CN107291005A - 面向中高轨卫星有效载荷的管控系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种面向中高轨卫星有效载荷的管控系统及方法，该系统包括控制板模块、CPU功能模块、接口功能模块、中断控制模块、CAN/AD控制模块、OC控制模块、配置PROM读取模块、LVDS收发模块、RS422发送模块、RS422接收模块、复位控制模块、EEPROM控制模块、秒脉冲中断产生模块，CPU功能模块、接口功能模块都与控制板模块相连，中断控制模块、CAN/AD控制模块、OC控制模块、配置PROM读取模块、LVDS收发模块、RS422发送模块、RS422接收模块、复位控制模块、EEPROM控制模块都与CPU功能模块和接口功能模块相连，秒脉冲中断产生模块与中断控制模块相连。本发明能够通过上层软件实现对有效载荷各设备资源间的管理控制、任务调度及重构。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天领域，特别是涉及一种面向中高轨卫星有效载荷的管控系统及方法。
背景技术
空间辐照是航天器发生故障的主要原因之一，随着半导体器件关键尺寸的缩小，空间辐照对器件的影响越来越显著。
早期的航天器上安装的控制系统比较简单，空间任务主要是在远程遥控系统的控制下完成的，随着空间应用技术的发展，空间任务越来越复杂多样，需要处理的数据量也急剧增加，传统的星载计算机系统已经远远不能满足性能要求。以大幅图像处理、航天器自主导航为代表的复杂任务促使星载计算机系统从以控制流为中心向以数据流为中心进行转变。空间辐照对航天器造成了极大的威胁，现阶段世界各国发射的航天器上使用得较多的还是一些抗辐射加固过的、低带宽、低运算速度的处理器，高性能的航天级处理器价格昂贵并且品种稀少。
随着航天技术的发展，可靠性高但性能偏低的处理器已经不能满足太空探索的需要。对星载计算机系统进行抗辐射加固分为四个层次：材料级加固、电路设计级加固、器件封装加固以及应用级加固。材料级、电路设计级、器件封装级加固与工艺制造相关，实现起来比较困难。应用级加固是一种较为灵活的方法。应用级加固是指通过设计合适的系统结构、软件程序或者应用层纠错机制，达到抗辐射加固的目的。应用级加固方法通过适当的组合设计，使得各个抗辐照能力弱的部件组合在一起后形成抗辐照能力比较强的系统。应用级加固的方法有校验编码、多模冗余以及软件反射墙等。
ERC32CPU(TSC695)是用于航天的一款专用芯片，具有很强的抗震性和抗辐射性。TSC695实时操作系统的设计思想和方法如下：
一，任务调度采用基于优先级的可抢占式调度策略，任务优先级采用固定优先级；
二，任务状态转换选择在三个任务状态(执行、就绪、休眠)之间进行；
三，基于应用系统外部中断源少，不会发生嵌套的前提下，中断管理程序采用不允许外部中断嵌套的原则，简化设计；
四，提供了一种快速响应中断的机制，使得在响应一些中断时能达到最快的响应速度。
现有的基于TSC695实时操作系统的星载计算机容错结构均是在双机冷备份基础上实现的。冷备份容错结构在故障恢复时，由于需要将未工作单机加电，而刚加电的单机又需要一段时间来获取初始状态，所以故障恢复时间较长。另外，在切换过程中，系统控制可能存在一小段间隙，造成控制不连续。因此这种容错结构仅适用于对实时性控制要求不高的系统。
随着航天应用的发展，卫星系统对实时性控制的要求愈来愈高，星载计算机正在朝着三机热备份冗余结构的方向发展。而目前还没有基于三机热备份容错结构的实现方法，因此无法满足航天发展的实际需求
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种面向中高轨卫星有效载荷的管控系统及方法，其能够通过上层软件实现对有效载荷各设备资源间的管理控制、任务调度及重构。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种面向中高轨卫星有效载荷的管控系统，其包括控制板模块、CPU功能模块、接口功能模块、中断控制模块、CAN/AD控制模块、OC控制模块、配置PROM读取模块、LVDS收发模块、RS422发送模块、RS422接收模块、复位控制模块、EEPROM控制模块、秒脉冲中断产生模块，CPU功能模块、接口功能模块都与控制板模块相连，中断控制模块、CAN/AD控制模块、OC控制模块、配置PROM读取模块、LVDS收发模块、RS422发送模块、RS422接收模块、复位控制模块、EEPROM控制模块都与CPU功能模块和接口功能模块相连，秒脉冲中断产生模块与中断控制模块相连。
优选地，所述控制板模块用于控制整个系统的运行。
优选地，所述CPU功能模块用于设备硬件初始化、上电自检，实现与管理控制计算机、通信变频接收机、通信频综及校正源和数传分系统通信交互，对通信变频接收机、通信频综及校正源的控制单元进行复位和主备切换、对微波前端的状态进行切换，根据功能需求实现程序重构、加载。
优选地，所述接口功能模块用于数据的输入和输出；所述中断控制模块用于控制系统异常时的中断操作；所述CAN/AD控制模块用于数据的传输；所述OC控制模块用于OC指令以及同步触发脉冲的输出；所述配置PROM读取模块用于读取存储引导软件和系统软件；所述LVDS收发模块用于数据的收发传输。
优选地，所述RS422发送模块用于发送数据到RS422差分驱动器。
优选地，所述RS422接收模块用于接收RS422差分接收器的数据。
优选地，所述复位控制模块用于控制模块的复位。
优选地，所述EEPROM控制模块用于存储数据。
优选地，所述秒脉冲中断产生模块用于产生秒脉冲信号。
本发明还提供一种面向中高轨卫星有效载荷的管控方法，其特征在于，其包括以下步骤：
步骤一，启动面向中高轨卫星有效载荷的管控系统；
串口中断，执行下列步骤：
步骤二，接收232型数据；
步骤三，调试开关的工作状态；
步骤四，若要打开调试开关，则执行打开调试开关的指令；不要打开调试开关，则结束运行；
步骤五，系统的延时时间到了则引导PROM中的软件，引导结束写调试信息；
步骤六，系统的延时时间没有到，打开调试指令开关，接收调试指令并根据指令指向不同的工作任务：设置基址、写内存、读内存、运行、写E2PROM、读PROM以及测试内存；
步骤七，调试指令开关不打开，接收RS422的指令；若从PROM中引导则引导PROM中的软件，若不是从PROM中引导则引导EPROM中的软件；引导结束写调试信息；
步骤八，若没有相应的指令则返回并执行步骤四的操作；
步骤九，结束。
本发明的积极进步效果在于：本发明通过宇航级器件和整机级的冷备份设计，支持实时操作系统，具备控制、通信、遥测、冗余备份、应用软件上注等功能，实现了卫星有效载荷的高可靠管理和控制。较现有技术相比具有较高的可靠性及抗辐射指标。其中控制单元可靠性可达到4年末9000h可靠度0.999809；抗辐射指标为TID≥100kRad，免SEL，具有较强的抗SEU/SET能力和SEU/SET保护功能。
附图说明
图1为本发明的结构示意图。
图2为本发明的引导软件框架图
具体实施方式
下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。
如图1所示，本发明面向中高轨卫星有效载荷的管控系统包括控制板模块、CPU功能模块、接口功能模块、中断控制模块、CAN(控制器局域网络，Controller Area Network)/AD(模数转换，Analog to Digital)控制模块、OC(集电极开路门，Open Collector)控制模块、配置PROM(可编程只读存储器，Programmable Red-Only Memory)读取模块、LVDS(Low-Voltage Differential Signaling，低电压差分信号)收发模块、RS422发送模块、RS422接收模块、复位控制模块、EEPROM控制模块、秒脉冲中断产生模块，CPU功能模块、接口功能模块都与控制板模块相连，中断控制模块、CAN/AD控制模块、OC控制模块、配置PROM读取模块、LVDS收发模块、RS422发送模块、RS422接收模块、复位控制模块、EEPROM控制模块都与CPU功能模块和接口功能模块相连，秒脉冲中断产生模块与中断控制模块相连。
控制板模块用于控制整个系统的运行。
CPU功能模块用于设备硬件初始化、上电自检，实现与管理控制计算机、通信变频接收机、通信频综及校正源和数传分系统通信交互，对通信变频接收机、通信频综及校正源的控制单元进行复位和主备切换、对微波前端的状态进行切换，根据功能需求实现程序重构、加载。
接口功能模块用于数据的输入和输出。中断控制模块用于控制系统异常时的中断操作。CAN/AD控制模块用于数据的传输。OC控制模块用于OC指令以及同步触发脉冲的输出。配置PROM读取模块用于读取存储引导软件和系统软件。LVDS收发模块用于数据的收发传输。
RS422发送模块用于发送数据到RS422差分驱动器。
RS422接收模块用于接收RS422差分接收器的数据。
复位控制模块用于控制模块的复位。
EEPROM控制模块用于存储数据。
秒脉冲中断产生模块用于产生秒脉冲信号。
如图2所示，本发明面向中高轨卫星有效载荷的管控方法包括以下步骤：
步骤一，启动面向中高轨卫星有效载荷的管控系统；
串口中断，执行下列步骤：
步骤二，接收232型数据；
步骤三，调试开关的工作状态；
步骤四，若要打开调试开关，则执行打开调试开关的指令；
步骤五，不要打开调试开关，则结束运行；
步骤六，结束。
步骤七，系统的延时时间到了则引导PROM中的软件，引导结束写调试信息；
步骤八，系统的延时时间没有到，打开调试指令开关，接收调试指令并根据指令指向不同的工作任务：设置基址、写内存、读内存、运行、写E2PROM、读PROM以及测试内存；
步骤九，调试指令开关不打开，接收RS422的指令；若从PROM中引导则引导PROM中的软件，若不是从PROM中引导则引导EPROM中的软件；引导结束写调试信息；
步骤十，若没有相应的指令则返回并执行步骤四的操作；
步骤十一，结束。
综上所述，本发明通过宇航级器件和整机级的冷备份设计，支持实时操作系统，具备控制、通信、遥测、冗余备份、应用软件上注等功能，实现了卫星有效载荷的高可靠管理和控制。较现有技术相比具有较高的可靠性及抗辐射指标。其中控制单元可靠性可达到4年末9000h可靠度0.999809；抗辐射指标为TID≥100kRad，免SEL，具有较强的抗SEU/SET能力和SEU/SET保护功能。
以上所述的具体实施例，对本发明的解决的技术问题、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种面向中高轨卫星有效载荷的管控系统，其特征在于，其包括控制板模块、CPU功能模块、接口功能模块、中断控制模块、CAN/AD控制模块、OC控制模块、配置PROM读取模块、LVDS收发模块、RS422发送模块、RS422接收模块、复位控制模块、EEPROM控制模块、秒脉冲中断产生模块，CPU功能模块、接口功能模块都与控制板模块相连，中断控制模块、CAN/AD控制模块、OC控制模块、配置PROM读取模块、LVDS收发模块、RS422发送模块、RS422接收模块、复位控制模块、EEPROM控制模块都与CPU功能模块和接口功能模块相连，秒脉冲中断产生模块与中断控制模块相连。
2.如权利要求1所述的面向中高轨卫星有效载荷的管控系统，其特征在于，所述控制板模块用于控制整个系统的运行。
3.如权利要求1所述的面向中高轨卫星有效载荷的管控系统，其特征在于，所述CPU功能模块用于设备硬件初始化、上电自检，实现与管理控制计算机、通信变频接收机、通信频综及校正源和数传分系统通信交互，对通信变频接收机、通信频综及校正源的控制单元进行复位和主备切换、对微波前端的状态进行切换，根据功能需求实现程序重构、加载。
4.如权利要求1所述的面向中高轨卫星有效载荷的管控系统，其特征在于，所述接口功能模块用于数据的输入和输出；所述中断控制模块用于控制系统异常时的中断操作；所述CAN/AD控制模块用于数据的传输；所述OC控制模块用于OC指令以及同步触发脉冲的输出；所述配置PROM读取模块用于读取存储引导软件和系统软件；所述LVDS收发模块用于数据的收发传输。
5.如权利要求1所述的面向中高轨卫星有效载荷的管控系统，其特征在于，所述RS422发送模块用于发送数据到RS422差分驱动器。
6.如权利要求1所述的面向中高轨卫星有效载荷的管控系统，其特征在于，所述RS422接收模块用于接收RS422差分接收器的数据。
7.如权利要求1所述的面向中高轨卫星有效载荷的管控系统，其特征在于，所述复位控制模块用于控制模块的复位。
8.如权利要求1所述的面向中高轨卫星有效载荷的管控系统，其特征在于，所述EEPROM控制模块用于存储数据。
9.如权利要求1所述的面向中高轨卫星有效载荷的管控系统，其特征在于，所述秒脉冲中断产生模块用于产生秒脉冲信号。
10.一种面向中高轨卫星有效载荷的管控方法，其特征在于，其包括以下步骤：
步骤一，启动面向中高轨卫星有效载荷的管控系统；
串口中断，执行下列步骤：
步骤二，接收232型数据；
步骤三，调试开关的工作状态；
步骤四，若要打开调试开关，则执行打开调试开关的指令；不要打开调试开关，则结束运行；
步骤五，系统的延时时间到了则引导PROM中的软件，引导结束写调试信息；
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步骤九，结束。
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| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20171024 |
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