陳建岳，侯 超，劉魯江，施飛舟，涂志均，王立勝，蓋建寧，韓 瀟

(上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109)

0 引 言

嫦娥五號(hào)的任務(wù)是實(shí)現(xiàn)月球無人采樣返回。探測(cè)器系統(tǒng)由軌道器、著陸器、上升器和返回器組成，其中軌道器主要承擔(dān)地球軌道與環(huán)月軌道之間的空間往返運(yùn)輸任務(wù)，包括攜帶著陸器、上升器和返回器完成地月轉(zhuǎn)移、中途修正和近月制動(dòng)；進(jìn)入環(huán)月軌道后，將著陸器和上升器分離，攜帶返回器留軌；與從月面起飛、進(jìn)入環(huán)月軌道的上升器交會(huì)對(duì)接，將樣品轉(zhuǎn)移至返回器，并將上升器分離；攜帶返回器進(jìn)入月地轉(zhuǎn)移軌道，在地球附近將返回器分離，并保證其再入初始條件。

軌道器功能極其復(fù)雜，再加上受運(yùn)載能力、測(cè)控范圍、空間環(huán)境等一系列條件制約，在面臨比傳統(tǒng)航天器更加苛刻的重量、體積、功耗要求下，必須達(dá)到更強(qiáng)的自主管理能力、更強(qiáng)的信息融合能力、更強(qiáng)的故障診斷及恢復(fù)能力。因此，必須采取綜合電子模塊化、集成化的設(shè)計(jì)思路，打破傳統(tǒng)航天器的分系統(tǒng)劃分，在保證可靠性的前提下最大程度地減輕電子系統(tǒng)及電纜的總重量，按照系統(tǒng)配置最優(yōu)原則，對(duì)平臺(tái)的所有電子需求和功能進(jìn)行融合，采用系統(tǒng)集成、功能集成和部件集成技術(shù)，對(duì)軌道器各個(gè)傳統(tǒng)分系統(tǒng)的電子設(shè)備進(jìn)行一體化綜合設(shè)計(jì)。

軌道器綜合電子采用模塊化設(shè)計(jì)思路，按照飛行器電子系統(tǒng)需求分類，設(shè)計(jì)成可以通用的模塊，同樣的模塊可以在不同的單機(jī)、不同的分系統(tǒng)使用。此外，通用模塊減少了技術(shù)狀態(tài),減少了元器件種類和數(shù)量,增加了系統(tǒng)的可靠性。綜合電子核心計(jì)算機(jī)采用可重構(gòu)技術(shù)，可以工作在雙機(jī)熱備份或者雙機(jī)冷備份模式。在重要的變軌段可工作在熱備份模式,提高容錯(cuò)能力；在巡航段可以工作在冷備份模式，節(jié)省功耗。

1 國(guó)內(nèi)外發(fā)展情況

1.1 國(guó)外發(fā)展情況

國(guó)外衛(wèi)星電子系統(tǒng)的發(fā)展有集中化、綜合化的趨勢(shì)[1-3]。美國(guó)的火星探測(cè)器Sojouner電子系統(tǒng)重量?jī)H為1.5 kg,共2塊板，其中一塊為電源板，另一塊為功能板，完成通信、遙控、遙測(cè)、姿軌控、探測(cè)數(shù)據(jù)處理等所有任務(wù)[4]。2003年發(fā)射的“機(jī)遇”號(hào)和“勇氣”號(hào)也運(yùn)用了綜合電子技術(shù)，RAD6000作為核心處理器，完成了遙控、遙測(cè)、路徑規(guī)劃、自主導(dǎo)航、電機(jī)控制、圖像采集和載荷管理等任務(wù)[5]。

歐洲的PROBA系列小衛(wèi)星使用綜合電子技術(shù)集成了姿軌控、數(shù)據(jù)管理等功能[6]。SPACEBUS平臺(tái)采用先進(jìn)的綜合電子系統(tǒng)，由衛(wèi)星管理單元(SMU)1臺(tái)、電源調(diào)節(jié)器(PCU)1臺(tái)、平臺(tái)接口單元(PFDIU)1臺(tái)、有效載荷接口單元(PLDIU)2臺(tái)構(gòu)成。衛(wèi)星管理單元通過外部數(shù)據(jù)總線與接口單元進(jìn)行信息交互，完成姿軌控、數(shù)據(jù)管理、供配電、有效載荷管理等功能[7],SPACEBUS綜合電子系統(tǒng)框圖如圖1所示。

圖1 SPACEBUS綜合電子系統(tǒng)框圖Fig.1 Block diagram of SPACEBUS integrated electronics

在單機(jī)設(shè)計(jì)層面，SPACEBUS采用了模塊化的設(shè)計(jì)思路，每個(gè)模塊完成衛(wèi)星的一種功能，各模塊內(nèi)部大量采用專用集成電路，功能密度是國(guó)內(nèi)傳統(tǒng)單機(jī)的數(shù)倍,SPACEBUS電子單機(jī)模塊化設(shè)計(jì)如圖2所示。模塊分類上，含處理器模塊(Processor module)、遙測(cè)模塊(Telemetry module)、遙控模塊(Telecommand module)、大容量存儲(chǔ)模塊(Mass-memory module)、電源模塊(DC/DC module)、用戶I/O模塊(I/O module)等。將其中的模塊進(jìn)行不同的組合，可形成不同功能的電子單機(jī)。

圖2 SPACEBUS電子單機(jī)模塊化設(shè)計(jì)Fig.2 Modular design of SPACEBUS electronic unit

1.2 國(guó)內(nèi)發(fā)展情況

國(guó)內(nèi)星上電子系統(tǒng)以高性能中心計(jì)算機(jī)為核心，形成分級(jí)分布式體系結(jié)構(gòu)[8-13]。綜合電子分系統(tǒng)以中心計(jì)算機(jī)為核心，一般配置有多個(gè)分布在不同艙段的遠(yuǎn)置單元，協(xié)同中心計(jì)算機(jī)完成信息處理、數(shù)據(jù)管理、驅(qū)動(dòng)控制等任務(wù)。這種分級(jí)分布式結(jié)構(gòu)，以嵌入式計(jì)算機(jī)和通信網(wǎng)絡(luò)為核心，系統(tǒng)中各功能模塊之間耦合度不高、獨(dú)立性好，缺點(diǎn)是系統(tǒng)集成度低。

嫦娥三號(hào)巡視器采用了綜合電子設(shè)計(jì)思路，包括中心計(jì)算機(jī)、容錯(cuò)管理、二次電源、電機(jī)控制組件、遙控處理、遙測(cè)處理、火工品與熱控處理、供配電處理等模塊，實(shí)現(xiàn)遙控指令上行、遙測(cè)信息下行、配電管理、火工品控制、熱控管理、電機(jī)控制、導(dǎo)航、定位、協(xié)調(diào)控制、載荷管理等復(fù)雜功能[14]。整個(gè)巡視器只有一臺(tái)綜合電子單機(jī)，沒能體現(xiàn)出模塊復(fù)用帶來的優(yōu)勢(shì)。

2 月球軌道器模塊化綜合電子設(shè)計(jì)

2.1 綜合電子體系架構(gòu)設(shè)計(jì)

軌道器體量較大，分為支撐艙、對(duì)接艙、儀器艙和推進(jìn)艙。按照大型航天器的電子設(shè)計(jì)思路，采用分布式總線網(wǎng)絡(luò)控制的架構(gòu)，結(jié)合軌道器的構(gòu)型與布局，綜合電子設(shè)計(jì)4臺(tái)單機(jī)，分別是系統(tǒng)綜合管理單元(SMU)、數(shù)據(jù)綜合接口單元(DIU)、對(duì)接與樣品轉(zhuǎn)移綜合管理單元(DMU)和推進(jìn)艙綜合管理單元(PEU),軌道器綜合電子體系架構(gòu)圖如圖3所示。其中，SMU和DIU放置于儀器艙，呈180°布置，DMU放置于對(duì)接艙，PEU放置于推進(jìn)艙。SMU作為4臺(tái)單機(jī)的核心，通過1553B總線對(duì)其他3臺(tái)單機(jī)實(shí)施控制，共同實(shí)現(xiàn)軌道器電子系統(tǒng)的功能。

圖3 軌道器綜合電子體系架構(gòu)圖Fig.3 Integrated electronics architecture of orbiter

系統(tǒng)綜合管理單元(SMU)主要實(shí)現(xiàn)軌道器自主控制、器務(wù)管理、遙控終端、部分儀器艙遙測(cè)采集、遙測(cè)編碼和PSK輸出、大容量數(shù)據(jù)存儲(chǔ)和數(shù)傳編碼、部分儀器艙加熱器控制等功能。

數(shù)據(jù)綜合接口單元(DIU)主要實(shí)現(xiàn)太陽翼和定向天線驅(qū)動(dòng)控制、部分儀器艙遙測(cè)采集和間接指令輸出、加熱器控制、力學(xué)參數(shù)采集、軌道器主配電控制、火工品控制等功能。

對(duì)接與樣品轉(zhuǎn)移綜合管理單元(DMU)主要完成對(duì)接與樣品轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)的5臺(tái)直流無刷電機(jī)控制及對(duì)應(yīng)旋變和開關(guān)信號(hào)采集，負(fù)責(zé)對(duì)接艙的遙測(cè)采集、加熱器控制和部分間接指令輸出。

推進(jìn)艙綜合管理單元(PEU)主要負(fù)責(zé)推進(jìn)艙的遙測(cè)采集、加熱器控制和部分間接指令輸出，并通過422接口對(duì)推進(jìn)線路盒實(shí)施控制和采集狀態(tài)遙測(cè)。

此外，軌道器SMU通過1553B總線向著陸-上升組合體和返回器轉(zhuǎn)發(fā)來自軌道器測(cè)控通道的間接指令，接收著陸-上升組合體和返回器的遙測(cè)數(shù)據(jù)經(jīng)軌道器下行通道下傳。SMU也可接收來自著陸-上升組合體的遙控指令。軌道器GNC中心控制單元(CCU)和導(dǎo)航接收機(jī)(GNSS)也通過1553B總線受軌道器SMU控制。

2.2 綜合電子模塊劃分

對(duì)軌道器綜合電子的功能需求進(jìn)行詳細(xì)梳理，并結(jié)合系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)，按照模塊化設(shè)計(jì)思路，保證模塊之間易于集成、接口簡(jiǎn)單可靠、故障易于隔離，共規(guī)劃了18種功能模塊，然后通過各種模塊的組合形成綜合電子的4臺(tái)單機(jī),軌道器綜合電子模塊劃分表見表1。

表1 軌道器綜合電子模塊劃分表Table 1 Table of integrated electronics modules of orbiter

2.3 綜合電子通用化內(nèi)總線設(shè)計(jì)

綜合電子分系統(tǒng)各單機(jī)均采用層疊式結(jié)構(gòu)，使用內(nèi)部互連接插件連接單機(jī)內(nèi)各個(gè)模塊。模塊間通過內(nèi)總線進(jìn)行電源、數(shù)據(jù)和控制信號(hào)的傳輸，并在CPU的統(tǒng)一控制下協(xié)調(diào)工作。軌道器選用的CPU為TSC695F和80C32兩款，分別針對(duì)復(fù)雜計(jì)算功能和一般控制兩種應(yīng)用場(chǎng)合。針對(duì)上述兩款CPU的時(shí)序特點(diǎn)，同時(shí)考慮到一些通用模塊要同時(shí)適應(yīng)兩種CPU內(nèi)總線，對(duì)TSC695F內(nèi)總線和80C32內(nèi)總線進(jìn)行了統(tǒng)一的定義，使通用模塊可以兼容兩種內(nèi)總線。

內(nèi)總線定義主要涉及信號(hào)定義、時(shí)序定義、供電和控制模式幾個(gè)方面。

內(nèi)總線信號(hào)定義包含電源線及其回線、數(shù)據(jù)線、地址線、讀寫控制線、忙閑狀態(tài)線、自定義信號(hào)線等。CPU產(chǎn)生的地址、數(shù)據(jù)和控制信號(hào)通過內(nèi)總線接插件傳送給各個(gè)IO模塊，進(jìn)行內(nèi)總線操作的時(shí)序控制。為保證可靠性，內(nèi)總線信號(hào)均設(shè)計(jì)為雙點(diǎn)雙線，連接到內(nèi)總線的信號(hào)使用隔離芯片進(jìn)行驅(qū)動(dòng)。

內(nèi)總線時(shí)序定義規(guī)定了CPU模塊對(duì)IO模塊進(jìn)行操作的方式，以CPU芯片的時(shí)序?yàn)橹?，由CPU模塊上的FPGA進(jìn)行適應(yīng)性改進(jìn)，以達(dá)到對(duì)掛在內(nèi)總線上IO模塊控制的目的。CPU對(duì)IO模塊的控制主要通過讀和寫兩種時(shí)序來完成。

內(nèi)總線供電指內(nèi)總線為掛在其上的模塊提供二次電源及回線的能力。二次電源及回線由電源模塊產(chǎn)生，它為內(nèi)總線提供A機(jī)5 V、A機(jī)+12 V、A機(jī)-12 V、B機(jī)5 V、B機(jī)+12 V、B機(jī)-12 V共6檔電源，以及公用的模擬地、數(shù)字地。模塊若需使用3.3 V、2.5 V等其它電源，可使用總線提供的5 V電源自行轉(zhuǎn)換。

內(nèi)總線控制模式設(shè)計(jì)兼顧了冷/熱備份工作模式。設(shè)計(jì)有控制權(quán)狀態(tài)信號(hào)，用于熱備份控制計(jì)算機(jī)進(jìn)行輸出信號(hào)控制；設(shè)計(jì)有自主開機(jī)信號(hào)，熱備份單機(jī)連接開雙機(jī)指令線，冷備份單機(jī)連接開B關(guān)A指令線；設(shè)計(jì)有復(fù)位信號(hào)，為模塊提供上電復(fù)位和遙控復(fù)位能力；設(shè)計(jì)有5個(gè)時(shí)鐘信號(hào)，由CPU模塊上的同一個(gè)時(shí)鐘源分頻產(chǎn)生，便于IO模塊進(jìn)行同步邏輯設(shè)計(jì)。

2.4 綜合電子單機(jī)組成

綜合電子4臺(tái)單機(jī)由18種模塊共34塊板組成。

系統(tǒng)綜合管理單元(SMU)單機(jī)為主、備機(jī)熱備份系統(tǒng)(可冷備使用)，由9種類別共11個(gè)功能模塊組成，分別為高性能計(jì)算機(jī)模塊2塊、間接指令與遙測(cè)采集模塊2塊、遙控處理模塊1塊、直接指令驅(qū)動(dòng)模塊1塊，遙測(cè)處理與頻標(biāo)模塊1塊、大容量固存及復(fù)接模塊1塊、二次電源模塊1塊，配電b模塊1塊、加熱器控制模塊1塊。

數(shù)據(jù)綜合接口單元(DIU)為主、備機(jī)冷備份系統(tǒng)，由8種類別共11個(gè)功能模塊組成，分別為步進(jìn)電機(jī)控制模塊2塊、加熱器控制模塊1塊、間接指令與遙測(cè)采集模塊2塊、雙冗余智能處理器模塊1塊、二次電源與配電模塊1塊、力學(xué)環(huán)境檢測(cè)模塊1塊、火工品控制a/b模塊共2塊、配電a模塊1塊。

對(duì)接與樣品轉(zhuǎn)移綜合管理單元(DMU)為主、備機(jī)冷備份系統(tǒng)。由5種類別7個(gè)功能模塊組成，包括雙冗余智能處理器模塊1塊、二次電源與配電模塊1塊、加熱器控制模塊1塊、直流無刷電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊3塊、遙測(cè)采集模塊1塊。

推進(jìn)艙綜合管理單元(PEU)為主、備機(jī)冷備份系統(tǒng)，由4種類別共5個(gè)模塊組成，包括二次電源與配電模塊1塊、雙冗余智能處理器模塊1塊、遙測(cè)采集模塊1塊、加熱器控制模塊2塊。

2.5 綜合電子信息流設(shè)計(jì)

綜合電子作為軌道器的電子信息平臺(tái)，信息流主要包括遙控上行、遙測(cè)下行、數(shù)傳下行等方面,綜合電子信息流圖如圖4所示。

圖4 綜合電子信息流圖Fig.4 Integrated electronics information flow chart

遙控上行，綜合電子與測(cè)控應(yīng)答機(jī)的上行接口為PSK視頻信號(hào)。SMU的遙控處理模塊接收來自應(yīng)答機(jī)的遙控上行PSK信號(hào)，解調(diào)處理后生成PCM信號(hào)，如果是直接指令則根據(jù)碼表譯碼后直接輸出；如果是間接指令或者注數(shù)，與SMU相關(guān)的則SMU自行處理，其余的通過1553B總線轉(zhuǎn)發(fā)給DIU、DMU或者PEU，由它們負(fù)責(zé)分管區(qū)域的間接指令輸出。

遙測(cè)下行，綜合電子4臺(tái)單機(jī)均裝有遙測(cè)采集線路，分別負(fù)責(zé)各自區(qū)域的模擬量/溫度量采集，采集后得到的數(shù)字量分別按照CCSDS的格式要求封裝成EPDU數(shù)據(jù)包，然后經(jīng)SMU調(diào)度通過1553B總線發(fā)送給SMU匯總，SMU再將這些數(shù)據(jù)包封裝成CADU，發(fā)送給SMU的遙測(cè)處理及頻標(biāo)模塊，信道編碼處理后，轉(zhuǎn)換成PSK信號(hào)輸出至測(cè)控應(yīng)答機(jī)下行。

數(shù)傳下行，SMU大容量固存與復(fù)接模塊通過LVDS接口接收?qǐng)D像數(shù)據(jù)、力學(xué)參數(shù)數(shù)據(jù)、遙測(cè)備份數(shù)據(jù)等，完成數(shù)據(jù)的復(fù)接、存儲(chǔ)，并按照CCSDS的格式要求將這些數(shù)據(jù)封裝成CADU，最后通過LVDS接口發(fā)送給測(cè)控應(yīng)答機(jī)數(shù)傳通道下行。

3 可重構(gòu)計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)

綜合電子系統(tǒng)綜合管理單元(SMU)是軌道器電子平臺(tái)的核心，考慮可靠性及不同飛行階段的任務(wù)需求，SMU計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)成可雙熱機(jī)工作，也可一冷一熱工作。正常情況下，SMU工作在雙熱機(jī)模式，在一機(jī)故障的情況下，可切換控制權(quán)；也可關(guān)閉故障的一機(jī)，工作在冷備份工作模式下。由于雙熱機(jī)工作模式功耗較大，在極端能源短缺情況下，也可降級(jí)為冷備份工作模式。

3.1 雙熱工作模式設(shè)計(jì)

對(duì)熱備份單機(jī)，冗余切換包括控制權(quán)的切換和雙機(jī)電源的切換,熱備份模式系統(tǒng)原理圖如圖5所示。第一級(jí)切換為控制權(quán)切換，可自主或通過地面遙控實(shí)施，第二級(jí)切換為電源切換(開關(guān)機(jī))，由地面遙控實(shí)施。

圖5 熱備份模式系統(tǒng)原理圖Fig.5 System schematic diagram of hot redundancy mode

在熱備份方案中需設(shè)計(jì)一個(gè)控制權(quán)信號(hào)，通過自主或遙控切換，使得主份或備份單機(jī)對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行控制，同一時(shí)刻只允許有權(quán)的機(jī)器對(duì)外輸出，無權(quán)的機(jī)器對(duì)外輸出信號(hào)被自動(dòng)隔離。主、備份單機(jī)定時(shí)進(jìn)行狀態(tài)自檢，并將自檢信息通過遙測(cè)信道下傳，供地面判斷其健康情況，必要時(shí)進(jìn)行遙控切換。未取得控制權(quán)的單機(jī)對(duì)主份單機(jī)進(jìn)行狀態(tài)監(jiān)測(cè)，必要時(shí)可發(fā)出自主切權(quán)指令進(jìn)行奪權(quán)。

自主奪權(quán)狀態(tài)下，B機(jī)電路接收A機(jī)正常信號(hào),自主奪權(quán)原理圖如圖6所示。在允許自主情況下B機(jī)監(jiān)測(cè)到A機(jī)正常信號(hào)無效，會(huì)給軟件一個(gè)狀態(tài)標(biāo)志，B機(jī)可以發(fā)奪權(quán)指令，讓硬件產(chǎn)生連續(xù)的指令脈沖。該脈沖通過積分電路累積到若干次時(shí)，通過切權(quán)繼電器將控制權(quán)賦給B機(jī)。

圖6 自主奪權(quán)原理圖Fig.6 Schematic diagram of seizing power independently

3.2 冷冗余工作模式設(shè)計(jì)

SMU在雙熱機(jī)模式下，可進(jìn)入冷備份狀態(tài),冷備份工作模式的切機(jī)控制如圖7所示。雙熱機(jī)時(shí)有控制權(quán)的單機(jī)執(zhí)行任務(wù),地面發(fā)開A關(guān)B遙控指令進(jìn)入冷備份主份A機(jī)工作狀態(tài)。A機(jī)出現(xiàn)異常時(shí)，如果1分鐘內(nèi)發(fā)生4次看門狗動(dòng)作，在允許自主狀態(tài)下A機(jī)會(huì)發(fā)出開A開B指令進(jìn)入雙熱機(jī)模式。此外地面通過遙測(cè)判斷A機(jī)異常，可以發(fā)遙控開A開B指令進(jìn)入雙熱機(jī)。此時(shí)地面可以遙控切B權(quán)；在允許自主狀態(tài)下，B機(jī)沒有檢測(cè)到A機(jī)正常信號(hào)，或者通過雙機(jī)通信判斷A機(jī)異常，可以發(fā)自主切B權(quán)指令?？刂茩?quán)切到B機(jī)后進(jìn)入備份單機(jī)工作模式，地面通過開B關(guān)A遙控指令可關(guān)閉A機(jī)。

圖7 冷備份工作模式下的切機(jī)控制Fig.7 Machine switching in cold redundancy mode

4 結(jié) 論

可重構(gòu)模塊化綜合電子給嫦娥五號(hào)軌道器電子平臺(tái)提供了一個(gè)解決方案，與傳統(tǒng)衛(wèi)星電子系統(tǒng)相比，軌道器綜合電子系統(tǒng)做到了功能融合、接口統(tǒng)一、系統(tǒng)集成，大幅度降低了系統(tǒng)的重量和功耗。運(yùn)用模塊化、可重構(gòu)的方法構(gòu)建了一個(gè)靈活的電子系統(tǒng)，通過模塊之間的組合，可以快速組成電子單機(jī)和電子系統(tǒng)。這種綜合電子系統(tǒng)對(duì)后續(xù)型號(hào)具有很好的借鑒意義。