微纳卫星导航通信一体化系统设计与实现

陈夏 黄佳

關键词： 微纳卫星; 卫星导航; 卫星通信; 数据传输; 遥测; 一体化设计

中图分类号： TN402?34; TN406                     文献标识码： A                    文章编号： 1004?373X（2019）01?0005?04

Abstract： An implementation scheme of navigation and communication integrated system suitable for micro/nano satellite is proposed to improve the resource utilization of micro/nano satellite， in which the functions of telemetry， telecontrol， data transmission， navigation and positioning of the satellite are integrated， and the limits and requirements in volume， weight and power consumption of micro/nano satellite are considered. The design method of the system is given. The implementation methods of hardware platform， software architecture and data protocol are elaborated in detail. The technical realization approaches of products as adopting FPGA， ASIC and other integration circuit technologies are proposed to realize the high integration， miniaturization， light weight and low power consumption. The designed system has been used in multiple types of micro/nano?satellites， its longest working time in orbit is more than two years， and the satellite is still in good condition. The system can be expanded to other micro/nano?satellites.

Keywords： micro/nano?satellite; satellite navigation; satellite communication; data transmission; telemetry; integrated design

随着航天技术的发展，微纳卫星以其高功能密度、微型化、低成本、高性能、高灵活性、可组网应用等多方面优势，逐渐成为卫星领域的主流趋势，对军用民用都具有重要的战略意义[1]。微纳卫星体积质量小、研制成本低、生产周期短，必将是微电子和微机械的高度集成体。卫星平台将不再只是具有独立功能的设备集合体，而是任务、功能、资源统一调度管理的集成系统[2]，如传统卫星设计中测控与数传功能独立、设备分散，测控分系统的主要功能为遥测、遥控与测量，数传分系统的主要功能为载荷数据存储下发。随着微纳卫星应用的不断发展，对微纳卫星体积质量要求不断提高，传统设计方式已不能满足发展需求[3]。

本文以智能化、低功耗、小体积、高功能密度为目标开展多任务导航通信一体化系统设计与研究。一方面从硬件资源、软件算法、数据协议等方面将卫星遥测、遥控、数传、导航模块进行融合设计;另一方面运用FPGA、ASIC等大规模集成电路技术实现高集成、小型化、轻量化和低功耗[4]。

1  系统总体方案设计

微纳卫星导航通信一体化系统基于Space VPX标准进行设计，满足通用性、可靠性、可复用性的要求。Space VPX是嵌入式计算行业标准OpenVPX的升级[5]，主要用于航天、航空及其他高可靠的容错协作式和模块装配式电子系统，并考虑了太空环境的特殊应用需求。Space VPX标准将背板总线划分为数据层、扩展层、控制层、用户层等[6]，分别用来满足不同层次的应用需求，本系统主要采用数据层进行模块间通信。

微纳卫星导航通信一体化系统由控制模块、通信模块、导航模块、电源模块及天线组成，系统内各模块的统一调度、协同管理由运行在核心控制模块内的星务软件实现[7]，主要包括模式确定、模式切换、数据传输、遥控接收等。

1） 卫星在发射初期，通信模块配置为常规USB测控模式，与地面测控网配合，完成对卫星的遥测、遥控、测量等功能，导航模块辅助测量;

2） 卫星在轨工作期，通信模块配置为数传模式，载荷数据与遥测数据融合传输，卫星导航测量功能以导航模块为主;

3） 在应急模式下，通信模块配置为常规USB测控模式，简化系统，提高可靠性。系统中部分模块还充当卫星平台中其他功能，此处不赘述，系统组成如图1所示。

控制模块作为整个系统的核心模块，主要完成：各模块调度管理、工作模式切换、星务管理等[8];下行遥测与载荷数据的采集、组包、组帧以及存储管理等;上行遥控指令的解析、译码输出执行等;接收导航模块输出的位置、时间、轨道等信息，完成轨道推算、时间校正等。核心控制模块处理器和FPGA选用Smart Fushion2系列的M2S150型号的SoC型FPGA[9]，内部嵌入166 MHz 32 bit ARM CortexM3硬核处理器，计算性能可达1.24 DMIPS/MHz，同时，该系列FPGA的对空间单粒子翻转属于免疫状态。外部配置128 GB NAND FLASH，用于存储载荷数据。星务软件的初始版本存储在片外反熔丝型PROM中，保证系统可靠运行，任务版本存储在FLASH中，面向任务可重构。

通信模块采用软件无线电架构，调制算法、工作频率、数据速率均可配置，主要完成上行数据接收解调、直接指令译码执行及下行数据编码调制等功能。整个模块由射频接收通道、射频发射通道、数字信号处理、可靠性控制几个主要部分构成。射频接收通道将输入的射频信号（中心频率范围为2.0～2.1 GHz，带宽为20 MHz）进行滤波、放大以及下变频至中频70 MHz信号后，送至数字处理模块进行信号处理，采用一次变频方案;射频发射通道将下行中频20 MHz信号变频至射频信号（中心频率范围：2.2～2.3 GHz，带宽：20 MHz），并滤波及功率放大，为减少系统杂散，采用两次变频方案;数字信号处理部分选用Spatan6系列的XC6SLX45 FPGA，具备强大的信号处理模块，如FFT、FIR、乘法器等，上、下行具备PCM?QPSK和USB两种体制的通信算法，可根据任务规划星上自主切换或地面切换，默认为PCM?QPSK调制方式，USB仅在应急模式和入轨初期使用;可靠性控制主要完成系统单粒子监控、供电监控等可靠性事件及外围接口管理。

电源模块为整星提供配电管理，在本文系统中，主要为导航、控制、通信模块提供能源及供电保护、加断电控制等。

导航模块可同时接收GPS/BD信号，基带信號处理模块主要由FPGA和DSP组成，射频前端输出的数字信号输入到FPGA，FPGA在DSP的控制下完成导航信号的捕获、跟踪、数据解调、观测数据生成等，完成整个导航数据的处理，最终为卫星提供高精度位置、速度等数据，供卫星测定轨使用。为提高系统可靠性，导航模块作为测控USB模式下的测量功能互为备份使用。

2  软件架构设计

导航通信软件是整个系统的灵魂，运行在M2S150内部的ARM CortexM3核内部。根据任务剖面划分和工作情况，软件设计分为正常模式、遥测模式、入轨模式、备份模式和应急模式五种工作模式， 各模式软件工作状态描述如下：

卫星入轨模式：通信模块工作于USB模式，以地面测控网测控为主，完成遥测、遥控和测量功能;导航模块为辅测量。

正常模式：导航模块数据完成卫星测量功能;通信模块工作于高速数传模式，不具备测量功能，用于接收遥控指令和下传遥测、载荷数据。

遥测模式：导航模块数据完成卫星测量功能;通信模块工作于低速数传模式，不具备测量功能，用于接收遥控指令和下传遥测数据。

备份模式：导航模块故障，通信模块间歇工作于高速数传和USB模式，完成测控和载荷数据下传功能。

应急模式：通信模块工作于USB模式，地面测控网测控;导航模块关机。各模式切换如图2所示。

模式切换策略为：

1） 在入轨初期，为确保卫星可靠建立初始状态，以地面测控网为主进行遥测、遥控、测量工作，并辅以导航数据测量，供地面比对分析。

2） 卫星建立正常状态后，软件进入正常模式，设置通信模块为高速数传模式，遥测部件进行实时和延时遥测数据的采集、组帧、存储;数传及大容量部件配合负责载荷数据的采集、存储;入境后，将载荷数据与遥测数据按比例以虚拟信道的方式组合下传;若当轨无载荷数据下传，则下行仅传输遥测数据，通信模块配置为低速数传模式。

3） 导航模块故障时，软件切换为备份模式，通信模块间歇工作于高速数传和USB模式，USB模式提供测量功能，地面注入轨道数据，在轨道保精度期间，利用高速数传传输载荷数据。

4） 卫星出现能源、姿态等故障时，关闭导航模块，设置通信模块为USB模式，保证测控功能。

软件的核心为通信数据流处理，信息流如图3所示，包括上行遥控数据处理和下行数据处理。

上行数据处理主要包括信号解调、数据帧头同步、指令译码及分类管理等。若当前指令为实时指令，则直接输出至相应受控部件执行;若为延时指令，则星上存储，到执行时间后输出执行。

下行数据处理模块负责将遥测数据和载荷数据融合下发。遥测数据的采集、存储管理主要由ARM处理器实现，与FPGA交互接口为FIFO;载荷数据由于其速率较高，控制管理由FPGA实现。卫星入境后，FPGA同时读取遥测数据和载荷数据，按速率要求进行组合下发。

3  数据协议设计

微纳卫星导航通信一体化系统设计需要同时满足卫星遥测、数传功能，因此数据协议需要兼顾遥测和数传星地接口的通用性与可扩展性。考虑通信可靠性和传输效率，星地数据流通信协议拟采用CCSDS分包遥测、分包遥控格式，链路层采用CCSDS AOS帧协议实现[10]。以下行数据格式为例进行说明，如图4所示。

CCSDS AOS帧协议帧长固定为1 024 B，采用RS编码和纠错算法（128 B R?S校验区）[11]，是为了满足不同类型不同任务数据传输要求而设计的，可用于星?地、星?星、地?星数据传输。由于本系统集成度高，涉及数据类型较多，包括多种遥测源包、多种载荷数据包、导航数据包、测量数据包、时间码信息等，可通过对AOS帧中的虚拟信道、插入域、数据域等字段加以定义和区分，从而实现平台数据和业务数据的有效融合，实现数据协议的一体化和通用化。

4  系统实现和应用

综合考虑微纳卫星成本体积等因素，产品实现均以商用元器件COTS为主，核心器件如FPGA、晶振、电源模块等采用普军以上等级器件;产品采用板级筛选的模式，前期通过加速老化试验，剔除不合格品，目前该产品参加了整星桌面联试、环模试验、星地对接、应用系统联试、整船试验、发射场测试等大型试验，系统工作正常;并已经应用于多个微纳卫星型号，通信模块和核心控制模块实物及安装示意图如图5所示。

通过与传统分布式微纳卫星导航通信系统比较，本系统体积功耗具有明显优势，仅需3～4个模块即可，重量[≤]2 kg，功耗[≤]20 W。另外，系统导航通信一体化设计，卫星可根据工作模式在自主导航与地面导航之间切换。常规模式下，自主导航与数传模式组合，遥测、数传融合传输，减少一条星地物理链路（包括卫星发射机、地面接收站），节约卫星运控成本30%以上;本系统还与地面测控网兼容，确保卫星应急模式下安全可靠运行。

5  结  语

针对微纳卫星体积小、重量轻、低功耗、低价格的特点，本文研究适应性强的微纳卫星导航通信一体化系统，高度集成测控、数传、导航等基本电子学平台功能，充分有效地提高硬件和软件等各种资源的复用程度，从系统架构、软件实现及数据协议选择等方面进行了一体化融合设计。最后，在技术和理论基础上加以工程实践，研制基于COTS器件的通信原理样机。目前该设计已经成功应用于多个卫星型号，最长在轨工作时间超过两年，至今状态良好，可以推广至其他微纳卫星应用。

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