软件定义卫星硬件模块化设计研究

+ 王玮1，吉彦超1，陈有梅1，张科科1，高源1

(1. 上海微小卫星创新研究院)

1 引言

软件定义卫星是从软件角度出发，重新诠释微纳卫星，以星载App的形式，通过软件来定义无线电、定义载荷、定义星载计算机，实现卫星大部分功能的软件化，实现卫星功能的在轨重构，拓展卫星的在轨应用。软件定义卫星打破了传统卫星的设计理念，剥离了软件和硬件，将卫星应用任务与卫星硬件设计解耦，因此，传统的根据具体任务需求定制卫星硬件的设计方法由于周期长，成本高，难以实现软件定义卫星快速响应任务需求的研制目标，因此需要研究一种适应软件定义卫星特点的卫星硬件设计方法。

传统的卫星硬件设计一般与卫星应用任务紧密联系，导致设计出的卫星硬件形式各异，适应能力与灵活性较差，通过研究模块化的卫星硬件设计，可以完善并优化整个卫星硬件研制过程， 提高硬件的公用化能力，可以支撑各类通过软件定义的卫星应用 ，匹配软件定义卫星的设计理念， 实现卫星研制的快速响应。

2 国内外研究现状

美国Aero/Astro公司开发了“空间维护与修理技术平台”，将平台分解为太阳翼模块、电池模块、姿态控制模块、通信模块和有效载荷基板，将这些模块通过机械、电、逻辑标准连接，采用线性堆栈六边形结构，可实现短时间模块组装和整体测试[1]。

结构设计方面，法国Matra Marconi Space提出了LEOSTAR系列平台，采用了模块化的堆栈卫星结构平台，可以适应不同的有效载荷和任务需求 [2]。美国洛马公司研制了A2100系列卫星平台，采用箱板式结构模块化设计，使得卫星平台与载荷的相关性大大降低，可以并行开展设计、生产、试验等工作，研制效率大幅提升[3]。

电子学方面，美国空军研究实验室提出了航天即插即用电子系统SPA（Space plug-and-play avionics）的概念，包括了一些商用即插即用总线标准（如USB、Spacew ire）。SPA标准从各个层面上定义了卫星星上电子系统的即插即用标准规范，形成了包括星载计算机、SPA-U Hub、SPA-S Router、ASM接口模块、展开分系统、电源管理分配分系统、可重构处理器的模块化航天器星上电子系统方案[4-5]。美国战术卫星-3采用了模块化的空间即插即用电子设备技术，将卫星平台分解为高光谱成像仪传感器、通用数据链路通信组件、卫星通信试验组件、卫星试验航空电子系统，基于内聚性、封装性、解耦性和重复使用性的模块化设计原则，将卫星设计成开放式系统[6]。国内清华大学尤政等研究了一种基于UART的即插即用电子学系统，在模块化程度和系统可扩展性等多方面有了很大提升[7]。

卫星模块化设计是目前卫星技术发展的重要方向[8-9]，国内外已经做了许多研究，形成了一些通用的即插即用标准。软件定义卫星采用软件定义的方式，在软件层面极大地提高了卫星系统对有效载荷的适配能力和对算法软件的兼容能力；硬件层面，通过设计模块化的卫星硬件，可以进一步增强软件定义卫星的灵活性，真正做到卫星软硬件层面的即插即用。

本文针对软件定义卫星的特点，首先对卫星开展了模块化功能分解设计，并在此基础上对卫星硬件的必备功能模块结构模块和电子学模块进行了模块化设计。

3 卫星硬件模块化功能分解设计

对整个卫星系统按照模块化的要求可以分为三个层次：系统级模块、分系统级模块和功能模块。整个卫星本身可以组成系统级模块，多颗卫星可以互联互通形成星座，共同完成任务。针对软件定义卫星将卫星硬件与软件解耦的特征，卫星硬件和软件属于分系统级，分别形成独立的分系统级模块，实现各自分配的任务。按照不同的功能，可以将卫星的硬件和软件进一步分解成多个具有某一特定功能的功能模块，通过功能模块的配置组装或者在轨协同工作，实现所需的功能。功能模块划分是模块化设计的前提与基础，模块划分是否合理，直接影响卫星的功能、性能和成本。功能模块的划分以及如何把模块化功能单元形成功能子模块是复杂的多目标的综合优化的过程，功能模块划分流程图如图 1所示。

卫星硬件功能模块划分原则如下：对性能变化较小的功能模块开展标准化设计，形成独立的标准功能模块；对性能变化较大的功能模块，依据不同的功能定制划分原则，将其分解为一个个模块化的功能单元，再把功能单元分类组合成功能子模块。

通过研究标准接口设计规范，建立模块化标准，规范组成卫星硬件的功能模块的类型和功能模块的功能，每个功能模块和功能子模块都具有独立完备的功能和开放的标准接口，相同类型的模块可以互相拼接与更换升级，可以根据变化的任务进行快速选配、组合和扩展升级。从而实现软件定义卫星的快速任务响应、功能灵活集成与扩展、批量化生产、载荷灵活配置和多任务需求的要求。功能模块划分原理树如图 2所示。

图1 功能模块划分流程图

图2 功能模块划分原理树

通过设计通用、兼容、即插即用的模块化功能模块，可以为软件定义卫星的多任务需求提供快速响应的硬件支撑，利于降低卫星研制成本，缩短卫星研制周期。

4 卫星硬件模块化设计研究

卫星硬件可以划分为结构模块、热控模块、姿控模块、轨控模块、电子学模块、载荷模块等，可根据不同的任务指标要求进行功能模块的任意选配与组合，本文从卫星硬件必备的结构模块和综合电子模块入手，开展这两个功能模块内部功能的详实设计研究。

4.1 结构模块设计

卫星的结构属于性能变化较小的功能模块，理想化的模块化结构设计，从以下三方面开展。

（1）模块化功能舱

结构是卫星的服务型平台，与其他分系统都有交集，各功能模块之间的位置关系可以通过结构实现。将卫星各功能模块与结构分别集成，形成若干个模块化的功能舱，将各模块进行空间封闭，实现各功能模块的空间模块化。

（2）标准化接口

每个模块化功能舱有其独立的功能闭环，在功能舱上设计统一的对外标准接口，包括电气接口和机械接口，可以实现功能舱的快速组装、重组、拼装与扩展。

（3）标准化构型

每个功能舱采用标准化构型，可以通过层叠式或平铺式实现三维结构扩展功能，满足卫星的构型需求。

图3是一种模块化卫星结构，核心是“标准结构面板+标准通用接头”的设计。按照标准尺寸为300mm×300mm×（N*100）mm（N为整数）的模块化功能舱设计了标准结构面板，结构面板上设计了标准化的接口，实现多元异构组件单元的空间灵活配置和高效热传递，同时设计了标准化多维通用机械连接接头，与标准结构面板连接，可以实现不同功能舱的快速堆栈、更换与扩展，适应批量化和灵活性的要求。

图3 模块化卫星结构示意图

图4 各种模块化结构形式

图5 上舱段标准结构面板设计

图6 中舱段标准结构面板设计

图7 下舱段标准结构面板设计

图8 标准通用接头示意图

图9 七层标准功能舱结构

图10 有限元模型

以上述形式的结构为基本舱体可以进行扩展，由统一标准和规格的结构面板组成的独立功能舱段之间机械连接均采用简单的螺钉连接，舱段之间相互位置可根据任务需求任意更换，各功能舱段可在300mm×300mm×100mm的整数倍空间上扩展，根据卫星功能需求以及运载要求进行横向扩展、纵向扩展、双向扩展、三向扩展等多模块多方位扩展，确定扩展形式后，选取不同的连接接头即可，如图4所示。每段功能舱各面都配置多个标准电接口，用于模块间的供电和通信，内部夹层为拓展插座的走线槽，为多模块多方位的拓展提供条件。

下文以纵向扩展七层标准功能舱为例，对标准结构面板和标准通用接头展开详细设计。

4.1.1 结构设计

（1）上段标准舱结构面板设计

上段标准舱外形尺寸需满足300mm×300mm，舱段本体高度根据任务需求可按100mm的倍数进行增加，本设计为100mm，下接口与中段标准舱相连，接口形式为内嵌式接口，其尺寸需满足290mm×290mm（-0.1mm），如图5所示。

（2）中段标准舱结构面板设计

中段标准舱外形尺寸需满足300mm×300mm，舱段本体高度根据任务需求可按100mm的倍数进行增加，并且具有两种接口，一种接口与下段标准舱相连，接口形式为内嵌接口，其尺寸需满足290mm×290mm（-0.1mm），另一种接口为外包接口与其他中段标准舱或上段标准舱相连，其接口内尺寸需满足290mm×290mm（+0.1mm），如图6所示。本设计包含5段中段标准舱。

（3）下段标准舱结构面板设计

下段标准舱本体尺寸需满足300mm×300mm，舱段本体高度根据任务需求可按100mm的倍数进行增加，本设计为200mm。下段标准舱与中段标准舱连接方式为镶嵌式安装，因此其接口内尺寸需满足290mm×290mm（+0.1mm）,如图7所示。

（4）标准通用接头设计

通用接头上布置了若干M4螺纹孔，每个接头螺纹孔间距为30mm和16mm，用于星外单机或其他模块的标准化安装，标准通用接头示意图如图8所示。

最终形成的七段标准功能舱如图9所示。

4.1.2 力学分析

在PATRAN和NASTRAN平台上对七层标准功能舱结构进行力学分析，标准结构面板和标准通用接头的原材料均为2A12T4，采用五面体和六面体单元模拟，其余单机和有效载荷简化为集中质量，通过MPC与结构面板直接连接。有限元模型如图10所示，模型单元数为512895，总质量为100kg。

将底部进行固支进行模态分析，得到七层标准功能舱结构前三阶主要模态参数，如表1所示。

参考常用火箭的过载系数，设计两种工况对七层标准功能舱结构进行静力分析，安全系数取1.5，横向载荷和纵向载荷同时进行加载。工况组合数值如表2所示。

各工况下最大应力及最大位移情况如表3所示。

表1 主要模态参数

表2 工况组合数值

表3 最大应力和最大位移统计

有限元分析结果表明，七层标准功能舱结构的设计合理可靠，能够满足一般力学条件的要求。

4.2 电子学模块设计

电子学模块属于性能变化较大的功能模块，首先需对其进行功能分解设计，分解为一个个模块化的功能单元，再把功能单元分类组合成功能子模块。其次，设计各功能子模块涉及的标准接口，便于各模块之间的交互、配合与沟通。最后，电子学模块的高度集成性要求对其进行机电热一体化设计，使其满足工程实际需求。

4.2.1 功能模块分解设计

对卫星整个综合电子学模块按照不同功能进行功能模块解耦，确定各子模块的功能，对传统卫星中功能相似的部件进行合并，达到每个功能子模块可以实现更多的功能。

传统的卫星电子学一般包括星务计算机、大容量管理、供电管理、配电管理、GPS、遥控上行处理、遥测下行处理、信息处理、数传调制和功放等，对其进行功能集成和解耦，形成能源管理子模块、信息获取子模块和射频信号处理子模块。如图11所示。

其中，能源管理子模块包括电源功能单元和配电控制功能单元，负责整星一二次供电，在卫星寿命期间各运行阶段和工作状态下，为星上设备配送所需的电功率，连接各设备间的电信号，确保供电性能符合要求。

信息获取子模块包括星务计算机功能单元、综合业务功能单元、数据管理功能单元等，主要完成综合各种信息的获取，包括姿控信息、遥控信息、遥测信息、热控信息等。

射频信号处理子模块包括高精度GNSS功能单元、LTE功能单元、固放功能单元等，主要完成遥测、遥控和GPS等射频信号的处理，并将其转换为数值信号。

经过功能解耦，分解出功能独立、接口统一的电子学功能子模块，有利于实现各功能模块的配置、升级以及功能扩展。

4.2.2 接口标准化

对电子学模块涉及的接口进行归纳分类，可分为能源流、低速信息流和高速信息流，如图12所示，针对每种信息流接口设计标准的接口电路，实现接口的标准化和自适应。

能源流标准化主要包括电源标准化和配电控制标准化。电源功能单元拓扑如图13所示。二次电源采用标准的DC/DC模块，根据实际功耗选择合适的型号，电源输出类型有+28V、+12V、-12V、+5V四种类型。

配电控制功能单元接收遥控输入指令为OC门形式的指令，即功率输出驱动电路。功率输出器件直接驱动继电器线包和MOS管的栅极，输出端为低电平时继电器有效，输出电流不大于200mA。具体电路详见图14和图15。

低速信息流主要包括星务计算机发出的遥控信息流、各单机返回的遥测信息流、星务计算机发出的时间广播信息流等。为实现星上各设备单机低速信息流的统一，采用统一的总线规范，如CAN总线，设置星务计算机为主节点，其余都为从节点，示意图和拓扑图分别如图16和图17所示，各从设备在设计与研制时遵循统一的总线标准，使得各设备产生的信息流格式标准化。

图11 电子学功能模块分解示意图

图12 标准化接口示意图

图13 电源功能单元拓扑图

图14 继电器接口电路图

图15 MOS管接口电路图

图16 低速信息流示意图

图17 CAN总线连接拓扑图

高速信息流主要包括多种载荷产生的载荷数据信息流，在硬件接口层面采用统一的LVDS接口和LVDS收发接口芯片，如图18所示。

4.2.3 机电热一体化设计

依据下列原则对电子学模块的所有子模块进行机电热一体化设计：

（1）结构设计需满足强度和刚度，同时兼顾PCB的导热、EMC屏蔽和带电粒子辐照屏蔽；

（2）结构设计中考虑电子学走线，并将结构板作为电子学布线区域；

（3）热控设计中，对卫星舱内喷涂黑漆，强化辐射换热，保证各子模块之间的温差不超过10℃，满足其工作在正常温度内；

图18 高速信息流拓扑图

（4）电子学设计中，将热耗较大的器件DC/DC、FPGA等放在离散热结构尽可能近的地方，如有必要，将散热面通过热管与卫星的其它舱段进行热耦合连接；

（5）电子学设计中，将高度较高的元器件集中，尽可能的留出操作空间；

（6）射频信号处理子模块中，设计屏蔽壳完成射频干扰信号屏蔽的同时，壳内结构贴紧散热较大的器件，使器件热耗均匀到结构中，同时壳内增加加强筋，增加PCB的结构强度。

5 结束语

软件定义卫星已经成为近年来的一个热点研究方向，为了匹配软件定义卫星的设计理念和任务目标，本文结合软件定义卫星的需求现状，对卫星硬件的模块化设计展开了研究。本文提出了一种模块化结构设计方案，并从功能模块分解设计、接口标准化和机电热设计一体化三方面，对模块化电子学展开了研究，可为软件定义卫星提供快速响应的硬件支撑，灵活适应不同空间任务的需求。

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