基于綜合電子計算機的多系統軟件協(xié)同運行及聯(lián)合仿真技術(shù)研究

作者 賈艷勝 鐘金鳳 汪禮成 林榮峰 周勝良 上海航天控制技術(shù)研究所(上海 200233)

賈艷勝(1983-)，男，工程師，研究方向：衛星星載軟件設計。

摘要：對基于綜合電子計算機的衛星姿軌控系統和星務(wù)系統的軟件協(xié)同運行及仿真技術(shù)進(jìn)行了研究。介紹了綜合電子計算機的硬件組成，對綜合電子控制系統聯(lián)合仿真進(jìn)行了軟件框架設計、數據池數據結構設計、數據池操作接口函數等設計。并針對該計算機設計了一種控制系統聯(lián)合仿真閉環(huán)驗證系統。試驗結果滿(mǎn)足控制系統的各項指標要求，整個(gè)聯(lián)合仿真技術(shù)為衛星綜合電子技術(shù)的應用提供了參考依據。

引言

　　衛星控制系統和星務(wù)系統是衛星平臺的兩個(gè)功能獨立的大系統，傳統衛星的姿軌控計算機與總體星務(wù)計算機是獨立的兩臺單機，系統間通過(guò)1553B總線(xiàn)或CAN總線(xiàn)進(jìn)行數據交互。交互的數據復雜，軟件的通用性和繼承性較差。綜合電子計算機立足于建立未來(lái)型號的通用性與標準化，為衛星平臺提供統一的數據管理、控制與數據處理等業(yè)務(wù)。綜合電子對各個(gè)分系統硬件進(jìn)行了集成，大大提高了硬件和軟件的復用程度，并且降低了整星的質(zhì)量、體積和功耗。

　　本文針對綜合電子計算機進(jìn)行軟件架構設計，把星務(wù)軟件和姿軌控軟件集成為一套軟件系統運行在衛星管理單元中，并在硬件上設計了一種基于綜合電子計算機的控制系統閉環(huán)仿真系統，仿真結果表明控制指標及實(shí)時(shí)性滿(mǎn)足系統要求，對后續綜合電子衛星控制系統的地面仿真技術(shù)有很大的工程應用價(jià)值。

1 綜合電子計算機系統組成

　　綜合電子計算機主要由以下幾部分組成：

　　(1)通用處理器A模塊，綜合電子軟件的硬件載體是衛星大腦。軟件按功能分為姿控和星務(wù)兩部分。姿控部分主要完成衛星的姿態(tài)控制和軌道控制;星務(wù)部分負責接收遙控包，解析后執行或轉發(fā)，同時(shí)還負責遙測組包、組幀、加擾后送“信道關(guān)口模塊”的工作。

　　(2)通用處理器B模塊與通用處理器A模塊功能相同，并互為主備份。

　　(3)A/D采集模塊：負責采集各個(gè)單機的模擬量信息。

　　(4)信道關(guān)口模塊：完成遙測遙控明密狀態(tài)管理。

　　(5)時(shí)基&串行IO模塊Ⅰ型、II型、III型：Ⅰ型負責接收通用處理模塊及信道關(guān)口模塊的遙控輸入，根據遙控包識別區分輸出對象，實(shí)行信號的轉發(fā);II型、III型主要實(shí)現了多路通用RS422串口的收發(fā)功能、多路同步信號SYNC功能、多路輸出RTS請求信號功能，提供時(shí)間基準、電磁閥輸出、自鎖閥輸出、D/A輸出、切權指令等功能。

　　(6)配電模塊和功率驅動(dòng)模塊：主要通過(guò)電源板對各個(gè)模塊進(jìn)行供配電，并對特定信號進(jìn)行功率放大。

　　(7)1553B總線(xiàn)模塊：主要與其他分系統進(jìn)行數據交互。

2 多系統軟件系統設計

　　綜合電子計算機使用的中央處理器為AT697，遵循SPARC V8指令集。編程語(yǔ)言采用Ada語(yǔ)言。

　　在綜合電子系統軟件中，姿軌控軟件與綜合電子軟件共同運行，由調度內核負責調度。

2.1 軟件調度模式及訪(fǎng)問(wèn)約束

　　綜合電子軟件與姿軌控軟件間的調度關(guān)系采用多任務(wù)調度模式，設計4個(gè)任務(wù)：背景任務(wù)、調度主任務(wù)、姿軌控任務(wù)和遙控任務(wù)，優(yōu)先級依次提高。

　　在多任務(wù)結構中，為防止資源訪(fǎng)問(wèn)沖突，需對軟硬件接口資源的互斥訪(fǎng)問(wèn)進(jìn)行約束。

　　硬件接口采取隔離訪(fǎng)問(wèn)的方式，以避免硬件信號鎖定引起的多任務(wù)間調度互鎖。其中，時(shí)基IO板II、III型訪(fǎng)問(wèn)的姿軌控單機接口由姿軌控軟件訪(fǎng)問(wèn)，信道關(guān)口模塊、時(shí)基IO板I型、1553B總線(xiàn)接口都由綜合電子軟件訪(fǎng)問(wèn);通用處理器模塊中的資源需要根據應用情況作進(jìn)一步地隔離分工，原則上對該模塊上的兩個(gè)軟件配置項公用硬件資源姿軌控軟件只可讀不可寫(xiě)。

　　所有串口單機的數據采集由姿軌控軟件完成，模擬量數據、IO數據和遙控數據等由綜合電子軟件采集，姿軌控軟件不得操作相應的硬件單元。

　　兩個(gè)軟件配置項間的數據接口采取數據池的方式通信，通過(guò)保護對象、握手信號等手段保證數據的完整性。

2.2 軟件框架設計

　　軟件框架設計如圖1所示。圖中的星務(wù)軟件列出了與姿軌控相關(guān)模塊的數據流和控制流。

　　A.姿軌控軟軟件

　　采集姿軌控系統內部各單機的數據，按照姿態(tài)控制算法進(jìn)行衛星的姿態(tài)軌道計算和控制計算，生成控制指令發(fā)給相應的執行機構，同時(shí)接收地面的遙控數據，向星務(wù)系統發(fā)送遙測參數。

　　(1)陀螺組合、紅外地球敏感器、反作用飛輪單機通過(guò)異步RS422串口與綜合電子計算機相連，數據采集由姿軌控軟件直接采集獲取;

　　(2)星敏感器通過(guò)同步RS422串口與綜合電子計算機相連，位于綜合電子計算機中的時(shí)基&IO模塊III型板，星敏感器數據的采集由姿軌控軟件直接采集獲取。

　　為避免硬件信號鎖定引起的多任務(wù)間調度互鎖，星務(wù)軟件不對異步RS422和同步RS422進(jìn)行訪(fǎng)問(wèn)。

　　B.星務(wù)軟件

　　星務(wù)軟件負責處理遙控遙測信息，采集除串口外所有的控制系統的模擬量數據、數字量數據，同時(shí)負責向磁力矩器發(fā)送控制指令，向推力器發(fā)送噴氣指令。具體如下：

　　(1)遙控：綜合電子的遙控直接指令、間接指令與注數均按照CCSDS分包遙控標準進(jìn)行遙控數據幀組幀。采用遙控中斷方式接收遙控數據，對接收到的遙控數據進(jìn)行CRC校驗。

　　(2)遙測：綜合電子的遙測按照CCSDS分包遙測標準進(jìn)行遙測數據幀組幀。

　　(3)數據采集：采集姿控模擬量數字量。

　　(4)指令輸出：執行磁力矩器和推力器控制指令。

　　C.數據池

　　綜合電子軟件和姿軌控軟件間的數據池包括以下幾類(lèi)：測量數據、遙控數據、遙測數據、控制指令、時(shí)鐘接口，分別對這些數據進(jìn)行說(shuō)明。

　　(1)測量數據：由綜合電子軟件統一采集，供姿軌控軟件讀取使用，這些數據包括：三軸磁強計數據、0-1式太陽(yáng)敏感器數據、模擬式太陽(yáng)敏感器、單機加斷電、星箭分離和控制權狀態(tài)。

　　(2)遙控數據：星務(wù)軟件按照CCSDS包格式組幀，以整包形式將遙控數據轉發(fā)給姿軌控軟件。

　　(3)遙測數據：姿軌控軟件產(chǎn)生的遙測按照CCSDS標準進(jìn)行組包，通過(guò)數據池發(fā)送給星務(wù)軟件，星務(wù)軟件按照CCSDS標準負責遙測數據的組包、組幀和發(fā)送。

　　(4)控制指令：姿軌控軟件計算得到的磁力矩器指令和噴氣指令通過(guò)數據池發(fā)給星務(wù)軟件，星務(wù)軟件負責把控制指令發(fā)往內部功能模塊和指令輸出模塊。

　　(5)時(shí)鐘接口：星務(wù)軟件通過(guò)數據池向姿軌控軟件提供訪(fǎng)問(wèn)系統時(shí)鐘的接口。

3 聯(lián)合仿真設計

　　為了使姿軌控和星務(wù)在綜合電子計算機中能夠協(xié)同運行，以及驗證采用上述軟件設計的姿軌控軟件運行的時(shí)間消耗、實(shí)時(shí)性和系統控制效果是否滿(mǎn)足預期要求，設計仿真驗證系統如圖2。

　　將綜合電子工程樣機與DSPACE動(dòng)力學(xué)仿真設備相連，通過(guò)星載軟件監控臺加載與顯示終端PC機加載綜合電子軟件目標代碼，并與遙測PC機、遙控PC機、數據庫PC機、動(dòng)力學(xué)顯示與控制終端PC機一起共同組成姿軌控閉環(huán)測試仿真測試系統。

　　(1)DSPACE動(dòng)力學(xué)仿真設備：模擬衛星的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)、軌道動(dòng)力學(xué)和單機動(dòng)力學(xué)。仿真設備將單機動(dòng)力學(xué)中敏感器信息按照真實(shí)單機的通訊協(xié)議(RS422、A/D、開(kāi)關(guān)量)發(fā)送至星載計算機，同時(shí)接收星載計算機發(fā)送的噴氣指令、飛輪轉速指令、磁力矩器指令送給姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與軌道動(dòng)力學(xué)。

　　(2)動(dòng)力學(xué)顯示與控制終端：通過(guò)圖形用戶(hù)接口與動(dòng)力學(xué)仿真設備實(shí)時(shí)交互數據。一方面通過(guò)圖形用戶(hù)接口設置動(dòng)力學(xué)的相關(guān)參變量，在線(xiàn)修改動(dòng)力學(xué)模型;另一方面通過(guò)圖形用戶(hù)接口在線(xiàn)顯示動(dòng)力學(xué)模型的相關(guān)參變量;

　　(3)星載軟件監控臺加載終端：通過(guò)測試口把編譯好的星載軟件目標代碼加載到星載計算機運行。

　　(4)遙控終端：通過(guò)1553B總線(xiàn)把遙控注數包發(fā)送給星載計算機。

　　(5)遙測終端：接收并顯示1553B總線(xiàn)中的遙測數據，實(shí)時(shí)數據顯示以及事后數據查詢(xún)和數據回放的功能。

　　(6)數據庫終端：把 1553B中的遙測數據集中存放到數據庫中，便于事后數據回放和數據查詢(xún)。

4 試驗結果及分析

　　為了驗證姿軌控系統長(cháng)期工作下的時(shí)間性能和控制效果，選擇紅外飛輪控制模式對系統各種指標進(jìn)行考核。試驗曲線(xiàn)如圖3~圖5所示。

　　由仿真曲線(xiàn)可知，在紅外輪控模式下，系統的控制精度滿(mǎn)足控制指標的要求，且實(shí)時(shí)性較好，且在姿軌控的500ms控制周期內，軟件的運行消耗時(shí)間為110ms，耗時(shí)較少。

5 結論

　　(1)本文對基于綜合電子計算機的多系統軟件協(xié)同運行及聯(lián)合仿真技術(shù)進(jìn)行了研究;

　　(2)在軟件上按照系統分為多個(gè)任務(wù)，在多任務(wù)結構中，為防止資源訪(fǎng)問(wèn)沖突，對軟硬件接口資源的互斥訪(fǎng)問(wèn)進(jìn)行約束。并對多個(gè)任務(wù)之間的數據池交互采用保護對象的方式，確保了數據的讀寫(xiě)同步;

　　(3)設計了一種綜合電子計算機控制系統的聯(lián)合仿真驗證系統，將采用上述架構的綜合電子計算機接入動(dòng)力學(xué)形成閉環(huán);

　　(4)試驗結果表明整個(gè)聯(lián)合仿真技術(shù)滿(mǎn)足控制系統的各項指標要求，具有一定的工程應用價(jià)值。

　　參考文獻：

　　[1]GJB1198.6A-2004.航天器測控和數據管理第七部分:分包遙測.

　　[2]GJB1198.7A-2004.航天器測控和數據管理第七部分:分包遙控.

　　[3]Ada Reference Manual. ISO/IEC 8652:1995，159-186.

　　本文來(lái)源于《電子產(chǎn)品世界》2017年第7期第71頁(yè)，歡迎您寫(xiě)論文時(shí)引用，并注明出處。