实现CAN总线互联。
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