资源一号02D卫星软件系统设计与实现

范大亮 王向晖 雷勇

(1 中国空间技术研究院遥感卫星总体部，北京 100094)(2 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)

随着星载计算机技术、网络技术、电子技术的发展，软件、FPGA(以下简称软件)越来越广泛地应用到卫星电子信息设备。遥感卫星有效载荷复杂、应用多样，卫星空间数据系统[1]中软件的作用越来越重要，系统信息流、控制流及软件内外部接口日益复杂。因此，卫星研制应建立“软件系统”概念，尽可能在前期充分挖掘用户的显性需求和潜在需求，加强软件系统的顶层设计工作。

资源一号02D卫星(又称为5米光学业务卫星)用于接替资源一号02C卫星，能获取中等分辨率、大幅宽和定量化遥感数据，在光谱特性、成像幅宽、图像质量方面较资源一号02C卫星有较大的性能提升。其软件系统设计围绕卫星性能提升目标，继承遥感领域技术成熟度高、具有一定先进性的软件系统设计方案，通过卫星任务分析、信息资源分析确定各个软件产品的研制基线和改进需求，完成软件系统设计需求向各软件产品的合理分配。在此基础上，开展资源分配、信息流、控制流、重要数据保存与恢复设计及软件健壮性[2]设计，最大可能沿用以往卫星软件产品，减少新研软件产品数量，使软件系统设计资源需求小、总线通信负载均衡、控制信息时序相容、重要数据保存与恢复设计合理可靠、抗空间环境及异常输入能力较强、健壮性设计及在轨维护[3]简单易行，实现软件系统设计总体指标最优化[4]，满足卫星好用易用、资源优化配置、健壮性强的总体要求。

本文介绍了资源一号02D卫星软件系统设计特点，重点解决软件系统好用易用设计、资源优化设计、健壮性设计问题，并通过卫星的在轨运行进行验证。

1 卫星软件系统设计

资源一号02D卫星软件系统基于典型遥感卫星电子信息系统架构，按照卫星各软件配置项进行信息交互的逻辑结构设计软件系统架构[5]，形成以1553B总线为骨干网，422、LVDS、TLK2711总线为子网的多层分布式结构[6]，见图1。

注：TCU为遥控单元；CTU为中央终端单元；RTU为远置终端单元；CCU为中心控制单元；ECU为应急控制单元；IO为输入与输出；VNIR为可见近红外；SWIR为短波红外；DRP为数据存储与处理；LTU为本地终端单元；AOS为高级在轨系统。图1 资源一号02D卫星软件系统体系架构Fig.1 Software system architecture of ZY-1-02D satellite

与资源一号02C卫星相比，资源一号02D卫星成像幅宽大、谱段多，相机成像输出数据码速率约为资源一号02C卫星的6.7倍，定位精度从260 m(1σ)提高到36 m(1σ)，极限侧摆角侧摆到位时间仅为资源一号02C卫星的40%，对卫星数传、测控、控制系统提出了更高的要求。为此，资源一号02D卫星软件系统设计对卫星2级子网重点进行了优化，采用单路串行收发速率可达1.6～2.7 Gbit/s的TLK2711子网，替换了单路收发速率最高100 Mbit/s的LVDS子网，优化GPS导航系统软件算法，控制系统内部子网采用1553B总线和422总线构成2级子网，提高了控制系统内部信息处理能力。

软件系统信息流是从信息传输和处理的角度，描述信息从输入到输出的移动和变换过程，能够清晰地反映软件系统必须完成的逻辑功能，是开展软件系统分析的重要工具。根据信息传输带宽需求，将资源一号02D卫星信息流划分为高速、低速2种，有效载荷数据及辅助数据(包括定位数据、轨道数据、姿态数据等)等为高速信息流，遥测、遥控数据及其他服务数据为低速信息流。在软件系统设计时，优化信息流从信息源到信息宿的传输路径，减少中间环节，避免出现信息拥塞，使整星各种信息流成为一个有机整体，满足卫星成像任务需求。

图2为卫星平台信息流。卫星平台信息流以数据管理系统[7]CTU为核心，将各个终端组织在以1553B总线为中心的信息网络中，通过各终端之间的相互配合和信息交换，共同完成卫星重要数据、工程遥测数据存储、查询，以及遥控遥测数据、时间、姿态数据和定位数据等服务数据的采集分发等功能，实现不同总线协议的信息共享和互操作[8]。卫星平台信息流具体可以划分为重要数据流、平台信息存储信息流、时间流、天线控制数据流、辅助数据流、上行遥控流和下行遥测流等子类。

图3为卫星有效载荷信息流。有效载荷信息流以数据处理器为主体，实现可见近红外相机图像数据、高光谱相机图像数据、卫星平台存储数据的合路存储或对地传输。

注：PSK为相移键控；PVT为位置、速度与时间；遥测遥控信息省略。图2 卫星平台信息流Fig.2 Information flow of satellite platform

2 软件系统好用易用设计

资源一号02D卫星2台相机与数传、固态存储器、数传天线存在多种主备份工作组合，如果根据卫星设备的物理实现设计卫星工作模式和用户上注任务的指令结构，会导致状态较多且复杂，用户难以高效使用，地面运控压力很大。对卫星的物理实现进行适度抽象，隔离非核心功能和信息，为用户提供使用卫星的标准操作接口，可以极大降低用户使用卫星的复杂程度，减轻地面运控的负担。通过工作模式设计、任务剖面设计建立操控使用环境，在此基础上进行操控使用设计并进行优化，满足好用易用需求。

2.1 工作模式设计

卫星工作模式包括发射、入轨状态建立、正常待机、有效载荷各短期工作、轨道维持和调整、故障模式等。其中，发射模式和入轨状态建立模式在轨仅执行1次；卫星在轨飞行期间，主要在后面几种模式中切换。图4为卫星工作模式逻辑关系。

2.2 任务剖面设计

根据卫星发射及在轨运行的工作内容，将卫星任务分为发射阶段、状态建立阶段、在轨测试阶段、在轨应用阶段。①发射阶段，从运载火箭一级点火开始到星箭分离完成；②状态建立阶段，从星箭分离完成开始到入轨后卫星工作状态建立完成结束；③在轨测试阶段，卫星平台及有效载荷的工作状态建立后，根据用户的试验计划，以有效载荷试验为主线，配合用户完成有效载荷地面标定试验；④在轨应用阶段，卫星交付后的具体工作安排根据用户及相关单位的要求进行策划，通过卫星预设的各种工作模式实施。表1为卫星任务剖面。

表1 卫星任务剖面Table 1 Mission profile of satellite

2.3 操控使用设计

从操控模式优化、状态监视优化2个方面开展操控使用设计。

从指令组设计、任务级指令设计、自主健康管理设计3个维度进行操控模式优化设计。①指令组设计。星上具备固定指令及时序的操作，以指令组的形式固化在软件中，为地面发送指令调用、星上自主程控、自主任务管理提供基本功能单元。②任务级指令设计。任务级指令是星上事先存储的按照固定时序排列的一组指令，通过对上行指令接口进行抽象，使卫星业务指令设计独立于卫星指令序列的物理实现，地面仅发送必要的执行参数，卫星可自主完成参数的解析并展开指令序列执行。③自主健康管理设计。结合卫星故障树分析结果，对星箭分离信号、控制分系统进入应急模式信号、双频GPS导航系统工作状态、CTU复位和切机状态、姿态与轨道控制计算机(AOCC)或应急控制(EC)计算机应急控制状态、有效载荷连续加电时间进行实时监视，当发现上述信息的状态对应的故障模式判据成立时，自主执行相应的故障处置措施。

从测控通道遥测设计、数传通道遥测设计、星上实时遥测存储设计、星上重要数据存储设计4个维度进行状态监视优化设计。根据各分系统在卫星工作模式及任务剖面中的工作状态设计遥测源包调度与存储、回溯策略，满足各分系统状态监视的需要。

根据操控模式优化设计、状态监视优化设计结果，结合卫星各工作模式形成操控使用准则，如表2所示。

表2 操控使用准则Table 2 Guidelines of control and use

在表2中：①虚拟信道(VC)调度分为3个VC。VC1为等时传输，组织传输遥测，包括发射模式、正常模式、变轨模式、应急模式、停控模式、全姿态模式的遥测参数包；VC2为受控于地面指令的突发传输，仅组织传输内存读出和事件数据的参数包；VC3为受控于地面指令的突发传输，组织传输在轨查询数据；VC2与VC3传输时，与VC1以1 s间隔周期性共享测控物理信道。②地面控制中的“需要”是指每次执行该项任务必须由地面实时或延时发起指令，并提供必要的任务参数；“允许”是指可由地面指令控制，但任务一般由某种条件触发或具有规律性，可由星上自主执行以优化上行操作。③程控执行是指需要由星上自主判断条件并执行的功能，例如蓄电池电量低时自主进入休眠模式的功能。④任务级指令优化需求是指需要由地面控制的工作模式，执行时若指令数量多、上行数据量大，则有进行任务级指令优化的必要，通过内建指令模板使地面只需要上注必要的参数，以简化上行操作。

3 软件系统资源优化设计

资源一号02D卫星在数据传输速率、定位精度、姿态机动几方面比资源一号02C卫星有了大幅提升，依据文献[9]中的估算方法对各软件配置项代码规模进行估算，根据代码估算结果对各软件配置项研制基线进行更动影响域分析。分析结果表明：资源一号02D卫星数管中央单元、双频GPS导航系统、数传天线伺服控制器、固态存储器均需要选择更高计算能力的成熟单机产品作为研制基线。通过软件代码规模估算、卫星性能提升要求及产品推荐型谱，最终确定各软件配置项计算资源需求，明确软件配置项宿主机CPU类型/主频、存储器规模及操作系统调度周期等指标。通过分析用户使用方式、有效载荷原始数据率，以及能源、热控等约束条件，设计卫星工作模式组合，计算卫星存储容量需求，确定卫星固态存储器容量设计为2 Tbit可满足用户每天连续记录2～3次的成像需求。

计算相机不同图像压缩比下的数传通道最大码速率，高码速率模式采用边记边放模式或记录模式，相机数据先存入固态存储器再回放到数传通道，低码速率根据卫星测控弧段选择实传模式或记录模式，根据卫星固态存储器容量及典型测控弧段计算数传分系统传输带宽需求边界，数传研制基线根据计算结果选择具有900 Mbit/s高速传输能力的成熟产品。

通过分析卫星平台、有效载荷在卫星任务剖面、各短期工作模式下数据传输需求，卫星星内数据总线系统采用低速+高速配置模式，1553B、422总线传输遥测、遥控、服务数据等低速数据，LVDS、TLK2711传输有效载荷成像数据等高速数据，满足不同应用场景的数据传输需求。

对参数与指令进行分级设计，合理分配遥测信道与指令通道资源，为67种遥测源包设计了6个遥测模式，针对卫星任务剖面的各个阶段、卫星的各种工作模式进行源包调度优化，使卫星各阶段、各种工作模式下的高优先级遥测得到充分的信道带宽支持，同时保证低优先级遥测获得一定的传输能力。各分系统、单机的关键指令采用直接指令与间接指令异构备份模式，保证关键指令能够得到4个指令通道的冗余，普通指令采用直接指令或间接指令同构备份模式，提高指令通道资源的使用效率。

上述软件系统资源优化设计措施，使得资源一号02D卫星软件在具备相机全通道最大码速率1959 Mbit/s、定位精度36 m(1σ)、姿态机动能力26°/240 s性能的前提下，得到了只需要升级卫星平台4台单机计算资源、固态存储器容量仅需要2 Tbit、数传仅需要900 Mbit/s传输速率、遥测模式仅需要6个即可完成卫星能力提升的优化结果。

4 软件系统健壮性设计

资源一号02D卫星设计寿命由资源一号02C卫星的3年提升至5年，软件需加强健壮性设计，以保证卫星在轨长期稳定运行。根据各软件/FPGA自身设计特点、硬件资源及可靠性安全性[10]要求，开展与之相适应的单粒子防护、参数在轨维护、重要数据恢复、程序在轨维护设计，实现相应的接口和数据安全检查、重要数据维护与恢复、对自身运行状态的检查与维护、在轨进行功能重构等能力，以及运行参数的修改和程序的修订功能，从而保证卫星在轨稳定运行5年。表3为卫星软件/FPGA健壮性配置能力示例。

表3 卫星软件/FPGA健壮性配置能力Table 3 Configuration capability of satellite software/FPGA robustness

5 在轨验证

资源一号02D卫星发射至在轨期间，执行了发射段自主程控、入轨状态建立，以及卫星边记边放、实时传输、成像记录、数据回放等在轨正常工作模式有效载荷工作测试，卫星姿态正常，卫星各软件配置项功能性能正常。表4为卫星软件/FPGA验证矩阵。

表4 卫星软件/FPGA验证矩阵Table 4 Test matrix of satellite software/FPGA

按照文献[11]中规定的有效性、易操作性度量，对资源一号02D卫星软件系统设计好用易用性进行评价。表5为卫星软件/FPGA品质评价。在10项有效性评价项目中，3项不适用，5项达到理想值，2项与理想值差距较多。表5有效性评价中“功能的有用性”、“文档和帮助的功能说明有效性”与理想值差距较多的主要原因为：卫星的在轨不可维修性需要设计专门的故障模式，而且发射模式和入轨状态建立模式为航天器特有的“一次性”使用模式，所以这3个工作模式用户不使用。在10项易操作性项目中，3项不适用，6项达到理想值，1项与理想值差距较多。表5易操作性评价中“操作的易还原性”与理想值差距较多的原因同有效性评价。

表5 卫星软件/FPGA品质评价Table 5 Quality evaluation of satellite software/FPGA

6 结束语

资源一号02D卫星软件系统设计基于典型遥感卫星电子信息系统架构，形成以1553B总线为骨干网，422、LVDS、TLK2711总线为子网的多层分布式结构,重点加强了好用易用设计、资源优化设计、软件健壮性设计。卫星在轨飞行结果表明，卫星软件系统运行稳定，指标符合要求，用户任务执行正常，标志着软件系统设计满足卫星多谱段、大幅宽、定量化能力提升要求，具有较高的健壮性和较好的易用性。