劉　飛，姚　旺，歐連軍

（中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京　100076）

新型航天器電氣綜合一體化架構(gòu)研究

劉飛，姚旺，歐連軍

（中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京100076）

隨著電子技術(shù)的發(fā)展，電子元器件的體積越來越小，處理器的運(yùn)算能力越來越強(qiáng)，存儲(chǔ)器的容量越來越大，總線的傳輸速率越來越高，電子設(shè)備的集成度越來越高，成本越來越低；在這樣的背景下，航天器電氣綜合系統(tǒng)設(shè)計(jì)理念也在與時(shí)俱進(jìn)，為降低電氣系統(tǒng)體積重量和功耗，以提高航天器的任務(wù)能力，同時(shí)為加快研制進(jìn)度，降低研制成本，迫切需要開展新型航天器電氣綜合一體化架構(gòu)研究，文章主要對(duì)比國(guó)外航空航天領(lǐng)域飛行器先進(jìn)電氣綜合系統(tǒng)架構(gòu)，分析了目前國(guó)內(nèi)航天器電氣系統(tǒng)綜合設(shè)計(jì)中存在的缺陷和弊端，結(jié)合我國(guó)未來新型航天器對(duì)電氣綜合系統(tǒng)的需求，提出了我國(guó)新一代航天器電氣綜合系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)的基本原則，并對(duì)系統(tǒng)軟硬件體系架構(gòu)及具體的功能實(shí)現(xiàn)方式進(jìn)行了初步的設(shè)想。

航天器；電氣綜合系統(tǒng)；一體化設(shè)計(jì)

0　引言

我國(guó)傳統(tǒng)的航天器多按功能劃分為若干分系統(tǒng)，各分系統(tǒng)獨(dú)立設(shè)計(jì)，如控制、遙測(cè)、外測(cè)、安全、動(dòng)力等系統(tǒng)。各系統(tǒng)獨(dú)立設(shè)計(jì)，系統(tǒng)間接口關(guān)系復(fù)雜。與國(guó)外先進(jìn)航空航天器電氣綜合技術(shù)存在代差。差距主要體現(xiàn)在如下幾個(gè)方面：

1）系統(tǒng)集成度低，單機(jī)質(zhì)量重、功耗高、體積大、接口復(fù)雜，優(yōu)化設(shè)計(jì)僅限于在分系統(tǒng)層面，不能保證整體性能最優(yōu)，余量設(shè)計(jì)未能統(tǒng)籌考慮；

2）資源利用率低，系統(tǒng)擴(kuò)展成本高，隨著系統(tǒng)功能的不斷增加，設(shè)備重量、功耗和成本的增加將逐步變得不可接受；

3）總線帶寬的限制，系統(tǒng)之間的數(shù)據(jù)共享能力有限，無法實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)之間的有效協(xié)同和綜合化設(shè)計(jì)。航天器不斷引進(jìn)新的功能（如目標(biāo)探測(cè)、互聯(lián)互通）、新的能力（信息融合、），增加了系統(tǒng)功能的復(fù)雜度；

4）單機(jī)產(chǎn)品均為定制，兼容性與互換性差，研制成本高；

5）系統(tǒng)電纜連接復(fù)雜，電纜網(wǎng)的設(shè)計(jì)、生產(chǎn)、安裝、測(cè)試等環(huán)節(jié)工作量很大且容易出現(xiàn)質(zhì)量問題。

隨著新的航天器功能越來越多，性能要求越來越高，對(duì)電氣綜合的要求也更高，原有的系統(tǒng)架構(gòu)已無法適應(yīng)這些新的要求，急需在借鑒國(guó)外相關(guān)領(lǐng)域的先進(jìn)理念的基礎(chǔ)上結(jié)合實(shí)際的需求開展新一代航天器電氣綜合架構(gòu)的研究。

1　典型飛機(jī)航電綜合系統(tǒng)研究

美軍的F-35戰(zhàn)機(jī)將航電綜合系統(tǒng)劃分為8個(gè)域，體系架構(gòu)見圖1，分別為飛行器人機(jī)接口、在線傳感器、火控、外部通信、任務(wù)、診斷及健康檢測(cè)管理、核心處理、數(shù)據(jù)收集，其核心處理機(jī)包括2個(gè)標(biāo)準(zhǔn)機(jī)箱，提供大于25個(gè)模塊插槽，內(nèi)部總線采用RapidIO及FC總線通信，通過空余槽位及模塊自身更新支持系統(tǒng)功能升級(jí)。核心處理機(jī)主要包括7種模塊類型，分別為通用處理模塊、帶I/O通用處理模塊、信號(hào)處理模塊、帶I/O信號(hào)處理模塊、圖像處理模塊、FC交換模塊、電源供電模塊等。

F-35軟件架構(gòu)見圖2，采用面向?qū)ο蟮能浖O(shè)計(jì)技術(shù)，系統(tǒng)定義了150多種系統(tǒng)類結(jié)構(gòu)，每個(gè)系統(tǒng)類為一個(gè)軟件配置項(xiàng)，系統(tǒng)類之間為松耦合，設(shè)計(jì)了中間件，針對(duì)FPGA設(shè)計(jì)了FPGA抽象層，內(nèi)部通信遵循標(biāo)準(zhǔn)協(xié)議，并采用通用設(shè)計(jì)模式解決通用性問題。

2　典型飛行器綜合電子系統(tǒng)研究

歐洲過渡試驗(yàn)飛行器 （IXV）是歐空局負(fù)責(zé)的試驗(yàn)性再入飛行器項(xiàng)目，目的是驗(yàn)證一種能以高超聲速進(jìn)行無動(dòng)力機(jī)動(dòng)再入飛行的升力體結(jié)構(gòu)，被外界稱為歐洲版的迷你“航天飛機(jī)”。

圖1　F-35航電綜合體系架構(gòu)

圖2　F-35軟件架構(gòu)

IXV綜合電子主要由POW（電源）、DHS（數(shù)據(jù)處理）、RTC（遙測(cè)遙控）、FPCS（反作用和多面控制）等部分組成。

2.1電源

電源部分主要由1臺(tái)PPDU（電源保護(hù)和分配器）、2塊獨(dú)立功能電池和2塊冗余的火工品電池（鋰離子電池）組成。采用成熟的28V直流母線架構(gòu)，沿用GAIA、哨兵1號(hào)、ATV等成熟型號(hào)的技術(shù)。

其中，PPDU（電源保護(hù)和分配器）中集成設(shè)計(jì)了28 V一次配電控制功能、DC/DC變換功能、RCS電磁閥控制功能和火工品起爆控制功能。

2.2數(shù)據(jù)處理部分

數(shù)據(jù)處理部分負(fù)責(zé)數(shù)據(jù)的采集、存儲(chǔ)、實(shí)時(shí)和延時(shí)傳輸。系統(tǒng)架構(gòu)采用基于1553B總線、串行總線和以太網(wǎng)的多總線架構(gòu)設(shè)計(jì)。從功能上分為兩層，分別負(fù)責(zé)試驗(yàn)數(shù)據(jù)和關(guān)鍵數(shù)據(jù)處理。整個(gè)體系架構(gòu)的核心是一臺(tái)中心OBC（板載計(jì)算機(jī)），負(fù)責(zé)控制和執(zhí)行整個(gè)飛行任務(wù)。數(shù)據(jù)記錄器用于存儲(chǔ)由DAU（數(shù)據(jù)采集單元）采集到的數(shù)據(jù)。GPS和IMU（慣性測(cè)量單元）負(fù)責(zé)執(zhí)行導(dǎo)航任務(wù)。

圖3　IXV綜合電子系統(tǒng)架構(gòu)

關(guān)鍵數(shù)據(jù)處理部分主要與GNC任務(wù)相關(guān)，關(guān)鍵數(shù)據(jù)主要包括GNC遙測(cè)數(shù)據(jù)和飛行器健康狀態(tài)數(shù)據(jù)，這些數(shù)據(jù)被存儲(chǔ)在兩個(gè)冗余的數(shù)據(jù)記錄器中。該部分的硬件包括OBC、IMU、GPS、DAU和24 G的記錄器。

OBC采用LEON2-FT微處理器核，運(yùn)行在50 M Hz，它是整個(gè)飛行器航電綜合的核心。主要負(fù)責(zé)制導(dǎo)導(dǎo)航控制和舵面控制，還負(fù)責(zé)將重要遙測(cè)信息按照CCSDS標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行編碼，在地面站不可見情況下將數(shù)據(jù)存儲(chǔ)到記錄器，當(dāng)?shù)孛嬲究梢姇r(shí)再將數(shù)據(jù)下傳。

關(guān)鍵數(shù)據(jù)處理部分的DAU是一臺(tái)商用貨架產(chǎn)品，主要用于采集重要的傳感器信息（壓力、溫度、應(yīng)變、存儲(chǔ)狀態(tài)等），并通過1553B總線發(fā)送給OBC。

GPS接收機(jī)用于提供位置、速度和GPS時(shí)間信息。GPS數(shù)據(jù)以1 Hz頻率發(fā)送給OBC。

IMU采用QUASAR3000，已應(yīng)用于阿里安5和織女星火箭，以100 Hz的更新速率通過1553B總線發(fā)送給OBC。

試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理部分主要用于管理試驗(yàn)的飛行數(shù)據(jù)。主要采集溫度、壓力、應(yīng)變、加速度等傳感器數(shù)據(jù)以及紅外圖像。和關(guān)鍵數(shù)據(jù)類似，也設(shè)計(jì)了實(shí)時(shí)存儲(chǔ)和延時(shí)發(fā)送功能，配置了2臺(tái)冗余的數(shù)據(jù)記錄器。

2.3遙測(cè)遙控部分

RTC（遙測(cè)遙控）系統(tǒng)分別為關(guān)鍵數(shù)據(jù)及試驗(yàn)數(shù)據(jù)提供獨(dú)立的下行鏈路（1 mbps）。為確保天線的全向覆蓋，在飛行器兩側(cè)對(duì)稱設(shè)計(jì)了冗余的遙測(cè)發(fā)射天線和試驗(yàn)數(shù)據(jù)發(fā)射天線。

2.4反作用和舵面控制部分

OBC通過1553B總線將控制指令發(fā)送給EMACU（作動(dòng)器控制單元），兩個(gè)專用的電池并聯(lián)使用來給伺服提供能源，EMACU的邏輯電路由28 V直流母線供電。

3　對(duì)國(guó)內(nèi)航天器電氣綜合系統(tǒng)設(shè)想

3.1航天器電氣綜合系統(tǒng)功能

綜合對(duì)國(guó)外航空航天器電子設(shè)備發(fā)展體系架構(gòu)的分析，結(jié)合實(shí)際需求，未來航天器電氣綜合系統(tǒng)隨著架構(gòu)的變化必然帶來功能的重新整合，其應(yīng)具備的基本功能如下：

3.1.1飛行控制功能

飛行控制功能要完成航天器在軌或大氣層內(nèi)飛行、制導(dǎo)與控制任務(wù)。它通過導(dǎo)航器件、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、處理器等在航天器全任務(wù)過程的運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量、軌跡實(shí)現(xiàn)和姿態(tài)控制任務(wù)，實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)、航跡、氣動(dòng)外形和結(jié)構(gòu)模態(tài)的控制。航天器控制功能運(yùn)行是否正常、控制決策是否合理直接關(guān)系到飛行任務(wù)的成敗。

首先，需要敏感器件測(cè)量航天器的飛行狀態(tài)，然后由處理器根據(jù)預(yù)置指令進(jìn)行比較計(jì)算，輸出控制信號(hào)給執(zhí)行機(jī)構(gòu)來驅(qū)動(dòng)操縱舵面，從而產(chǎn)生空氣動(dòng)力和力矩來控制航天器的飛行狀態(tài)，其飛行控制功能主要包括：

1）完成控制律解算并輸出控制與制導(dǎo)指令至執(zhí)行機(jī)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)整個(gè)飛行任務(wù)期間的軌道控制；

2）實(shí)現(xiàn)俯仰、滾轉(zhuǎn)、航向三軸姿態(tài)控制；

3）實(shí)現(xiàn)高度、速度（馬赫數(shù)）、升降速度穩(wěn)定控制和空中側(cè)向糾偏控制；

4）實(shí)現(xiàn)動(dòng)壓、法向過載限制和保護(hù)，防失速保護(hù)。

3.1.2統(tǒng)一供配電功能

統(tǒng)一供配電功能包括為航天器各儀器設(shè)備提供及分配穩(wěn)定可靠的電能，實(shí)現(xiàn)對(duì)電能調(diào)節(jié)、變換、控制、分配、傳輸功能，實(shí)現(xiàn)故障隔離、信息通信等。

調(diào)節(jié)功能指對(duì)母線輸出功率進(jìn)行全部調(diào)節(jié)型、部分調(diào)節(jié)型或者不調(diào)節(jié)；變換功能指通過變換電路實(shí)現(xiàn)不同等級(jí)電壓和品質(zhì)的變換；控制功能指對(duì)蓄電池組的充電、放電控制，包括充電電流限制控制、過充電保護(hù)控制、過放電保護(hù)控制。

分配功能指通過功率開關(guān)器件實(shí)現(xiàn)對(duì)供電電源的開關(guān)控制，負(fù)責(zé)航天器地面電源和內(nèi)部電源的切換，接受航天器飛行程序指令對(duì)儀器設(shè)備供電開關(guān)進(jìn)行加斷電控制；需要特別指出的是火工品起爆控制也屬于電能分配功能。

傳輸功能指以輸電電纜的形式將電能傳輸?shù)接秒妰x器設(shè)備端。

故障隔離功能指通過熔斷器保護(hù)、過壓過流自動(dòng)或遙控?cái)嚯姳Ｗo(hù)實(shí)現(xiàn)將故障隔離。

信息通信功能指對(duì)支路電流、母線電壓等信息進(jìn)行采集檢測(cè)，并通過下位機(jī)總線將供電狀態(tài)遙測(cè)送至管理計(jì)算機(jī)。

3.1.3天地一體化無線通信功能

天地一體化無線通信功能作為航天器航電系統(tǒng)的重要功能，主要完成航天器的遙測(cè)、遙控、數(shù)傳、外測(cè)、飛行安全、天饋及布站設(shè)計(jì)。

3.1.4任務(wù)管理功能

任務(wù)管理功能基于對(duì)航天器信息的集中管理，實(shí)現(xiàn)面向全任務(wù)階段的頂層管理，具體包括時(shí)序管理、配電管理、數(shù)據(jù)管理及時(shí)間管理等功能。時(shí)序管理按照時(shí)間先后順序以確定的邏輯關(guān)系組織不同的任務(wù)，不同的任務(wù)可以采用時(shí)間觸發(fā)或者事件觸發(fā)方式實(shí)現(xiàn)，時(shí)序管理同時(shí)需要考慮故障應(yīng)急處理流程；配電管理通過配電支路通斷控制實(shí)現(xiàn)不同設(shè)備的加斷電，滿足在不同任務(wù)剖面及任務(wù)模式下全飛行器的工作狀態(tài)，解決應(yīng)急工況及能源平衡等問題；數(shù)據(jù)管理包括遙測(cè)數(shù)據(jù)管理、遙控?cái)?shù)據(jù)管理及數(shù)傳數(shù)據(jù)管理，涉及數(shù)據(jù)采集、傳輸、存儲(chǔ)等過程，通過數(shù)據(jù)的集中管理實(shí)現(xiàn)航天器的信息綜合化，為航天器的智能化提供了實(shí)現(xiàn)基礎(chǔ)；時(shí)間管理包括為航天器提供統(tǒng)一的時(shí)間基準(zhǔn)、時(shí)間校準(zhǔn)等功能，通過統(tǒng)一的時(shí)間基準(zhǔn)實(shí)現(xiàn)航天器上不同系統(tǒng)、不同任務(wù)之間的同步性，保證時(shí)序邏輯的正確性。

任務(wù)管理通過建立航天器的頂層管理系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)全任務(wù)階段統(tǒng)一調(diào)度管理，是實(shí)現(xiàn)不同系統(tǒng)不同功能之間協(xié)調(diào)的關(guān)鍵，是實(shí)現(xiàn)航天器自主管理、智能化管理的核心。

3.2系統(tǒng)體系架構(gòu)及功能實(shí)現(xiàn)方式設(shè)想

3.2.1電氣綜合總體實(shí)現(xiàn)思路

按照一體化集成的設(shè)計(jì)思路，以信息為核心，從信息感知、信息傳輸和信息處理3個(gè)方面進(jìn)行系統(tǒng)功能劃分，將單個(gè)電子設(shè)備的控制、信息處理、供配電等功能進(jìn)行剝離，對(duì)系統(tǒng)計(jì)算、存儲(chǔ)、處理的資源進(jìn)行統(tǒng)籌優(yōu)化分配，以高性能信息處理平臺(tái)為核心，通過交換式網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)各分布式單元與處理平臺(tái)間的高速信息交互，通過嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)對(duì)系統(tǒng)資源統(tǒng)一調(diào)度和分配，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)各項(xiàng)功能的協(xié)同工作。

系統(tǒng)主干網(wǎng)絡(luò)采用時(shí)間觸發(fā)以太網(wǎng)總線，完成各部分（核心處理器、地面監(jiān)控計(jì)算機(jī)、傳感器前端和執(zhí)行機(jī)構(gòu)的后端）之間的信息交互，滿足高速、高可靠的需求，便于系統(tǒng)升級(jí)與擴(kuò)展；機(jī)內(nèi)采用標(biāo)準(zhǔn)化的高速串行總線，實(shí)現(xiàn)各單元模塊標(biāo)準(zhǔn)化互聯(lián)設(shè)計(jì)，結(jié)合嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，可提高系統(tǒng)架構(gòu)的擴(kuò)展能力和兼容能力。

圖4　航天器電氣綜合系統(tǒng)硬件架構(gòu)設(shè)想

3.2.2電氣綜合硬件架構(gòu)設(shè)想

3.2.2.1核心單元

采用基于VPX背板總線的機(jī)箱作為核心單元，實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航解算、姿態(tài)控制、時(shí)序控制、載荷數(shù)據(jù)處理、供配電、對(duì)天對(duì)地通信等功能。

1）通用處理器模塊作為電氣綜合的任務(wù)管理和信息處理核心，負(fù)責(zé)導(dǎo)航算法、飛行控制及全系統(tǒng)資源管理等，并接收來自通用模塊的健康監(jiān)測(cè)信息，具備將異常模塊隔離的功能；

2）配電模塊接收電池和地面電源輸入，能夠?qū)崿F(xiàn)一次電源的加斷電、轉(zhuǎn)電和緊急關(guān)機(jī)控制；

3）二次電源模塊接收配電模塊的一次配電輸出，經(jīng)濾波器組由一次電源變換為二次電源供給核心單元背板；

4）時(shí)序指令模塊接收通用處理器模塊的時(shí)序控制指令，能夠?qū)崿F(xiàn)電磁閥驅(qū)動(dòng)、舵機(jī)控制和不帶電觸點(diǎn)輸出；

5）數(shù)據(jù)采集模塊主要完速、緩變量信號(hào)采集功能，具備無線接收功能，通過背板串行總線接收其它模塊狀態(tài)、數(shù)據(jù)等遙測(cè)信息，將各項(xiàng)測(cè)量數(shù)據(jù)匯總編幀，按照格式輸出到寬帶信號(hào)處理模塊和存儲(chǔ)模塊；

6）火工品控制模塊接收通用處理器模塊的火工品控制指令，實(shí)現(xiàn)火工品的安全可靠起爆；

7）存儲(chǔ)器模塊主要完成數(shù)據(jù)收發(fā)、文件管理、存貯控制等功能；

8）寬帶信號(hào)處理模塊實(shí)現(xiàn)從射頻前端到基帶處理通過軟件配置，具備工作頻帶可配置、發(fā)射/接收頻點(diǎn)可設(shè)置、信號(hào)放大增益可控制、處理帶寬可配置、處理信號(hào)形式多樣化等功能；

9）射頻功放模塊接收寬帶信號(hào)處理模塊的輸出，射頻功放模塊完成多種類型射頻信號(hào)的功率放大和低噪放接收；

10）網(wǎng)絡(luò)模塊負(fù)責(zé)核心單元與地面監(jiān)控系統(tǒng)以及其他單機(jī)之間的外部高速數(shù)據(jù)交換。

3.2.2.2分立設(shè)備

伺服舵機(jī)、慣組、天線、蓄電池組以及傳感器按照獨(dú)立設(shè)計(jì)考慮。

1）舵機(jī)采用驅(qū)動(dòng)器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)，通過外總線與核心單元實(shí)現(xiàn)信息交互；

2）激光慣組只作為敏感器件實(shí)現(xiàn)姿態(tài)、位置信息的感知，并通過外總線與核心單元實(shí)現(xiàn)信息交互；

3）各頻段收發(fā)天線通過綜合口徑設(shè)計(jì)，在單天線上實(shí)現(xiàn)多信號(hào)收發(fā)功能；

4）儀器電池采用雙冗余設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)雙母線供配電架構(gòu)，儀器電池和功率電池均采用異型設(shè)計(jì)充分利用安裝空間；

5）傳感器部分采用傳感器、變換器一體化設(shè)計(jì)，由核心單元實(shí)現(xiàn)傳感器的供電和數(shù)據(jù)采集處理。

3.2.3系統(tǒng)軟件架構(gòu)設(shè)想

軟件遵從“結(jié)構(gòu)層次化、軟件模塊化、模塊構(gòu)件化”的設(shè)計(jì)原則。

1）結(jié)構(gòu)層次化：

系統(tǒng)軟件進(jìn)行分層設(shè)計(jì)，為每一層分配標(biāo)準(zhǔn)的業(yè)務(wù)范圍，層與層之間采用標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)交換接口。這樣，軟件設(shè)計(jì)人員可以根據(jù)所承擔(dān)的任務(wù)角色，關(guān)心那些僅與自身功能相關(guān)的部分，而無須關(guān)注在其他分層中的處理細(xì)節(jié)，簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)。同時(shí)，軟件分層之間使用標(biāo)準(zhǔn)接口，使得由于技術(shù)更新等原因造成的單個(gè)分層的修改不會(huì)對(duì)其它層的軟件造成大的影響，有利于軟件系統(tǒng)的維護(hù)與擴(kuò)展。

2）軟件模塊化：

軟件采用標(biāo)準(zhǔn)模塊化設(shè)計(jì)，將不同的軟件功能模塊，集成到系統(tǒng)平臺(tái)軟件中，模塊接口及相互間通信采用統(tǒng)一的設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)和協(xié)議。同一層中模塊之間是相互獨(dú)立的，一個(gè)模塊的實(shí)現(xiàn)不依賴于同層其它模塊。良好的模塊設(shè)計(jì)可以使系統(tǒng)易于裁剪和升級(jí)。

3）模塊構(gòu)件化：

對(duì)軟件模塊作進(jìn)一步的業(yè)務(wù)梳理，劃分成若干個(gè)基本構(gòu)件，實(shí)現(xiàn)更高層次的軟件重用和資源整合。建立軟件構(gòu)件庫，在新任務(wù)軟件開發(fā)時(shí)，通過組裝已有成熟構(gòu)件來實(shí)現(xiàn)部分通用需求，從而達(dá)到快速開發(fā)的目的。

按照“結(jié)構(gòu)層次化、軟件模塊化、模塊構(gòu)件化”的設(shè)計(jì)原則，電氣綜合系統(tǒng)軟件體系結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)如圖5所示。

圖5　系統(tǒng)軟件架構(gòu)設(shè)想

軟件的應(yīng)用層包括數(shù)據(jù)管理、飛行控制、電源管理、時(shí)間管理、安全管理、健康管理、載荷管理、導(dǎo)航解算、任務(wù)管理、射頻綜合等功能模塊，分別實(shí)現(xiàn)各類高層應(yīng)用功能。

服務(wù)層包括標(biāo)準(zhǔn)函數(shù)庫，符合歐空局SOIS規(guī)范和PUS規(guī)范的服務(wù)中間件，運(yùn)行在驅(qū)動(dòng)層與應(yīng)用層軟件模塊之間，提供標(biāo)準(zhǔn)功能服務(wù)，實(shí)現(xiàn)應(yīng)用程序任務(wù)間同步、互斥以及臨界和共享資源的訪問協(xié)議，以標(biāo)準(zhǔn)接口形式隱藏了底層數(shù)據(jù)處理和通信過程細(xì)節(jié)，使得上層軟件模塊開發(fā)時(shí)不必關(guān)心底層實(shí)現(xiàn)，專心處理與具體應(yīng)用功能相關(guān)的問題。

驅(qū)動(dòng)層提供管理單元硬件的訪問接口，它將服務(wù)層和應(yīng)用層與底層硬件隔離開來，使得硬件技術(shù)狀態(tài)改變時(shí)只需修改驅(qū)動(dòng)層相關(guān)模塊，而不會(huì)影響到上層應(yīng)用。

4　結(jié)束語

隨著電子技術(shù)的不斷發(fā)展，航天器電氣綜合系統(tǒng)將在微電子技術(shù)、計(jì)算機(jī)技術(shù)、網(wǎng)絡(luò)技術(shù)等推動(dòng)下，其綜合化程度將向芯片級(jí)綜合化方向發(fā)展，標(biāo)準(zhǔn)化和通用化程度將進(jìn)一步提高，系統(tǒng)將更加的軟件化和智能化。

［1］陳穎，苑仁亮，曾利.航電電子系統(tǒng)模塊化綜合系統(tǒng)集成技術(shù)［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2013.

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Research on Electrical System Integrative Architecture of New Spacecraft

Liu Fei，Yao Wang，Ou Lianjun
（China Academy of Launch Vehicle Technology Research and Development Center，Beijing100076，China）

With the development of electronic technology，the volume of electronic components is getting smaller and smaller，the computing power of the processor is becoming more and more powerful，the capacity of the memory is growing，the transmission rate of the bus is getting higher and higher，electronic devices are becoming more and more integrated，the cost is getting lower and lower.Under such background，the design concept of the electrical system design of the spacecraft is also advancing with the times，to reduce the volume weight and power consumption of the electrical system，in order to improve the spacecraft's mission capability，at the same time to speed up the development of the progress，reduce development costs，an urgent need to develop a new type of electronic integrated structure of spacecraft.In this article，compared with the advanced international electrical system architectures，analyzed the disadvantages of internal electrical system architectures on the aviation and spaceflight.To meet the need of new spacecraft electrical system，the integrative design base principle of new spacecraft electrical system in China is presented.Also，the software and hardware architecture and the realizing method of functions are assumed.

spacecraft；electrical system；integrative design

1671-4598（2016）05-0263-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.05.073

TP3

A

2015-11-03；

2016-04-15。

劉飛（1982-），男，河北滄縣人，碩士研究生，主要從事航電綜合總體技術(shù)方向的研究。