微小卫星综合电子系统综述①

陈世淼，倪淑燕，廖育荣

(1.航天工程大学研究生院，北京 101407；2.航天工程大学电子与光学工程系，北京 101407)

0 引言

随着电子科学技术的发展，卫星正在逐渐往小型化、集成化和模块化的方向发展，具有体积小、重量轻、性能高特点的微小卫星应运而生[1,2]。未来的微小卫星平台将会是一个把任务、功能、资源统一调度管理的综合电子系统，在通信、遥感、科研和军事等方面都有着广泛的用途[3,4]。

微小卫星综合电子系统以现场总线组成控制网络,配以有限的通信节点,构成功能密集、配置灵活的网络系统结构，具有集中管理、分散控制、集同设计、分散研制的特点[5]。随着航天任务复杂度的增加和人们对微小卫星性能要求的提高，微小卫星的软硬件设计的复杂性也在逐渐增加，星载综合电子系统作为微小卫星系统的核心，对微小卫星的性能有着重大的影响。

国外航天器综合电子系统的发展经历了从简单到复杂，从单机、分系统到全航天器统一设计的过程。航天器综合电子系统的发展可以分为四个阶段，第一阶段是1975年以前，主要研发高性能电气器件来实现简单的功能。第二阶段是1975-1990年，通过开发相互独立的系统来完成比较复杂的功能，且各系统之间相互独立。第三阶段是1990-2005年，研究的重点是系统功能的定义和功能集成，将每一项大的功能构成一个系统，分别由不同的供应商提供。2005年以来是第四个阶段，国外的航天器综合电子系统已经进入了一个统一的电子工程环境和标准化接口的时代，主要趋势是由专用接口定义向标准化接口定义发展；由电子设备简单融合，向系统顶层优化、系统集成发展；由分散设计向自定而下的一体化设计发展[6]。

目前国内微小卫星综合电子系统功能密度低、卫星电子系统总体技术水平和平台性能不高，在总体方案设计、信息传输协议的制定、机械接口和电气接口标准化的制定、接口电路的模块化设计、星载标准总线接口芯片等方面，还需要做大量的工作。所以对微小卫星综合电子系统展开研究对国内航天事业的发展有着重要意义[7-8]。

1 微小卫星系统组成

微小卫星由微小卫星平台和有效载荷两部分组成。除了星载综合电子系统外，微小卫星平台还包括结构与机构、电源分系统、姿态控制分系统、测控分系统及热控分系统等[9]。星载计算机通过标准化的数据接口与星上平台设备及有效载荷设备共同组成星上电子系统。有效载荷主要包括侦察载荷、通信载荷、导航载荷等。微小卫星的组成如图1所示，下面对微小卫星平台的各个分系统进行介绍。

图1 微小卫星结构图

星载综合电子系统主要由星载计算机及星务管理软件组成。微小卫星体积小、集成度高的，其功能和性能的多样性和复杂性决定了微小卫星的综合电子系统具有很高的技术含量。同时为满足微小卫星可批量生产的特点，在设计微小卫星的综合电子系统时十分注重部件功能的实现以及接口的规范化和标准化,以减少重复的开发和验证工作。

微小卫星的结构一般采用立方体卫星，常见的有1U、2U、3U、6U等。立方体卫星易于标准化、模块化，并且可根据自身需求由工厂生产。

电源分系统包括电源控制板、电池组和太阳能电池板，电源控制板实现对电池组的管理、电源分配控制和电压、电流检测功能。目前微小卫星的太阳能电池板采用三结轻型太阳电池片，电池组采用锂电池，极大地提高了微小卫星的电源分系统性能。

姿态控制分系统包括磁强计、GNSS、IMU等敏感器，飞轮、磁力矩器等执行器。通过敏感器获取卫星当前的姿态信息，利用飞轮和磁力矩器改变卫星当前的姿态，实现对地、对日定向及卫星载荷执行任务所需的姿态变化。微小卫星的姿态控制技术已经逐渐发展成熟，目前主要采用主动三轴姿态控制，且指向精度可达到0.1°-0.05°[10]。

测控分系统一般由星载通信板、数传和天线组成。微小卫星通过星载通信板向地面传送卫星遥测量、载荷数据，同时接收地面站的测控指令。数传系统由数传发射机、固态存储和数传天线3部分组成。数传发射机安装于星内，数传天线安装在星外，两者由高频电缆连接，固态存储对应用载荷数据进行编码和存储记录，同时能够根据指令将存储的数据按照协议组帧回放。天线要求体积小、重量轻，双频段设计，高度集成化。

热控分系统利用被动元件和主动温控两种方式，实现卫星的热平衡，保证星内电子系统处在能够正常工作的温度范围内。被动元件有多层隔热层，热控涂层和恒温绝热层。通过电加热器对需要主动加热的组部件进行加热。

2 星载综合电子系统设计

2.1 星载处理器

星载综合电子系统的核心是星载计算机，星载计算机的CPU直接决定了计算机的性能。选择CPU时要考虑以下几个方面：一是性能、功耗等技术指标，二是太空环境下的稳定性，三是片上集成的I/O接口类型和数量，四是操作系统的支持情况。

Intel 80X86系列处理器在卫星平台上有着广泛的应用，其处理性能相对较差，虽然仍然能满足现在的星务管理系统需求，但是性能将会限制其在未来星务管理系统的发展。

MIL-STD-1750A是一款十六位的非精简指令集CPU，有着较高的可靠性和抗辐射能力，在国外的航天任务中有着较长的应用历史，我国的风云系列卫星也是采用的该架构的处理器。随着卫星功能密度的增加，1750A的数据处理速率逐渐难以满足航天任务的需求了。

ARM处理器具有低功耗、低成本、高性能的特点，其外围接口丰富，可扩展性强。由于ARM处理器质量等级低，所以应用在星务管理系统需要进行一定的筛选。近几年研制出的ARM和FPGA相结合的商用器件在微小卫星上的应用也越来越广泛。

PowerPC 体系结构的处理器由IBM和Motorola公司共同研制，具有很高性能、低功耗的特点，相关的软硬件资源也比较丰富。该体系架构在民用嵌入市场中取得了巨大的成功，并且NASA采用的处理器架构多为PowerPC，在军用、航天领域都有着成熟的应用。

SPARC架构采用的是精简指令集的CPU指令集架构，该系列处理器有着很高的质量等级，运算能力较高，功耗适中[11]。目前欧航局多采用SPARK架构的处理器，但是在国内的应用范围较小。

表1为几种典型的处理器的参数对比。为满足微小卫星低功耗、低成本、高性能的特点，本文推荐采用ARM处理器作为微小卫星综合电子系统的处理器。ARM处理器成本低、功耗低、性能较高，适用于微小卫星的工作特点，但对处理器进行筛选时要选择质量等级较高。

表1 处理器参数对比

2.2 星载总线技术

星载综合电子系统采用分布式网络结构，以星载计算机为核心，通过低速控制总线来进行内部数据的交换，将各个模块有机的组合在一起，同时通过高速数据总线实现载荷部分数据的高速数据传输。星载综合电子系统中总线的可靠性、功率损耗、传输速率和通用程度都是影响系统性能的关键因素，目前应用比较多的总线主要有RS-422/485(串行通信总线)、ARINC659总线、CAN(串行多主站控制器局域网总线)、MIL-STD-1553B(时分制指令/响应式多路传输数据总线)、IEEE 1394、SpaceWire(空间高速串行数据总线)等，下面对各个总线进行简要介绍和分析。

RS-485总线是一种高速通用串行多节点、长距离通信的总线。RS-485总线采用差分方式传输信号，数据率可达到10Mbps，总线结构为主/从结构，在同一数据线上最多允许32个设备间的通信。RS-485总线价格低廉，在控制领域有着广泛的应用，但因为其稳定性相对较差，所以在航天领域应用相对较少。

ARINC659总线是美国航空无线电公司在1993年制定的标准背板数据总线规范，成功应用在波音系列飞机的航天系统上[12]。ARINC659总线是一种标准的多点串行通信总线，具有完备的数据确定性和容错性的特点。在航天器上应用ARINC659总线将很好地提高航天器的稳定性和可靠性。

CAN总线是德国BOSCH公司在20世纪80年代提出的一种串行数据通信协议，它是一种多主总线，通信介质可以是双绞线、同轴电缆或光导纤维。CAN总线以其强抗干扰性、高传输速率和低成本，从二十一世纪初便被广泛应用在航天领域，技术相对比较成熟，但是航天领域中CAN总线的拓扑结构还需要进行深入的研究[13]。

1553B总线最早与1973年由美国军方和政府提出，并一直沿用至今。我国从二十世纪末开始使用该标准，并进行修订和扩充，目前在我国的航空领域应用广泛。根据标准规定，一个1553B总线通信系统由总线控制器(BC)，远程终端(RT)和总线监控器(BM)三种节点终端组成。其中，BC负责总线上数据信息的传输，BM负责接收和记录总线上传输的信息，RT为子功能系统终端，RT的最大数量为31个，并且1553B采用双冗余结构来提高系统的稳定性[14]。总体来说，1553B具有可靠性高、抗干扰能力强、灵活、扩充和维护简便等特点。

IEEE 1394总线开始是一种商业串行接口标准，起源于Apple公司在上世纪80年代开发的FireWire。IEEE 1394的最高数据传输速率可达到400Mbps，支持即插即用、热插拔、点对点传输和异步数据传输[15]。IEEE 1394没有内部容错措施，可以通过冗余设计和使用抗辐射加固芯片来提高可靠性。

SpaceWire总线是由欧洲空间局(ESA)、美国宇航局(NASA)等多个宇航机构以及学术组织共同制定的一种高速、可升级、低功耗、低成本的串行总线。Space Wire总线网络由链路、节点和路由器组成，需要根据工程应用的需求来设计网络拓扑结构[16-17]。与国外的Space Wire总线研究相比，国内研究起步较晚，应用范围和技术水平均有一定差距。开展航天器上Space Wire总线研究将缩短我国与国外航天水平的差距。

表2 总线参数对比

通过对比上述几种总线性能可以看出RS-485总线价格低廉，可靠性较低，IEEE 1394、1553B总线成本高、功耗高，ARINC659总线，SpaceWire总线在微小卫星上应用很少，CAN总线价格低廉、可靠性高、应用广泛，本文推荐使用CAN总线作为微小卫星的总线。

2.3 星载操作系统

随着星载综合电子系统的功能和性能的大幅提升，采用实时操作系统是发展的必然趋势。实时操作系统不仅与星载综合电子系统的硬件资源存在密切关系，并且对软件的资源的管理和调度起着重要作用。

目前国内外开发了很多实时操作系统，比如军事和航天领域应用比较多的VxWorks 系统，μC/OS-II 系统等，发展迅速并具有大量使用者的FreeRTOS系统，国产新兴的大型实时SylixOS系统[18]。下面对各个操作系统进行简单介绍说明：

VxWorks是美国风河公司的产品，是目前嵌入式系统领域中应用很广泛，市场占有率比较高的嵌入式操作系统。VxWorks实时操作系统由400多个相对独立、短小精悍的目标模块组成，用户可根据需要选择适当的模块来裁剪和配置系统；提供基于优先级的任务调度、任务间同步与通信、中断处理、定时器和内存管理等功能，内建符合POSIX(可移植操作系统接口)规范的内存管理，以及多处理器控制程序；并且具有简明易懂的用户接口，在核心方面甚至可以微缩到8 KB。所以，它被广泛地应用在通信、军事、航空、航天等高尖技术及实时性要求极高的领域[19]。

μC/OS-II是在μC-OS的基础上发展起来的，是美国嵌入式系统专家Jean J.Labrosse用C语言编写的一个结构小巧、抢占式的多任务实时内核。μC/OS-II能管理64个任务，并提供任务调度与管理、内存管理、任务间同步与通信、时间管理和中断服务等功能，具有执行效率高、占用空间小、实时性能优良和可扩展性强等特点。μC/OS-II是一个结构简单、功能完备和实时性很强的嵌入式操作系统内核，适合开发那些对系统要求不是很苛刻，且RAM和ROM有限的各种小型嵌入式系统设备。目前已经推出了μC/OS-III，其在性能上有很大提升，但是在稳定性并不如μC/OS-II。

FreeRTOS是近几年发展非常迅速的一款同时具有实时性，开源性，可靠性，易用性，多平台支持等特点的实时操作系统。与其他系统相比，FreeRTOS具有可移植性非常好的C语言源代码结构，并且不受限制的实时任务数量和实时任务的优先级，其设计小巧，简单易用，具有很强的可扩展性。FreeRTOS目前有着大量的用户基数，在学习和开发上有着更加丰富的参考资料，这也提高了该系统的使用稳定性。经过安全认证的SafeRTOS便是基于FreeRTOS开发而来，所以对FreeRTOS的安全性也有了更多的保障。

SylixOS是一款开源实时操作系统，从2006年研发以来便一直发展进步，到现在已经是一款比较成熟的实时操作系统了。SylixOS作为嵌入式实时操作系统的后来者，使用了更先进的设计理念，使其安全性、可靠性达到甚至超过了众多实时操作系统，成为国内自主嵌入式实时操作系统的引领者。目前SylixOS 已成功应用于工业自动化与通信、武器装备及国防安全、新能源应用等国家基础领域中。但是由于其发展历程较短，SylixOS的通用性相对其他操作系统较差。

VxWorks操作系统在航天领域应用广泛，性能好，稳定性高，但该系统不开源，需要针对芯片开发BSP。SylixOS操作系统是一款国产操作系统，性能和稳定性都很高，但是应用较少。μC/OS-II和FreeRTOS是目前应用在微小卫星上最多的两款操作系统，有着很高的实时性和可靠性，并且其性能能满足微小卫星的任务需求。

3 未来发展趋势

随着航天技术的发展和卫星数目的不断增加，卫星在自主任务规划调度、自主健康管理等方面有了更多的需求[20]。自主运行控制是利用人工智能等现代控制技术，改革传统的任务运行和健康管理方式，使卫星能够自我管理并能完成任务，同时提高卫星系统性能，并减少运行成本。

(1)自主规划调度

规划与调度是卫星自主运行技术中最能体现其自主性和智能性的关键技术。规划是从某个特定问题状态出发，通过一系列动作来达到目标状态的过程。调度则是在规划完成后，为规划中的动作分配资源和时间。在卫星的自主运行控制过程中，资源和动作时间都会受到限制，所以要将规划与调度结合起来，充分考虑卫星的现有资源状态，选择最优动作来达到目标状态。

(2)自主健康管理

自主健康管理包括故障检测、故障定位和故障恢复等技术，是自主运行的重要组成部分。当星载综合电子系统偏离了正常状态时，则称系统处于故障状态，通过检测确定出故障出现的时间、地点和故障级别。故障恢复模块通过相应的修复技术来对系统进行修复，使系统能够正常运行。如果故障无法修复，则通过切换冗余备份的方式来使卫星恢复到正常工作状态。

故障检测的主要是对系统状态的监控，方法主要有极限检查和基于模型的检测。极限检查是指跟踪系统关键参数，将检测到的参数与正常工作时的参数作对比来判断其是否处于正常工作状态。基于模型的检测是指对系统建立模型，并在系统运行时按照系统的执行指令对模型进行推理运行,同时将系统当前的真实状态同模型中对应部分由推理得到的状态进行比较,如果当前状态偏离模型的预期,则认为系统处于故障状态。

(3)有效载荷自主处理

有效载荷自主处理是对卫星载荷得到的原始数据进行预处理，从中提取出有价值的信息，从而指导航天器的后续工作或将有价值的信息传给地面，这是卫星自主运行的高层次要求。例如遥感卫星对地球进行图像监测时，通过对获取的图像进行分析，可以发现火灾、水灾和地震等现象并进行高分辨率的成像，从而使地面获取更有价值的数据和资料。

4 结束语

星载综合电子系统作为微小卫星平台的重要组成部分，通过实现星载综合电子系统的硬件模块化、软件构建化、接口规范化与标准化来提高系统可靠性、缩短产品研制周期、节约研制成本。为了推动国家航天事业的发展，构建高性能、高可靠、多功能、智能化、小型化、产品化特性的微小卫星综合电子系统是满足未来任务需要的必然之路。