CN104155997A - 基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统及其PID控制方法 - Google Patents

Abstract

基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统及其PID控制方法，属于卫星姿轨控制领域。为了解决目前的航天器姿轨控制系统硬件电路复杂、体积大及成本高的问题。本发明的核心处理器采用在单一芯片上集成了固有可靠性的快闪FPGA架构、一个166MHz ARM Cortex-M3处理器、安全处理加速器、DSP模块、SRAM、eNVM和多个通信接口模块的SmartFusion2芯片实现的，并配以AD模块、陀螺模块、无线模块和底板模块，完成卫星姿轨控制；所述底板模块包括多个通信接口、控制电源、状态输入接口、OC驱动接口、调试接口和复位电路；本发明的PID控制方法分别通过核心处理器和上位机对接收的数据判断、解算和打包，并形成闭环。本发明用于卫星姿轨控制。

Description

基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统及其PID控制方法

技术领域

本发明属于卫星姿轨控制领域。

背景技术

微小卫星凭借其放射灵活、成本低、功能密度高、研制周期短等一系列优势，成为当前国际空间技术研究的热点。发达国家在该技术领域走在了前列，民用与军用方面都从中受益。随着微小卫星在遥感、通讯、导航以及空间攻防等方面的潜力不断被挖掘，人们希望微小卫星具备快速响应，放射后无需地面维护等能力，而这些能力的具备是与姿轨控制系统密切相关的。

姿轨控制计算机在姿轨控制系统中起着举足轻重的作用，它需要完成传感器数据采集、姿态控制、轨道控制等多个功能。在目前国内微小卫星姿轨控制计算机设计中，有采用386、ARM、DSP等芯片进行设计的。采用386CPU的方法运算速度偏低，而且体积和功耗均不理想；采用ARM的方法硬件结构较为固定，限制了通用性；采用DSP+MCU的方法存在耦合松散、硬件调试周期长等问题。

姿轨控制系统的姿态敏感元器件微陀螺多选用三轴集成陀螺仪，这种陀螺仪可同时测得三轴的角速度、角度信息，使用方便，但其体积较大，成本高。

现有一种基于SmartFusion的无人机飞行控制系统设计。该无人机飞行控制系统以SmartFusion系列A2F200为核心的控制计算机，并加以传感器和舵机实现飞行控制系统。但是，A2F200的工作频率、I/O、通信接口模块、FPGA逻辑单元资源等还不能实现高性能、多功能的复杂卫星姿轨控制计算机的要求，并且该系统是对无人机飞行控制系统的设计，虽然无人机飞行控制系统与卫星姿轨控制系统有很多相似，但还是不完全适用于卫星姿轨控制系统。另外，该系统应用的A/D芯片TLC3548转换精度为14位，不能满足高精度卫星控制系统要求。

现有一种基于三轴惯性陀螺仪的小型姿态测量系统设计。在姿态测量系统中ADIS16350做为三轴敏感元件测量系统位置信息，基于ALTER公司的FPGA进行导航计算机设计。但是，陀螺仪ADIS16350零偏稳定性不好，精度不高，且体积较大，系统对陀螺仪的测试采用有线方式，使接线相对复杂，容易出现接线处接触不良，可靠性降低。ALTER公司的FPGA抗单粒子翻转能力不好，大大降低了系统的可靠性，并且，基于FPGA设计的导航计算机工作频率较低，数据传输速率不高，运算速率较慢，且设计相对复杂。

现有一种基于ARM处理器的无人机飞行控制计算机设计。计算机采用S3C44B0X处理器作为MCU，通过对计算机存储器的扩展、数据采集和通信功能的实现等完成了飞行控制计算机硬件系统的构建。随后，针对无人机的飞行控制的应用要求，设计了能够满足飞行控制实时性能要求的计算机软件，移植了嵌入式操作系统uC/OS-2到飞行控制计算机的硬件平台。但是该文献采用的微惯性测量组合MIMU是将加速度计、微陀螺、信号采样处理电路和接口电路进行综合集成的。此MIMU成本低、适用环境能力强，但是精度低，可以满足无人机姿态测量的要求，但对于需求惯性测量元件精度很高的卫星姿轨控制系统就不能满足。另外，文献采用16位模数转换器ADS8364，该芯片集成了6路差分输入通道，但是，该ADC的精度和集成度仍然不能满足卫星姿轨控制系统要求。此外，该文献选用基于ARM7TDMI内核的嵌入式处理器S3C44B0X作为飞行控制计算机的处理器，该处理器通信接口、数据存储器、程序存储器等资源有限，时钟频率66MHz相比SmartFusion2 166MHz甚远。

现有一种基于SoPC的微小卫星姿轨控计算机设计与实现。该文献基于SoPC技术设计了微小卫星姿轨控制计算机，并且在Quartus Ⅱ 11.1环境下使用硬件编程实现了接口控制IP核。此外，利用浮点定制指令设计了硬件浮点运算以加快CPU处理器浮点运算的速度。从实际应用看，基于SoPC技术的姿轨控制计算机体积小、功耗低；其丰富并且可重新配置的外设接口使之可以适应多种姿轨控模式的要求，成为多功能姿轨控计算机；而且由硬浮点运算带来的强大运算能力使它可以适应越来越复杂的姿轨控算法。实际应用测试表明，该设计方案正确可行，所设计的姿轨控计算机运行可靠，可作为CubeSate或者ChipSate等微小卫星姿轨控计算机的备选方案。但是，该方案采用FPGA设计系统的核心处理器，系统所需要的数据采集、接口通信、存储器读写等功能IP核均需要自行设计仿真，工作量大，设计复杂，调试难度大。核心处理器时钟频率为40/50Mhz，时钟频率低，数据处理能力慢。

综上所述，目前的航天器姿轨控制系统还存在硬件电路复杂、体积大及成本高的问题。

发明内容

本发明的目的是为了解决目前的航天器姿轨控制系统硬件电路复杂、体积大及成本高的问题，本发明提供一种基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统及其PID控制方法。

本发明的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统，

它包括核心处理器、AD模块、陀螺模块、无线模块和底板模块；

所述核心处理器采用在单一芯片上集成了固有可靠性的快闪FPGA架构、一个166MHzARM Cortex-M3处理器、安全处理加速器、DSP模块、SRAM、eNVM和多个通信接口模块的SmartFusion2芯片实现的；

核心处理器，用于控制数据采集及接收，对接收的数据进行处理，输出指令控制卫星姿态和卫星轨道；

陀螺模块，用于测得卫星三轴的角速度信息，并将所述角速度信息发送给核心处理器的模块；

AD模块，用于遥测采集通道，采集本模块及整星电压、温度量，对采集的信号进行模数转换，转换后的数据发送给核心处理器的模块；

无线模块，用于核心处理器与上位机进行无线交换数据的模块；

所述底板模块包括通信接口、控制电源、状态输入接口、OC驱动接口、调试接口和复位电路；

控制电源，用于为分离装置、加热器、火工品和推力器进行供电控制；

状态输入接口，用于采集行程开关信号；

OC驱动接口，共7路，用于指令输出；

调试接口，用于对系统的程序及固件下载调试；

复位电路，用于控制系统硬件复位；

所述通信接口包括CAN接口、SPI接口，I2C接口，同步422接口，异步422接口和异步串口。

所述多个通信接口模块包括MSS单元外设接口模块和FPGA单元外设接口模块；

MSS单元外设接口模块包括CAN协议通信接口模块、SPI协议通信接口模块、同步串口通信接口模块、I2C协议通信接口模块和外设32位的GPIO模块，

CAN协议通信接口模块，共2路，用于实现Cortex^TM-M3的硬核处理器与外部的CAN协议数据通信；

SPI协议通信接口模块，共6路，其中3路用于与陀螺模块通信，另3路用于接收AD模块转换的信号；

同步串口通信接口模块，共2路，用于实现Cortex^TM-M3的硬核处理器与外部的同步422协议数据通信；

I2C协议通信接口模块，共2路，用于实现Cortex^TM-M3的硬核处理器与外部的I2C协议数据通信；

外设32位的GPIO模块，共32路，前16路用于中断控制外扩异步串口，后16路用于电源模块、陀螺模块和AD模块的控制和复位；

FPGA单元外设接口模块包括用FPGA通过CoreAPB总线外挂的多个异步串口IP模块和GPIO接口模块，

异步串口IP模块，共16路，1路用于与地面测试及CPU程序加载，其余7路用于接受磁强计、其他陀螺模块、加速度计的异步422通信协议信号，实现异步422通信，剩余8路用于备份；

GPIO接口模块，共32路，其中16路用于输入输出，另16路用于输出；32路输出中，7路用于OC输出，1路用于二级供电总控制引脚，8路用于二级供电控制，16路用于一级供电控制；16路输入用于采集状态行程开关信号。

所述陀螺模块采用CRG20单轴微陀螺实现。

所述AD模块采用ADS1256芯片实现。

所述无线模块采用Zigbee射频芯片CC2530实现。

所述方法通过上位机和核心处理器实现，上位机的PID控制过程包括如下步骤：

接收卫星姿轨控制系统发送的卫星姿轨控制指令数据的步骤；

对接收到的数据进行解码判断的步骤；

当判断接收的数据正确后，对卫星姿轨动力学模型进行解算，将所接收到的数据用于卫星姿轨动力学模型中，得到新的卫星姿轨状态数据，并将卫星姿轨状态数据打包发送给核心处理器的步骤；

核心处理器的PID控制过程包括如下步骤：

接收上位发送的卫星姿轨状态数据的步骤；

对接收到的数据进行解码判断的步骤；

当判断接收的数据正确后，对卫星姿轨数学模型进行解算，将所接收到的数据用于卫星姿轨数学模型中，通过PD控制算法得到新的卫星姿轨控制指令，并将新的卫星姿轨控制指令打包发送给上位机的步骤。

本发明的有益效果在于，本发明采用在单一芯片上集成了固有可靠性的快闪FPGA架构和一个166MHz ARM Cortex-M3处理器的Smartfusion2芯片设计高性能、低功耗、接口丰富的姿轨控制系统，克服了目前航天器姿轨控制系统计算机设计硬件电路复杂，系统调试难度大，成本较高，体积大，数据处理速率有限等问题，实现了多功能、高精度、体积小、可复用、设计简单、高速数据处理能力的卫星姿轨控制系统。并且控制系统具有无线数据收发功能。

附图说明

图1为具体实施方式一所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统的原理示意图。

图2为具体实施方式二所述的接口模块的原理示意图。

图3为具体实施方式三所述的CRG20与上位机传输数据的原理示意图。

图4为具体实施方式六所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统的PID控制方法的原理示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1说明本实施方式，本实施方式所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统，它包括核心处理器、AD模块、陀螺模块、无线模块和底板模块；

所述核心处理器采用在单一芯片上集成了固有可靠性的快闪FPGA架构、一个166MHzARM Cortex-M3处理器、安全处理加速器、DSP模块、SRAM、eNVM和多个通信接口模块的SmartFusion2芯片实现的；

核心处理器，用于控制数据采集及接收，对接收的数据进行处理，输出指令控制卫星姿态和卫星轨道；

陀螺模块，用于测得卫星三轴的角速度信息，并将所述角速度信息发送给核心处理器的模块；

AD模块，用于遥测采集通道，采集本模块及整星电压、温度量，对采集的信号进行模数转换，转换后的数据发送给核心处理器的模块；

无线模块，用于核心处理器与上位机进行无线交换数据的模块；

所述底板模块包括通信接口、控制电源、状态输入接口、OC驱动接口、调试接口和复位电路；

控制电源，用于为分离装置、加热器、火工品和推力器进行供电控制；

状态输入接口，用于采集行程开关信号；

OC驱动接口，共7路，用于指令输出；

调试接口，用于对系统的程序及固件下载调试；

复位电路，用于控制系统硬件复位；

所述通信接口包括CAN接口、SPI接口，I2C接口，同步422接口，异步422接口和异步串口。

本实施方式的核心处理器为Microsemi公司的内部集成166MHz的Cortex^TM-M3的硬核处理器外嵌Flash架构FPGA的SmartFusion2系列的M2S050芯片。该处理器在SRAM、PLL等普通外设基础上，集成了高速乘法器、DDR2/3、CAN、USB、SerDes以及千兆以太网等高级外设，还有丰富的逻辑单元及I/O资源，896BGA封装，体积小，设计简单，完全能够满足现在卫星姿轨控制系统高性能、低功耗、小体积、高集成度、强灵活性、快速数据处理能力的要求。

所述核心处理器，配以高精度陀模块和24位的AD模块。并且为了增加系统灵活可靠性，在系统中加入了无线模块。

本实施方式的卫星姿轨控制系统采用模块化设计，分别包括核心处理器、AD模块、陀螺模块、无线模块和底板模块。

其中底板模块包括CAN，SPI，I2C，同步422，异步422，状态输入，OC门，异步串口等通信接口，实现卫星状态采集和信号通信；

电源包括12V控制供电、5V控制供电、一级控制供电、二级控制供电、直供电和电平转换部分，用于控制卫星执行机构；无线模块电源与核心处理器电源分开设计，以实现无线控制系统通断电。其中，5V控制供电功能模块选用TI公司2012年推出的DC/DC转换芯片TPS54340，该芯片支持4.5～42V电压输入、3.5A最大输出电流；12V控制供电功能模块选用TI公司2012年推出的DC/DC转换芯片TPS55340，该芯片支持2.9～32V电压输入、5A最大输出电流。无线模块电源电路选用TI公司2013年推出的DC/DC转换芯片TPS560200，该芯片支持4.5～17V电压输入、500mA最大输出电流，0.8～6.5V电压输出，通过选择合适的反馈电阻，即可输出3.3V电源。SF2和母板电源电路采用TI公司2012年推出的DC/DC转换芯片TPS540340和LDO芯片TPS73733来实现。前者是DC/DC转换模块，设计输出5V电压，转换功率较高；后者是LDO芯片，转换输出3.3V电压，噪声较低，供给核心板使用。另外，通过无线模块输出引脚控制TPS5430340芯片的使能管脚，可实现系统的远程上电、掉电功能。火工品二级供电与控制供电模块选用MOSFET IRF3710来实现，该芯片为NChannel场效应管，最大漏极电流达59A，Vds电压最大可达100V，可以满足系统需求。OC门芯片选用MC1413是Freescale公司出品的高耐压、大电流达林顿陈列反向驱动器，由七个硅NPN达林顿管组成，MC1413工作电压高，工作电流大，灌电流可以达到500mA，并且能够在关态时承受50V的电压，输出还可以在高负载电流并行运行。状态量采集电路为了支持5V TTL电平的状态两采集，本实施方式，通过电平转换芯片TXB0108PWR将状态量引入进来。

本实施方式核心处理器所选用的SmartFusion2系列的M2S050具有48672个逻辑单元，程序存储器256Kb、数据存储器64Kb、896BGA封装、377+32(Select)I/O、一个CAN模块、2个I2C模块、2个SPI模块、2个UART模块。

SmartFusion2 SoC FPGA包含突破性的安全能力，采用了基于非易失性快闪技术的最先进设计保护功能，易于保护机密和高价值的设计，防止篡改、克隆、过度建造、反向工程和伪造。

SmartFusion2 SoC FPGA主要优势体现在：一是具有设计和数据安全能力，它具有SoCFPGA业界唯一具备物理上不可克隆功能的(PUF)密匙登记和重建能力，具有安全密匙存储能力。还具有多个内置的加密处理加速器，包活：先进加密标准AES-256、安全散列算法SHA-256、384位椭圆曲线密码引擎，以及不确定性随机位发生器，该系列芯片从根本上改变了FPGA在安全性应用中的有效性。

二是高可靠性。SmartFusion2包括IEC61508、DO254和DO178B，具有达到零故障率(failures in time,FIT)的SEU免疫能力。并且，在电源关闭时SmartFusion2能够保留其配置，并实现“瞬间启动”性能，其快闪FPGA架构无需外部配置来提供额外的安全防护。SmartFusion2通过在Cortex-M3嵌入式暂时存储器等嵌入式存储器、以太网、控制器局域网和USB缓冲器上使用单错校正、双错检测保护功能，是首个实现能够保护其所有的SoC嵌入式SRAM存储器避免SEU错误的SoC FPGA器件，并且提供用于DDR内存控制器的选项。

三是实现了最低的功耗。SmartFusion2 SoC FPGA提供了在其50K查找表(LUT)器件能够实现10mW静态功耗的性能，包括处理器且不会牺牲性能。SmartFusion2 SoC FPGA器件能够在大约100us内进入和退出Flash*Freeze模式，适用于需要短暂间歇活动的低占空比应用，采用Flash*Freeze待机模式，功耗更下降至1mW。在具备相同性能条件下，SmartFusion2 SoC FPGA器件待机功耗降低了大约100倍。

具体实施方式二：结合图2说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式一所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统的进一步限定，所述多个通信接口模块还包括MSS单元外设接口模块和FPGA单元外设接口模块；

MSS单元外设接口模块包括CAN协议通信接口模块、SPI协议通信接口模块、同步串口通信接口模块、I2C协议通信接口模块和外设32位的GPIO模块，

CAN协议通信接口模块、SPI协议通信接口模块、同步串口通信接口模块、I2C协议通信接口模块和外设32位的GPIO模块均是从核心处理器的MSS单元引出的；

CAN协议通信接口模块，共2路，用于实现Cortex^TM-M3的硬核处理器与外部的CAN协议数据通信；

SPI协议通信接口模块，共6路，其中3路用于与陀螺模块通信，另3路用于接收AD模块转换的信号；

同步串口通信接口模块，共2路，用于实现Cortex^TM-M3的硬核处理器与外部的同步422协议数据通信；

I2C协议通信接口模块，共2路，用于实现Cortex^TM-M3的硬核处理器与外部的I2C协议数据通信；

外设32位的GPIO模块，共32路，前16路用于中断控制外扩异步串口，后16路用于电源模块、陀螺模块和AD模块的控制和复位；

FPGA单元外设接口模块包括用FPGA通过CoreAPB总线外挂的多个异步串口IP模块和GPIO接口模块，

异步串口IP模块和GPIO接口模块均是从核心处理器的MSS单元引出的；

异步串口IP模块，共16路，1路用于与地面测试及CPU程序加载，其余7路用于接受磁强计、其他陀螺模块、加速度计的异步422通信协议信号，实现异步422通信，剩余8路用于备份；

GPIO接口模块，共32路，其中16路用于输入输出，另16路用于输出；32路输出中，7路用于OC输出，1路用于二级供电总控制引脚，8路用于二级供电控制，16路用于一级供电控制；16路输入用于采集状态行程开关信号。

所述核心处理器还包括硬件外围电路和核心模块片内逻辑。硬件外围电路主要包括芯片电源、DDR、晶振等；核心模块片内逻辑包括MSS单元外设接口模块和FPGA单元外设接口模块。其中MSS单元外设接口模块包括CAN、SPI、I2C、GPIO和同步串口模块；由于MSS单元外设接口模块不能满足控制系统接口要求，因此，增加了FPGA外设接口模块，即异步串口模块和GPIO模块。在实际应用FPGA外设接口模块时，只需将IP核挂到CoreAPB总线上，再与MSS单元相连即可，电路设计简单，易于调试，大大缩短了开发周期。

SmartFusion2内接口逻辑如图3所示。2路I2C模块信号是由SmartFusion2片内MSS单元上集成了的2个I2C接口模块引脚直接引出，然后辅以电平协议转换芯片TXB0108PWR输出，该芯片支持信号流方向自动检测功能。1路CAN模块是由MSS单元直接引出，另1路CAN模块则由高速串口模块SERDES通过APB_Slave总线与MSS相连来实现，SN65HVD255D芯片作为CAN总线收发器。SPI模块是使用SmartFusion2片内MSS单元上集成的1个SPI接口模块，并同时引出其8路片选信号实现的。这样可以满足3路SPI接口的陀螺模块、3路SPI接口的AD模块的需求，同时还剩余2路，可以接其他外设模块。同步串口功能是由SmartFusion2片内MSS单元上集成的2个MUART模块实现的，该模块有4种工作模式，分别是全双工异步串口、半双工异步串口、全双工同步串口、半双工同步串口，通过软件将MUART模块配置成全双工同步串口，然后外接电平协议转换芯片即可实现需要的同步串口功能。16路异步串口是由SmartFusion2片内FPGA单元上扩展的异步串口模块实现的。Actel逻辑宏单元中提供了3类异步串口模块，分别是Core16550、CoreUART与CoreUartapb，他们均可以实现异步串口。经过详细对比发现：Core16550模块无法实现460800波特率；CoreUART模块需要连接地址和数据总线信号，连接较为复杂；CoreUARTapb模块采用APB总线模式，与MSS单元之间通过CoreAPB3总线模块直接相连，非常方便。本实施方式采用CoreUARTapb模块外扩16路异步串口IP模块。CoreUARTapb模块有5个状态信号，分别是TXRDY、RXRDY、PARITY_ERR、OVERFLOW、与FRAMING_ERR，他们都是高电平有效。这样可以将这五个信号相或之后作为中断信号，并连接到MSS单元的MSS_GPIO[15..0]管脚上，实现中断控制异步串口通信。

SmartFusion2片内MSS单元上集成了32路通用输入、输出接口，每路接口均可单独触发中断。

考虑到需要外扩异步串口，本实施方式设计时将前16路信号(MSS_GPIO[15..0])连接到外扩的16路异步串口模块的中断信号引脚上，后16路GPIO口设置为输出模式，连接到FPGA单元上，通过缓冲器输出，用于控制外部电源模块。其他IO作为16路状态量输入、7路OC门输出、1路星表保护、11路一级供电控制、16路二级供电控制、4路5V供电控制、3路12V供电控制的控制引脚。考虑需要的IO引脚较多，因此，本实施方式在FPGA单元上外扩了一个IO模块，将其设置成16路输入输出模式、16路输出模式。具体的实现方式是采用Actel逻辑宏单元中CoreGPIO通过CoreAPP3总线与MSS单元相连，然后辅以电平协议转换芯片即可。

具体实施方式三：本实施方式是对具体实施方式二所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统的进一步限定，所述陀螺模块采用CRG20单轴微陀螺实现。

本实施方式中，CRG20单轴微陀螺特点：

独有的COS2θ硅环MEMS技术；

全数字闭环控制；

全温范围内工作，性能稳定，漂移很小，无须温补和校准；

内置温度传感器；

具有SPI和模拟速率输出两种方式；

数字分辨率0.03125°/s；

角度随机游走系数很小，0.3°/rt hr；

抗振动、冲击能力强；

两路辅助的ADC输入；

测量范围：±75°/s和±300°/s可选；

敏感极性：顺时针旋转，输出为正；

体积小：9.5mm*9mm*3.44mm，LCC36陶瓷封装。

所述的微陀螺仪以三个单轴微陀螺CRG20正交设计，相对于三轴集成的微陀螺仪降低了成本，减小了体积。

陀螺模块数据采集实现是由实施方式用CRG20设计的三轴正交微陀螺X轴、Y轴、Z轴分别通过SPI通信接口模块与核心处理器相连接，将CRG20所测得三轴姿态信息通过SPI发送给核心处理器，核心处理器可以通过I2C、SPI、CAN、422、Zigbee无线等多种方式与上位机通信，将所接收到的微陀螺仪数据打包发送给上位机，如图3所示，上位机将数据解算并绘制曲线图，实时显示三轴角速度变化情况，并保存所接收到的数据。

具体实施方式四：本实施方式是对具体实施方式二所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统的进一步限定，所述AD模块采用ADS1256芯片实现。

ADS1256由四阶Δ-∑调制器和一个可编程数字滤波器组成。

ADS1256采用SSOP-28封装，主要特点如下：

24位无数据丢失；

低非线性度：±0.0010％；

具有高达23比特的无噪声精度；

数据采样率可达30Kps；

可配置为8路单极输入或4路差动输入；

采用单周期转换模式；

带有模拟多路开关(MUX)，具有传感器检测功能；

内含可编程增益放大器(PGA)，PGA＝1时，可提供高达25.3位的有效分辨率；PGA＝64时，可提供高达22.5位的有效分辨率；

PGA噪声低；

带有输入缓冲器(BUF)；

所有的PGA均有自校准和系统校准；

带有串行外设接口(SPI)；

带有可编程数字滤波器；

模拟输入电压为5V，数字电压为1.8～3.6V；

正常模式下的功耗为38mW，备用模式下的功耗为0.4mW。

具体实施方式五：本实施方式是对具体实施方式二所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统的进一步限定，所述无线模块采用Zigbee射频芯片CC2530实现。

本实施方式的无线模块采用Zigbee射频芯片CC2530实现，主要特点如下：

适应2.4GHz IEEE 802.15.4的RF收发器；

极高的接受灵敏度和抗干扰性能；

可编程的输出功率高达4.5dBm；

只需极少的外接元件；

只需一个晶振，即可满足网状网络系统需要；

6mm*6mm的QFN40封装；

多种工作模式，满足低功耗要求；

宽电源电压范围(2V-3.6V)；

优良的性能和具有代码预取功能的低功耗8051微控制器内核；

32KB的系统内可编程闪存；

8KB RAM，具备在各种供电方式下的数据保持能力；

支持硬件调试；

所述的无线控制器使用Zigbee CC2530设计，以实现无线控制核心处理器上断电及无线收发控制指令与系统状态。增加系统应用的灵活性和可靠性。

具体实施方式六：结合图4说明本实施方式，本实施方式是具体实施方式一所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统的PID控制方法，所述方法通过上位机和核心处理器实现，上位机的PID控制过程包括如下步骤：

接收卫星姿轨控制系统发送的卫星姿轨控制指令数据的步骤；

对接收到的数据进行解码判断的步骤；

当判断接收的数据正确后，对卫星姿轨动力学模型进行解算，将所接收到的数据用于卫星姿轨动力学模型中，得到新的卫星姿轨状态数据，并将卫星姿轨状态数据打包发送给核心处理器的步骤；

核心处理器的PID控制过程包括如下步骤：

接收上位发送的卫星姿轨状态数据的步骤；

对接收到的数据进行解码判断的步骤；

当判断接收的数据正确后，对卫星姿轨数学模型进行解算，将所接收到的数据用于卫星姿轨数学模型中，通过PD控制算法得到新的卫星姿轨控制指令，并将新的卫星姿轨控制指令打包发送给上位机的步骤。

最终卫星三轴状态达到指定位置，三轴角速度均趋于零，系统无超调，调节时间在允许范围内。

本发明的优点：

1、采用基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统设计可以将核心处理器做为SoC来设计，解决了目前基于DSP或者DSP与单片机、FPGA的组合设计方案的硬件电路较为复杂、系统调试难度大、而且成本较高的缺点。

2、SmartFusion2在单一芯片上集成了固有可靠性的快闪FPGA架构、一个166MHzARM Cortex-M3处理器、先进的安全处理加速器、DSP模块、SRAM、eNVM和丰富的通信接口。这种组合能够继承来自其他器件的现有功能，大幅度减少线路板空间和总体系统的功耗。

3、再加以SmartFusion2 M2S050具有高速数据处理能力，丰富的FPGA逻辑单元和外设通信接口资源，从而使基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统具有高性能、低功耗、小体积、高集成度、强灵活性、快速数据处理能力等优越性能。

4、并且，姿轨控制系统的微陀螺仪以三个单轴微陀螺CRG20正交设计，解决了三轴集成的微陀螺仪体积较大，成本高的问题。

5、此外，本系统选用24位的ADC处理器ADS1256接受CRG20的模拟输出量，再转换为数字输出，解决了CRG20虽然具有很好的零偏稳定性(<4.7°/hr)但由于内部ADC精度不够导致的数字输出精度不高的问题，因此使系统具有高姿态敏感精度。

6、并且在控制系统中加入了Zigbee无线控制器，以实现无线控制系统上断电及无线收发控制指令与系统状态的功能，使系统应用更加灵活，可靠。

7、SmartFusion2 SoC FPGA基于非易失性快闪技术的最先进设计保护功能，易于保护机密和高价值的设计，防止篡改、克隆、过度建造、反向工程和伪造。

8、SmartFusion2 SoC FPGA抗单粒子翻转能力强，大大增加系统可靠性。芯片的抗单粒子翻转能力对于大气层以外的卫星控制系统的运行可靠性的影响尤其重要。

Claims (6)

1.基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统，其特征在于，它包括核心处理器、AD模块、陀螺模块、无线模块和底板模块；

所述核心处理器采用在单一芯片上集成了固有可靠性的快闪FPGA架构、一个166MHzARM Cortex-M3处理器、安全处理加速器、DSP模块、SRAM、eNVM和多个通信接口模块的SmartFusion2芯片实现的；

核心处理器，用于控制数据采集及接收，对接收的数据进行处理，输出指令控制卫星姿态和卫星轨道；

陀螺模块，用于测得卫星三轴的角速度信息，并将所述角速度信息发送给核心处理器的模块；

AD模块，用于遥测采集通道，采集本模块及整星电压、温度量，对采集的信号进行模数转换，转换后的数据发送给核心处理器的模块；

无线模块，用于核心处理器与上位机进行无线交换数据的模块；

所述底板模块包括通信接口、控制电源、状态输入接口、OC驱动接口、调试接口和复位电路；

控制电源，用于为分离装置、加热器、火工品和推力器进行供电控制；

状态输入接口，用于采集行程开关信号；

OC驱动接口，共7路，用于指令输出；

调试接口，用于对系统的程序及固件下载调试；

复位电路，用于控制系统硬件复位；

所述通信接口包括CAN接口、SPI接口，I2C接口，同步422接口，异步422接口和异步串口。

2.根据权利要求1所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统，其特征在于，所述多个通信接口模块还包括MSS单元外设接口模块和FPGA单元外设接口模块；

MSS单元外设接口模块包括CAN协议通信接口模块、SPI协议通信接口模块、同步串口通信接口模块、I2C协议通信接口模块和外设32位的GPIO模块，

CAN协议通信接口模块，共2路，用于实现Cortex^TM-M3的硬核处理器与外部的CAN协议数据通信；

SPI协议通信接口模块，共6路，其中3路用于与陀螺模块通信，另3路用于接收AD模块转换的信号；

同步串口通信接口模块，共2路，用于实现Cortex^TM-M3的硬核处理器与外部的同步422协议数据通信；

I2C协议通信接口模块，共2路，用于实现Cortex^TM-M3的硬核处理器与外部的I2C协议数据通信；

外设32位的GPIO模块，共32路，前16路用于中断控制外扩异步串口，后16路用于电源模块、陀螺模块和AD模块的控制和复位；

FPGA单元外设接口模块包括用FPGA通过CoreAPB总线外挂的多个异步串口IP模块和GPIO接口模块，

异步串口IP模块，共16路，1路用于与地面测试及CPU程序加载，其余7路用于接受磁强计、其他陀螺模块、加速度计的异步422通信协议信号，实现异步422通信，剩余8路用于备份；

GPIO接口模块，共32路，其中16路用于输入输出，另16路用于输出；32路输出中，7路用于OC输出，1路用于二级供电总控制引脚，8路用于二级供电控制，16路用于一级供电控制；16路输入用于采集状态行程开关信号。

3.根据权利要求2所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统，其特征在于，所述陀螺模块采用CRG20单轴微陀螺实现。

4.根据权利要求2所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统，其特征在于，所述AD模块采用ADS1256芯片实现。

5.根据权利要求2所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统，其特征在于，所述无线模块采用Zigbee射频芯片CC2530实现。

6.权利要求1所述的基于SmartFusion2的卫星姿轨控制系统的PID控制方法，其特征在于，所述方法通过上位机和核心处理器实现。

上位机的PID控制过程包括如下步骤：接收卫星姿轨控制系统发送的卫星姿轨控制指令数据的步骤；对接收到的数据进行解码判断的步骤；当判断接收的数据正确后，对卫星姿轨动力学模型进行解算，将所接收到的数据用于卫星姿轨动力学模型中，得到新的卫星姿轨状态数据，并将卫星姿轨状态数据打包发送给核心处理器的步骤；

核心处理器的PID控制过程包括如下步骤：接收上位发送的卫星姿轨状态数据的步骤；对接收到的数据进行解码判断的步骤；当判断接收的数据正确后，对卫星姿轨数学模型进行解算，将所接收到的数据用于卫星姿轨数学模型中，通过PD控制算法得到新的卫星姿轨控制指令，并将新的卫星姿轨控制指令打包发送给上位机的步骤。