基于AT697F的某星载有效载荷监控系统设计　

作者 / 张宏财 宣浩 肖文光 中国电子科技集团公司第38研究所 孔径阵列与空间探测安徽省重点实验室(安徽 合肥 230088 )

　　张宏财(1977-)，男，硕士，研究方向：综合电子技术方面的设计与开发。

摘要：设计了基于AT697F的某卫星有效载荷的监控系统，详述了基于AT697F的最小系统设计及各接口设计方案，并讨论关键元器件的选型及使用注意事项。该设计实现的有效载荷的监控系统稳定性好、可靠性高、功耗低。

0 前言

　　目前，随着科学技术的进步，社会的发展和国防建设对卫星的依赖性越来越重。卫星系统也越来越广泛的应用于国防安全、卫星通信、空间探测、GPRS导航等领域。卫星的需求量也越来越多，卫星的整体性能要求也越来越高，同时整个卫星平台及各个有效载荷对星载监控系统的责任也越来越重。再加上卫星在轨运行期间经历的空间辐射环境对星载监控控制系统元器件的性能都有不同程度的损伤，严重时会引起卫星在轨工作异常或故障。同时受整个卫星重量、体积的影响，这就要求整个系统设备具有体积小、功耗低、重量轻等特点。由于恶劣的空间环境，星载任务管理控制系统对星载设备的元器件和材料要求非常高，因此，星载监控系统的元器件和材料的可选择性有限。

　　本论文从实际工程应用的角度出发，以某型号卫星的有效载荷监控系统的任务需求作为依据进行设计。鉴于卫星系统的特点以及运行环境的苛刻条件，需要设计一种可靠性高、稳定性好、数据处理能力强的载荷监控系统。

1 任务要求

　　有效载荷监控系统主要的功能实现上行指令、数据的接收、译码和集中处理，具备执行直接、间接、程控指令的功能，实现遥测、数传数据的采集、存储、管理及按照国际空间数据系统咨询委员会(CCSDS)协议打包下传。按各分系统数据采集需求，提供和维护总线通讯;具体的功能要求主要包括：

　　1)实现卫星平台的1553B通讯，接收卫星平台的控制参数等命令及传送工作状态参数与卫星平台;

　　2)实现和卫星载荷控制器的RS422通讯，接收卫星平台的秒脉冲对时信号，并传送科学数据与卫星平台;

　　3)实现对有效载荷二次电源、前段接收等设备的遥控;

　　4)接收有效载荷各部分的遥测信号，并按指定格式传送至卫星平台。

2 系统硬件设计

　　由于本监控系统涉及数据解析、参数计算、数据传输等功能，本监控系统电路系统框图如图1所示，由MCU控制器、FPGA、SRAM存储器、FLASH存储器、1553B接口控制器、与非门复位及相应的驱动电路等组成，系统组成框图如图1所示。

3 硬件设计

3.1 MCU选择及最小系统设计

　　MCU是整个有效载荷监控系统的核心，其性能影响到整个系统的处理能力和可以实现的功能。由于本系统应用在空间环境中，要求具有高可靠性、抗辐照性能。本系统采用ATMEL公司的宇航级芯片AT697F作为系统的主处理器，AT697F是一款32位的微控制器，具有丰富的外设接口，具有支持FLASH、SRAM、SDRAM和I/O映射空间访问的存储器控制器，具有两个32位的定时器，一个看门狗，三个串行通信接口，以及8个外部可编程输入端口的中断控制器，16个通用I/O接口，符合 PCI2.3规范的33 MHz PCI接口，最高工作频率为100 MHz。只要加上存储器和与应用相关的外围电路(电源和时钟源)，就可以构成完整的单板计算机系统。本监控系统基于AT697F的最小系统包括AT697F单元、上电复位及看门狗复位电路单元、存储器单元及调试电路单元。

3.1.1 MCU系统存储器系统设计

　　由于AT697F内部没有存储空间，设计时需要外扩存储器来实现程序和数据的存储。设计中存储器模块共包含3种类型：2 MB的程序存储器FLASH、2 MB数据存储器SRAM和用于EDAC校验的512 KB的SRAM。FLASH用来存放系统应用程序，在航天器材目录中，选用型号为ACT-F512K32N-060P3Q的FLASH存储器，数据线宽为32 bit，容量为2 MB，满足监控系统的程序存储容量要求;SRAM主要用来暂存数据变量，作为在线仿真调试的系统运行空间，在航天器材目录中，选用ATMEL公司型号为AT68166H的SRAM存储器，其数据线宽为32 bit，容量为2 MB，其抗总剂量能力优于100 Krad(Si)，抗单粒子闩锁(SEL)优于80 MeV/cm2/mg;EDAC存储器为防止数据SRAM在空间中发生单粒翻转，进行检二纠一校验，AT697F已经将EDAC算法集成在芯片中，在功能配置时，使能SRAM EDAC即可，选用ATMEL公司(现被Microchip公司收购)型号为AT60142FT的SRAM存储器，其数据线宽为8 bit，容量为512 KB，其抗总剂量能力优于100Krad(Si)，抗单粒子闩锁(SEL)优于70 MeV/cm2/mg。各存储器通过地址数据总线挂载在AT697F相应的地址空间，FLASH地址空间为：0x00000000~0x0FFFFFFF，SRAM地址空间为：0x40000000~0x401FFFFF，通过AT697F片选信号控制。连接图如图2所示。

3.1.2 MCU系统复位电路设计

　　MCU系统复位电路是单片机系统可靠运行的重要保证，它的作用通过在单片机复位引脚上产生一定时间的复位脉宽信号，强制单片机系统复位，使单片机程序重新从FLASH中的0000H位置开始取指执行。

　　MCU系统电路中，系统复位主要在两种情况下发生：一是在系统加电时，此时，系统需要足够时间的复位脉宽信号，使单片机能够从FLASH中的第一条指令开始正常执行;二是在系统发生异常的情况下，造成这种情况，可能是因为外太空复杂的环境因素，导致单片机内程序计数器(PC)或其它寄存器的数据异常，致使系统无法继续正常运行。

　　针对上述两种情况，MCU电路中设计了由上电复位电路与看门狗电路共同组成的系统复位电路。具体电路图如图3所示。

　　如图3所示，上电复位电路采用电阻与电容构成的RC电路，利用系统上电过程中对电容的充电，产生复位电压信号，上电复位延迟时间由电阻阻值与电容容值决定。传输与控制模块上电由10 kΩ电阻与15 μF电容组成，延时RC=75 ms。

　　根据国军标299C，钽电容的短路失效模式占76%，开路失效模式占13%，参数漂移占11%。如果钽电容为短路失效模式时，采用串接两个电容的措施，仅使复位延时时间加长，对性能无影响。如果钽电容为短路失效模式时，MCU不能上电复位，可通过看门狗电路进行复位。如果钽电容为参数漂移失效模式时，上电复位的时间有所变化，对MCU的正常工作不产生影响。

　　异常情况下，单片机系统的复位由看门狗电路实现，系统复位后，看门狗处于不使能状态，通过设置控制寄存器中的 Watchdog使能位使能看门狗，在每次下溢时都能产生一个外部信号WDOG，这个信号可以用来产生系统复位。在计数器到0之前，如果看门狗计数器更新值被写入到WDOG寄存器，则计数器重新置计数值。

3.2 1553B接口设计

　　为保证有效载荷和卫星平台间数据能够正确无误的传输，并且要有较高的稳定性和可靠性。本有效载荷通过1553B总线与卫星平台系统通信，其通信原理如图所示，接口电路采用航天九院772所的抗辐射1533B接口芯片B65170S6RH，其集成一个半双工编码/解码器，完整的总线控制协议，存储器管理电路和中断逻辑电路，处理器接口逻辑，提供4 K×16的片内静态共享SRAM与处理器总线之间的缓冲接口，为微处理器和1553B总线之间提供了完整、灵活的接口电路。通过1553B总线有效载荷能够接入星上系统总线网络，作为星上总线中的雷达终端(RT)，通过1553B总线实现分布式实时通信。

　　本设计中，由于AT697F的较多的IO口被复用，数量受限，故1533B接口芯片B65170S6RH，通过FPGA挂载在AT697F的IO地址空间上，地址空间为：0x20000000~0x3FFFFFFF，FPGA根据AT697F的读写指令，完成AT697F与B65170S6RH之间的接口逻辑转换，其原理如图4所示。

　　由于FPGA芯片接口电平为2～3.75 V，设计中采用3.3 V;B65170S6RH接口电平为2～5 V，设计中采用5 V。FPGA发出的电平信号符合B65170S6RH的信号分辨范围，能够被B65170S6RH正确识别，反过来，B65170S6RH发出的电平信号却不符合FPGA的信号分辨范围，因此需通过B54ACS164245SRHF芯片对FPGA芯片和1553B协议芯片进行电平转换。1553B接口电路原理图如图5所示。

3.3 RS422接口的设计

　　有效载荷与卫星平台通过LVDS实现科学数据传输。接口电路采用DS26LV31W-QML。为保证RS422的可靠发送传输，接口做成热备份形式。具体设计原理如图6所示。

　　有效载荷与卫星平台通信通过RS422实现秒脉冲对时的传输。接口电路采用DS26LV32W-QML。同样为保证RS422的可靠接收传输，接口做成热备份形式。具体设计原理如图7所示。

4 软件设计

　　有效载荷监控软件属于嵌入式软件，硬件和软件的联系非常紧密，研发的整个过程都需要软硬件并行交互进行。有效载荷监控软件运行在有效载荷控制器AT697F上，软件的实现与系统的处理器的硬件结构、I/O接口、连接的外部设备等都有关系。有效载荷监控软件的功能主要有:系统上电自检及初始化，1553B总线通讯及数据注入管理，解析并产生间接指令，采集遥测数据等。本设计根据有效载荷监控分系统的功能要求，采用模块化的思想实现了系统的软件设计，软件的流程图如图8所示。

5 结论

　　以AT697F为核心的某星载有效载荷的监控系统，通过对有效载荷电子设备硬件进行集成，提高硬件复用程度，优化电子系统结构，合理划分软硬件功能，降低重量、体积和功耗的同时也提高了系统的可靠性，有效解决了空间探测任务所面临的困难。该技术提高有效载荷自身性能和可靠性的同时可显著提高载荷平台比，延长有效载荷的使用寿命。

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　　本文来源于《电子产品世界》2018年第4期第64页，欢迎您写论文时引用，并注明出处。