一种航天器综合电子系统构建方法和装置与流程

1.本发明属于航天综合电子技术领域，尤其涉及一种航天器综合电子系统构建方法和装置。


背景技术：

2.传统的航天器平台电子系统设计方案，一般采用界线分明的分系统划分方式，依据大的功能分类，将电子系统或设备分散在如电源、数管、测控、姿轨控、推进、热控等多个分系统中。由于功能密度较低，导致整器重量、功耗和体积大，发射成本高。分系统各自为政，研制出的产品多种多样，研制成本高，硬件资源难以统筹利用。且设备通用化程度极低，基本上均为定制产品，当需求略有变化，便需要修改产品设计。
3.随着我国航天事业的发展，航天器的规模越来越大，功能也越来越复杂，受运载能力、发射成本等条件约束，对电子系统的功能密度要求越来越高。同时，我国航天也正在逐渐进入深空探测领域，由于探测距离遥远、轨道控制复杂、光照能源受限等多种因素约束，使航天器的重量、体积、功耗均受到苛刻的限制。
4.采用综合电子方案，可以打破传统的分系统界线，将整器平台电子系统进行一体化综合设计。提高硬件资源的集成度和共享度，降低整器的重量、体积、功耗，从而满足相关约束条件的要求。但是由于综合电子系统功能集成度提升，与整器其他分系统的耦合性均比较高，因而其设计迭代过程极为复杂和漫长，在研制周期上往往不具备优越性，牵一发而动全身，一处需求变更可能带来整个系统研制工作发生反复。因而仅仅提高功能集成度，不解决定制化问题，就不能满足快速研制要求，不能满足我国航天事业快速发展的需求。


技术实现要素：

5.本发明要解决的技术问题为:提供了一种航天器综合电子系统构建方法和装置，该方法构建的航天器综合电子系统，功能集成度高、资源复用度高、通用化程度好以及对需求应变能力强。
6.为了解决上述技术问题，本发明公开了一种航天器综合电子系统构建方法，其中，所述方法包括：
7.确定航天器综合电子系统包含的功能模块，以及每个所述功能模块对应功能或接口数量；
8.构建各所述功能模块之间的接口规范；
9.确定航天器包含的综合电子单元的数量和每台所述综合电子单元的功能范围；
10.对各所述综合电子单元的功能范围和功能模块进行迭代；
11.根据当前的功能与接口数量需求，选取目标功能模块组合成各分区的综合电子单元，构成航天器综合电子系统。
12.可选的，所述确定航天器综合电子系统包含的功能模块的步骤包括：
13.按照电源供应、中央处理、接口处理三各大类，对所述航天器综合电子系统进行功
能模块归类划分；其中，电源供应类包括：大功率电源模块和低功率电源模块，所述中央处理类包括：高性能处理器模块、中低性能处理器模块以及总线通信功能模块，所述接口处理类的功能模块根据接口类型进行划分。
14.可选的，所述接口规范包括：机械接口规范、电气接口规范以及软件接口规范。
15.可选的，所述机械接口规范包括统一规定的印制板的尺寸、印制板金属框架的尺寸、印制板装配后的正反面包络尺寸、用于模块间插接的内总线接插件型号与布局位置、整机盖板的尺寸以及整机底板的尺寸。
16.可选的，所述电气接口规范包括：统一规定的模块间内总线接插件接点信号定义、信号电压、电流等电气特性定义和信号时序定义。
17.可选的，所述确定航天器包含的综合电子单元的数量和每台所述综合电子单元的功能范围的步骤，包括：根据航天器不同分区的功能需求，确定航天器包含的综合电子单元的数量和每台所述综合电子单元的功能范围。
18.可选的，所述综合电子单元包括主控单元和综合电子远置单元；所述主控单元，采用高性能中央处理模块进行整机控制，根据整机功耗需求选用大功率或中低功率电源模块；所述主控单元通过总线向各所述综合电子远置单元转发遥控指令、发送程控指令，收集各所述综合电子远置单元的遥测信息、健康信息、备份信息。
19.可选的，所述综合电子远置单元采用中低能中央处理模块进行整机控制，根据整机功耗需求选用大功率或中低功率电源模块。
20.可选的，所述综合电子单元的功能范围和功能模块进行迭代的步骤包括：将各功能模块层叠互插，内总线信号通过功能模块间接插件层层传递，同一个接点号对应的信号保持一致，以便于功能模块间任意互插兼容和综合电子单元的快速组合变化。
21.本发明实施例公开的航天器综合电子系统构建方法，一方面，所构建的航天器综合电子系统功能集成度高、资源复用度高、通用化程度好以及对需求应变能力强；另一方面，该方案构建航天器综合电子系统的效率高。
附图说明
22.图1为本发明实施例所提供的航天器综合电子系统构建方法的步骤流程图；
23.图2为本发明实施例中所规定的印制板机械接口要求示意图；
24.图3为本发明实施例中所规定的机械接口适配示意图；
25.图4为本发明实施例中规定的机械接口包络尺寸要求示意图；
26.图5为本发明实施例中的功能模块组合示意图；
27.图6为本发明实施例所提供的航天器综合电子系统构建装置的结构框图。
具体实施方式
28.下面根据具体的实施例，结合附图针对本发明进行详细说明。应当理解，此处所述的具体实施例仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。
29.本发明为解决现有技术中大型或多舱段航天器电子系统分散研制、资源统筹困难、需求变化适应性差、研制周期长、研制成本高等问题，提供了航天器模块化分布式综合电子系统设计方案，具体实施方式如下所述。
30.图1为本发明实施例提供的一种航天器综合电子系统构建方法的步骤流程图。
31.如图1所示，本发明实施例的航天器综合电子系统构建方法包括如下步骤：
32.步骤101：确定航天器综合电子系统包含的功能模块，以及每个功能模块对应功能或接口数量。
33.一种可选地确定航天器综合电子系统包含的功能模块的方式如下：按照电源供应、中央处理、接口处理三各大类，对航天器综合电子系统进行功能模块归类划分。其中，电源供应类包括：大功率电源模块和低功率电源模块，所述中央处理类包括：高性能处理器模块、中低性能处理器模块以及总线通信功能模块，接口处理类的功能模块根据接口类型进行划分。
34.在实际实现过程中，可确定航天器综合电子系统的功能范围，将不同功能分类归纳，划分成不同的功能模块。初步规划每个功能模块包含的功能或接口数量。在本实施例中，可将航天器综合电子系统的功能范围划分为：数据管理、遥控处理、指令发送、遥测采集、遥测下行、热控、火工品驱动、直流无刷电机驱动以及步进电机驱动。
35.其中，负责电源供应的功能模块应能提供5v、
±
15v多档电源供电，并可分为两种模块，功率为50w左右的大功率电源模块和功率为10～20w的中低功率电源模块，以适应不同的供电需求。中央处理功能模块也可分为两种，处理能力不低于80mips的高性能处理器模块和处理能力为10～20mips的中低性能处理器模块，以适应复杂处理和简单处理不同需求，且中央处理功能模块应包含总线通信功能，根据整器总线选型进行配置。接口处理类的功能模块根据接口类型不同划分成多种类型，尽量将单一接口类型或电路相近的接口类型划分在同一功能模块，每个模块包含的接口数量应根据预设的电路板尺寸进行估计。在本实施例中，规划出60w大功率电源模块和20w中低功率电源模块。高性能处理器选择bm3803，中低性能处理器选择单片机80c32，系统总线选择1553b高速串行总线。根据系统功能范围规划出接口处理类的功能模块：遥控处理模块，可接收处理4路上行遥测信号；指令发送模块，可输出64路oc门指令；a/d采集模块，可采集100路信号(兼容电压量和电阻量)；遥测下行模块，可输出4路遥测下行信号；加热器控制模块，可控制50路加热器；火工品驱动模块，可驱动20路双桥丝火工品；直流无刷电机驱动模块，可控制5路电机；步进电机驱动模块，可控制5路电机。
36.步骤102：构建各功能模块之间的接口规范。
37.接口规范包括：机械接口规范、电气接口规范以及软件接口规范。各功能模块之间的接口规范可使各功能模块在物理上无缝接合，在电气上互联互通、接口电平和时序匹配，在软件访问上不产生冲突。
38.机械接口规范包括统一规定的印制板的尺寸、印制板金属框架的尺寸、印制板装配后的正反面包络尺寸、用于模块间插接的内总线接插件型号与布局位置、整机盖板的尺寸以及整机底板的尺寸。电气接口规范包括：统一规定的模块间内总线接插件接点信号定义、信号电压、电流等电气特性定义和信号时序定义。所有功能模块使用统一的内总线接点定义，接点信号定义应尽量使电源和地信号保持安全间距，接点信号中所定义的与cpu(central processing unit，中央处理器)访问有关的数据线、地址线、控制线，应兼容高性能和中低性能两种处理器，接点定义中可以包含一些模块间点对点互联的专用信号，也可以预留一些专用信号点。应针对高性能和中低性能两种处理器分别定义访问时序。各接口
处理类功能模块与cpu的接口时序设计采用可编程逻辑阵列实现，通过灌注不同版本的fpga(field programmable gate array，现场可编程门阵列)软件，可以实现与两种不同处理器模块的时序匹配。
39.其中可使各功能模块实现任意组合的软件接口规范主要指统一规定各接口处理类功能模块的访问地址段，各功能模块的访问地址段应保证与其他功能模块错开，以避免访问冲突。对于在一台综合电子单元中装入数量有可能大于1块的功能模块，应根据需求为其规定多个地址段，而相应的功能模块应设计板选跳线，以快速适应不同地址段访问需求。
40.在本发明实施例中，印制板的尺寸规定如图2所示，印制板厚度统一要求为2mm。相应的印制板金属框架尺寸与之相匹配，壁厚2mm，金属盖板和金属底板的尺寸与框架尺寸相匹配，本发明实施例中均不再提供具体尺寸图示。用于功能模块间接插的内总线接插件选用ieh hmm-276，为穿透式板间接插件，其在印制板上的定位布局已在图2中标明，印制板与框架组合装配后效果见图3，其中图3中的左图为印制板与金属框架组装后的正面效果图，右图为印制板与金属框架组装后的背面效果图。为了配合此类接插件插合的位置，对金属框架的高度、印制板正反面装配元器件的高度均作了详细规定，如图4所示，规定凡配置该内总线接插件的模块框架高度均为20mm，印制板正面元器件高度不得高于13mm，背面元器件高度不得高于3mm。
41.可使各功能模块实现任意组合的电气接口规范包括统一规定的模块间内总线接插件接点信号定义、信号电压、电流等电气特性定义和信号时序定义。所有模块使用统一的内总线接点定义，接点信号定义应尽量使电源和地信号保持安全间距，接点信号中所定义的与cpu访问有关的数据线、地址线、控制线，应兼容高性能和中低性能两种处理器，接点定义中可以包含一些模块间点对点互联的专用信号，也可以预留一些专用信号点。应针对高性能和中低性能两种处理器分别定义访问时序。各接口处理类功能模块与cpu的接口时序设计采用可编程逻辑阵列实现，通过灌注不同版本的fpga软件，可以实现与两种不同处理器模块的时序匹配。在本实施例中，内总线接点276个，包含双机内总线，其中每一机定义了5v供电线20路、15v供电线10路、地线30路、地址线16路、数据线16路、中断请求信号线4路、全局时钟线3路、读写信号等控制线6路。使用bm3803处理器的综合电子单元，占用全部16路数据线，使用80c32处理器的综合电子单元，仅占用前8路地址线，后8路视为空点。按照bm3803和80c32处理器的使用要求，分别定义了cpu对功能模块的访问时序。其中a/d采集等复用性模块，配置了适应bm3803和80c32处理器的2种版本fpga软件，按需灌注。
42.其中可使各功能模块实现任意组合的软件接口规范主要指统一规定各接口处理类功能模块的访问地址段，各功能模块的访问地址段应保证与其他功能模块错开，以避免访问冲突。对于在一台综合电子单元中装入数量有可能大于1块的功能模块，应根据需求为其规定多个地址段，而相应的功能模块应设计板选跳线，以快速适应不同地址段访问需求。在本实施例中，为连接内总线的各个功能模块分别分配了不同的地址段，如加热器控制模块地址段为0x5000～0x5fff，遥测下行模块地址段为0x8000～0x 8fff，而a/d采集模块由于可能在一台综合电子单元需要装入2个该模块，其地址段分配为0xb000～0xcfff，且模块上设置了板选跳线，板选为0则地址段为0xb000～0xbfff，板选为1则地址段为0xc000～0xcfff。
43.步骤103：确定航天器包含的综合电子单元的数量和每台综合电子单元的功能范
围。
44.在实际实现过程中，可对根据航天器不同分区的功能需求，确定航天器包含的综合电子单元的数量和每台综合电子单元的功能范围。n个分区共布置n台综合电子单元，其中，一台综合电子单元为主控单元，其余各综合电子单元与主控单元之间通过高速总线进行通信，主控单元作为整个综合电子系统的信息中枢和管理中心。除主控单元外的其他综合电子单元又可称为综合电子远置单元。一种示例性地分区管理方式为，根据航天器设备布局与信号采集、控制需求等，划分为4个分区，设置1台主控单元，3台远置单元，其中1台远置单元布置在在轨需要分离的舱段。
45.航天器分区管理，应充分考虑信号走向和单台综合电子单元的功能规模。区域划分应使大部分到达该区综合电子单元的信号电缆路径尽量短，且使该区综合电子单元的模块组合规模最大不超过12个，最小不低于5个。单台综合电子单元，管理范围不要跨多个舱段。
46.主控单元，采用高性能中央处理模块进行整机控制，根据整机功耗需求选用大功率或中低功率电源模块；主控单元通过总线向各所述综合电子远置单元转发遥控指令、发送程控指令，收集各综合电子远置单元的遥测信息、健康信息、备份信息等。主控单元同时也作为整器总线的主控方，控制所有的总线通信。综合电子远置单元采用中低能中央处理模块进行整机控制，根据整机功耗需求选用大功率或中低功率电源模块。
47.一种可行性地实施方式中，根据预估的能源与性能需求，主控单元选用60w大功率电源模块和bm3803中央处理模块，与3台远置单元通过1553b总线进行信息互通，主控单元是1553b总线的bc方，3台远置单元和其他终端设备为rt方。跟据预估的能源与性能需求，3台远置单元均选用20w中低功率电源模块和80c32中央处理模块。
48.步骤104：对各综合电子单元的功能范围和功能模块进行迭代。
49.根据各综合电子单元的当前功能范围，分别选取相应的功能模块，组合成各分区的综合电子单元，不同综合电子单元选取的功能模块类型可以重合。综合考虑当前组合情况下模块资源的利用率和综合电子单元的组成规模，对模块种类或某种模块的功能或接口规模进行适当调整，或者对综合电子单元数量和功能组成进行适当调整。其中功能模块所具备的功能或接口数量，在充分利用电路板空间资源的前提下，可以略大于需求数量，便于功能或接口扩展，模块上电路资源的利用率应不低于80％视为合理。综合电子单元的模块组合规模最大不超过12个，最小不低于5个。
50.一种可行性地实施例中，初次进行模块组合的方案为：主控单元由1个电源模块、2个bm3803中央处理模块、1个遥控处理模块、2个指令输出模块、1个a/d采集模块、1个遥测下行模块、2个加热器控制模块共10个模块组成。远置单元一由1个电源模块、2个80c32中央处理模块、1个指令输出模块、1个a/d采集模块、1个加热器控制模块、2个火工品驱动模块、2个步进电机驱动模块共10个模块组成。远置单元二由1个电源模块、2个80c32中央处理模块、1个指令输出模块、1个a/d采集模块、1个加热器控制模块共6个模块组成。远置单元三由1个电源模块、2个80c32中央处理模块、1个指令输出模块、1个a/d采集模块、2个加热器控制模块、2个直流无刷电机控制模块共9个模块组成。后续迭代过程中由于区域指令和区域采集需求数量有所增加，主控单元便增加了1个指令输出模块，远置单元二增加了1个a/d采集模块。除个别指令输出模块、a/d采集模块、加热器驱动模块实际使用路数未达到100％外，其
他所有模块的资源利用率都达到了100％。
51.本步骤开展应当选择合适的时机，应当在各综合电子单元的功能需求基本已经确定的情况下开展，避免后续发生重大变化，以减少迭代的次数和代价。
52.一种可选的综合电子单元的功能范围和功能模块进行迭代的方式如下：将各功能模块层叠互插，内总线信号通过功能模块间接插件层层传递，同一个接点号对应的信号保持一致，以便于功能模块间任意互插兼容和综合电子单元的快速组合变化。
53.综合电子单元模块的组成方式为模块层叠互插式，不使用母板，内总线信号通过模块间接插件层层传递，同一个接点号对应的信号保持一致，以便于模块间任意互插兼容和综合电子单元的快速组合变化。功能模块间穿透式接插件的接点定义完全一致，功能模块可以以任意顺序互插组合，功能模块组合效果如图5所示。
54.步骤105：根据当前的功能与接口数量需求，选取目标功能模块组合成各分区的综合电子单元，构成航天器综合电子系统。
55.在构成航天器综合电子系统之后，当功能或接口数量需求发生变化，若变化量少，首先考虑利用综合电子单元现有模块的电路余量或减少模块上同类电路的装配数量来适应变化，若变化量大，则进行模块级别的增减来适应变化。在本实施例中，当综合电子4台单元模块组成确定后，对于多余的电路，为了减轻重量，要求不装配。后续其他个别分系统又提出了增加遥测采集的需求，由于原有模块设计的a/d采集数量尚有余量，因此只需要补充装配要求即可实现，可保持设计不变。
56.本发明实施例提供的航天器综合电子系统构建方法，一方面，所构建的航天器综合电子系统功能集成度高、资源复用度高、通用化程度好以及对需求应变能力强；另一方面，该方案构建航天器综合电子系统的效率高。
57.图6为本发明实施例提供的一种航天器综合电子系统构建装置的结构框图。
58.如图6所示，本发明实施例的航天器综合电子系统构建装置包括：第一确定模块601，用于确定航天器综合电子系统包含的功能模块，以及每个所述功能模块对应功能或接口数量；构建模块602，用于构建各所述功能模块之间的接口规范；第二确定模块603，用于确定航天器包含的综合电子单元的数量和每台所述综合电子单元的功能范围；迭代模块604，用于对各所述综合电子单元的功能范围和功能模块进行迭代；构造模块605，用于根据当前的功能与接口数量需求，选取目标功能模块组合成各分区的综合电子单元，构成航天器综合电子系统。
59.本发明实施例提供的航天器综合电子系统构建装置，一方面，所构建的航天器综合电子系统功能集成度高、资源复用度高、通用化程度好以及对需求应变能力强；另一方面，该装置构建航天器综合电子系统的效率高。
60.需要说明的是，以上说明仅是本发明的优选实施方式，应当理解，对于本领域技术人员来说，在不脱离本发明技术构思的前提下还可以做出若干改变和改进，这些都包括在本发明的保护范围内。
61.本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。