軟件定義衛星硬件模塊化設計研究

+ 王瑋1，吉彥超1，陳有梅1，張科科1，高源1

(1. 上海微小衛星創新研究院)

1 引言

軟件定義衛星是從軟件角度出發，重新詮釋微納衛星，以星載App的形式，通過軟件來定義無線電、定義載荷、定義星載計算機，實現衛星大部分功能的軟件化，實現衛星功能的在軌重構，拓展衛星的在軌應用。軟件定義衛星打破了傳統衛星的設計理念，剝離了軟件和硬件，將衛星應用任務與衛星硬件設計解耦，因此，傳統的根據具體任務需求定制衛星硬件的設計方法由于周期長，成本高，難以實現軟件定義衛星快速響應任務需求的研制目標，因此需要研究一種適應軟件定義衛星特點的衛星硬件設計方法。

傳統的衛星硬件設計一般與衛星應用任務緊密聯系，導致設計出的衛星硬件形式各異，適應能力與靈活性較差，通過研究模塊化的衛星硬件設計，可以完善并優化整個衛星硬件研制過程， 提高硬件的公用化能力，可以支撐各類通過軟件定義的衛星應用 ，匹配軟件定義衛星的設計理念， 實現衛星研制的快速響應。

2 國內外研究現狀

美國Aero/Astro公司開發了“空間維護與修理技術平臺”，將平臺分解為太陽翼模塊、電池模塊、姿態控制模塊、通信模塊和有效載荷基板，將這些模塊通過機械、電、邏輯標準連接，采用線性堆棧六邊形結構，可實現短時間模塊組裝和整體測試[1]。

結構設計方面，法國Matra Marconi Space提出了LEOSTAR系列平臺，采用了模塊化的堆棧衛星結構平臺，可以適應不同的有效載荷和任務需求 [2]。美國洛馬公司研制了A2100系列衛星平臺，采用箱板式結構模塊化設計，使得衛星平臺與載荷的相關性大大降低，可以并行開展設計、生產、試驗等工作，研制效率大幅提升[3]。

電子學方面，美國空軍研究實驗室提出了航天即插即用電子系統SPA（Space plug-and-play avionics）的概念，包括了一些商用即插即用總線標準（如USB、Spacew ire）。SPA標準從各個層面上定義了衛星星上電子系統的即插即用標準規范，形成了包括星載計算機、SPA-U Hub、SPA-S Router、ASM接口模塊、展開分系統、電源管理分配分系統、可重構處理器的模塊化航天器星上電子系統方案[4-5]。美國戰術衛星-3采用了模塊化的空間即插即用電子設備技術，將衛星平臺分解為高光譜成像儀傳感器、通用數據鏈路通信組件、衛星通信試驗組件、衛星試驗航空電子系統，基于內聚性、封裝性、解耦性和重復使用性的模塊化設計原則，將衛星設計成開放式系統[6]。國內清華大學尤政等研究了一種基于UART的即插即用電子學系統，在模塊化程度和系統可擴展性等多方面有了很大提升[7]。

衛星模塊化設計是目前衛星技術發展的重要方向[8-9]，國內外已經做了許多研究，形成了一些通用的即插即用標準。軟件定義衛星采用軟件定義的方式，在軟件層面極大地提高了衛星系統對有效載荷的適配能力和對算法軟件的兼容能力；硬件層面，通過設計模塊化的衛星硬件，可以進一步增強軟件定義衛星的靈活性，真正做到衛星軟硬件層面的即插即用。

本文針對軟件定義衛星的特點，首先對衛星開展了模塊化功能分解設計，并在此基礎上對衛星硬件的必備功能模塊結構模塊和電子學模塊進行了模塊化設計。

3 衛星硬件模塊化功能分解設計

對整個衛星系統按照模塊化的要求可以分為三個層次：系統級模塊、分系統級模塊和功能模塊。整個衛星本身可以組成系統級模塊，多顆衛星可以互聯互通形成星座，共同完成任務。針對軟件定義衛星將衛星硬件與軟件解耦的特征，衛星硬件和軟件屬于分系統級，分別形成獨立的分系統級模塊，實現各自分配的任務。按照不同的功能，可以將衛星的硬件和軟件進一步分解成多個具有某一特定功能的功能模塊，通過功能模塊的配置組裝或者在軌協同工作，實現所需的功能。功能模塊劃分是模塊化設計的前提與基礎，模塊劃分是否合理，直接影響衛星的功能、性能和成本。功能模塊的劃分以及如何把模塊化功能單元形成功能子模塊是復雜的多目標的綜合優化的過程，功能模塊劃分流程圖如圖 1所示。

衛星硬件功能模塊劃分原則如下：對性能變化較小的功能模塊開展標準化設計，形成獨立的標準功能模塊；對性能變化較大的功能模塊，依據不同的功能定制劃分原則，將其分解為一個個模塊化的功能單元，再把功能單元分類組合成功能子模塊。

通過研究標準接口設計規范，建立模塊化標準，規范組成衛星硬件的功能模塊的類型和功能模塊的功能，每個功能模塊和功能子模塊都具有獨立完備的功能和開放的標準接口，相同類型的模塊可以互相拼接與更換升級，可以根據變化的任務進行快速選配、組合和擴展升級。從而實現軟件定義衛星的快速任務響應、功能靈活集成與擴展、批量化生產、載荷靈活配置和多任務需求的要求。功能模塊劃分原理樹如圖 2所示。

圖1 功能模塊劃分流程圖

圖2 功能模塊劃分原理樹

通過設計通用、兼容、即插即用的模塊化功能模塊，可以為軟件定義衛星的多任務需求提供快速響應的硬件支撐，利于降低衛星研制成本，縮短衛星研制周期。

4 衛星硬件模塊化設計研究

衛星硬件可以劃分為結構模塊、熱控模塊、姿控模塊、軌控模塊、電子學模塊、載荷模塊等，可根據不同的任務指標要求進行功能模塊的任意選配與組合，本文從衛星硬件必備的結構模塊和綜合電子模塊入手，開展這兩個功能模塊內部功能的詳實設計研究。

4.1 結構模塊設計

衛星的結構屬于性能變化較小的功能模塊，理想化的模塊化結構設計，從以下三方面開展。

（1）模塊化功能艙

結構是衛星的服務型平臺，與其他分系統都有交集，各功能模塊之間的位置關系可以通過結構實現。將衛星各功能模塊與結構分別集成，形成若干個模塊化的功能艙，將各模塊進行空間封閉，實現各功能模塊的空間模塊化。

（2）標準化接口

每個模塊化功能艙有其獨立的功能閉環，在功能艙上設計統一的對外標準接口，包括電氣接口和機械接口，可以實現功能艙的快速組裝、重組、拼裝與擴展。

（3）標準化構型

每個功能艙采用標準化構型，可以通過層疊式或平鋪式實現三維結構擴展功能，滿足衛星的構型需求。

圖3是一種模塊化衛星結構，核心是“標準結構面板+標準通用接頭”的設計。按照標準尺寸為300mm×300mm×（N*100）mm（N為整數）的模塊化功能艙設計了標準結構面板，結構面板上設計了標準化的接口，實現多元異構組件單元的空間靈活配置和高效熱傳遞，同時設計了標準化多維通用機械連接接頭，與標準結構面板連接，可以實現不同功能艙的快速堆棧、更換與擴展，適應批量化和靈活性的要求。

圖3 模塊化衛星結構示意圖

圖4 各種模塊化結構形式

圖5 上艙段標準結構面板設計

圖6 中艙段標準結構面板設計

圖7 下艙段標準結構面板設計

圖8 標準通用接頭示意圖

圖9 七層標準功能艙結構

圖10 有限元模型

以上述形式的結構為基本艙體可以進行擴展，由統一標準和規格的結構面板組成的獨立功能艙段之間機械連接均采用簡單的螺釘連接，艙段之間相互位置可根據任務需求任意更換，各功能艙段可在300mm×300mm×100mm的整數倍空間上擴展，根據衛星功能需求以及運載要求進行橫向擴展、縱向擴展、雙向擴展、三向擴展等多模塊多方位擴展，確定擴展形式后，選取不同的連接接頭即可，如圖4所示。每段功能艙各面都配置多個標準電接口，用于模塊間的供電和通信，內部夾層為拓展插座的走線槽，為多模塊多方位的拓展提供條件。

下文以縱向擴展七層標準功能艙為例，對標準結構面板和標準通用接頭展開詳細設計。

4.1.1 結構設計

（1）上段標準艙結構面板設計

上段標準艙外形尺寸需滿足300mm×300mm，艙段本體高度根據任務需求可按100mm的倍數進行增加，本設計為100mm，下接口與中段標準艙相連，接口形式為內嵌式接口，其尺寸需滿足290mm×290mm（-0.1mm），如圖5所示。

（2）中段標準艙結構面板設計

中段標準艙外形尺寸需滿足300mm×300mm，艙段本體高度根據任務需求可按100mm的倍數進行增加，并且具有兩種接口，一種接口與下段標準艙相連，接口形式為內嵌接口，其尺寸需滿足290mm×290mm（-0.1mm），另一種接口為外包接口與其他中段標準艙或上段標準艙相連，其接口內尺寸需滿足290mm×290mm（+0.1mm），如圖6所示。本設計包含5段中段標準艙。

（3）下段標準艙結構面板設計

下段標準艙本體尺寸需滿足300mm×300mm，艙段本體高度根據任務需求可按100mm的倍數進行增加，本設計為200mm。下段標準艙與中段標準艙連接方式為鑲嵌式安裝，因此其接口內尺寸需滿足290mm×290mm（+0.1mm）,如圖7所示。

（4）標準通用接頭設計

通用接頭上布置了若干M4螺紋孔，每個接頭螺紋孔間距為30mm和16mm，用于星外單機或其他模塊的標準化安裝，標準通用接頭示意圖如圖8所示。

最終形成的七段標準功能艙如圖9所示。

4.1.2 力學分析

在PATRAN和NASTRAN平臺上對七層標準功能艙結構進行力學分析，標準結構面板和標準通用接頭的原材料均為2A12T4，采用五面體和六面體單元模擬，其余單機和有效載荷簡化為集中質量，通過MPC與結構面板直接連接。有限元模型如圖10所示，模型單元數為512895，總質量為100kg。

將底部進行固支進行模態分析，得到七層標準功能艙結構前三階主要模態參數，如表1所示。

參考常用火箭的過載系數，設計兩種工況對七層標準功能艙結構進行靜力分析，安全系數取1.5，橫向載荷和縱向載荷同時進行加載。工況組合數值如表2所示。

各工況下最大應力及最大位移情況如表3所示。

表1 主要模態參數

表2 工況組合數值

表3 最大應力和最大位移統計

有限元分析結果表明，七層標準功能艙結構的設計合理可靠，能夠滿足一般力學條件的要求。

4.2 電子學模塊設計

電子學模塊屬于性能變化較大的功能模塊，首先需對其進行功能分解設計，分解為一個個模塊化的功能單元，再把功能單元分類組合成功能子模塊。其次，設計各功能子模塊涉及的標準接口，便于各模塊之間的交互、配合與溝通。最后，電子學模塊的高度集成性要求對其進行機電熱一體化設計，使其滿足工程實際需求。

4.2.1 功能模塊分解設計

對衛星整個綜合電子學模塊按照不同功能進行功能模塊解耦，確定各子模塊的功能，對傳統衛星中功能相似的部件進行合并，達到每個功能子模塊可以實現更多的功能。

傳統的衛星電子學一般包括星務計算機、大容量管理、供電管理、配電管理、GPS、遙控上行處理、遙測下行處理、信息處理、數傳調制和功放等，對其進行功能集成和解耦，形成能源管理子模塊、信息獲取子模塊和射頻信號處理子模塊。如圖11所示。

其中，能源管理子模塊包括電源功能單元和配電控制功能單元，負責整星一二次供電，在衛星壽命期間各運行階段和工作狀態下，為星上設備配送所需的電功率，連接各設備間的電信號，確保供電性能符合要求。

信息獲取子模塊包括星務計算機功能單元、綜合業務功能單元、數據管理功能單元等，主要完成綜合各種信息的獲取，包括姿控信息、遙控信息、遙測信息、熱控信息等。

射頻信號處理子模塊包括高精度GNSS功能單元、LTE功能單元、固放功能單元等，主要完成遙測、遙控和GPS等射頻信號的處理，并將其轉換為數值信號。

經過功能解耦，分解出功能獨立、接口統一的電子學功能子模塊，有利于實現各功能模塊的配置、升級以及功能擴展。

4.2.2 接口標準化

對電子學模塊涉及的接口進行歸納分類，可分為能源流、低速信息流和高速信息流，如圖12所示，針對每種信息流接口設計標準的接口電路，實現接口的標準化和自適應。

能源流標準化主要包括電源標準化和配電控制標準化。電源功能單元拓撲如圖13所示。二次電源采用標準的DC/DC模塊，根據實際功耗選擇合適的型號，電源輸出類型有+28V、+12V、-12V、+5V四種類型。

配電控制功能單元接收遙控輸入指令為OC門形式的指令，即功率輸出驅動電路。功率輸出器件直接驅動繼電器線包和MOS管的柵極，輸出端為低電平時繼電器有效，輸出電流不大于200mA。具體電路詳見圖14和圖15。

低速信息流主要包括星務計算機發出的遙控信息流、各單機返回的遙測信息流、星務計算機發出的時間廣播信息流等。為實現星上各設備單機低速信息流的統一，采用統一的總線規范，如CAN總線，設置星務計算機為主節點，其余都為從節點，示意圖和拓撲圖分別如圖16和圖17所示，各從設備在設計與研制時遵循統一的總線標準，使得各設備產生的信息流格式標準化。

圖11 電子學功能模塊分解示意圖

圖12 標準化接口示意圖

圖13 電源功能單元拓撲圖

圖14 繼電器接口電路圖

圖15 MOS管接口電路圖

圖16 低速信息流示意圖

圖17 CAN總線連接拓撲圖

高速信息流主要包括多種載荷產生的載荷數據信息流，在硬件接口層面采用統一的LVDS接口和LVDS收發接口芯片，如圖18所示。

4.2.3 機電熱一體化設計

依據下列原則對電子學模塊的所有子模塊進行機電熱一體化設計：

（1）結構設計需滿足強度和剛度，同時兼顧PCB的導熱、EMC屏蔽和帶電粒子輻照屏蔽；

（2）結構設計中考慮電子學走線，并將結構板作為電子學布線區域；

（3）熱控設計中，對衛星艙內噴涂黑漆，強化輻射換熱，保證各子模塊之間的溫差不超過10℃，滿足其工作在正常溫度內；

圖18 高速信息流拓撲圖

（4）電子學設計中，將熱耗較大的器件DC/DC、FPGA等放在離散熱結構盡可能近的地方，如有必要，將散熱面通過熱管與衛星的其它艙段進行熱耦合連接；

（5）電子學設計中，將高度較高的元器件集中，盡可能的留出操作空間；

（6）射頻信號處理子模塊中，設計屏蔽殼完成射頻干擾信號屏蔽的同時，殼內結構貼緊散熱較大的器件，使器件熱耗均勻到結構中，同時殼內增加加強筋，增加PCB的結構強度。

5 結束語

軟件定義衛星已經成為近年來的一個熱點研究方向，為了匹配軟件定義衛星的設計理念和任務目標，本文結合軟件定義衛星的需求現狀，對衛星硬件的模塊化設計展開了研究。本文提出了一種模塊化結構設計方案，并從功能模塊分解設計、接口標準化和機電熱設計一體化三方面，對模塊化電子學展開了研究，可為軟件定義衛星提供快速響應的硬件支撐，靈活適應不同空間任務的需求。

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