陈建岳，侯 超，刘鲁江，施飞舟，涂志均，王立胜，盖建宁，韩 潇

(上海宇航系统工程研究所，上海 201109)

0 引 言

嫦娥五号的任务是实现月球无人采样返回。探测器系统由轨道器、着陆器、上升器和返回器组成，其中轨道器主要承担地球轨道与环月轨道之间的空间往返运输任务，包括携带着陆器、上升器和返回器完成地月转移、中途修正和近月制动；进入环月轨道后，将着陆器和上升器分离，携带返回器留轨；与从月面起飞、进入环月轨道的上升器交会对接，将样品转移至返回器，并将上升器分离；携带返回器进入月地转移轨道，在地球附近将返回器分离，并保证其再入初始条件。

轨道器功能极其复杂，再加上受运载能力、测控范围、空间环境等一系列条件制约，在面临比传统航天器更加苛刻的重量、体积、功耗要求下，必须达到更强的自主管理能力、更强的信息融合能力、更强的故障诊断及恢复能力。因此，必须采取综合电子模块化、集成化的设计思路，打破传统航天器的分系统划分，在保证可靠性的前提下最大程度地减轻电子系统及电缆的总重量，按照系统配置最优原则，对平台的所有电子需求和功能进行融合，采用系统集成、功能集成和部件集成技术，对轨道器各个传统分系统的电子设备进行一体化综合设计。

轨道器综合电子采用模块化设计思路，按照飞行器电子系统需求分类，设计成可以通用的模块，同样的模块可以在不同的单机、不同的分系统使用。此外，通用模块减少了技术状态,减少了元器件种类和数量,增加了系统的可靠性。综合电子核心计算机采用可重构技术，可以工作在双机热备份或者双机冷备份模式。在重要的变轨段可工作在热备份模式,提高容错能力；在巡航段可以工作在冷备份模式，节省功耗。

1 国内外发展情况

1.1 国外发展情况

国外卫星电子系统的发展有集中化、综合化的趋势[1-3]。美国的火星探测器Sojouner电子系统重量仅为1.5 kg,共2块板，其中一块为电源板，另一块为功能板，完成通信、遥控、遥测、姿轨控、探测数据处理等所有任务[4]。2003年发射的“机遇”号和“勇气”号也运用了综合电子技术，RAD6000作为核心处理器，完成了遥控、遥测、路径规划、自主导航、电机控制、图像采集和载荷管理等任务[5]。

欧洲的PROBA系列小卫星使用综合电子技术集成了姿轨控、数据管理等功能[6]。SPACEBUS平台采用先进的综合电子系统，由卫星管理单元(SMU)1台、电源调节器(PCU)1台、平台接口单元(PFDIU)1台、有效载荷接口单元(PLDIU)2台构成。卫星管理单元通过外部数据总线与接口单元进行信息交互，完成姿轨控、数据管理、供配电、有效载荷管理等功能[7],SPACEBUS综合电子系统框图如图1所示。

图1 SPACEBUS综合电子系统框图Fig.1 Block diagram of SPACEBUS integrated electronics

在单机设计层面，SPACEBUS采用了模块化的设计思路，每个模块完成卫星的一种功能，各模块内部大量采用专用集成电路，功能密度是国内传统单机的数倍,SPACEBUS电子单机模块化设计如图2所示。模块分类上，含处理器模块(Processor module)、遥测模块(Telemetry module)、遥控模块(Telecommand module)、大容量存储模块(Mass-memory module)、电源模块(DC/DC module)、用户I/O模块(I/O module)等。将其中的模块进行不同的组合，可形成不同功能的电子单机。

图2 SPACEBUS电子单机模块化设计Fig.2 Modular design of SPACEBUS electronic unit

1.2 国内发展情况

国内星上电子系统以高性能中心计算机为核心，形成分级分布式体系结构[8-13]。综合电子分系统以中心计算机为核心，一般配置有多个分布在不同舱段的远置单元，协同中心计算机完成信息处理、数据管理、驱动控制等任务。这种分级分布式结构，以嵌入式计算机和通信网络为核心，系统中各功能模块之间耦合度不高、独立性好，缺点是系统集成度低。

嫦娥三号巡视器采用了综合电子设计思路，包括中心计算机、容错管理、二次电源、电机控制组件、遥控处理、遥测处理、火工品与热控处理、供配电处理等模块，实现遥控指令上行、遥测信息下行、配电管理、火工品控制、热控管理、电机控制、导航、定位、协调控制、载荷管理等复杂功能[14]。整个巡视器只有一台综合电子单机，没能体现出模块复用带来的优势。

2 月球轨道器模块化综合电子设计

2.1 综合电子体系架构设计

轨道器体量较大，分为支撑舱、对接舱、仪器舱和推进舱。按照大型航天器的电子设计思路，采用分布式总线网络控制的架构，结合轨道器的构型与布局，综合电子设计4台单机，分别是系统综合管理单元(SMU)、数据综合接口单元(DIU)、对接与样品转移综合管理单元(DMU)和推进舱综合管理单元(PEU),轨道器综合电子体系架构图如图3所示。其中，SMU和DIU放置于仪器舱，呈180°布置，DMU放置于对接舱，PEU放置于推进舱。SMU作为4台单机的核心，通过1553B总线对其他3台单机实施控制，共同实现轨道器电子系统的功能。

图3 轨道器综合电子体系架构图Fig.3 Integrated electronics architecture of orbiter

系统综合管理单元(SMU)主要实现轨道器自主控制、器务管理、遥控终端、部分仪器舱遥测采集、遥测编码和PSK输出、大容量数据存储和数传编码、部分仪器舱加热器控制等功能。

数据综合接口单元(DIU)主要实现太阳翼和定向天线驱动控制、部分仪器舱遥测采集和间接指令输出、加热器控制、力学参数采集、轨道器主配电控制、火工品控制等功能。

对接与样品转移综合管理单元(DMU)主要完成对接与样品转移机构的5台直流无刷电机控制及对应旋变和开关信号采集，负责对接舱的遥测采集、加热器控制和部分间接指令输出。

推进舱综合管理单元(PEU)主要负责推进舱的遥测采集、加热器控制和部分间接指令输出，并通过422接口对推进线路盒实施控制和采集状态遥测。

此外，轨道器SMU通过1553B总线向着陆-上升组合体和返回器转发来自轨道器测控通道的间接指令，接收着陆-上升组合体和返回器的遥测数据经轨道器下行通道下传。SMU也可接收来自着陆-上升组合体的遥控指令。轨道器GNC中心控制单元(CCU)和导航接收机(GNSS)也通过1553B总线受轨道器SMU控制。

2.2 综合电子模块划分

对轨道器综合电子的功能需求进行详细梳理，并结合系统体系结构，按照模块化设计思路，保证模块之间易于集成、接口简单可靠、故障易于隔离，共规划了18种功能模块，然后通过各种模块的组合形成综合电子的4台单机,轨道器综合电子模块划分表见表1。

表1 轨道器综合电子模块划分表Table 1 Table of integrated electronics modules of orbiter

2.3 综合电子通用化内总线设计

综合电子分系统各单机均采用层叠式结构，使用内部互连接插件连接单机内各个模块。模块间通过内总线进行电源、数据和控制信号的传输，并在CPU的统一控制下协调工作。轨道器选用的CPU为TSC695F和80C32两款，分别针对复杂计算功能和一般控制两种应用场合。针对上述两款CPU的时序特点，同时考虑到一些通用模块要同时适应两种CPU内总线，对TSC695F内总线和80C32内总线进行了统一的定义，使通用模块可以兼容两种内总线。

内总线定义主要涉及信号定义、时序定义、供电和控制模式几个方面。

内总线信号定义包含电源线及其回线、数据线、地址线、读写控制线、忙闲状态线、自定义信号线等。CPU产生的地址、数据和控制信号通过内总线接插件传送给各个IO模块，进行内总线操作的时序控制。为保证可靠性，内总线信号均设计为双点双线，连接到内总线的信号使用隔离芯片进行驱动。

内总线时序定义规定了CPU模块对IO模块进行操作的方式，以CPU芯片的时序为主，由CPU模块上的FPGA进行适应性改进，以达到对挂在内总线上IO模块控制的目的。CPU对IO模块的控制主要通过读和写两种时序来完成。

内总线供电指内总线为挂在其上的模块提供二次电源及回线的能力。二次电源及回线由电源模块产生，它为内总线提供A机5 V、A机+12 V、A机-12 V、B机5 V、B机+12 V、B机-12 V共6档电源，以及公用的模拟地、数字地。模块若需使用3.3 V、2.5 V等其它电源，可使用总线提供的5 V电源自行转换。

内总线控制模式设计兼顾了冷/热备份工作模式。设计有控制权状态信号，用于热备份控制计算机进行输出信号控制；设计有自主开机信号，热备份单机连接开双机指令线，冷备份单机连接开B关A指令线；设计有复位信号，为模块提供上电复位和遥控复位能力；设计有5个时钟信号，由CPU模块上的同一个时钟源分频产生，便于IO模块进行同步逻辑设计。

2.4 综合电子单机组成

综合电子4台单机由18种模块共34块板组成。

系统综合管理单元(SMU)单机为主、备机热备份系统(可冷备使用)，由9种类别共11个功能模块组成，分别为高性能计算机模块2块、间接指令与遥测采集模块2块、遥控处理模块1块、直接指令驱动模块1块，遥测处理与频标模块1块、大容量固存及复接模块1块、二次电源模块1块，配电b模块1块、加热器控制模块1块。

数据综合接口单元(DIU)为主、备机冷备份系统，由8种类别共11个功能模块组成，分别为步进电机控制模块2块、加热器控制模块1块、间接指令与遥测采集模块2块、双冗余智能处理器模块1块、二次电源与配电模块1块、力学环境检测模块1块、火工品控制a/b模块共2块、配电a模块1块。

对接与样品转移综合管理单元(DMU)为主、备机冷备份系统。由5种类别7个功能模块组成，包括双冗余智能处理器模块1块、二次电源与配电模块1块、加热器控制模块1块、直流无刷电机驱动模块3块、遥测采集模块1块。

推进舱综合管理单元(PEU)为主、备机冷备份系统，由4种类别共5个模块组成，包括二次电源与配电模块1块、双冗余智能处理器模块1块、遥测采集模块1块、加热器控制模块2块。

2.5 综合电子信息流设计

综合电子作为轨道器的电子信息平台，信息流主要包括遥控上行、遥测下行、数传下行等方面,综合电子信息流图如图4所示。

图4 综合电子信息流图Fig.4 Integrated electronics information flow chart

遥控上行，综合电子与测控应答机的上行接口为PSK视频信号。SMU的遥控处理模块接收来自应答机的遥控上行PSK信号，解调处理后生成PCM信号，如果是直接指令则根据码表译码后直接输出；如果是间接指令或者注数，与SMU相关的则SMU自行处理，其余的通过1553B总线转发给DIU、DMU或者PEU，由它们负责分管区域的间接指令输出。

遥测下行，综合电子4台单机均装有遥测采集线路，分别负责各自区域的模拟量/温度量采集，采集后得到的数字量分别按照CCSDS的格式要求封装成EPDU数据包，然后经SMU调度通过1553B总线发送给SMU汇总，SMU再将这些数据包封装成CADU，发送给SMU的遥测处理及频标模块，信道编码处理后，转换成PSK信号输出至测控应答机下行。

数传下行，SMU大容量固存与复接模块通过LVDS接口接收图像数据、力学参数数据、遥测备份数据等，完成数据的复接、存储，并按照CCSDS的格式要求将这些数据封装成CADU，最后通过LVDS接口发送给测控应答机数传通道下行。

3 可重构计算机设计

综合电子系统综合管理单元(SMU)是轨道器电子平台的核心，考虑可靠性及不同飞行阶段的任务需求，SMU计算机设计成可双热机工作，也可一冷一热工作。正常情况下，SMU工作在双热机模式，在一机故障的情况下，可切换控制权；也可关闭故障的一机，工作在冷备份工作模式下。由于双热机工作模式功耗较大，在极端能源短缺情况下，也可降级为冷备份工作模式。

3.1 双热工作模式设计

对热备份单机，冗余切换包括控制权的切换和双机电源的切换,热备份模式系统原理图如图5所示。第一级切换为控制权切换，可自主或通过地面遥控实施，第二级切换为电源切换(开关机)，由地面遥控实施。

图5 热备份模式系统原理图Fig.5 System schematic diagram of hot redundancy mode

在热备份方案中需设计一个控制权信号，通过自主或遥控切换，使得主份或备份单机对系统进行控制，同一时刻只允许有权的机器对外输出，无权的机器对外输出信号被自动隔离。主、备份单机定时进行状态自检，并将自检信息通过遥测信道下传，供地面判断其健康情况，必要时进行遥控切换。未取得控制权的单机对主份单机进行状态监测，必要时可发出自主切权指令进行夺权。

自主夺权状态下，B机电路接收A机正常信号,自主夺权原理图如图6所示。在允许自主情况下B机监测到A机正常信号无效，会给软件一个状态标志，B机可以发夺权指令，让硬件产生连续的指令脉冲。该脉冲通过积分电路累积到若干次时，通过切权继电器将控制权赋给B机。

图6 自主夺权原理图Fig.6 Schematic diagram of seizing power independently

3.2 冷冗余工作模式设计

SMU在双热机模式下，可进入冷备份状态,冷备份工作模式的切机控制如图7所示。双热机时有控制权的单机执行任务,地面发开A关B遥控指令进入冷备份主份A机工作状态。A机出现异常时，如果1分钟内发生4次看门狗动作，在允许自主状态下A机会发出开A开B指令进入双热机模式。此外地面通过遥测判断A机异常，可以发遥控开A开B指令进入双热机。此时地面可以遥控切B权；在允许自主状态下，B机没有检测到A机正常信号，或者通过双机通信判断A机异常，可以发自主切B权指令。控制权切到B机后进入备份单机工作模式，地面通过开B关A遥控指令可关闭A机。

图7 冷备份工作模式下的切机控制Fig.7 Machine switching in cold redundancy mode

4 结 论

可重构模块化综合电子给嫦娥五号轨道器电子平台提供了一个解决方案，与传统卫星电子系统相比，轨道器综合电子系统做到了功能融合、接口统一、系统集成，大幅度降低了系统的重量和功耗。运用模块化、可重构的方法构建了一个灵活的电子系统，通过模块之间的组合，可以快速组成电子单机和电子系统。这种综合电子系统对后续型号具有很好的借鉴意义。