CN104252137B - 一种微小卫星通用在轨上注最小系统 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一个跨型号、跨平台的通用型微小卫星软件上注最小系统，该最小系统在不修改源代码和可执行代码的基础上，可支持不同平台和不同用途的微小卫星应用；能有效解决微小卫星软件产品高质量与软件研制短周期之间的矛盾；能有效提升微小卫星快速研制、发射和部署能力。

Description

一种微小卫星通用在轨上注最小系统

技术领域

本发明涉及微小卫星技术领域，特别涉及一种微小卫星在轨上注最小系统。

背景技术

在现有卫星研制模式中，项目立项后，卫星总体进行系统方案设计，对各分系统提出技术要求和任务书；各分系统进行分系统分析和设计，将要求转换为硬件要求和软件要求，并分别向下传递硬件研制任务书和软件用户需求；硬件项目组接收到研制任务书后，进行硬件设计和加工，在进行硬件调试的同时，编写硬件使用说明供软件项目组使用；软件项目组接收到用户需求、数据约定和硬件使用说明后，进行需求分析、概要设计、详细设计、编码、单元测试、组装测试和确认测试；软硬件研制完成后，进行联调并提交系统联试；各分系统/组件完成后，卫星总装并进行整星测试和各项试验。在此过程中，软件作为一个整体，从无到有，从需求到产品，进行了一个完整流程。

由于系统设计、硬件研制及整星测试试验的时间刚性较大，因此，从控制整星研制时间角度考虑，要求软件尽快完成提交系统联试；从提高软件质量角度考虑，要求软件严格按照工程化和软件过程改进体系要求进行研发；于是，软件产品高质量和软件研制短周期就成了一对不可调和的矛盾。

目前，常用的微小卫星软件开发全生命周期模型包括I类沿用模型、II类继承模型、III类修改模型和IV类新研模型。根据各模型研制的软件产品简称为I类软件、II类软件、III类软件和IV类软件，其中：I类软件不需要进行任何修改，源代码和目标代码均与成功型号软件一致；II类软件为配置参数修改软件，其目标代码与成功型号软件一致；III类软件重用了大部分成功型号的设计和源代码，需重新开发不同部分的软件模块；IV类软件重用了部分成功型号设计和源代码或完全重新研制。

对于小批量的卫星产业来说，I类软件和II类软件，能够得到应用的范围非常有限；对于III类软件，其生命周期模型中要求的工作量及复杂度与IV类软件类似，一般在使用同一卫星平台的项目中得到应用；而绝大部分卫星项目，特别是微小卫星项目，对应的都是IV类软件。

因此，研制一个能够适应不同平台、不同型号的微小卫星通用在轨上注最小系统，具备不同项目间的I类或II类软件继承能力，则可以最大限度缩短软件开发时间，甚至直接使用该最小系统进行卫星发射和部署，从而有效缩短整星研制周期，提高卫星软件可靠性，并有效提升微小卫星快速响应能力。

另外，在我国现有的卫星项目中，还没有仅使用太阳电池片、磁强计和磁力矩器进行卫星控制的先例，本发明使用了数量少、可靠性高、成本低且易于实现的部件，实现了对日/对地指向功能，同时，提供开放性在轨上注软件平台，支持随时上注使用常规部件进行姿态控制的软件模块，并使用该模块替代最小系统模块对整星进行姿态确定和控制操作。

在现有卫星研制模式中，软件作为一个整体进行研发，其研制需要经过需求分析、概要设计、详细设计、编码、单元测试、组装测试、确认测试、系统联试/整星测试、第三方测试和软件验收等多个环节；按照不同项目要求，从需求分析到整星测试至少需要约3-6个月。

1)对于正常研制流程卫星项目

由于微小卫星短研制周期限制，其软件研制从确定需求到提交系统联调往往只有1-2个月，因此，按现有研制模式将导致星上软件设计或测试不充分，从而影响软件质量。

2)对于快速研制流程卫星项目

由于该项目一般整星研制周期1年左右，其中大部时间用于整星测试和试验，因此，使用传统模式进行软件研发，特别是不具备I类或II类软件继承能力的项目，基本无法按照软件工程化要求完成。

3)对于超速研制流程卫星项目

由于该项目使用现成分系统/部组件生产，其研制周期一般不足6个月，基本无法给软件分配独立的研发时间，因此，传统软件研制模式无法适应本类型微小卫星软件开发。

4)对于控制软件代码上注替换

现有微小卫星项目中，在系统设计阶段对控制系统方案进行设计，在单机研制阶段进行控制软件研发，在整星测试阶段对控制软件进行验证，并在在轨运行阶段对控制软件进行运行维护。因此，发射前软件开发时间花费长，发射后软件更换限制大。

发明内容

为了解决现有技术中存在的缺陷，本发明提供了一种跨型号、跨平台的通用型微小卫星软件上注最小系统，该最小系统在不修改源代码和可执行代码的基础上，可支持不同平台和不同用途的微小卫星应用；能有效解决微小卫星软件产品高质量与软件研制短周期之间的矛盾；能有效提升微小卫星快速研制、发射和部署能力。

为了达到上述目的，本发明采取了以下技术方案：

一种微小卫星通用在轨上注最小系统，包括测控分系统、在轨上注软件平台软件、姿态控制敏感器和执行机构；所述姿态控制敏感器和执行机构包括磁强计、模拟太敏、磁力矩器。所述在轨上注软件平台包括应用层、系统层和接口层；其中，应用层完成上注遥控数据接收解析执行功能、下行遥测数据采集组帧发送功能和对日/对地指向功能，每个应用层模块具有规格化对外接口；系统层包括最小操作系统、应用层模块规格化接口表单和接口层模块规格化接口表单，实现对应用层和接口层的自动调度、遥测采集和指令转发执行功能；接口层与系统层连接，实现系统层与外部软硬件的数据收发，包括模拟量输入输出接口和CAN总线接口；所述最小系统功能包括了卫星在轨长期生存所必须的功能：遥控指令执行功能、遥测数据采集组帧发送功能、对日/对地指向功能和代码上注扩展功能。

进一步地，所述微小卫星通用在轨上注最小系统使用磁强计、模拟太敏和磁力矩器经过特定的算法运算，对卫星进行对日/对地指向姿态确定和控制。

进一步地，模拟太敏为太阳电池片、光敏二极管或0-1太敏。

进一步地，所述测控分系统接口使用PCM接口代替CAN接口进行通信。

进一步地，使用数传分系统代替测控分系统实现上下行通信。

地面开发完成卫星任务所需的姿态确定和姿态控制模块软件后，通过以下步骤上注并替换软件平台的对日/对地指向模块：

步骤1：将单独编译好的422接口模块代码通过遥控通道上注，并上注数据块修改接口层模块规格化接口表单内容，将422接口模块接口参数进行注册；此时，最小操作系统将接受该接口并根据应用层模块要求转发422数据交互请求，同时，根据接口要求采集422接口遥测参数并遥测组帧下传；

步骤2：将单独编译好的姿态确定和姿态控制模块代码通过遥控通道上注，并上注数据块修改应用层模块规格化接口表单内容，将该模块接口参数覆盖对日/对地模块参数进行注册；此时，最小操作系统将自动调度该模块运行，同时不再调度对日/对地模块运行；最小操作系统将该模块对422接口模块数据采集请求转发给422接口模块，并将422接口模块返回数据反馈给该模块，同时将该模块输出的控制量通过422接口和模拟量接口输出；最后，最小系统按照要求自动采集控制遥测并组帧下传。

当地面开发完成其它诸如电源管理、热控管理、程控管理、自主任务规划等功能模块后，将单独编译好的模块代码通过遥控通道上注，并上注数据块修改应用层模块规格化接口表单内容，将该模块进行注册，则最小操作系统将自动调度该模块运行，即卫星具备了该模块所包含的功能；若该微小卫星使用了新的外部接口，则将该接口通信模块代码开发并编译完成后，进行上注并注册，则该卫星将具备与该接口硬件通信的能力。

附图说明

图1是本发明的微小卫星通用在轨上注最小系统的框图；

图2是本发明的最小系统的在轨上注软件平台结构图；

图3是本发明的上注遥控指令接收解析功能数据流图；

图4是本发明的上注指令/上注数据块数据结构示意图；

图5是本发明的下行遥测组帧发送功能数据流图；

图6是本发明的对日捕获定向功能数据流图；

图7是本发明的模块代码在轨上注软件的示意图。

具体实施方式

下面结合附图说明及具体实施方式对本发明进一步说明。

附图1是本发明的微小卫星通用在轨上注最小系统的框图，所述最小系统包括测控分系统/组件、在轨上注软件平台软件、磁强计、模拟太敏(如太阳电池片)、磁力矩器等姿态控制敏感器和执行机构。其中，在轨上注软件平台从测控分系统/组件接收地面上注数据，并对其进行解析和处理，完成上行遥控指令接收解析执行功能；采集磁强计和模拟太敏模拟量，并对其进行姿态计算，通过磁力矩器控制卫星对日/对地，完成对日/对地指向功能；采集星上软件运行参数和其它监控卫星安全的重要参数(如母线电压、充电电流、负载电流等参数)，进行遥测组包和组帧，并通过测控分系统/组件进行遥测下行，完成下行遥测组帧发送功能。该最小系统功能包括了卫星在轨长期生存所必须的功能：遥控指令执行功能、遥测数据组帧发送功能、对日/对地指向功能和代码上注扩展功能等。

在本发明的最小系统中：

测控分系统/组件完成与地面的上下行通信，为卫星平台基本分系统之一，其研制与微小卫星常规研制模式相同，本发明的最小系统对此无约束；测控分系统/组件与星载计算机之间接口可使用CAN总线接口或PCM接口(本具体实施方式仅描述CAN总线接口)。

磁强计和磁力矩器在常规微小卫星项目中均有配备，且运行情况良好，其成本和可靠性均能够得到保障；本发明的最小系统使用该部件进行姿态确定和控制，有效降低最小系统对整星的额外要求。

模拟太敏可通过使用星体表贴太阳电池片或光电二极管等光敏器件实现，由于其成本低廉，实现方式简单，不仅可作为模拟太敏使用，还可作为能源供应部件使用；因此，在降低最小系统对整星额外要求的同时，提高了整星在轨生存能力。

本发明最小系统的在轨上注软件平台为跨项目跨平台通用，其软件代码满足II类继承要求，具备遥控指令执行功能、遥测数据组帧发送功能、对日/对地指向功能和开放性的软件调度功能；能在轨注入其它软件模块代码并自动调度运行。

附图2是本发明的最小系统中的在轨上注软件平台的结构图。本发明的在轨上注软件平台包括应用层、系统层、接口层和硬件层。其中：

应用层主要完成星上软件各具体功能，如上注遥控指令接收解析、下行遥测组帧发送、姿态对日/对地指向，以及其它软件功能如程控管理、电源管理、热控管理、时间管理、姿态控制等等扩展功能。应用层功能模块通过接口表单仅与系统层产生接口。为了降低软件复杂性，提高软件通用程度，本软件平台应用层仅包含上行遥控指令接收解析、下行遥测组帧发送和对日/对地指向功能。

系统层包含最小规模操作系统，主要完成CPU初始化、中断管理、任务及接口初始化、任务调度、上注指令转发/执行、应用层与接口层间数据通信转发和上注代码管理等功能。

接口层包含所有软件对外接口数据输入输出管理，主要完成接口初始化、接口数据输出、外部数据采集、接口工作状态遥测、上注指令转发和接口指令执行等功能。接口层模块通过接口表单仅与系统层产生接口。本最小系统外部接口包括CAN总线接口、模拟量输入接口和模拟量输出接口。

与接口层接口相对应，硬件层包括：测控分系统/组件、磁强计、磁力矩器、模拟太敏，以及与软件交互的其它分系统/组件。本最小系统所涉及硬件包括：测控分系统/组件、磁强计、磁力矩器和模拟太敏。

本发明的最小系统功能包括：遥控指令接收、解析和执行功能，遥测数据组帧发送功能，对日/对地指向功能，开放性的任务调度功能，CAN总线接口功能和模拟量输入输出功能。

一、遥控指令接收、解析和执行功能

本功能包括遥控指令接收、解析和执行子功能，数据流图如附图3所示。其中：数据从测控组件/分系统流向CAN总线接口，经过最小操作系统转发给上注数据接收处理模块解析后，转发给最小操作系统执行。附图3中，1-上注数据帧、2-上注数据帧与3-上注数据帧数据均为遥控协议规定的遥控指令帧数据，其格式符合GJB1198.7A-2004标准和CCSDS有关标准要求。4-上注指令/上注数据块为自定义格式，该格式为通用数据格式，满足所有上注指令/数据块情况，如附图4所示。

二、遥测数据组帧发送功能

本功能包括遥测数据采集、组帧和发送子功能，数据流图如附图5所所示，其中，1-其它组件遥测包为符合其它组件与星务数据约定的数据包；2-其它组件/模块遥测与3-其它组件/模块遥测为自定义格式，该格式为通用数据格式，满足所有模块遥测采集要求的数据结构；4-下行遥测帧、5-下行遥测帧和6-下行遥测帧符合遥测协议格式，其中，遥测包格式满足GJB1198.6A-2004标准要求和CCSDS有关标准要求。

三、对日/对地指向功能

本功能包括：模拟太敏及磁强计数据采集、姿态确定及控制和磁力矩器控制数据输出子功能，数据流图如附图6所示，其中，1-敏感器数据、2-敏感器数据和3-敏感器数据包括模拟太敏模拟量数据和磁强计模拟量数据；4-执行机构数据、5-执行机构数据和6-执行机构数据为磁力矩器模拟量控制数据。

姿态确定和控制算法主要采用：

通过上注轨道递推得到轨道数据；

使用磁强计和模拟太敏双矢量定姿算法确定微小卫星姿态；

使用磁力矩器和地磁场实现微小卫星姿态指向控制。

四、开放性的任务调度功能

本任务调度功能应能够方便的添加或删除功能模块，同时，其添加或删除操作能与软件平台具备的遥测遥控操作进行无缝连接，即满足如下要求：

添加应用层功能模块时，仅需要对新增模块进行注册，软件平台应能自动按照遥测协议要求对新增模块的遥测参数进行采集，并将其组入星务速变或缓变包；同时，软件平台应能自动按照遥控协议要求，将该模块需响应的上注指令转发给该模块执行；

删除应用层功能时，仅需要清除该模块注册信息，软件平台不再采集该模块遥测，且不再转发该模块响应指令，其它平台及模块软件应运行正常；

添加接口层模块时，仅需要对新增接口进行注册，软件平台应能自动将应用层功能模块对该接口的输入输出请求转发到该模块进行外部接口数据通信；且能够自动将需要通过该接口转发的上注指令/数据块转发给该接口；同时，采集该模块遥测信息进行星务速变或缓变组包；

删除接口层模块时，仅需要清除该模块注册信息，软件平台不再转发或采集该模块数据，软件平台及其它模块代码应工作正常。

五、CAN总线接口功能

由于CAN总线接口在微小卫星中使用较为成熟，其通信协议、数据约定和异常处理要求等继承性高。CAN总线接口主要功能包括：

合理安排一个周期内的总线通讯，每秒最大占用率小于30％；

对于每个节点能够由地面指令单独选择通讯总线；

对每一个通讯节点连续错误超过10次，认为异常，单独对此节点进行总线自动切换；

两条总线任意一条停止接收(处于离线状态)超过5秒，则对该总线重新初始化；

如果两条总线同时停止接收(处于离线状态)超过2秒，则对两条总线重新初始化；

所有通讯连续错误超过200次或连续错误时间超过100秒，对两条总线重新初始化，并将累计错误计数清零；

当一条总线的通信错误总计数(非连续)超过500次，对该条总线进行重新初始化，并将该总线通信错误总计数清零；

设置CAN总线通讯状态统计遥测数据包，反映每一个通讯节点的总线通讯状态。

六、模拟量输入输出功能

本功能通过AD(模数)转换采集外部模拟量，并将待输出数据通过DA(数模)转换输出。

卫星采购现成的磁力矩器、磁强计和太阳电池片，连同整星控制方案要求的其它部件如陀螺、飞轮、太敏和星敏的部分或全部部件安装并进行整星测试后发射，卫星在轨使用最小系统运行。

如附图7所示，地面开发完成卫星任务所需的姿态确定和姿态控制模块软件后，通过以下步骤上注并替换软件平台的对日/对地指向模块：

步骤1：将单独编译好的422接口模块代码通过遥控通道上注，并上注数据块修改接口层模块规格化接口表单内容，将422接口模块接口参数进行注册；此时，最小操作系统将接受该接口并根据应用层模块要求转发422数据交互请求，同时，根据接口要求采集422接口遥测参数并遥测组帧下传；

步骤2：将单独编译好的姿态确定和姿态控制模块代码通过遥控通道上注，并上注数据块修改应用层模块规格化接口表单内容，将该模块接口参数覆盖对日/对地模块参数进行注册；此时，最小操作系统将自动调度该模块运行，同时不再调度对日/对地模块运行；最小操作系统将该模块对422接口模块数据采集请求转发给422接口模块，并将422接口模块返回数据反馈给该模块，同时将该模块输出的控制量通过422接口和模拟量接口输出；最后，最小系统按照要求自动采集控制遥测并组帧下传。

以上步骤1和步骤2可交换顺序，先上注姿态确定和姿态控制模块时，由于422接口模块未上注，因此，422部件数据采集失败，但模拟量输入输出均有效，因此，控制效果与对日/对地效果一致。当422接口模块上注并注册后，新的姿态确定和姿态控制模块才真正生效。

此外，当地面开发完成其它诸如电源管理、热控管理、程控管理、自主任务规划等等功能模块后，将单独编译好的模块代码通过遥控通道上注，并上注数据块修改应用层模块规格化接口表单内容，将该模块进行注册，则最小操作系统将自动调度该模块运行，即卫星具备了该模块所包含的功能；若该微小卫星使用了新的外部接口，则将该接口通信模块代码开发并编译完成后，进行上注并注册，则该卫星将具备与该接口硬件通信的能力。

通过以上操作，可实现微小卫星在极短时间内的快速研制、发射和部署，达到超速研制和响应要求，并实现了软件开发与硬件开发的完全并行操作，使软件研制时间得到保障，从而间接保证了软件的可靠性。

本发明的有益效果是：

(1)对于正常研制流程卫星项目

本发明的最小系统由于具备至少II类软件继承能力，经修改配置参数后可提供可靠的上行指令执行功能、下行遥测组帧发送功能和开放性的软件调度功能，通用的软件接口设计有效地将软件开发复杂度从系统级降低为模块级；软件研发团队仅需要按照规格化接口开发相应功能软件模块并将之集成到该平台上即可，使用该方式可有效解决软件高质量与软件研制短周期的矛盾。

(2)对于快速研制流程卫星项目

本发明的最小系统由于具备至少II类软件继承能力，经修改配置参数后，可提供不同项目的整星测试的基本功能；同时，由于其它各功能模块具有规格化接口，相互之间耦合程度低，因此，各功能模块软件之间开发、测试，以及整星测试工作可并行开展，并能在任何时候将完成的软件功能模块注入并自动调度运行，从而最大程度增加软件并行开发能力，缩短软件开发时间，为卫星快速开发和部署提供保障。

(3)对于超速研制流程卫星项目

本发明的最小系统由于具备至少II类软件继承能力，经修改配置参数后，提供卫星长期在轨运行所需的上行指令执行功能、下行遥测组帧发送功能、对日/对地指向功能和开放性的软件调度功能，可支持卫星直接发射部署，并在轨上注地面并行开发完成的其它功能模块软件代码，从而在轨形成全功能软件完成整星飞行任务。

(4)对于控制软件代码上注替换

本发明的最小系统由于具备至少II类软件继承能力，经修改配置参数后，提供卫星长期在轨运行所需的上行指令执行功能、对日/对地指向功能和开放性的软件调度功能；发射前花费时间少，在轨时支持一次性或分多次上注需要的控制软件模块，并在轨替换原有控制软件模块，以实现本卫星真正需要的姿态控制功能；在卫星出现异常时，还可通过星上自主策略使用原始对日/对地指向功能确保卫星安全。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种微小卫星通用在轨上注最小系统，其特征在于：所述最小系统包括测控分系统、在轨上注软件平台、姿态控制敏感器和执行机构；所述姿态控制敏感器和执行机构包括磁强计、模拟太敏、磁力矩器；所述在轨上注软件平台包括应用层、系统层和接口层；其中，应用层完成上注遥控数据接收解析执行功能、下行遥测数据采集组帧发送功能和对日/对地指向功能，每个应用层模块具有规格化对外接口；系统层包括最小操作系统、应用层模块规格化接口表单和接口层模块规格化接口表单，实现对应用层和接口层的自动调度、遥测采集和指令转发执行功能；接口层与系统层连接，实现系统层与外部软硬件的数据收发，包括模拟量输入输出接口和CAN总线接口；所述最小系统功能包括了卫星在轨长期生存所必须的功能：遥控指令执行功能、遥测数据采集组帧发送功能、对日/对地指向功能和代码上注扩展功能；当地面开发完成其它诸如电源管理、热控管理、程控管理、自主任务规划功能模块后，将单独编译好的模块代码通过遥控通道上注，并上注数据块修改应用层模块规格化接口表单内容，将该模块进行注册，则最小操作系统将自动调度该模块运行，即卫星具备了该模块所包含的功能；

地面开发完成卫星任务所需的姿态确定和姿态控制模块软件后，通过以下步骤上注并替换所述在轨上注软件平台的对日/对地指向模块：

步骤1：将单独编译好的422接口模块代码通过遥控通道上注，并上注数据块修改接口层模块规格化接口表单内容，将422接口模块接口参数进行注册；此时，最小操作系统将接受该接口并根据应用层模块要求转发422数据交互请求，同时，根据接口要求采集422接口遥测参数并遥测组帧下传；

步骤2：将单独编译好的姿态确定和姿态控制模块代码通过遥控通道上注，并上注数据块修改应用层模块规格化接口表单内容，将该模块接口参数覆盖对日/对地模块参数进行注册；此时，最小操作系统将自动调度该模块运行，同时不再调度对日/对地模块运行；最小操作系统将该模块对422接口模块数据采集请求转发给422接口模块，并将422接口模块返回数据反馈给该模块，同时将该模块输出的控制量通过422接口和模拟量接口输出；最后，最小系统按照要求自动采集控制遥测并组帧下传。

2.根据权利要求1所述的最小系统，其特征在于：所述微小卫星通用在轨上注最小系统使用磁强计、模拟太敏和磁力矩器经过特定的算法运算，对卫星进行对日/对地指向姿态确定和控制，所述特定算法主要采用：通过上注轨道递推得到轨道数据；使用磁强计和模拟太敏双矢量定姿算法确定微小卫星姿态；使用磁力矩器和地磁场实现微小卫星姿态指向控制。

3.根据权利要求1所述的最小系统，其特征在于：模拟太敏为太阳电池片、光敏二极管或0-1太敏。

4.根据权利要求1所述的最小系统，其特征在于：所述步骤1和步骤2无固定的顺序要求。

5.根据权利要求1所述的最小系统，其特征在于：若该微小卫星使用了新的外部接口，则将该接口通信模块代码开发并编译完成后，进行上注并注册，则该卫星将具备与该接口硬件通信的能力。