CN113204188A - 多模驱动的快响卫星开关指令系统及其设计与应用方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种多模驱动的快响卫星开关指令系统及其设计与应用方法，本发明多模驱动的快响卫星开关指令系统包括通信上行终端单元、遥控上行终端单元、星务处理单元、备份测控终端单元、直接OC指令生成电路单元、间接OC指令生成电路单元以及OC指令捏合电路。本发明提出一种多模驱动与有序备份的智能化快响卫星开关指令系统，通过结合硬件电路冗余/软件功能备份的设计方法，实现多种模式的OC开关指令实现途径，兼顾低成本和高可靠性这一矛盾需求；通过对多种备份模式的工作优先级进行定义，可实现有序排故操作，最终为快响卫星的智能化设计提供灵活可靠的开关指令系统。

Description

多模驱动的快响卫星开关指令系统及其设计与应用方法
技术领域
本发明属于航天器测控技术领域，具体涉及一种多模驱动的快响卫星开关指令系统及其设计与应用方法。
背景技术
近年来，随着航天技术的迅猛发展，航天器集成化程度越来越高，体积减小的同时功能与复杂度却越来越高。大量低成本的微小卫星通过组网和智能化设计，达到或超过了传统大卫星的工作能力。快响卫星属于微小卫星，大量采用模块化设备和商业器件，可以有效控制成本，有利于快速研制，快速发射，快速实现大规模部署应用。
基于OC(集电极开路，Open collector)接口的开关指令是快响卫星实现星载设备开关操作或状态切换操作的主要方式。OC直接指令输出接口符合GJB 2500《卫星遥控设备通用规范的规定》，指令接口特性包括：1)导通时集电极电压：≤1.5V；2)吸收电流能力：不小于200mA；3)脉冲宽度：160±10ms。快响卫星OC开关指令的特点包括：(1)快响卫星对OC开关指令需求量大。快响卫星载荷种类多，智能化程度高，大量采用低成本商业器件和货架产品，单份产品的可靠性有限，常需通过备份设计来提高系统可靠性，从而间接增加主/备机切换等开关操作需求。(2)快响卫星对OC开关指令的可靠性要求高。在卫星平台所涉及的电源分系统控制和综合信息管理分系统中，需要部分高可靠性的开关指令，以执行重要的开关切换操，或者用于应急排故操作。其次，快响卫星常常执行应急响应任务，要求卫星保持高可靠性，随时具备快速应用能力。(3)快响卫星智能化设计应用对OC开关指令有新需求。快响卫星在测控区外也常常执行在轨任务，此时需要通过内部调度算法，生成本地OC开关指令，以在境外执行相关设备的开关机与状态切换操作。此外，快响卫星具备自诊断复位重启和主备机切换功能，也对生成本地OC开关指令有现实需求。因此，构建快响卫星OC开关指令系统，在确保经济性条件下，满足快响任务对开关指令的可靠性要求，并满足航天智能化发展对本地OC指令的迫切需求，成为当前亟待解决的现实问题。
发明内容
本发明要解决的技术问题：针对现有技术的上述问题，提供一种多模驱动的快响卫星开关指令系统及其设计与应用方法，本发明通过硬件电路冗余备份，能够实现多种模式的OC开关指令实现途径，兼顾低成本和高可靠性这一矛盾需求，能够为快响卫星的智能化设计提供一种灵活可靠的开关指令系统。
为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：
一种多模驱动的快响卫星开关指令系统，包括通信上行终端单元、遥控上行终端单元、星务处理单元、备份测控终端单元、直接OC指令生成电路单元、间接OC指令生成电路单元以及OC指令捏合电路，所述通信上行终端单元的间接指令输出端与星务处理单元相连，所述遥控上行终端单元的间接指令输出端分别与星务处理单元相连、直接指令输出端与直接OC指令生成电路单元相连，所述星务处理单元的间接指令输出端与间接OC指令生成电路单元相连，所述备份测控终端单元的间接指令输出端分别与星务处理单元相连、直接指令输出端与OC指令捏合电路的输入端相连，所述直接OC指令生成电路单元、间接OC指令生成电路单元的输出端分别与OC指令捏合电路的输入端相连，所述OC指令捏合电路的输出端作为快响卫星开关指令系统的OC指令输出端。
可选地，所述遥控上行终端单元包括主份机至少一个作为热备份的备份机，所述备份测控终端单元包括主份机至少一个作为热备份的备份机，所述遥控上行终端单元和备份测控终端单元均通过主份机和多个热备份的备份机同时接收地面上行遥控指令并进行相同处理；所述星务处理单元包括多个冷备份的星务CPU，所述直接OC指令生成电路单元包括多个冷备份的OC指令生成电路，所述间接OC指令生成电路单元包括多个冷备份的OC指令生成电路。
可选地，所述OC指令生成电路包括多路逻辑三态非反相触发器和OC接口芯片，所述多路逻辑三态非反相触发器的多路输出端与OC接口芯片的输入端一一相连，且所述多路逻辑三态非反相触发器的各路输出端分别通过接地电阻接地，所述多路逻辑三态非反相触发器的电源端子VCC和接地端子GND之间并联有接地滤波电容，所述OC接口芯片的多个OC指令输出端共用公共端COM，且公共端COM外部串接保护电阻R9后连接到OC指令电路的供电电源VT，所述保护电阻R9与OC接口芯片内部的反向二极管一起构成继电器开关反向电动势泄放电路，实现OC接口芯片内部多路OC指令电路的保护。
可选地，所述OC指令捏合电路包括多个双极晶体管单元，所述双极晶体管单元的数量与输入OC指令的通道数量相同，每一个双极晶体管单元包括级联连接形成二级放大电路的两个晶体管，且二级放大电路的输入端与对应的OC指令输入端相连、输出端与其它二级放大电路的输出端汇聚后共同形成单路的OC指令输出端，且OC指令输出端通过被控设备内部的线圈电路RL与OC指令接口一次电源相连，所述线圈电路RL用于驱动被控设备内部的开关K。
可选地，所述双极晶体管单元包括晶体管D1和D2、以及电阻R2～R4，晶体管D1和D2均为NPN型晶体管，晶体管D1的基极串接电阻R2后与OC指令输入端相连、发射极与晶体管D2的基极相连、集电极作为双极晶体管单元的输出端，晶体管D2的集电极作为双极晶体管单元的输出端、集电极接地，且晶体管D1的基极依次通过电阻R3、电阻R4接地，且电阻R3、电阻R4两者的中间节点与晶体管D1的发射极相连。
可选地，所述线圈电路RL并联有由二极管D1和电阻R1组成的反向电动势泄放电路，且每一个双极晶体管单元的输出端分别通过由二极管D1和电阻R1组成的反向电动势泄放电路与OC指令接口一次电源相连。
此外，本发明还提供一种前述多模驱动的快响卫星开关指令系统的设计方法，包括：
S1：统计卫星上所有设备对OC指令的总需求，得到有OC指令需求的设备数量M，初始的OC指令需求通道数量N；
S2：确定预留设计裕量a，确定最终的OC指令需求通道数量为N+a；
S3：分析并确定由直接OC指令控制的被控设备数量P1；
S4：基于由直接OC指令控制的被控设备数量P1，确定遥控上行终端单元中的遥控上行终端数量，以及直接OC指令生成电路单元中直接OC指令生成电路的数量；
S5：统计卫星上包括星务计算机切机指令、蓄电池放电开关控制指令在内的事关卫星平台安全的部分关键OC指令，得到关键OC指令数量K1；
S6：基于关键OC指令数量K1确定备份测控终端单元生成直接OC指令的通道数量K2，且所述备份测控终端单元生成直接OC指令的通道数量K2大于等于关键OC指令数量K1；
S7：分析确定卫星需求的间接OC指令，所述卫星需求的间接OC指令包括三种类别，第一类为部分关键OC指令需要进行冗余备份的间接OC指令，第二类为星务软件的智能调度和规划算法需要新增的间接OC指令，第三类为受限于直接OC指令实现的资源规模必须采用间接OC指令实现的部分关键OC指令；并分别确定卫星需求的间接OC指令中第一类的间接OC指令数量需求L1、第二类的间接OC指令数量需求L2以及第三类的间接OC指令数量需求L3；
S8：分过星务软件和OC指令生成电路设计，实现P2路间接开关指令，其中间接开关指令的数量P2满足P2＝L1+L3+L3，其中L1为第一类的间接OC指令数量需求，L2为第二类的间接OC指令数量需求，L3为第三类的间接OC指令数量需求；
S9：通过OC指令捏合电路，在快响卫星开关指令系统内部实现相同功能OC指令的捏合操作，以实现指令电路的逻辑“或”计算；而无备份设计的OC指令仍保持单份输出，最终使得直接OC指令和间接OC指令集合的并集包含卫星OC指令集合，且满足P1+P2≥N+a，其中P1为由直接OC指令控制的被控设备数量，P2为间接开关指令数量，N为初始的OC指令需求通道数量，a为预留设计裕量；
S10：从快响卫星开关指令系统输出到被控设备的OC指令通路采用双点双线设计以提高控制通路的可靠性，所述双点双线设计是指采用冗余部件和冗余线路。
此外，本发明还提供一种前述的多模驱动的快响卫星开关指令系统的应用方法，包括采用下述方式中的一种生成卫星的OC指令：
方式一，以遥控上行终端单元作为主测控通道，通过主测控通道接收地面的上行遥控指令，若上行遥控指令为直接OC指令，则将上行遥控指令发送给直接OC指令生成电路单元，通过直接OC指令生成电路单元生成直接OC指令并通过OC指令捏合电路输出；若上行遥控指令为间接OC指令，则将上行遥控指令发送给星务处理单元，所述星务处理单元对上行遥控指令进行判断，若需要生成间接OC指令则发送间接指令给间接OC指令生成电路单元，通过间接OC指令生成电路单元生成间接OC指令并通过OC指令捏合电路输出；
方式二，在主测控通道故障的情况下，以备份测控终端单元作为排故测控通道，通过排故测控通道接收地面的上行遥控指令，若上行遥控指令为直接OC指令，则将直接OC指令并通过OC指令捏合电路输出；若上行遥控指令为间接OC指令，则将上行遥控指令发送给星务处理单元，所述星务处理单元对上行遥控指令进行判断，若需要生成间接OC指令则发送间接指令给间接OC指令生成电路单元，通过间接OC指令生成电路单元生成间接OC指令并通过OC指令捏合电路输出；
方式三，通过通信上行终端单元接收包含间接指令信息的上行通信数据并提交星务处理单元，所述星务处理单元在处理提取指令信息后，输出间接指令到间接OC指令生成电路单元，通过间接OC指令生成电路单元生成间接OC指令并通过OC指令捏合电路输出；
方式四，通过星务处理单元上运行的星务程序根据预设的智能调度算法或规划算法输出间接指令到间接OC指令生成电路单元，通过间接OC指令生成电路单元生成间接OC指令并通过OC指令捏合电路输出。
可选地，还包括星务处理单元进行重启判断和切机操作的步骤：捕捉并记录星务计算机的重启次数，若星务计算机的重启次数超过预设次数，则生成用于实现星务处理单元内冷备份的星务计算机切换的本地间接OC指令，并通过本地间接OC指令实现星务处理单元内冷备份的星务计算机的切机重启操作。
可选地，所述星务处理单元进行重启判断和切机操作还包括：捕捉并记录遥控上行终端单元作为主测控通道接收地面的上行遥控指令的时间，若接收地面的上行遥控指令的时间超过预设阈值，则生成间接OC指令自动重启遥控上行终端单元。
可选地，还包括进行故障处理的步骤：
A1)向遥控上行终端单元发送上行直接OC指令，读取卫星的遥测信息，若遥测信息中显示遥控上行终端单元的主份机出现直接OC指令故障的情况下，遥控上行终端单元的备份机将直接OC指令发送给直接OC指令生成电路单元，则判定故障排除，结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A2)上注该直接OC指令的备份机的间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A3)利用已加电的其它遥控上行终端测试该直接OC指令的备份机的直接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A4)利用已加电的其它遥控上行终端测试该直接OC指令的备份机的间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A5)通过备份测控终端单元的主份机上注直接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A6)通过备份测控终端单元的主份机上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A7)通过备份测控终端单元的备份机上注直接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A8)通过备份测控终端单元的备份机上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A9)从通信上行终端单元中遍历选择一个通信上行终端作为当前通信上行终端；
A10)通过当前通信上行终端上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A11)判断是否仍有未使用的通信上行终端，如果仍有未使用的通信上行终端，则跳转步骤A9)；若故障未排除，则跳转下一步；
A12)通过星务处理单元自动开启所有的可用的测控/通信终端设备，并由地面进行测试排故，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A13)通过星务处理单元的星务程序通过监测测控状态发现长期无遥控指令，星务处理单元将自动生成本地指令复位遥控上行终端，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A14)捕捉并记录星务计算机的重启次数，若星务计算机的重启次数超过预设次数，则生成用于实现星务处理单元内冷备份的星务计算机切换的本地间接OC指令，并通过本地间接OC指令实现星务处理单元内冷备份的星务计算机的切机重启操作，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则判定故障排除失败。
和现有技术相比，本发明具有下述优点：
1、本发明多模驱动的快响卫星开关指令系统包括通信上行终端单元、遥控上行终端单元、星务处理单元、备份测控终端单元、直接OC指令生成电路单元、间接OC指令生成电路单元以及OC指令捏合电路，通过硬件电路冗余备份，能够实现多种模式的OC开关指令实现途径，兼顾低成本和高可靠性这一矛盾需求，能够为快响卫星的智能化设计提供一种灵活可靠的开关指令系统。
2、本发明遥控指令可由地面测控基站直接通过无线测控通道上注获取，也可通过快响卫星的星载通信设备接收，还可通过其他航天器/星间通信链路中转接收，遥控指令上行多通道设计确保了主测控通道出现问题时，可以通过其他辅助上行通道实现开关指令的上注与执行，确保了应急排故操作需求。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明实施例快响卫星开关指令系统的工作原理示意图。
图2为本发明实施例快响卫星开关指令系统的组成结构示意图。
图3为本发明实施例中OC指令生成电路的结构示意图。
图4为本发明实施例中备份OC开关指令与被控设备指令接口图。
图5为本发明实施例中快响卫星OC开关指令系统核心电路实现原理框图。
图6为本发明实施例中设计方法的基本流程示意图。
图7为本发明实施例中故障排除(排故)方法的流程示意图。
具体实施方式
如图1和图2所示，本实施例多模驱动的快响卫星开关指令系统包括通信上行终端单元1、遥控上行终端单元2、星务处理单元3、备份测控终端单元4、直接OC指令生成电路单元5、间接OC指令生成电路单元6以及OC指令捏合电路7，所述通信上行终端单元1的间接指令输出端与星务处理单元3相连，所述遥控上行终端单元2的间接指令输出端分别与星务处理单元3相连、直接指令输出端与直接OC指令生成电路单元5相连，所述星务处理单元3的间接指令输出端与间接OC指令生成电路单元6相连，所述备份测控终端单元4的间接指令输出端分别与星务处理单元3相连、直接指令输出端与OC指令捏合电路7的输入端相连，所述直接OC指令生成电路单元5、间接OC指令生成电路单元6的输出端分别与OC指令捏合电路7的输入端相连，所述OC指令捏合电路7的输出端作为快响卫星开关指令系统的OC指令输出端。如图1所示，本实施例中的快响卫星开关指令系统主要接收地面的遥控指令，并生成对应的OC开关指令，输出到指定卫星设备，控制对应卫星设备的开关操作或者状态切换。该遥控指令可由地面测控基站直接通过无线测控通道上注获取，也可通过快响卫星的星载通信设备接收，还可通过其他航天器/星间通信链路中转接收。遥控指令上行多通道设计确保了主测控通道出现问题时，可以通过其他辅助上行通道实现开关指令的上注与执行，确保了应急排故操作需求。
参见图2，本实施例中卫星的OC开关指令来源分为四类，其中前三类为上行的遥控指令信息，第四类为本地星务计算机自动生成的指令信息，分别如下：第一类：主测控通道接收的遥控指令。为默认工作测控通道，排故时处理优先级为最高的1。由遥控上行终端1～N2实现，例如星地测控单元A和星地测控单元B，两者可以热备工作，同时接收地面上行遥控指令，并将接收到的数据交测控处理电路分类处理：如果上注的是直接指令则直接译码送到直接OC指令生成电路，生成直接OC指令；如果上注的是间接指令，则送到星务CPU，由星务程序进行处理判断，并决定是否输出到间接OC指令生成电路，生成间接OC指令。第二类：备份测控通道接收的遥控指令。为主测控通道故障后，优先考虑采用的排故测控通道，优先级为2。由备份测控终端1～N1组成，例如通用X频段测控应答机A和X频段测控应答机B。该类测控终端有货架产品可供选用，可输出直接OC开关指令；同时可以利用RS-422接口等，向星务CPU输出间接指令，由后者控制间接OC开关指令的生成；第三类：星载通信设备接收和转发的遥控指令。排故时处理优先级为3。通过星载通信设备1～N3接收包含间接指令信息的上行通信数据，提交星务CPU处理提取指令信息后，输出到间接OC指令生成电路，生成对应的间接OC开关指令。第四类，本地生成OC间接指令。星务CPU上运行的星务程序可以根据智能调度算法和规划算法，生成本地间接OC指令，输出到间接OC指令生成电路，控制生成对应的间接OC开关指令(简称OC指令)。还可自动诊断测控故障状态，生成对应的排故控制指令，排故时处理优先级为4。
为了提高开关指令系统的可靠性，本实施例中在关键电路设计上采用了备份冗余设计，包括遥控上行终端采用热备设计，而星务CPU电路、直接OC指令生成电路和间接OC指令生成电路均采用冷备设计。具体是指：遥控上行终端单元2包括主份机至少一个作为热备份的备份机，所述备份测控终端单元4包括主份机至少一个作为热备份的备份机，所述遥控上行终端单元2和备份测控终端单元4均通过主份机和多个热备份的备份机同时接收地面上行遥控指令并进行相同处理；所述星务处理单元3包括多个冷备份的星务CPU，所述直接OC指令生成电路单元5包括多个冷备份的OC指令生成电路，所述间接OC指令生成电路单元6包括多个冷备份的OC指令生成电路。
如图3所示，本实施例中OC指令生成电路包括多路逻辑三态非反相触发器和OC接口芯片，多路逻辑三态非反相触发器的多路输出端与OC接口芯片的输入端一一相连，且所述多路逻辑三态非反相触发器的各路输出端分别通过接地电阻接地，所述多路逻辑三态非反相触发器的电源端子VCC和接地端子GND之间并联有接地滤波电容，所述OC接口芯片的多个OC指令输出端共用公共端COM，且公共端COM外部串接保护电阻R9后连接到OC指令电路的供电电源VT，保护电阻R9与OC接口芯片内部的反向二极管一起构成继电器开关反向电动势泄放电路，实现OC接口芯片内部多路OC指令电路的保护。
参见图3，本实施例中多路逻辑三态非反相触发器是指8路逻辑三态非反相(D类)触发器(图中标号为D1)，具体型号为74AC374，74AC374为八路逻辑三态非反相(D类)触发器，接数字供电电源VCC，对输出OC指令的FPGA的IO控制端口进行缓冲隔离保护，并增加其驱动能力，在进行指令输出时，需将芯片的/OE控制端接低电平信号；在无需输出指令时，可将/OE控制端接高电平信号，从而将芯片的输出端设置为高阻状态。OC接口芯片(图中标号为D2)具体型号为ULN2803AFWG，OC接口芯片ULN2803AFWG可以直接实现8路OC指令，同时提供公共端COM，在外部串接5KΩ保护电阻R9后，连接到OC指令电路的+28V供电电源VT，可与内部的反向二极管一起构成继电器开关反向电动势泄放电路，实现内部8路OC指令电路的保护功能。此外，图3中接地电阻R1～R8大小为1KΩ，接地滤波电容C1和C2作用为去电流毛刺信号，大小为0.1μF。
在实现多种模式的OC开关指令输出后，为简化和星上被控设备的接口方式，在卫星的综合信息管理模块内部先实现OC开关指令的捏合操作。本实施例中OC指令捏合电路7包括多个双极晶体管单元，所述双极晶体管单元的数量与输入OC指令的通道数量相同，每一个双极晶体管单元包括级联连接形成二级放大电路的两个晶体管，且二级放大电路的输入端与对应的OC指令输入端相连、输出端与其它二级放大电路的输出端汇聚后共同形成单路的OC指令输出端，且OC指令输出端通过被控设备内部的线圈电路RL与OC指令接口一次电源相连，所述线圈电路RL用于驱动被控设备内部的开关K。
本实施例中，双极晶体管单元包括晶体管D1和D2、以及电阻R2～R4，晶体管D1和D2均为NPN型晶体管，晶体管D1的基极串接电阻R2后与OC指令输入端相连、发射极与晶体管D2的基极相连、集电极作为双极晶体管单元的输出端，晶体管D2的集电极作为双极晶体管单元的输出端、集电极接地，且晶体管D1的基极依次通过电阻R3、电阻R4接地，且电阻R3、电阻R4两者的中间节点与晶体管D1的发射极相连。
如图4所示，如果有星务计算机A和星务计算机B机均通过ULN2308A芯片生成OC开关指令，则在外部直接捏合后，可直接连接到同一被控设备。参见图4，双极晶体管单元包括晶体管D1(DA1和DB1)和D2(DA2和DB2)、以及电阻R2～R4(RA2～RA4和RB2～RB4)，被控设备必须为内部的OC指令接口+28V一次电源，以驱动内部的线圈电路RL。
参见图4，本实施例中线圈电路RL并联有由二极管D1和电阻R1组成的反向电动势泄放电路，且每一个双极晶体管单元的输出端分别通过由二极管D1和电阻R1组成的反向电动势泄放电路与OC指令接口一次电源相连，三个反向电动势泄放电路构成的方向电动泄放电路构成备份关系，使得电路更加可靠。
如图5，本实施例还提供一种前述多模驱动的快响卫星开关指令系统的设计方法，包括：
S1：统计卫星上所有设备对OC指令的总需求，得到有OC指令需求的设备数量M，初始的OC指令需求通道数量N；经统计，本实施例的卫星上8个设备需要OC开关指令进行控制，对应指令总需求为综合信息管理模块内部10条，外部22条，总计32条；
S2：确定预留设计裕量a，确定最终的OC指令需求通道数量为N+a；作为一种可选的实施方式，本实施例中预留设计裕量a为6，即最终的OC指令需求通道数量为32+6；
S3：分析并确定由直接OC指令控制的被控设备数量P1；本实施例中，分析直接OC开关指令数量需求数为P1＝32条，其余搭载类设备开关操作可用间接开关指令实现；
S4：基于由直接OC指令控制的被控设备数量P1，确定遥控上行终端单元2中的遥控上行终端数量，以及直接OC指令生成电路单元5中直接OC指令生成电路的数量；对P1路直接OC指令需求，采用遥控上行终端+直接OC指令生成电路，直接生成；本实施例中，采用直接OC指令生成电路生成32条直接OC指令；
S5：统计卫星上包括星务计算机切机指令、蓄电池放电开关控制指令在内的事关卫星平台安全的部分关键OC指令，得到关键OC指令数量K1；为进一步提高上行遥控的可靠性，对事关卫星平台安全的部分关键OC指令，如星务计算机切机指令、蓄电池放电开关控制指令等重要OC指令，进行统计，确定其数量为K1；本实施例中，分析关键直接OC开关指令数量需求K1为16条，主要是综合信息管理模块内部指令和电源模块控制指令；
S6：基于关键OC指令数量K1确定备份测控终端单元4生成直接OC指令的通道数量K2，且所述备份测控终端单元4生成直接OC指令的通道数量K2大于等于关键OC指令数量K1；本实施例通过备份测控设备直接实现K2路直接OC开关指令，确保K2≥K1，以满足关键OC指令的冗余备份设计；本实施例中，通过2台X频段测控应答机可实现最多48条直接OC指令，在设计过程中，选择其中16路实现关键直接OC开关指令，即K2＝K1＝16条。同时每个X频段测控应答机富余的8路指令资源用于实现P1条指令中剩下的16条直接OC指令；
S7：分析确定卫星需求的间接OC指令，所述卫星需求的间接OC指令包括三种类别，第一类为部分关键OC指令需要进行冗余备份的间接OC指令，第二类为星务软件的智能调度和规划算法需要新增的间接OC指令，第三类为受限于直接OC指令实现的资源规模必须采用间接OC指令实现的部分关键OC指令(如搭载设备的OC开关指令)；并分别确定卫星需求的间接OC指令中第一类的间接OC指令数量需求L1、第二类的间接OC指令数量需求L2以及第三类的间接OC指令数量需求L3；
S8：分过星务软件和OC指令生成电路设计，实现P2路间接开关指令，其中间接开关指令的数量P2满足P2＝L1+L3+L3，其中L1为第一类的间接OC指令数量需求，L2为第二类的间接OC指令数量需求，L3为第三类的间接OC指令数量需求；本实施例中，快响卫星任务中对间接OC开关指令需求包括图5中所述3类指令；智能化设计新增本地间接OC指令2条以及受直接OC指令资源限制必须采用间接OC实现的开关指令6条；分析计算得知备份重要直接OC指令的间接指令数量为L1＝16条；分析计算得知新增间接OC开关指令来满足星务软件的智能调度和规划算法需求的间接指令数量为L2＝2条；分析计算得知利用间接OC指令直接实现部分OC开关指令的需求(单份)的间接指令数量为L3＝6条；通过星务CPU和OC执行生成电路配合实现P2路间接开关指令，P2＝L1+L3+L3＝24条；
S9：通过OC指令捏合电路7，在快响卫星开关指令系统内部实现相同功能OC指令的捏合操作，以实现指令电路的逻辑“或”计算；而无备份设计的OC指令仍保持单份输出，最终使得直接OC指令和间接OC指令集合的并集包含卫星OC指令集合，且满足P1+P2≥N+a，其中P1为由直接OC指令控制的被控设备数量，P2为间接开关指令数量，N为初始的OC指令需求通道数量，a为预留设计裕量；本实施例中，通过OC指令捏合电路在快响卫星OC开关指令系统内部实现相同功能OC开关指令的捏合操作，以实现指令电路的逻辑“或”计算；而无备份设计的OC开关指令仍保持单份输出。最终直接OC开关指令和间接OC开关指令集合的并集，肯定包含卫星OC开关指令集合，且P1+P2≥N+6；本实施例中，通过OC指令捏合电路，在快响卫星OC开关指令系统内部实现相同功能OC开关指令的捏合操作，以实现指令电路的逻辑“或”计算。无备份设计的OC开关指令保持单份输出。最终直接OC开关指令和间接OC开关指令集合肯定包含卫星OC开关指令集合，且P1+P2＝56≥N+6＝38；
S10：从快响卫星开关指令系统输出到被控设备的OC指令通路采用双点双线设计以提高控制通路的可靠性，双点双线设计是指采用冗余部件和冗余线路，能提高控制通路的可靠性。
参见图2，本实施例多模驱动的快响卫星开关指令系统的应用方法还包括采用下述方式中的一种生成卫星的OC指令：
方式一，以遥控上行终端单元2作为主测控通道，通过主测控通道接收地面的上行遥控指令，若上行遥控指令为直接OC指令，则将上行遥控指令发送给直接OC指令生成电路单元5，通过直接OC指令生成电路单元5生成直接OC指令并通过OC指令捏合电路7输出；若上行遥控指令为间接OC指令，则将上行遥控指令发送给星务处理单元3，所述星务处理单元3对上行遥控指令进行判断，若需要生成间接OC指令则发送间接指令给间接OC指令生成电路单元6，通过间接OC指令生成电路单元6生成间接OC指令并通过OC指令捏合电路7输出；
方式二，在主测控通道故障的情况下，以备份测控终端单元4作为排故测控通道，通过排故测控通道接收地面的上行遥控指令，若上行遥控指令为直接OC指令，则将直接OC指令并通过OC指令捏合电路7输出；若上行遥控指令为间接OC指令，则将上行遥控指令发送给星务处理单元3，所述星务处理单元3对上行遥控指令进行判断，若需要生成间接OC指令则发送间接指令给间接OC指令生成电路单元6，通过间接OC指令生成电路单元6生成间接OC指令并通过OC指令捏合电路7输出；
方式三，通过通信上行终端单元1接收包含间接指令信息的上行通信数据并提交星务处理单元3，所述星务处理单元3在处理提取指令信息后，输出间接指令到间接OC指令生成电路单元6，通过间接OC指令生成电路单元6生成间接OC指令并通过OC指令捏合电路7输出；
方式四，通过星务处理单元3上运行的星务程序根据预设的智能调度算法或规划算法输出间接指令到间接OC指令生成电路单元6，通过间接OC指令生成电路单元6生成间接OC指令并通过OC指令捏合电路7输出。
此外，本实施例中还充分利用星务软件的智能计算特性，可灵活实现星务计算机的重启判断和切机操作。具体地，本实施例应用方法还包括星务处理单元3进行重启判断和切机操作的步骤：捕捉并记录星务计算机的重启次数，若星务计算机的重启次数超过预设次数(例如本实施例中取值为3)，则生成用于实现星务处理单元3内冷备份的星务计算机切换的本地间接OC指令，并通过本地间接OC指令实现星务处理单元3内冷备份的星务计算机的切机重启操作。此外，本实施例中星务处理单元3进行重启判断和切机操作还包括：捕捉并记录遥控上行终端单元2作为主测控通道接收地面的上行遥控指令的时间，若接收地面的上行遥控指令的时间超过预设阈值，则生成间接OC指令自动重启遥控上行终端单元2。
如图6所示，本实施例多模驱动的快响卫星开关指令系统中，星务处理单元3包括星务计算机A/B的两个星务计算机，备份测控终端单元4包括X频段测控应答机A和X频段测控应答机B，遥控上行终端单元2、分别包括星地A测控终端(简称星地测控A)、星地B测控终端(简称星地测控B)以及中级测控终端。快响卫星默认工作在星务计算机A状态。本实施例中，遥控/通信上行数据的接收处理、直接/间接OC指令的预处理与生成均由星务计算机实现。星务计算机主要完成整星的控制、信息处理、遥测遥控数据的接收与发送等，通过CAN总线、RS-422总线和RS485总线与综合信息管理单机内部其他各模块、外部单机之间进行指令和遥测通信。在本实施例中，星务计算机也是OC开关指令生成的重要一环，并且采用星务计算机A和星务计算机B的冷备设计，对应输出的OC指令在OC指令捏合电路中实现逻辑“或”操作。星务计算机采用FPGA+CPU的架构，共包含3个FPGA和1个CPU。其中测控FPGA与多路测控终端连接，实现对外的遥测遥控接口操作，并可直接输出直接指令；星务FPGA则负责测控FPGA和星务CPU的转接和信息传递，同时负责对外总线接口(包括CAN、RS-422和RS-485等)和信号采集接口。加加解密FPGA则负责测控数据的加解密操作与转发；星务CPU则运行星务程序，负责顶层的任务规划、任务调度、姿轨控和总线数据处理等。测控FPGA采用反熔丝型FPGA芯片AX500实现，提供较高的可靠性，确保测控通道安全。星务计算机的星务CPU采用SPARC V8(BM3803MGRH)处理器，以星务FPGA为仲裁单元，实现星务计算机自主切机。星务FPGA选择使用Actel公司单粒子翻转免疫FLASH型FPGA，型号为M2S050T-FGG484I。加解密模块主要包含加解密FPGA、密钥存储器、接口驱动电路等。译码解密模块采用双机热备的方式工作，常加电工作。主/备机分布在2块星务计算机板卡印制板电路内。密钥存储器采用JMR28F256实现，加解密FPGA选用A3PE3000实现。CAN总线网络的通信接口均采用SJA1000(控制器)+PCA82C250T(收发器)，双冗余的总线设计，通信速率500Kbps。RS-485采用LTC485芯片，异步，单工工作方式；星务计算机一共有4路RS-485，其中两路作为系统内总线使用；另外两路与负责接口控制的智能接口单元进行数据传输。RS-422接口采用AM26C31和AM26C32芯片，AM26C31是RS-422发送芯片；AM26C32是RS-422接收芯片，RS-422是差分形式，接口电路抗干扰能力强。直接指令由测控FPGA通过接收上行遥控指令，根据指令码解析对外发送OC指令，总计38条。电路形式通过采用74AC374和ULN2803AFWG芯片。间接指令是星务CPU接收/生成对应的指令信息后，通过读写星务FPGA的端口，控制星务FPGA对外发送OC指令，总计36条。星地A测控终端、星地B测控终端和中继测控终端接收地面或中继遥控指令，通过芯片隔离电路后提交测控FPGA，对应测控终端都是比较成熟的模块化产品，在此不再赘述。备份测控终端采用2台X频段测控应答机，可以各自直接生成24条OC指令，与星务计算机生成的OC指令一起，汇集到OC指令捏合电路中，进行捏合处理后再输出，控制对应的设备的开关操作。外部星载通信设备包括北斗通信模块、超/甚高频(UHF/VHF)通信模块、自组网通信模块等。星载通信设备加电工作后，可以接收地基或者天基无线通信数据，再通过RS-485/RS-422或者CAN总线，将通信数据提交星务CPU处理，最终生成对应的间接OC指令。
如图7所示，本实施例多模驱动的快响卫星开关指令系统的应用方法还包括进行故障处理的步骤：
A1)向遥控上行终端单元2发送上行直接OC指令，读取卫星的遥测信息，若遥测信息中显示遥控上行终端单元2的主份机出现直接OC指令故障的情况下，遥控上行终端单元2的备份机将直接OC指令发送给直接OC指令生成电路单元5，则判定故障排除，结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A2)上注该直接OC指令的备份机的间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A3)利用已加电的其它遥控上行终端测试该直接OC指令的备份机的直接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A4)利用已加电的其它遥控上行终端测试该直接OC指令的备份机的间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A5)通过备份测控终端单元4的主份机上注直接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A6)通过备份测控终端单元4的主份机上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A7)通过备份测控终端单元4的备份机上注直接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A8)通过备份测控终端单元4的备份机上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A9)从通信上行终端单元1中遍历选择一个通信上行终端作为当前通信上行终端；
A10)通过当前通信上行终端上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A11)判断是否仍有未使用的通信上行终端，如果仍有未使用的通信上行终端，则跳转步骤A9)；若故障未排除，则跳转下一步；
A12)通过星务处理单元3自动开启所有的可用的测控/通信终端设备，并由地面进行测试排故，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A13)通过星务处理单元3的星务程序通过监测测控状态发现长期无遥控指令，星务处理单元3将自动生成本地指令复位遥控上行终端，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A14)捕捉并记录星务计算机的重启次数，若星务计算机的重启次数超过预设次数，则生成用于实现星务处理单元3内冷备份的星务计算机切换的本地间接OC指令，并通过本地间接OC指令实现星务处理单元3内冷备份的星务计算机的切机重启操作，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则判定故障排除失败。
参见前文，本实施例故障排除方法主要根据不同模式通道的排故处理优先级进行。
步骤A1)～A4)利用遥控上行终端排故为第一优先级。结合图6的具体结构，第一优先级的步骤包括：(1)若遥控上行终端主份(如星地测控A)出现直接OC指令故障，由于测控上行通道采用热备设计，遥控上行终端备份(如星地测控B)将自动输出正确的直接OC指令，遥控功能恢复正常，问题解决，但卫星从遥测信息中可自动诊断对应的测控设备故障信息；(2)若故障未排除，可上注该直接OC指令的备份间接OC指令，若遥控功能恢复正常，问题解决；(3)若故障未排除，则考虑利用其它已加电的遥控上行终端(如中继测控终端)，测试其备份的直接OC指令，若遥控功能恢复正常，问题解决；(4)若故障未排除，则考虑利用其它已加电的遥控上行终端(如中继测控终端)，测试其备份的间接OC指令，若遥控功能恢复正常，问题解决。若问题未解决，进入第二优先级排故步骤。
步骤A5)～A8)采用备份测控终端排故为第二优先级。结合图6的具体结构，第二优先级的步骤包括：(1)利用备份测控终端主份(如X频段测控应答机A)上注直接OC指令，若遥控功能恢复正常，问题解决；(2)若故障未排除，利用备份测控终端主份(如X频段测控应答机A)上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，问题解决；(3)若故障未排除，利用备份测控终端备份(如X频段测控应答机B)上注直接OC指令，若遥控功能恢复正常，问题解决；(4)若故障未排除，利用备份测控终端备份(如X频段测控应答机B)上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，问题解决。若问题未解决，进入第三优先级排故步骤。
步骤A9)～A11)采用已加电工作的通信上行终端排故为第三优先级。结合图6的具体结构，第三优先级的步骤包括：(1)利用通信上行终端1(如北斗收发单元)上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，问题解决；(2)若故障未排除，利用通信上行终端2(如北斗收发单元)上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，问题解决；(3)若故障未排除，利用其他通信上行终端上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，问题解决。若问题未解决，进入第四优先级排故步骤。
步骤A12)～A14)采用已加电工作的通信上行终端排故为第四优先级。结合图6的具体结构，第四优先级的步骤包括：(1)若故障未排除，则星务CPU将自动开启所有的可用的测控/通信终端设备，并由地面进行测试排故，若遥控功能恢复正常，问题解决；(2)星务程序通过监测测控状态发现长期无遥控指令(如12h)，星务将自动生成本地指令复位遥控上行终端，若遥控功能恢复正常，问题解决；(3)若故障未排除，星务CPU复位达到3次，将自动切机到星务计算机B机，若遥控功能恢复正常，问题解决；若故障未排除，则判定故障排除失败。判定故障排除失败后，则可根据需要进行地面项目组组织归零分析，决策下一步的排故方案，直至最终恢复开关指令系统的功能。
与现有技术相比，本实施例技术方案的有益效果主要体现在以下几个方面：其一，在大量采用商业器件和货架产品的前提下，通过采用软硬件备份驱动的多模驱动OC指令设计，确保快响卫星OC开关指令系统的可靠性。其二，灵活的间接OC开关指令实现方式和本地生成间接OC指令方式，可满足日益增长的航天器智能化和自主控制需求；其三，通过备份测控设备和星载通信设备引入的直接/间接OC指令接收通道，大大拓宽了测控应急排故的通道资源，提高了系统可靠性；其四，多个遥控上行终端可以连接和共用同一个测控信息处理电路(如后端的直接OC指令生成电路)，可简化系统设计，提高系统集成度和可靠性；其五，本实施例提供了一种具备可操作性的快响卫星OC开关指令系统设计方法；其六，本实施例提供了一种快响卫星OC开关指令系统有序排故方法。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可读存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种多模驱动的快响卫星开关指令系统，其特征在于：包括通信上行终端单元(1)、遥控上行终端单元(2)、星务处理单元(3)、备份测控终端单元(4)、直接OC指令生成电路单元(5)、间接OC指令生成电路单元(6)以及OC指令捏合电路(7)，所述通信上行终端单元(1)的间接指令输出端与星务处理单元(3)相连，所述遥控上行终端单元(2)的间接指令输出端分别与星务处理单元(3)相连、直接指令输出端与直接OC指令生成电路单元(5)相连，所述星务处理单元(3)的间接指令输出端与间接OC指令生成电路单元(6)相连，所述备份测控终端单元(4)的间接指令输出端分别与星务处理单元(3)相连、直接指令输出端与OC指令捏合电路(7)的输入端相连，所述直接OC指令生成电路单元(5)、间接OC指令生成电路单元(6)的输出端分别与OC指令捏合电路(7)的输入端相连，所述OC指令捏合电路(7)的输出端作为快响卫星开关指令系统的OC指令输出端。
2.根据权利要求1所述的多模驱动的快响卫星开关指令系统，其特征在于：所述遥控上行终端单元(2)包括主份机至少一个作为热备份的备份机，所述备份测控终端单元(4)包括主份机至少一个作为热备份的备份机，所述遥控上行终端单元(2)和备份测控终端单元(4)均通过主份机和多个热备份的备份机同时接收地面上行遥控指令并进行相同处理；所述星务处理单元(3)包括多个冷备份的星务CPU，所述直接OC指令生成电路单元(5)包括多个冷备份的OC指令生成电路，所述间接OC指令生成电路单元(6)包括多个冷备份的OC指令生成电路。
3.根据权利要求2所述的多模驱动的快响卫星开关指令系统，其特征在于：所述OC指令生成电路包括多路逻辑三态非反相触发器和OC接口芯片，所述多路逻辑三态非反相触发器的多路输出端与OC接口芯片的输入端一一相连，且所述多路逻辑三态非反相触发器的各路输出端分别通过接地电阻接地，所述多路逻辑三态非反相触发器的电源端子VCC和接地端子GND之间并联有接地滤波电容，所述OC接口芯片的多个OC指令输出端共用公共端COM，且公共端COM外部串接保护电阻R9后连接到OC指令电路的供电电源VT，所述保护电阻R9与OC接口芯片内部的反向二极管一起构成继电器开关反向电动势泄放电路，实现OC接口芯片内部多路OC指令电路的保护。
4.根据权利要求3所述的多模驱动的快响卫星开关指令系统，其特征在于：所述OC指令捏合电路(7)包括多个双极晶体管单元，所述双极晶体管单元的数量与输入OC指令的通道数量相同，每一个双极晶体管单元包括级联连接形成二级放大电路的两个晶体管，且二级放大电路的输入端与对应的OC指令输入端相连、输出端与其它二级放大电路的输出端汇聚后共同形成单路的OC指令输出端，且OC指令输出端通过被控设备内部的线圈电路RL与OC指令接口一次电源相连，所述线圈电路RL用于驱动被控设备内部的开关K。
5.根据权利要求4所述的多模驱动的快响卫星开关指令系统，其特征在于：所述双极晶体管单元包括晶体管D1和D2、以及电阻R2～R4，晶体管D1和D2均为NPN型晶体管，晶体管D1的基极串接电阻R2后与OC指令输入端相连、发射极与晶体管D2的基极相连、集电极作为双极晶体管单元的输出端，晶体管D2的集电极作为双极晶体管单元的输出端、集电极接地，且晶体管D1的基极依次通过电阻R3、电阻R4接地，且电阻R3、电阻R4两者的中间节点与晶体管D1的发射极相连；所述线圈电路RL并联有由二极管D1和电阻R1组成的反向电动势泄放电路，且每一个双极晶体管单元的输出端分别通过由二极管D1和电阻R1组成的反向电动势泄放电路与OC指令接口一次电源相连。
6.一种权利要求1～5中任意一项所述的多模驱动的快响卫星开关指令系统的设计方法，其特征在于，包括：
S1：统计卫星上所有设备对OC指令的总需求，得到有OC指令需求的设备数量M，初始的OC指令需求通道数量N；
S2：确定预留设计裕量a，确定最终的OC指令需求通道数量为N+a；
S3：分析并确定由直接OC指令控制的被控设备数量P1；
S4：基于由直接OC指令控制的被控设备数量P1，确定遥控上行终端单元(2)中的遥控上行终端数量，以及直接OC指令生成电路单元(5)中直接OC指令生成电路的数量；
S5：统计卫星上包括星务计算机切机指令、蓄电池放电开关控制指令在内的事关卫星平台安全的部分关键OC指令，得到关键OC指令数量K1；
S6：基于关键OC指令数量K1确定备份测控终端单元(4)生成直接OC指令的通道数量K2，且所述备份测控终端单元(4)生成直接OC指令的通道数量K2大于等于关键OC指令数量K1；
S7：分析确定卫星需求的间接OC指令，所述卫星需求的间接OC指令包括三种类别，第一类为部分关键OC指令需要进行冗余备份的间接OC指令，第二类为星务软件的智能调度和规划算法需要新增的间接OC指令，第三类为受限于直接OC指令实现的资源规模必须采用间接OC指令实现的部分关键OC指令；并分别确定卫星需求的间接OC指令中第一类的间接OC指令数量需求L1、第二类的间接OC指令数量需求L2以及第三类的间接OC指令数量需求L3；
S8：分过星务软件和OC指令生成电路设计，实现P2路间接开关指令，其中间接开关指令的数量P2满足P2＝L1+L3+L3，其中L1为第一类的间接OC指令数量需求，L2为第二类的间接OC指令数量需求，L3为第三类的间接OC指令数量需求；
S9：通过OC指令捏合电路，在快响卫星开关指令系统内部实现相同功能OC指令的捏合操作，以实现指令电路的逻辑“或”计算；而无备份设计的OC指令仍保持单份输出，最终使得直接OC指令和间接OC指令集合的并集包含卫星OC指令集合，且满足P1+P2≥N+a，其中P1为由直接OC指令控制的被控设备数量，P2为间接开关指令数量，N为初始的OC指令需求通道数量，a为预留设计裕量；
S10：从快响卫星开关指令系统输出到被控设备的OC指令通路采用双点双线设计以提高控制通路的可靠性，所述双点双线设计是指采用冗余部件和冗余线路。
7.一种权利要求1～5中任意一项所述的多模驱动的快响卫星开关指令系统的应用方法，其特征在于，包括采用下述方式中的一种生成卫星的OC指令：
方式一，以遥控上行终端单元(2)作为主测控通道，通过主测控通道接收地面的上行遥控指令，若上行遥控指令为直接OC指令，则将上行遥控指令发送给直接OC指令生成电路单元(5)，通过直接OC指令生成电路单元(5)生成直接OC指令并通过OC指令捏合电路(7)输出；若上行遥控指令为间接OC指令，则将上行遥控指令发送给星务处理单元(3)，所述星务处理单元(3)对上行遥控指令进行判断，若需要生成间接OC指令则发送间接指令给间接OC指令生成电路单元(6)，通过间接OC指令生成电路单元(6)生成间接OC指令并通过OC指令捏合电路(7)输出；
方式二，在主测控通道故障的情况下，以备份测控终端单元(4)作为排故测控通道，通过排故测控通道接收地面的上行遥控指令，若上行遥控指令为直接OC指令，则将直接OC指令并通过OC指令捏合电路(7)输出；若上行遥控指令为间接OC指令，则将上行遥控指令发送给星务处理单元(3)，所述星务处理单元(3)对上行遥控指令进行判断，若需要生成间接OC指令则发送间接指令给间接OC指令生成电路单元(6)，通过间接OC指令生成电路单元(6)生成间接OC指令并通过OC指令捏合电路(7)输出；
方式三，通过通信上行终端单元(1)接收包含间接指令信息的上行通信数据并提交星务处理单元(3)，所述星务处理单元(3)在处理提取指令信息后，输出间接指令到间接OC指令生成电路单元(6)，通过间接OC指令生成电路单元(6)生成间接OC指令并通过OC指令捏合电路(7)输出；
方式四，通过星务处理单元(3)上运行的星务程序根据预设的智能调度算法或规划算法输出间接指令到间接OC指令生成电路单元(6)，通过间接OC指令生成电路单元(6)生成间接OC指令并通过OC指令捏合电路(7)输出。
8.根据权利要求7所述的多模驱动的快响卫星开关指令系统的应用方法，其特征在于，还包括星务处理单元(3)进行重启判断和切机操作的步骤：捕捉并记录星务计算机的重启次数，若星务计算机的重启次数超过预设次数，则生成用于实现星务处理单元(3)内冷备份的星务计算机切换的本地间接OC指令，并通过本地间接OC指令实现星务处理单元(3)内冷备份的星务计算机的切机重启操作。
9.根据权利要求8所述的多模驱动的快响卫星开关指令系统的应用方法，其特征在于，所述星务处理单元(3)进行重启判断和切机操作还包括：捕捉并记录遥控上行终端单元(2)作为主测控通道接收地面的上行遥控指令的时间，若接收地面的上行遥控指令的时间超过预设阈值，则生成间接OC指令自动重启遥控上行终端单元(2)。
10.根据权利要求7所述的多模驱动的快响卫星开关指令系统的应用方法，其特征在于，还包括进行故障处理的步骤：
A1)向遥控上行终端单元(2)发送上行直接OC指令，读取卫星的遥测信息，若遥测信息中显示遥控上行终端单元(2)的主份机出现直接OC指令故障的情况下，遥控上行终端单元(2)的备份机将直接OC指令发送给直接OC指令生成电路单元(5)，则判定故障排除，结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A2)上注该直接OC指令的备份机的间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A3)利用已加电的其它遥控上行终端测试该直接OC指令的备份机的直接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A4)利用已加电的其它遥控上行终端测试该直接OC指令的备份机的间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A5)通过备份测控终端单元(4)的主份机上注直接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A6)通过备份测控终端单元(4)的主份机上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A7)通过备份测控终端单元(4)的备份机上注直接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A8)通过备份测控终端单元(4)的备份机上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A9)从通信上行终端单元(1)中遍历选择一个通信上行终端作为当前通信上行终端；
A10)通过当前通信上行终端上注间接OC指令，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A11)判断是否仍有未使用的通信上行终端，如果仍有未使用的通信上行终端，则跳转步骤A9)；若故障未排除，则跳转下一步；
A12)通过星务处理单元(3)自动开启所有的可用的测控/通信终端设备，并由地面进行测试排故，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A13)通过星务处理单元(3)的星务程序通过监测测控状态发现长期无遥控指令，星务处理单元(3)将自动生成本地指令复位遥控上行终端，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则跳转下一步；
A14)捕捉并记录星务计算机的重启次数，若星务计算机的重启次数超过预设次数，则生成用于实现星务处理单元(3)内冷备份的星务计算机切换的本地间接OC指令，并通过本地间接OC指令实现星务处理单元(3)内冷备份的星务计算机的切机重启操作，若遥控功能恢复正常，则结束并退出；若故障未排除，则判定故障排除失败。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116488711A (zh) * 2023-06-15 2023-07-25 上海航天空间技术有限公司 建立星地应急通信的方法及系统

Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002259118A (ja) * 2000-12-28 2002-09-13 Matsushita Electric Ind Co Ltd マイクロプロセッサ及び命令列変換装置
CN101833536A (zh) * 2010-04-16 2010-09-15 北京航空航天大学 一种冗余仲裁机制的可重构星载计算机
CN101907888A (zh) * 2010-07-29 2010-12-08 航天东方红卫星有限公司 小卫星星务系统双机冷备无扰切换方法
CN101978340A (zh) * 2008-03-27 2011-02-16 艾格瑞系统有限公司 具有降低的功耗的处理器
CN106342067B (zh) * 2006-06-13 2011-04-27 上海卫星工程研究所 卫星测试控制装置
CN104021061A (zh) * 2014-06-16 2014-09-03 西安航天恒星科技实业(集团)公司 Usb/pci/lan oc指令卫星地面检测模块
CN104460427A (zh) * 2014-10-31 2015-03-25 上海卫星工程研究所 模块化微型卫星平台综合电子系统
WO2015180000A1 (zh) * 2014-05-26 2015-12-03 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统
CN106896372A (zh) * 2017-01-24 2017-06-27 王洋 一种单板星载综合电子系统
CN107426016A (zh) * 2017-06-06 2017-12-01 上海卫星工程研究所 卫星发射区电测试高可靠地面测控链路设计方法
CN107515536A (zh) * 2017-07-10 2017-12-26 上海航天控制技术研究所 一种适用于快响应卫星的姿轨控闭环半物理仿真测试方法
CN107561974A (zh) * 2017-07-28 2018-01-09 上海卫星工程研究所 一种高轨卫星遥控优先级实现方法
CN107741545A (zh) * 2017-10-27 2018-02-27 深圳航天东方红海特卫星有限公司 一种微小卫星便携24 路oc 指令隔离检测器
CN107817781A (zh) * 2017-09-22 2018-03-20 上海卫星工程研究所 应用于星载多功能平台电子单机的通用测试设备
CN110002005A (zh) * 2019-03-04 2019-07-12 哈尔滨工业大学 一种可重构的微纳卫星系统架构及卫星系统重构方法
CN110245038A (zh) * 2019-06-21 2019-09-17 上海航天计算机技术研究所 数据交叉备份与恢复设备及方法
WO2020253281A1 (zh) * 2019-06-21 2020-12-24 成都星时代宇航科技有限公司 基于分层架构的星务分系统及卫星事务数据处理方法
CN112559041A (zh) * 2020-12-07 2021-03-26 山东航天电子技术研究所 一种地面直接指令与星上自主指令兼容处理方法

Patent Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002259118A (ja) * 2000-12-28 2002-09-13 Matsushita Electric Ind Co Ltd マイクロプロセッサ及び命令列変換装置
CN106342067B (zh) * 2006-06-13 2011-04-27 上海卫星工程研究所 卫星测试控制装置
CN101978340A (zh) * 2008-03-27 2011-02-16 艾格瑞系统有限公司 具有降低的功耗的处理器
CN101833536A (zh) * 2010-04-16 2010-09-15 北京航空航天大学 一种冗余仲裁机制的可重构星载计算机
CN101907888A (zh) * 2010-07-29 2010-12-08 航天东方红卫星有限公司 小卫星星务系统双机冷备无扰切换方法
WO2015180000A1 (zh) * 2014-05-26 2015-12-03 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统
CN104021061A (zh) * 2014-06-16 2014-09-03 西安航天恒星科技实业(集团)公司 Usb/pci/lan oc指令卫星地面检测模块
CN104460427A (zh) * 2014-10-31 2015-03-25 上海卫星工程研究所 模块化微型卫星平台综合电子系统
CN106896372A (zh) * 2017-01-24 2017-06-27 王洋 一种单板星载综合电子系统
CN107426016A (zh) * 2017-06-06 2017-12-01 上海卫星工程研究所 卫星发射区电测试高可靠地面测控链路设计方法
CN107515536A (zh) * 2017-07-10 2017-12-26 上海航天控制技术研究所 一种适用于快响应卫星的姿轨控闭环半物理仿真测试方法
CN107561974A (zh) * 2017-07-28 2018-01-09 上海卫星工程研究所 一种高轨卫星遥控优先级实现方法
CN107817781A (zh) * 2017-09-22 2018-03-20 上海卫星工程研究所 应用于星载多功能平台电子单机的通用测试设备
CN107741545A (zh) * 2017-10-27 2018-02-27 深圳航天东方红海特卫星有限公司 一种微小卫星便携24 路oc 指令隔离检测器
CN110002005A (zh) * 2019-03-04 2019-07-12 哈尔滨工业大学 一种可重构的微纳卫星系统架构及卫星系统重构方法
CN110245038A (zh) * 2019-06-21 2019-09-17 上海航天计算机技术研究所 数据交叉备份与恢复设备及方法
WO2020253281A1 (zh) * 2019-06-21 2020-12-24 成都星时代宇航科技有限公司 基于分层架构的星务分系统及卫星事务数据处理方法
CN112559041A (zh) * 2020-12-07 2021-03-26 山东航天电子技术研究所 一种地面直接指令与星上自主指令兼容处理方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘晓: "卫星配电测控系统自动测试设备研制", 《中国优秀博硕士学位论文全文数据库(硕士)工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116488711A (zh) * 2023-06-15 2023-07-25 上海航天空间技术有限公司 建立星地应急通信的方法及系统
CN116488711B (zh) * 2023-06-15 2023-08-22 上海航天空间技术有限公司 建立星地应急通信的方法及系统

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