一种星载电子设备嵌入式集成管理单元设计

刘朋 施思寒 谢斌 赵志明

(航天东方红卫星有限公司，北京 100094)

传统卫星研制模式中，星载电子设备大多基于独立的功能元器件设计，不同单机研制的设计理念和实现差异较大，模块通用性差，系统集成时，容易出现电子系统间的兼容性问题，且问题相互叠加影响，难以定位，阻碍卫星实现快速集成和应用。电子设备内的应用软件由不同研制单位针对具体卫星专门开发，通信协议软件实现细节各不相同，功能软件可移植性差，软件开发过程滞后，不同卫星的电子设备软件都需要重新评测，软件研发周期延长。因此，软硬件架构不统一，通用性差，难以满足不同卫星的批量化实现快速接入和应用需求。

随着集成电路技术的进步，电子产品小型化、微型化趋势要求微电子技术的不断微小型化，促进了系统级封装(System in Package，SIP)技术的发展，SIP设计和生产过程中使用了先进的系统设计方法：分割(partitioning)与整合、覆晶、键合(wire bonding)、芯片多层堆叠、高密度粘接和最佳化的测试方法等技术。基于SIP技术的器件有利于减少星上电子元器件规模和体积，降低星载设备的功耗，同时促进星载电子系统设计标准化，加速星载管理设备的研制进度，保障星载管理硬件的研制质量。基于SIP技术，欧洲的微系统封装32位计算模块(MCMERC32)单元集成了中央处理器(CPU)、静态数据存储器(SRAM)、动态数据存储器(DRAM)以及总线、实时时钟(RTC)等资源，质量150 g，功耗12 W，抗辐照值为30 krad。NASA戈达德宇航中心为促进即插即用的发展，基于SIP技术研制了关键服务单元(Essential Servers Node,ESN)，通过ESN嵌入各分系统，将分系统标准化的接入卫星总线。ESN包含了微处理器、MIL-STD-1553B以及MIL-STD-1773接口、数据存储器(SRAM)、16路模数转换器(AD)采集电路等，ESN功耗设计小于1 W，尺寸为66.04 mm×66.04 mm×7.62 mm。

我国的快速响应、商业遥感等卫星对星上电子设备接入管理的灵活性，电子设备功能密度、可靠性以及成本等提出了新的要求，需要进一步研究电子系统的集成设计方法，开发星载通用电子设备接口与管理技术[1-2]。基于国内外卫星电子设备接口管理技术发展的现状，本文研究并验证一种星载电子设备嵌入式集成管理单元设计方法，将卫星电子设备的运算载体、通信载体、遥测信息采集载体、遥控执行载体、程序和状态数据存储载体集成到统一的嵌入式管理单元中，实现了卫星单机接口与管理硬件的统一。通过集成嵌入式实时操作系统、测、控、管等功能软件中间件，构建和实现了调度管理和基础应用软件的统一。

1 嵌入式集成管理单元总体设计

如图1所示，基于微系统封装集成设计和软件中间件进行快速复用的思想，结合对卫星下位机、部组件的通用性接口与管理需求，嵌入式集成管理单元采用分层式总体架构，软件系统构建于硬件系统之上。在硬件模块上构建底层驱动中间件，将软件开发与硬件时序和寄存器细节剥离。基于驱动中间件，构建操作系统微内核，在内核层实现任务调度、任务通信、中断管理、时间管理中间件。构建用户层软件中间件，实现遥测、遥控、热控、软件更新中间件。在中间件基础上，构建遥测、遥控、电源管理等各类应用程序，进而实现最顶层的各类卫星工程化应用。

图1 嵌入式集成管理单元功能需求Fig.1 Embedded integrate management unit function requirement

嵌入式集成管理单元硬件总体功能构成如下：星载抗辐照中央处理器(CPU)、程序存储器(FLASH)、数据存储器(SRAM)、总线控制及驱动接口电路(CAN)、异步串行通信接口(Uart422)、同步串行通信接口(SPI)、指令控制及驱动接口电路(OC)、模数转换控制及驱动接口电路(AD)、数模转换控制及驱动接口电路(DA)、脉冲驱动接口(PWM)、、通用输入输出接口(GPIO)、定时器(Timer)、在线调试模块等。嵌入式集成管理单元软件总体功能构成如下：任务调度、任务通信、中断管理、时间管理、遥测中间件、遥控中间件、热控中间件、软件在轨更新中间件、底层驱动中间件、嵌入式测试中间件[6]等。

1.1 嵌入式集成管理单元硬件功能总体设计

嵌入式集成管理单元在接口上集成卫星通信的CAN、422、SPI、PWM等各类总线接口资源，在功能上集成CPU、FLASH、SRAM、OC、AD、DA、Timer模块，将星载卫星分系统和部组件的运算、通信、信息采集与处理、监控等管理功能集成到嵌入式集成管理单元中，将嵌入式集成管理单元打造为卫星通用的硬件接口与测量管理单元[3-4]。

1.2 嵌入式集成管理单元软件功能总体设计

基于通用软件开发框架实现软件开发的平台统一，实现应用与操作系统、应用与硬件设备、应用与通信协议的隔离。整星各部组件、单机与星务系统数据通信协议、任务调度、软件升级与更新、异常处理与抢救、自主测试与管理通过通用软件开发框架统一实现，进而实现星上电子设备研制只需要开发关键的顶层应用软件即可，从而实现快速研发、快速集成、快速测试和快速发射应用[5]。

2 嵌入式集成管理单元设计实现

2.1 嵌入式集成管理单元的硬件设计

嵌入式集成管理单元的硬件设计如图2所示。采用微系统集成技术，将中央处理器、FLASH存储器、SRAM存储器、信息处理相关的运算放大器、模拟开关、译码器、电平转换电路、驱动电路封装到同一混合电路标准件中。采用工艺、版图、布局布线、电路、检错纠错(EDAC)等多层次设计加固措施，提高管理接口单元的可靠性和对空间环境的适应性[6-7]。

图2 嵌入式集成管理单元的硬件设计图Fig.2 Embedded integrate management unit hardware design

2.2 嵌入式集成管理单元中央处理器设计

嵌入式集成管理单元内部集成的中央处理器采用0.18 μm抗辐照工艺。如图3所示，在中央处理器内部集成高速8051内核CPU、数据存储器、2个12位AD转换控制器、4路11位DA转换控制器、4路CAN总线控制器、4路Uart422控制器、5路定时器、3路SPI、32路GPIO(P0～P3)、特殊寄存器(SFR)总线。

基于精简指令集，CPU机器周期由2个时钟周期组成，从而可快速、无等待地访问ROM或RAM。支持在线调试，支持程序的单步、连续、断点执行，支持SFR及数据存储器的读写，兼容通用的可视化Keil集成开发环境[8]。

图3 中央处理器内部框图Fig.3 Central processor blocked diagram

2.3 嵌入式集成管理单元嵌入式实时操作系统微内核设计

基于嵌入式实时抢占式内核，实现了对任务上下文的现场保存和恢复，在任务被剥夺控制权时保存任务执行状态，在任务重新调度执行时，恢复任务执行状态[9]。

基于快速查找表的任务调度算法，任务调度算法从当前可运行的任务中根据某个策略提取一个可运行的任务在处理器上运行。基于互斥信号量的任务同步机制，任务的通信通过系统在内核的全局变量实现，避免了通用操作系统在设计邮箱，队列等对内核的负担和开销。实现了用户级任务扩展机制，考虑到应用层用户任务的多样性，定义好的用户任务扩展方式，可加速软件开发进度，保障系统稳定性[10]。用户任务扩展模式如图4所示。

图4 用户任务扩展模式Fig.4 User task extension mode

2.4 嵌入式集成管理单元功能软件中间件设计

嵌入式集成管理单元通用软件包含五类功能软件中间件。遥控中间件面向底层实现对总线遥控数据接收、协议处理，解码、分类和应答，嵌入式集成管理软件接收遥控输入，处理自身的虚拟指令，通知和分发分系统的间接指令，用户行为的控制权掌握在管理软件控制之下。面向应用层软件自主实现地面上注遥控指令的信息交互和调度管理[11]。遥测中间件将CAN上信息流和控制流的接收和解码抽象出来，剥离遥测数据的同步、编码、组帧，将分系统遥测数据的回送过程封装，面向应用层设计的只是遥测数组。抽象程序控制，用户按需设计任务并按照系统的任务同步特性设置信号量，任务的调度执行由嵌入式集成管理软件本身完成。抽象底层硬件设备，面向用户的只是各硬件设备的接口函数。嵌入式集成管理软件追求的一个目的就是尽量避免用户直接操作硬件寄存器，减少系统的误配置和误操作同时加速底层程序开发。抽象嵌入式集成管理单元的自测试，实现了嵌入式集成管理单元自主测试任务，快速测试嵌入式集成管理单元的模块健康状态，给出封装各模块的健康状态标识。

3 嵌入式集成管理单元设计验证

3.1 设计结果

嵌入式集成管理单元目前已经在我国首个0.5米级商业遥感卫星星座(高景一号)、珠江一号视频星座等十余颗小卫星上使用，在轨使用数量已超过70片。嵌入式管理单元模块封装照片如图5所示，外形尺寸为45 mm×45 mm×13 mm。

图5 嵌入式集成管理单元实物照片Fig.5 Embedded integrate management unit photo

如表1所示，以CAST2000小卫星平台星载测控应答机为例(传统设计)，将传统设计方法与本文嵌入集成管理单元的应答机比较。

表1 嵌入集成管理单元的单机与传统单机比较

如表2所示，传统基于VxWorks系统和本文软件设计的性能比较，本文任务调度内核较VxWorks更为精简。通过对高景一号星座星地测控应答机和能源管理单元下位机的软件统计，软件中间件可以节省传统下位机80%以上的软件研制工程量。

表2 与VxWorks操作系统的软件性能比较

3.2 设计特点

(1)采用微系统封装技术，有效减少设备体积和质量：通过SIP技术将构成系统的各功能裸片和调理电路在基板上封装、键和。将传统单机多个板卡实现的功能通过标准的嵌入式集成管理芯片中实现，有效降低设备体积，缩短研制过程中的硬件电路的调试周期。

(2)集成通用的操作系统微内核和功能软件中间件，提高软件复用率，减少软件开发的工程量：提供统一的多任务实时开发环境，实现通用的任务扩展与调度保障卫星各分系统测控管理的统一性和可靠性。通过统计，通用的软件可以节省传统下位机(应答机下位机、配电下位机等)80%以上的软件研制工程量，加速整星研制和测试进度。

(3)优化卫星电子系统研制模式，缩短研制流程：传统卫星研制模式中，需要安排3～5天数管计算机与接入星上网的各下位机桌面联试的流程，以验证星上总线各节点的通信协议和时序正确。嵌入集成管理单元的单机因为封装了统一的软件协议和硬件接口，可以节省实验室接口测试的流程，避免整星集成过程中的可能引入的问题，提高研制效率。

4 结束语

本文设计的嵌入式集成管理单元通过将14类硬件功能集成，形成了统一的硬件开发模块；通过将9类功能软件集成，形成了统一的软件开发框架。通过高景一号等星座的研制表明，嵌入式集成管理单元的应用可以减少单机质量58%，减少单机体积52%。基于本文的集成软件框架可以减少传统下位机软件开发80%的工程量，加快卫星研制的进度。此嵌入式集成管理单元在硬件上集成通用的电路模块，在软件上复用中间件的设计理念，以及在工程上成功推广应用的情况可以为后续分布式卫星电子系统的研制提供参考。