微纳卫星COTS器件应用研究

袁春柱,李志刚,李军予,刘思远,张德全,李智敏

(航天东方红卫星有限公司，北京 100094)

微纳卫星COTS器件应用研究

袁春柱,李志刚,李军予,刘思远,张德全,李智敏

(航天东方红卫星有限公司，北京 100094)

大量采用宇航级元器件进行航天器研制的模式，由于其“成本高、研制周期长、元器件性能不足”等缺点，已经难以满足微纳卫星“周期短、成本低、集成度高”的要求;因此提出了在微纳卫星上使用COTS(Commercial off-the-shelf)器件的方法；针对微纳卫星的特点，首先分析了微纳卫星对COTS器件的需要和风险，提出了COTS器件微纳卫星应用的选用原则、选用依据；在此基础上经过分析，提出了COTS元器件微纳卫星应用流程，有针对性提出了COTS器件应用的器件级和板级筛选方法，并开展了COTS器件的微纳卫星抗单粒子效应加固设计，进一步提高COTS器件应用的可靠性;通过在轨应用验证，结果表明，通过该方法选用筛选的COTS器件，在进行有效加固后可以满足微纳卫星在轨稳定运行的要求，同时为微纳卫星降低成本缩短研制周期提供了保障;该方法对COTS器件在微纳卫星中的应用提供了一般性指导意义。

微纳卫星；COTS器件

0 引言

近年来，随着卫星技术的不断成熟和微机电技术的快速发展，各国宇航公司以微纳卫星为切入点不断进入卫星市场，给微纳卫星带来繁荣的同时，也带来了市场的激烈竞争，这对微纳卫星研制成本提出了严苛的要求，降低卫星研制成本成为各研制单位是否能够继续接到卫星订单的主要因素。传统航天器由于使用了大量宇航级器件，使卫星的研制成本居高不下[1]，继续使用“价格高、研制周期长”的宇航级器件进行微纳卫星研制很难适应市场化的发展要求，而使用“成本低、性能优越、集成度高、易获得”的COTS(Commercial Off-The-Shelf)器件成为降低卫星研制成本、缩短卫星研制周期的重要途径[2-3]。本文在分析了COTS器件微纳卫星应用需求和风险的基础上，结合型号研制经验，提出了微纳卫星COTS器件选用应用方法，针对任务剖面，特别给出了COTS器件选用的原则和COTS器件应用的元器件级和板级筛选方法，并在轨验证了该方法，为微纳卫星的COTS器件应用提供一般性指导。

1 微纳卫星COTS器件的需求和风险分析

1.1 微纳卫星COTS元器件的需求

1)使用COTS器件可以有效降低卫星研制成本。元器件是卫星研制成本的主要方面，在卫星中使用COTS器件成为了世界各国降低元器件成本的重要手段。

2)使用COTS器件可以大幅缩短元器件配套周期。相比批量小、制造周期长的宇航级元器件，COTS器件在一般的电子市场中就可以买到，使用COTS器件可以大幅缩短元器件配套周期。

3)使用COTS器件可满足卫星性能的不断提升。传统的星载处理系统采用特殊抗辐射工艺处理的宇航级处理器，这些辐射加固处理器件普遍存在性能上的滞后[4]，相反COTS器件由于商业市场的广泛需求，COTS器件的性能不断提升。

1.2 COTS元器件存在的风险

1.2.1 可靠性指标可能比较低

与宇航级器件相比COTS器件在出厂时没有进行严格的筛选试验，导致卫星研制单位在市场上可能采购到固有失效率较高COTS器件，所以为了剔除可靠性低或已失效的元器件，在空间应用中，需要对COTS器件进行元器件级的筛选试验[5]。

1.2.2 温度适应范围小

军品级以上器件使用温度范围在-55～125 ℃，而COTS器件的使用温度范围一般相对小，COTS器件中的工业级器件的温度范围是-40～85 ℃，商业级器件的温度范围是0～70 ℃。由于卫星运行在真空环境中，只能依靠热辐射和热传导进行温度调节，所以要求COTS器件航天应用做好充分的热设计[6]。

1.2.3 无抗辐照指标

COTS器件通常只应用在地面环境，在芯片设计时没有进行抗辐射加固设计，在空间应用时需要考虑芯片的抗辐射效应，采取抗辐射加固措施。

使用COTS器件使微纳卫星的研制周期大幅度缩短、研制成本大幅降低，同时有效提升卫星集成度，但是COTS器件的使用也存在一些技术风险，需要有针对性采取有效的可靠性措施。

2 微纳卫星COTS器件选用方法

2.1 COTS器件选用一般性原则

1)COTS器件优选具有成功飞行经验的元器件。在轨飞行过的元器件已经经受过空间环境的考验，具有一定的飞行数据，对元器件的选用具有很大的参考价值。

2)选用元器件的适应温度范围为-40～+85 ℃。卫星星内温度一般维持在-10～45 ℃，而商业级器件的温度范围是0～70 ℃，工业级器件的温度范围是-40～85 ℃，所以一般选用COTS器件中的工业级器件。

3)选用芯片兼顾“高性能、先进性、集成化、可获得性、低成本、长期应用”原则。针对微纳卫星“个头小、能耐大”的特点，需要提高微纳卫星的集成度，同时使用具有一定先进性和高性能的芯片，提高卫星的功能密度比；微纳卫星的研制周期一般要求在半年或一年以内，研制周期短，使用的COTS器件必须具有极好的可获得性；同时考虑到微纳卫星的研制成本低，发射频率高的特点，购买时需要考虑COTS器件的“长期应用”特性，从而保证该款芯片支持星上设备的产品化。

2.2 COTS器件选用依据

1)项目要求：针对卫星型号的寿命要求、轨道高度、研制周期、研制成本，选择COTS器件质量等级、筛选试验。

2)设计要求：根据卫星的总体指标，选择卫星产品所需的元器件品种、性能、参数以及器件的封装、外壳、尺寸。

3)生产要求：在卫星设备生产时，需要根据元器件的功耗、散热情况进行PCB布局和元器件的热设计，以及元器件的生产工艺、安装工艺，同时针对卫星的力学环境，对PCB上的电装元器件进行固封。

4)运行要求：在COTS器件选用时需要考虑元器件的运行环境，在地面运行时需要考虑防潮、防静电设计等，在空间运行时需要考虑空间辐射环境，例如空间中总剂量效应、单粒子效应、以及空间的真空热环境等。

3 微纳卫星COTS器件应用方法

3.1 总体流程

COTS器件用于空间任务必须加以控制，控制的方式就是筛选测试，筛选的目的是剔除早期失效产品[7-8]。COTS器件应用流程如图1所示，包括空间辐照试验、元器件级筛选和板级筛选。在元器件空间辐射评估试验中，由于在微纳卫星上COTS器件的使用种类和数量很大，而每个元器件进行单粒子试验需要使用粒子源设计试验测试系统，试验成本比较高，除主要器件进行单粒子试验外，大部分元器件主要通过电路设计和软件设计加固。总剂量试验由于成本相对比较低，而且可以大批量试验，对寿命要求长的微纳卫星可以考虑开展总剂量试验。

图1 COTS器件应用流程

3.2 元器件级筛选

为了保证筛选的有效性和合理性，选用的COTS元器件需要进行100%元器件级筛选试验。元器件级筛选目的是暴露元器件的工艺缺陷、设计缺陷，主要技术包括：元器件外观检查、温度循环、声扫描和X光检测。

1)外观检查:元器件必须在10倍显微镜进行检查，检查项目包括：元器件的型号、批号符合性；元器件的标志；有没有结构缺陷；在密封周界上存在不存在任何可见的涂层物质；存在不存在任何与引线和端点无关的外来物质；是否存在不合格涂层剥落起皮起泡凹坑或腐蚀；封装是否完整；引脚是否存在焊料成分。根据检查结果，判断元器件是否符合判据要求，进入下一步的筛选。

2)温度循环:采用MIL-STD-883方法，以元器件各自的工作温度的极限值为循环温度，停留15 min，转换时间小于1 min，循环10次。

3)声扫描:声扫描的试验对象主要是塑封元器件，检测元器件是否存在封装或结构缺陷。

4)X光检测:X光检测的试验对象主要针对陶瓷封装的元器件，检测元器件的结构、版芯、版型以及金属框架是否存在异常。

3.3 板级考核筛选

3.3.1 板级力学筛选

在发射过程中，卫星要经历不同类型的动力学环境，板卡设计要综合考虑正弦振动环境、随机振动环境、噪声环境等因素[9]，发现板卡力学适应性。

1)正弦振动试验。正弦振动试验又分为两类试验，一类验收级正弦振动试验，一类鉴定级正弦振动试验，其中验收级正弦振动试验的试验目的是检测产品是否具有装星的应用的条件，检测后的产品功能正常可以装星在轨应用。而鉴定级正弦振动试验试验目的是检测产品的力学设计余量，检测后的产品不可以装星。

2)随机振动试验。在运载给出卫星的随机载荷谱后，通过分析将其转化为卫星板卡的设计输入[11]，依据设计要求开展随机振动试验。随机振动试验，也分为鉴定级和验收级两类，鉴定级的试验条件相比验收级更加严苛。例如星上计算机板卡的随机振动试验功率密度如图2所示。

图2 星上计算机板卡的随机振动试验功率密度示意图

板级力学筛选流程：

1)试验前，首先进行板卡电性能测试和外观检查，检查无误后将受试产品按施振轴向固定在振动工装上，调整振动台参数，开始试验。

2)所有施振轴向完成振动后，先检查产品的外观，检查是否有机械损伤和元器件松动等情况。外观无异常后，对受试产品进行电性能测试，记录测试结果。

对振动期间出现的故障可到试验结束时加以修复，修复后重新进行振动试验,若振动中还出现同样故障则认为产品振动试验不通过。试验结束后，应对受试产品进行100%的电性能测试，无明显性能退化，即判为该筛选试验通过。

3.3.2 板级热真空温度考核试验

板级热真空试验是在真空环境条件下对板卡和芯片施加比正常工作环境温度更加苛刻的温度应力，检查芯片和板卡的温度适应能力，暴露板卡设计缺陷和芯片的质量问题，板级热真空温度考核试验条件见表1。

表1 板级热真空温度考核试验条件

在验收级试验时，试验温度上限为TL，试验温度下限为TH；在鉴定级试验时，试验温度上限为TL’，试验温度下限为TH’。一般设置，TL’>TL，TH’>TH，鉴定级产品主要验证设计阶段的合理性，试验条件更加严苛。板级热真空温度考核试验过程如图3所示。

图3 板级热真空温度考核试验过程

1)在实验室温度T0下对COTS板卡进行充分的功能和性能测试，持续时间为Δt1;

2)①为升温过程，温度平均变化率≥1℃/min，升至试验上限温度T1；

3)②为高温保持过程，保持时间为Δt2，在②阶段板卡进行热启动和性能测试；

4)③为板卡保性能测试，测试持续时间为Δt3；

5)④降温至温度下限T3，温度平均变化率≥1℃/min。

6)⑤为低温保持过程，持续时间为Δt4，并进行冷启动和性能测试；

7)⑥升温至T4，进行保性能测试，测试持续时间为Δt5；

8)最后半个循环为高温循环。

4 微纳卫星COTS器件抗单粒子效应加固设计

4.1 基于限流的抗单粒子锁定加固措施

单粒子锁定(Single Event Latchup，SEL)现象是指高能带电粒子穿过CMOS电路的PN/NP结构时[11-12]，电离作用会使CMOS电路中的可控硅结构被触发导通，由此在电源和地之间形成低电阻大电流的现象。对于单粒子敏感器件需要采取限流加固措施，将器件工作电流限制在一个合适的电流值，器件一旦触发锁定[13]，不能进入锁定，或者进入锁定状态，也限制了锁定电流，使得器件不被损伤。限流措施可以选用特定电流的低压差线性稳压(low dropout regulator, LDO)器件、专用限流电路、电阻器件等。

例如微纳卫星中心处理计算机使用的意法半导体公司生产的Cortex-M3的ARM芯片，典型工作电压为3.3 V，典型工作电流为150 mA,经过试验该芯片的单粒子锁定LET<4MeV.cm2/mg,属于单粒子敏感器件，使用具有200 mA限流能力的MAX883稳压器件限流，在完成电压变换的同时，保证了ARM器件在安全电流值范围内工作，不会因单粒子锁定而烧毁。

4.2 系统冗余设计

4.2.1 硬件冗余

冗余设计是空间领域抗辐射加固的常用有效方法[14]，在传统卫星上几乎都采用了不同程度的冗余设计，特别是硬件冗余设计非常普遍，有些卫星不但进行设备级冗余设计还进行了功能电路级的冗余设计，这些冗余措施在一定程度上提高卫星可靠性，同时也增加了卫星体积、功耗、成本等。由于大规模的冗余设计不能满足微纳卫星对“成本、体积、功耗”的严苛要求，微纳卫星需要针对自身特点进行有针对性的重点冗余设计。例如在星地通信方面，通常应答机是地面进行卫星控制的唯一通道；在卫星能源方面，电源分系统是保证卫星正常运行的基本条件，关乎整星能源安全；在星上信息流方面，星务分系统为星上信息的中心节点，掌握着整星的信息控制权；这些严重影响卫星生存的重要方面，需要重点冗余设计，例如，星务分系统一般采用双模冗余设计，如图4所示。其他分系统除了对设备的薄弱环节进行元器件级有重点的冗余设计外，其他可以减少或不进行冗余设计。

图4 星务分系统双模冗余设计

4.2.2 信息多路径冗余

在不增加硬件开销的基础上，进行多路径冗余设计也是提高卫星可靠性的有效手段。如图5所示，地面上注对姿态控制分系统的某一控制OC指令，通常由地面上注给星上应答机，星上应答机通过RS422总线将指令送达星务，由星务产生OC指令，如果星务的OC指令执行芯片失效，此时可以通过另外通道进行指令传输，即星务将接收到的指令通过星上CAN总线回传给应答机，由应答机的执行单元产生OC指令，完成对姿态控制分系统的控制，如果星上CAN总线发生错误，地面指令还可以由应答机进行解析，在通过应答机指令执行单元产生OC指令。

图5 信息多路径传输示意图

4.2.3 整星信息冗余

受空间单粒子锁定效应的影响，有些设备需要进行掉电恢复，导致掉电前的重要数据丢失，针对这一现象，我们提出了整星信息冗余措施。

例如整星信息冗余设计如图6所示，姿控测量组件和控制组件的状态参数每一个控制周期向姿控计算机传输，姿控计算机进行实时存储，当姿控测量组件和控制组件发生故障，重启后，姿控计算机将上一控制周期的参数传给相应的组件，保证组件工作稳定；姿态控制计算机也实时的将姿态参数、控制模式，各个设备状态等每个整星信息流周期向星务汇报，由星务进行实时存储，当姿控计算机重启后，向星务要回上一周期的参数，进行控制模式、组件设备、姿态参数进行恢复，不需要从头进入姿控模式，节省也卫星姿态故障的恢复时间；热控下位机承担了传统意义上的内务计算机，存储星务的重要数据，包括地面注入星务还没有执行的指令(程控指令、相对程控指令)、星上各个设备的健康状态等，当星务重启或切机后，星务主机在恢复的第一时间向热控下位机要星务重要数据，进行自我恢复；同时为了追溯星上网络及设备的故障原因，星务将星上网的通信数据及整星的重要参数保存在星上数据存储单元中，为星务或地面进行故障排查提供原始数据。

图6 整星信息冗余设计

4.3 特殊器件抗单粒子效应措施

4.3.1 数据存储器件

采用EDAC对重要存储器件进行SEU防护，通过EDAC对应用数据进行检错、纠错，并对出错的次数进行记录，同时在系统空闲时，定时开启存储器刷新任务，即将应用数据读出，经EDAC校验后，再写入存储器。

三重冗余存储及表决机制也是对存储器及数据相关器件单粒子防护的重要手段，将重要数据存放在存储器内三个不同的物理位置，应用时从三处取出，按照三取二比对原则处理，消除SEU造成的瞬时错误。

4.3.2 功率MOSFET器件

功率MOSFET器件是单粒子栅穿、单粒子烧毁敏感器件，使用要严格遵循相关参数的降额设计准则，一般情况下降到存活电压的75%～50%，同时应该设计限流电路。

5 实例验证

以某微纳卫星姿控计算机的设计为例，中心处理器采用具有突出先进性和高集成度的STM32F103的ARM芯片，这款芯片的处理能力比较高，对外接口比较丰富，所以卫星的姿控计算机仅由一个ARM芯片及外围芯片就可以实现。微纳卫星姿控计算机结构如图7所示。

图7 微纳卫星姿控计算机结构框图

按照流程首先对元器件级筛选，然后装机进行板级的力学和热学试验，试验结果表明，基于STM32F103姿控计算机通过筛选。同时，针对空间环境采取了多方面的抗辐射加固措施:1)采用电压分区设计，每分区采用MAX883芯片限流；2)采用EDAC纠错电路；3)采用看门狗芯片进行故障复位设计；4)对姿态测量控制部件，采用电阻限流。通过卫星搭载试验，该控制计算机在卫星任务期间发生过单粒子锁定现象，板卡功率由原来的1 W增加到1.8 W，但是由于对COTS器件采用了限流措施，掉电重启后，系统恢复正常。所以在卫星应用任务可以容忍瞬时故障的情况下，按照本应用方法在低成本短寿命低轨道的微纳卫星应用COTS器件是可行的。

6 结论

在微纳卫星中使用COTS器件有效降低了卫星的研制成本和研制周期，提高了电子设备的集成度，实现了微纳卫星低成本高性能目标，在降低卫星费效比的同时，提高了卫星的功能密度比。通过对微纳卫星任务剖面的分析和研制型号任务的总结，提炼了微纳卫星COTS器件选用应用的方法，该方法和单粒子的加固措施在卫星型号中得到成功应用，保证了卫星在轨稳定运行，对微纳卫星的研制具有一定的技术参考意义。

[1] 姜秀杰, 孙辉先, 王志华, 等. 商用器件的空间应用需求、现状及发展前景[J]. 空间科学学报, 2005, 25 (1): 76-80.

[2] Barnard A, Nwosa C. COTS base on-board-computer on South Africa’s sumbandilasat: A radiation and in-orbit performance analysis[A]. 2011Radiation Effects Data Workshop (REDW)[C]. New York: IEEE, 2011: 1-4.

[3] 王 峰, 郭金生, 李 晖. 商用现货器件在卫星中的应用[J]. 航天器工程, 2013, 22(4): 87-94.

[4] 邢克飞, 何 伟, 杨 俊. COTS器件的空间应用技术研究[J]. 计算机测量与控制, 2011, 19(7): 1741-1745.

[5] 党 炜, 孙惠中, 李瑞莹, 等. COTS器件空间应用的可靠性保证技术研究[J]. 电子学报, 2009, 37(11): 2589-2594.

[6] 王佑贞, 房 亮, 刘彦民, 等.商用Flash器件在空间应用中温变规律的实验研究[J]. 红外与激光工程, 2015, 44(5): 1539-1543.

[7] 唐章东, 宁永成, 王 征, 等. 航天用元器件应用验证方法及其应用实例[J]. 航天器环境工程, 2013, 30(3): 296-301.

[8] 毋俊玱, 董宇亮, 张小川. 宇航元器件极限评估试验剖面设计[J]. 电子元件与材料, 2012, 31(1): 59-63.

[9] 杨宝宁. 随机振动条件下设计载荷的确定方法[J]. 航天器工程, 2006, 15(3): 89-96.

[10] 张晓芳, 刘松涛, 吴耀平. 影响卫星故障的空间天气分析[J]. 空间科学学报, 2015, 35(4): 461-472

[11] 冯彦君, 华更新, 刘淑芬. 航天电子抗辐射研究综述[J].宇航学报, 2007, 28(5): 1071-1080.

[12] 张宇宁, 张小林, 杨根庆, 等. 商用FPGA器件的单粒子效应模拟实验研究[J].宇航学报, 2009, 30(5): 2025-2030.

[13] 李 毅, 李 瑞, 黄 影, 等. 基于COTS的空间信息处理系统单粒子闭锁保护技术实现[J].宇航学报, 2007, 28(5): 1283-1287.

[14] 朱贾峰, 毛佳佳, 徐文波, 等. 空间站环境 COTS 器件容错技术综述[J]. 载人航天, 2015, 21(4): 373-381.

Study on COTS Component for Micro/nano Satellite Application

Yuan Chunzhu, Li Zhigang, Li Junyu, Liu Siyuan, Zhang Dequan, Li Zhimin

(DFH Satellite Co. Ltd, Beijing 100094, China)

The model that using a large number of aerospace grade components has the limitations of high cost, long development cycle and low performance, which is difficult to meet micro/nano satellites’ short cycle, low cost and high integration requirements. Therefore, a method using COTS components in satellites is proposed. According to the characteristics of micro/nano satellite, requirements and risks of micro/nano satellites with COTS components were analyzed; then, selection principle and basis for micro/nano satellites using COTS components were presented. On this basis, through the analyses, application process and COTS component level and board level screening method were proposed. The hardening design protection from single event effects was studied to improve the reliability of COTS components application. In orbit results validate the effectiveness of COTS components screening method. After being hardened, the COTS components can meet the requirement of being stably operational in orbit, and help shorten the development cycle and cost of satellites. This method provides general guidance for COTS components application in micro/nano satellites.

micro/nano satellite；COTS component

2016-08-31；

2016-09-27。

国家重大科技专项(51320010203)。

袁春柱(1987-)，男，山东临沂市人，硕士，工程师，主要从事航天器总体技术方向的研究。

1671-4598(2017)02-0156-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.02.043

V474

A