[发明专利]一种立方星星载计算机

说明书

本发明公开了一种立方星星载计算机，包括表决系统、处理系统、电源模块和存储单元，所述表决系统采用MSP430为系统的表决器，所述处理系统包括Cyclone V和Cyclone V上的CPU1和CPU2，所述CPU1负责数据的采集、任务的调度、控制指令的计算、发送以及星务数据和科学数据在SD卡上的存储，所述CPU2只在控制指令的计算环节，与CPU1并行进行，为CPU1的计算结果提供参照，本发明在保障计算机可靠性的同时也满足了处理能力的需求，提高了星载计算机系统的集成度和设计的灵活性，大幅降低了系统体积、质量和整体功耗。

技术领域

本发明涉及一种星载计算机，具体是一种立方星星载计算机。

背景技术

立方星是近年来提出的一种新型纳卫星，采用模块化的设计思想。标准的立方星采用1U架构，体积为10×10×10cm，质量不超过1kg。在此基础上，立方星可以扩大升级，增大为2U(20×10×10)、3U等。立方星技术的发展同时也对星载计算机系统提出了更高的要求，如更小的体积，质量和功耗等，这样就难以采用传统的冗余技术来保障计算机在强辐射空间环境中运行的高可靠和长寿命。

因此，在体积功耗均有限制的微小卫星上使用重构技术，利用系统现有的部件来维持系统的正常工作是一种比较合适的选择。重构改变了传统冗余设计中仅仅靠多重硬件冗余和软件冗余来容错的方法，它通过系统自身功能的冗余来达到系统性能在发生故障时得以恢复或维持的目的。将重构技术引入微小卫星的星载计算机中来，能够实现对星载计算机小型化的同时，还能有效地提高微小卫星星载计算机的可靠性。此外，避免了固定硬件结构的星载计算机一旦发生硬件损伤，将导致系统崩溃，直接影响到航天器的在轨寿命这一问题，从而降低了航天器执行单个任务的成本。

然而，实现可重构计算机的物理器件是FPGA，它的灵活性是基于SRAM工艺实现的，因此它很容易受到空间环境的影响出现各种故障。其中电子元器件的空间辐射效应主要包括总辐射剂量效应、位移损伤效应、单粒子效应和低剂量率辐射损伤增强效应等。这些效应对空间中的FPGA来说都会带来不同程度的影响。这导致由它所组成的各类计算机系统目前主要用于一些可靠性要求不高的场合，这极大地制约了可重构计算机的实际应用领域。如何有效地提高可重构计算机在航天领域应用的可靠性，不仅是当前各国学者所关注的热点问题，同时也是可重构计算机在实际工程应用中所急需解决的一项技术难题。

如图1所示的现有技术中，为了保证飞行器在空间工作的可靠性，计算机板采用了“三热一冷”的冗余架构和可重构技术来提高自身的容错性能。板上主要包括总线接口，四模Cyclone IV处理系统和以ProASIC3为主控制器的表决系统。

飞行数据计算和处理在基于SRAM架构的Cyclone IV系统上完成，其中正常模式下采用三热一冷的工作方式。系统容错的原理为：三模热备份的处理系统由各自的时钟源进行驱动，对输入设备采样后的信号进行计算和处理，处理系统的输出通过三选二的硬件表决，硬件表决器生成开关量选择某个处理模块的输出，输出结果通过输出转换控制输出设备。硬件表决电路表决后定位某一模处理系统的错误，然后隔离该模块的输出，并启动该模块进行全局重构，重构后如果是由于硬件电路的原因仍然无法正常工作，则启用冷备份处理系统进入工作状态，构成新的三模热备份。表决系统采用了基于Flash架构的ProASIC3芯片，主要进行表决数据的接收与比较、重构检测与控制、以及冷热机的切换控制与实现。单个星载计算机板上采用了五片FPGA，占用空间大，成本也高。此外，通常状态下，有四片FPGA处于工作状态，功耗高。

目前，提高由非抗辐射加固器件构成的星载计算机可靠性的方法主要有加装屏蔽层、采用硬件冗余、时间冗余、信息冗余、软件冗余等方式。而使用这些方法不仅会增加系统的成本和质量，而且还会使系统的功耗上升，这对于体积、功耗均有限制的立方星是不适宜的。立方星内部空间紧凑，体积有限。此外，经过计算，表面贴满太阳能电池板的2U立方星在400km高度近圆轨道，平均仅能产生3-4W的功率。