作者 賈艷勝 鐘金鳳 汪禮成 林榮峰 周勝良 上海航天控制技術研究所(上海 200233)

賈艷勝(1983-)，男，工程師，研究方向：衛星星載軟件設計。

摘要：對基于綜合電子計算機的衛星姿軌控系統和星務系統的軟件協同運行及仿真技術進行了研究。介紹了綜合電子計算機的硬件組成，對綜合電子控制系統聯合仿真進行了軟件框架設計、數據池數據結構設計、數據池操作接口函數等設計。并針對該計算機設計了一種控制系統聯合仿真閉環驗證系統。試驗結果滿足控制系統的各項指標要求，整個聯合仿真技術為衛星綜合電子技術的應用提供了參考依據。

引言

　　衛星控制系統和星務系統是衛星平臺的兩個功能獨立的大系統，傳統衛星的姿軌控計算機與總體星務計算機是獨立的兩臺單機，系統間通過1553B總線或CAN總線進行數據交互。交互的數據復雜，軟件的通用性和繼承性較差。綜合電子計算機立足于建立未來型號的通用性與標準化，為衛星平臺提供統一的數據管理、控制與數據處理等業務。綜合電子對各個分系統硬件進行了集成，大大提高了硬件和軟件的復用程度，并且降低了整星的質量、體積和功耗。

　　本文針對綜合電子計算機進行軟件架構設計，把星務軟件和姿軌控軟件集成為一套軟件系統運行在衛星管理單元中，并在硬件上設計了一種基于綜合電子計算機的控制系統閉環仿真系統，仿真結果表明控制指標及實時性滿足系統要求，對后續綜合電子衛星控制系統的地面仿真技術有很大的工程應用價值。

1 綜合電子計算機系統組成

　　綜合電子計算機主要由以下幾部分組成：

　　(1)通用處理器A模塊，綜合電子軟件的硬件載體是衛星大腦。軟件按功能分為姿控和星務兩部分。姿控部分主要完成衛星的姿態控制和軌道控制;星務部分負責接收遙控包，解析后執行或轉發，同時還負責遙測組包、組幀、加擾后送“信道關口模塊”的工作。

　　(2)通用處理器B模塊與通用處理器A模塊功能相同，并互為主備份。

　　(3)A/D采集模塊：負責采集各個單機的模擬量信息。

　　(4)信道關口模塊：完成遙測遙控明密狀態管理。

　　(5)時基&串行IO模塊Ⅰ型、II型、III型：Ⅰ型負責接收通用處理模塊及信道關口模塊的遙控輸入，根據遙控包識別區分輸出對象，實行信號的轉發;II型、III型主要實現了多路通用RS422串口的收發功能、多路同步信號SYNC功能、多路輸出RTS請求信號功能，提供時間基準、電磁閥輸出、自鎖閥輸出、D/A輸出、切權指令等功能。

　　(6)配電模塊和功率驅動模塊：主要通過電源板對各個模塊進行供配電，并對特定信號進行功率放大。

　　(7)1553B總線模塊：主要與其他分系統進行數據交互。

2 多系統軟件系統設計

　　綜合電子計算機使用的中央處理器為AT697，遵循SPARC V8指令集。編程語言采用Ada語言。

　　在綜合電子系統軟件中，姿軌控軟件與綜合電子軟件共同運行，由調度內核負責調度。

2.1 軟件調度模式及訪問約束

　　綜合電子軟件與姿軌控軟件間的調度關系采用多任務調度模式，設計4個任務：背景任務、調度主任務、姿軌控任務和遙控任務，優先級依次提高。

　　在多任務結構中，為防止資源訪問沖突，需對軟硬件接口資源的互斥訪問進行約束。

　　硬件接口采取隔離訪問的方式，以避免硬件信號鎖定引起的多任務間調度互鎖。其中，時基IO板II、III型訪問的姿軌控單機接口由姿軌控軟件訪問，信道關口模塊、時基IO板I型、1553B總線接口都由綜合電子軟件訪問;通用處理器模塊中的資源需要根據應用情況作進一步地隔離分工，原則上對該模塊上的兩個軟件配置項公用硬件資源姿軌控軟件只可讀不可寫。

　　所有串口單機的數據采集由姿軌控軟件完成，模擬量數據、IO數據和遙控數據等由綜合電子軟件采集，姿軌控軟件不得操作相應的硬件單元。

　　兩個軟件配置項間的數據接口采取數據池的方式通信，通過保護對象、握手信號等手段保證數據的完整性。

2.2 軟件框架設計

　　軟件框架設計如圖1所示。圖中的星務軟件列出了與姿軌控相關模塊的數據流和控制流。

　　A.姿軌控軟軟件

　　采集姿軌控系統內部各單機的數據，按照姿態控制算法進行衛星的姿態軌道計算和控制計算，生成控制指令發給相應的執行機構，同時接收地面的遙控數據，向星務系統發送遙測參數。

　　(1)陀螺組合、紅外地球敏感器、反作用飛輪單機通過異步RS422串口與綜合電子計算機相連，數據采集由姿軌控軟件直接采集獲取;

　　(2)星敏感器通過同步RS422串口與綜合電子計算機相連，位于綜合電子計算機中的時基&IO模塊III型板，星敏感器數據的采集由姿軌控軟件直接采集獲取。

　　為避免硬件信號鎖定引起的多任務間調度互鎖，星務軟件不對異步RS422和同步RS422進行訪問。

　　B.星務軟件

　　星務軟件負責處理遙控遙測信息，采集除串口外所有的控制系統的模擬量數據、數字量數據，同時負責向磁力矩器發送控制指令，向推力器發送噴氣指令。具體如下：

　　(1)遙控：綜合電子的遙控直接指令、間接指令與注數均按照CCSDS分包遙控標準進行遙控數據幀組幀。采用遙控中斷方式接收遙控數據，對接收到的遙控數據進行CRC校驗。

　　(2)遙測：綜合電子的遙測按照CCSDS分包遙測標準進行遙測數據幀組幀。

　　(3)數據采集：采集姿控模擬量數字量。

　　(4)指令輸出：執行磁力矩器和推力器控制指令。

　　C.數據池

　　綜合電子軟件和姿軌控軟件間的數據池包括以下幾類：測量數據、遙控數據、遙測數據、控制指令、時鐘接口，分別對這些數據進行說明。

　　(1)測量數據：由綜合電子軟件統一采集，供姿軌控軟件讀取使用，這些數據包括：三軸磁強計數據、0-1式太陽敏感器數據、模擬式太陽敏感器、單機加斷電、星箭分離和控制權狀態。

　　(2)遙控數據：星務軟件按照CCSDS包格式組幀，以整包形式將遙控數據轉發給姿軌控軟件。

　　(3)遙測數據：姿軌控軟件產生的遙測按照CCSDS標準進行組包，通過數據池發送給星務軟件，星務軟件按照CCSDS標準負責遙測數據的組包、組幀和發送。

　　(4)控制指令：姿軌控軟件計算得到的磁力矩器指令和噴氣指令通過數據池發給星務軟件，星務軟件負責把控制指令發往內部功能模塊和指令輸出模塊。

　　(5)時鐘接口：星務軟件通過數據池向姿軌控軟件提供訪問系統時鐘的接口。

3 聯合仿真設計

　　為了使姿軌控和星務在綜合電子計算機中能夠協同運行，以及驗證采用上述軟件設計的姿軌控軟件運行的時間消耗、實時性和系統控制效果是否滿足預期要求，設計仿真驗證系統如圖2。

　　將綜合電子工程樣機與DSPACE動力學仿真設備相連，通過星載軟件監控臺加載與顯示終端PC機加載綜合電子軟件目標代碼，并與遙測PC機、遙控PC機、數據庫PC機、動力學顯示與控制終端PC機一起共同組成姿軌控閉環測試仿真測試系統。

　　(1)DSPACE動力學仿真設備：模擬衛星的姿態動力學、軌道動力學和單機動力學。仿真設備將單機動力學中敏感器信息按照真實單機的通訊協議(RS422、A/D、開關量)發送至星載計算機，同時接收星載計算機發送的噴氣指令、飛輪轉速指令、磁力矩器指令送給姿態動力學與軌道動力學。

　　(2)動力學顯示與控制終端：通過圖形用戶接口與動力學仿真設備實時交互數據。一方面通過圖形用戶接口設置動力學的相關參變量，在線修改動力學模型;另一方面通過圖形用戶接口在線顯示動力學模型的相關參變量;

　　(3)星載軟件監控臺加載終端：通過測試口把編譯好的星載軟件目標代碼加載到星載計算機運行。

　　(4)遙控終端：通過1553B總線把遙控注數包發送給星載計算機。

　　(5)遙測終端：接收并顯示1553B總線中的遙測數據，實時數據顯示以及事后數據查詢和數據回放的功能。

　　(6)數據庫終端：把 1553B中的遙測數據集中存放到數據庫中，便于事后數據回放和數據查詢。

4 試驗結果及分析

　　為了驗證姿軌控系統長期工作下的時間性能和控制效果，選擇紅外飛輪控制模式對系統各種指標進行考核。試驗曲線如圖3~圖5所示。

　　由仿真曲線可知，在紅外輪控模式下，系統的控制精度滿足控制指標的要求，且實時性較好，且在姿軌控的500ms控制周期內，軟件的運行消耗時間為110ms，耗時較少。

5 結論

　　(1)本文對基于綜合電子計算機的多系統軟件協同運行及聯合仿真技術進行了研究;

　　(2)在軟件上按照系統分為多個任務，在多任務結構中，為防止資源訪問沖突，對軟硬件接口資源的互斥訪問進行約束。并對多個任務之間的數據池交互采用保護對象的方式，確保了數據的讀寫同步;

　　(3)設計了一種綜合電子計算機控制系統的聯合仿真驗證系統，將采用上述架構的綜合電子計算機接入動力學形成閉環;

　　(4)試驗結果表明整個聯合仿真技術滿足控制系統的各項指標要求，具有一定的工程應用價值。

　　參考文獻：

　　[1]GJB1198.6A-2004.航天器測控和數據管理第七部分:分包遙測.

　　[2]GJB1198.7A-2004.航天器測控和數據管理第七部分:分包遙控.

　　[3]Ada Reference Manual. ISO/IEC 8652:1995，159-186.

　　本文來源于《電子產品世界》2017年第7期第71頁，歡迎您寫論文時引用，并注明出處。