一种卫星有效载荷的控制系统的制作方法

本发明涉及航天电子设备领域，具体地，涉及一种卫星有效载荷的控制系统。

背景技术：

卫星有效载荷是指装载卫星上以完成特定任务的仪器、设备或分系统，需要一种控制系统和方法对其进行控制和调度管理。

由于通常的cpci总线不能实现系统卡的重构，不能进行冗余设计，因此一直没有融合应用在卫星有效载荷控制系统中。在对卫星有效载荷控制系统的研究中，可以提高卫星有效载荷控制系统性能，但是难点在于保证其高可靠性。同时，对卫星有效载荷控制系统运行中产生的问题进行定位也是一个关键点。如何实现自主可控并且在同可靠性下拥有较高性能的卫星有效载荷控制系统来面对日益复杂的航天任务的挑战是一个需要解决的问题。

技术实现要素：

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种卫星有效载荷的控制系统。

根据本发明提供的一种卫星有效载荷的控制系统，包括互为备份的第一主机和第二主机，所述第一主机和所述第二主机内部为可热插拔的模块化设备，各模块化设备之间采用cpci总线连接，所述模块化设备包括：处理器模块、通信模块和指令模块。

较佳的，所述处理器模块包括：处理器、存储器、时钟电路、复位控制电路、调试串口、总线隔离驱动电路和fpga；

所述处理器通过所述总线隔离驱动电路连接所述存储器和所述fpga，所述时钟电路、所述复位控制电路和所述调试串口连接所述处理器。

较佳的，所述存储器包括：flash、sram、sdram或eeprom。

较佳的，所述通信模块包括：fpga、总线隔离驱动电路、1553b总线控制电路、can总线控制电路、isa总线插座和cpci总线接口；

所述fpga通过所述总线隔离驱动电路连接所述1553b总线控制电路和所述isa总线插座，所述fpga连接所述can总线控制电路和所述cpci总线接口。

较佳的，所述can总线控制电路通过收发器连接can总线。

较佳的，所述指令模块包括：fpga、总线隔离驱动电路、isa总线接口和cpci总线接口，所述fpga通过所述总线隔离驱动电路连接所述isa总线接口，所述cpci总线接口连接所述fpga，由fpga控制oc指令输出和采集外部遥测量输入。

较佳的，所述卫星有效载荷的控制系统还包括电源模块，所述电源模块包括互为备份的两个dc-dc模块，分别连接所述第一主机和所述第二主机，所述两个dc-dc模块通过继电器通道切换。

较佳的，所述第一主机和所述第二主机内的模块化设备以及所述电源模块分别安装于金属模块盒中，每个金属模块盒可插拔电连接在机箱中，所述机箱表面阳极氧化处理。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明使用国产宇航级器件和整机级的冷备份的设计方式来提高了卫星有效载荷控制方法的高可靠性、长寿命解决方案。同时支持reworks和vxworks实时操作系统，具备指令输出、can总线和1553b总线进行任务调度和控制能力、内部健康管理、冗余备份、应用软件上注等功能。该发明旨在实现宇宙空间环境要求下，对控制指令的接收与解析、任务计算和处理。整机借用标准的cpci总线结构，实现星载计算机模块(6u)标准化设计，并具备一定的扩展能力；该结构较以往星载计算机设计灵活，方便系统维修。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明的整机框图；

图3为本发明处理器模块的结构示意图；

图4为本发明通信模块的结构示意图；

图5为本发明指令模块的结构示意图；

图6为本发明电源模块的结构示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1、图2所示，根据本发明提供的一种卫星有效载荷的控制系统，包括互为备份的第一主机和第二主机，支持冷备和热备。第一主机和第二主机内部为可热插拔的模块化设备，各模块化设备之间采用cpci总线连接，便于系统的扩展和模块的更换。模块化设备包括：处理器模块、通信模块和指令模块。软件部分包括引导软件和fpga软件。fpga软件运行于各模块的fpga上，负责各功能模块上的译码控制、通信接口管理、指令控制、数据管理等功能。引导软件主要实现了处理器模块上电后的硬件初始化、硬件自检测以及引导应用程序，运行成功后，根据约定标志从eeprom中引导或从flash引导。第一主机和第二主机内的模块化设备以及电源模块分别安装于金属模块盒中，以增加产品的可靠性以及抗辐照和抗单粒子功能。每个金属模块盒可插拔电连接在机箱中，机箱表面阳极氧化处理。

如图3所示，处理器模块包括：处理器bm3803mg、存储器(flash、sram、sdram或eeprom)、时钟电路、复位控制电路、调试串口、总线隔离驱动电路和fpga；处理器通过总线隔离驱动电路连接存储器和fpga，时钟电路、复位控制电路和调试串口连接处理器，利用fpga实现标准cpci接口。处理器模块的内存的分配及使用情况如下：

a)sram大小为8mb，具有edac功能，由4片512k×32芯片组成，sram(512k×32)分别分配在cpu的4个ram块区间nramcs0～3，sram内部带edac纠检错功能。

b)prom大小为32kb，由1片32k×8位的芯片组成，分配在cpu的bootprom内存区间，调试时使用相同大小的eeprom替代；

c)e2prom/flash大小各为2mb，由2片1024k*8bit的e2prom芯片组成，4片512k*8bit的flash芯片组成用于存储数据或程序。

如图4所示，通信模块包括：fpga、总线隔离驱动电路、1553b总线控制电路、can总线控制电路、isa总线插座和cpci总线接口；fpga通过总线隔离驱动电路连接1553b总线控制电路和isa总线插座，fpga连接can总线控制电路和cpci总线接口。can总线控制电路通过收发器连接can总线。通信模块+5v、+3.3v由电源模块输入，模块所用的2.5v、1.8v等电压由低压差三端稳压器通过+5v电源电压转换提供。

如图5所示，指令模块包括：fpga、总线隔离驱动电路、isa总线接口和cpci总线接口，fpga通过总线隔离驱动电路连接isa总线接口，cpci总线接口连接fpga，由fpga控制oc指令输出和采集外部遥测量输入。指令输出模块实现对外执行机构终端设备的控制，由译码电路、指令输出驱动和滤波等功能组成，输出方式设计为集电极开路控制，用于开关指令的输出控制。指令模块+5v、+3.3v供电由电源模块输入，指令模块所用的2.5v等低电压由低压差三端稳压器通过+5v电压转换提供。

如图6所示，卫星有效载荷的控制系统还包括电源模块，电源模块包括互为备份的两个dc-dc模块，分别连接第一主机和第二主机，两个dc-dc模块通过继电器通道切换。整机供电输入电压为+28v，两个电源模块分别对主份、备份功能模块供电。使用继电器切换的方式控制主备份电路上下电，继电器工作电压+28v，控制切换采用脉冲控制，脉冲幅值为12vdc，脉宽为100ms。

本实施例较现有技术相比优势在于：

1.整机结构设计灵活，方便系统维修，并具备一定的扩展能力；

2.通过对系统的健康管理以及遥测输出，可准确定位问题；

3.比以往相同可靠度的星载计算机处理速度较高，整数运算能力达到60mips，浮点运算能力：20mflops。

本发明实现卫星有效载荷控制计算系统全国产化，采用了cpci标准设计的系统，可灵活的实现该系统，方便系统维修；支持卫星载荷常用的多种通信与控制接口、遥测采集接口，同时通过对本系统的内部健康管理电路，可实现卫星控制系统的工作状态实时监控。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。