小卫星数据与电源综合管理架构_[德]延斯·艾克霍夫（JensEickhoff）_9787111727088

本书介绍了德国斯图加特大学空间系统研究所提出的小卫星数据与电源综合管理架构，以此建立了高可靠、低成本的星载计算机和电源管理与配电单元技术方案，并形成了具有代表性的120kg级卫星平台FLP卫星。本书主要内容包括系统总体设计、星载计算机处理器板、I/O板、CCSDS解码器/编码器板、星载计算机电源板、星载计算机内部线束、星载计算机结构和热设计、电源管理与配电单元、CDPI系统测试、FLP卫星设计，以及设备附件和数据表。
本书适合从事航天器研制工作的工程技术人员和管理人员阅读和参考，也可作为航空航天专业、电气工程专业和计算机专业高年级本科生和研究生的参考资料。

原书前言
本书中描述的数据与电源综合管理架构（CDPI）实现了星载计算机和电源控制单元的功能集成，是在德国斯图加特大学的小卫星计划研究框架内开发的。
2009年，FLP卫星（也称为飞行的笔记本电脑）星载计算机的需求日益迫切。它必须满足130kg FLP卫星所遵循的严格性能、质量、体积和功耗限制，具有全功能姿态控制系统（ACS）、多种有效载荷以及完全符合空间数据系统协商委员会（CCSDS）遥控和遥测标准。
因此，作为一名高级工程师，我的首要任务之一是确定星载计算机的基本功能要求：
 具有较强的空间辐射防护能力。
 对于FLP卫星平台来说足够紧凑（60cm70cm80cm的立方体）。
 功能强大，足以运行实时操作系统。
 适合支持基于CCSDS的专业卫星运营。
 功耗有限。
为适应空间辐射环境应用需求，消费电子元器件不在星载计算机设计选型范围内。传统的宇航级星载计算机设备在尺寸、质量以及成本方面均不占优势，现实的选择是从航天工业界寻找具有不同领域的专家构成产学研联合体，分别提供星载计算机组件，终形成一个完整的、具有冗余架构的星载计算机产品。因此，本项目可以定义为一个类似乐高完全模块化的设计任务，允许将星载计算机任务分包给产学研联合体合作伙伴。第1章简要介绍了所实现的设计方案。
为适应星载计算机系统在潜在硬件故障容错能力和处理不同类型的外部模拟和数字接口方面的需求，将星载计算机和卫星的电源管理与配电单元（PCDU）之间的功能进行合并，从而形成创新的设计，即所谓的CDPI。
在卫星飞行件开发结束时，产学研联合体决定提供开发的CDPI的技术概述文档，并以技术手册和用户指南的混合形式提供给其他大学生。本书也可能会引起其他大学或航天工业界合作单位的兴趣，未来将在斯图加特大学重建或改造CDPI，甚至整个卫星平台，以完成他们的任务。
延斯·艾克霍夫博士，教授

原书致谢
感谢多方面的支持，集成星载计算机、电源管理与配电单元（PCDU）故障检测、隔离和恢复功能的全新、超紧凑型星载计算机得以顺利问世。
首先，我代表斯图加特大学空间系统研究所感谢德国Astrium有限公司经理埃弗特·杜多克提供了飞行件处理器板的研发资金，并感谢他们在2011年巴登-符腾堡州劳姆法赫岑特姆（Raumfahrtzentrum Baden-Wrttemberg）落成典礼上对研究所的捐赠。同时，我还非常感谢Astrium有限公司在弗里德里希沙芬的现场总监艾卡德·赛特尔梅耶以及我的部门和部门负责人约格·弗莱明和沃尔克·狄巴斯，除了我在Astrim的其他任务外，他们还参与了本项目的指导活动。
其次，作为整体系统设计师，我非常感谢图加特大学空间系统研究所所长汉斯·皮特·罗瑟，他给了我足够的空间来完善整体系统架构，找到联合体合作单位并与他们进行谈判，并在单元和系统层面详细阐述和终验证设计。同时，他提供了所有研究所采购部件的资金。
特别感谢加入本项目的行业合作单位，美国科罗拉多州Aeroflex Springs公司、瑞典Aeroflex Gaisler AB公司、英国4Links有限公司、Vectronic Aerospace公司和德国HEMA Kabeltechnik公司。一个大学项目得到全球工业参与者如此密集的支持是史无前例的。
2009年，我刚刚担任FLP卫星的工程总师，却两手空空地站在那里，缺乏一个令人信服的星载计算机卫星解决方案。我的个想法是升级一种/一类Aeroflex Gaisler开发板。我在2009年的DASIA会议上联系了Jiri Gaisler，并在此向他表示感谢，感谢他将我的问题转交给美国Aeroflex公司。他们当时正在开发基于LEON3FT芯片UT699的单板计算机。从这一初的接触中，斯图加特大学与Aeroflex之间展开了富有成效的合作。
关于星载计算机的开发，感谢Aeroflex及其德国分销商Protec 有限公司（慕尼黑）指导我们完成CPU板作为ITAR产品的采购。Aeroflex帮助我们填写了所有相关表格，并解释了ITAR中有关装运和发布规则的注意事项。处理器板是根据技术援助协议TA-6151-10提供的。作者团队还要感谢Aeroflex管理层，特别是Tony Jordan授予其首席开发人员Sam Stratton参与本书的许可，并审查了Aeroflex关于ITAR合规性的章节。
对于本书的出版，作者团队感谢斯特里特·布鲁纳夫人和克里斯托夫·鲍曼博士以及Springer出版团队的帮助。
后，作为CDPI的项目经理，衷心感谢由博士组成的FLP卫星联合攻关团队。
延斯·艾克霍夫博士，教授

目录
推荐序
译者序
原书序
原书前言
原书致谢
第1章系统总体设计
1.1引言
1.2OBC的设计基线
1.3作为模拟远程接口单元的PCDU
1.4通用系统重新配置控制器
1.4.1故障处理期间的组件功能
1.4.2创新：针对所有FDIR功能的组合控制器
1.4.3组合控制器的故障处理
1.4.4组合控制器方式的优点
1.5系统架构的完整性
1.6组件选择
1.6.1处理器板
1.6.2CCSDS解码器/编码器
1.6.3I/O板和CCSDS板
1.6.4OBC电源板
1.6.5增强功能的PCDU
1.7在集成环境中测试CDPI
1.8飞行件组件
1.9对未来任务的概念性展望
第2章星载计算机处理器板
2.1作为ITAR项目的处理器板
2.2处理器板：SBC
2.3技术概况
2.3.1OBC微处理器
2.3.2OBC存储器配置
2.3.3用于多项功能的OBC FPGA
2.4OBC处理器板功能简介
2.5OBC处理器板存储器接口
2.6OBC处理器板SpaceWire接口
2.7其他功能
2.7.1NVMEM芯片使能
2.7.2SRAM芯片使能
2.7.3秒脉冲接口
2.7.4看门狗信号和LEON3FT复位
2.7.5RS422接口
2.7.6复位
2.7.7时钟接口
2.7.8DSU/以太网接口卡
2.8电源规格
2.9机械设计和尺寸
第3章I/O板
3.1I/O板和CCSDS板的通用设计方案
3.2作为远程接口单元的I/O板
3.3作为OBC大容量存储器单元的I/O板
3.4I/O板热备份操作方式
3.5I/O板RMAP接口
3.5.1I/O板的板标识
3.5.2I/O板接口RMAP地址
3.5.3RMAP返回状态值
3.6I/O接口电路、接地和终端
3.7I/O板接口访问协议
3.8I/O板连接器和引脚分配
3.8.1连接器A和C（OBC内部）
3.8.2连接器B（OBC内部）
3.8.3连接器D和E（OBC外部）
3.9I/O板和CCSDS板抗辐射能力
3.10I/O板和CCSDS板温度容限
3.114Links合作开发商
第4章CCSDS解码器/编码器板
4.1引言
4.2架构概述
4.2.1接口
4.2.2命令链路控制字耦合
4.2.3时钟和复位
4.2.4性能
4.2.5遥测编码器
4.2.6遥控解码器
4.2.7SpaceWire链路接口
4.2.8片上存储器
4.2.9信号概述
4.3遥测编码器
4.3.1概述
4.3.2数据链路子层
4.3.3数据链路协议子层
4.3.4同步和通道编码子层
4.3.5物理层
4.3.6连接性
4.3.7操作
4.3.8寄存器
4.3.9信号定义和复位值
4.3.10遥测编码器：虚拟通道生成
4.3.11遥测编码器：描述符
4.3.12遥测编码器：虚拟通道生成功能输入接口
4.4遥控解码器：软件命令
4.4.1概述
4.4.2数据格式
4.4.3编码层
4.4.4传输
4.4.5缓冲区与FIFO的关系
4.4.6命令链路控制字接口
4.4.7配置接口（AMBA AHB从站）
4.4.8中断
4.4.9寄存器
4.4.10信号定义和复位值
4.5遥控解码器：硬件命令
4.5.1概述
4.5.2操作
4.5.3遥控传输帧格式：硬件命令
4.5.4信号定义和复位值
4.6带有RMAP目标的SpaceWire接口
4.7JTAG调试接口
4.8其他功能
4.9CCSDS处理器航天器特定配置
第5章星载计算机电源板
5.1引言
5.2电源变换
5.2.1DC/DC变换器
5.2.2OBC负载的启动特性
5.2.3电源板的上电特性
5.2.4电源板和OBC负载的连接
5.3时钟选通脉冲信号
5.4加热器和热传感器
5.5OBC维护接口和JTAG接口
5.6连接器配置
第6章星载计算机内部线束
6.1引言
6.1.1要求
6.1.2挑战
6.1.3实现
6.2线束设计
6.2.1线束工程化
6.2.2SpaceWire线束
6.2.3OBC供电线束
6.3验证
6.4质量和生产文件
第7章星载计算机结构和热设计
7.1结构和热设计需求分析
7.2OBC结构设计
7.2.1OBC结构概念
7.2.2机械尺寸标注和概念验证
7.3OBC热设计
7.3.1热模型
7.3.2热计算结果
7.3.3OBC内部加热器
7.4OBC外壳材料特性
第8章电源管理与配电单元
8.1引言
8.2卫星典型电源分系统中的PCDU
8.3PCDU设计概述
8.3.1PCDU接口
8.3.2PCDU遥控指令定义
8.4PCDU启动时序和PCDU运行模式
8.5电源管理与配电控制功能
8.6CDPI架构中的PCDU特定功能
8.6.1模拟数据处理概念
8.6.2OBC的重新配置逻辑
8.6.3航天器的重新配置功能
8.7PCDU其他功能
8.7.1星箭分离检测
8.7.2太阳帆板展开的控制和监控
8.7.3有效载荷数据传输分系统功率控制
8.7.4历史日志功能
8.7.5内部控制器之间的时间同步
8.7.6过电压保护
8.7.7太阳电池在轨测试子串测量
8.8PCDU环境试验验证
8.8.1热真空试验条件
8.8.2空间辐射承受能力
8.8.3力学试验条件
8.9连接器列表
8.10PCDU指令概述
第9章CDPI系统测试
9.1引言
9.2测试范围
9.2.1测试条件
9.2.2相关人员
9.2.3测试流程简化
9.3测试计划
9.3.1PCDU测试
9.3.2处理器板测试
9.3.3电源板测试
9.3.4CCSDS板和I/O板测试
9.3.5OBC子系统测试
9.3.6CDPI重新配置测试
9.4电性件测试平台
9.5电性件测试执行和结果
9.5.1卫星测试平台测试阶段1：连接OBC处理器板和航天器仿真器
9.5.2卫星测试平台测试阶段2：连接OBC处理器板和CCSDS板
9.5.3卫星测试平台测试阶段3：整个指令链桥接射频链路
9.5.4卫星测试平台测试阶段4：验证HPC
9.5.5卫星测试平台测试阶段5：控制设备单元硬件
9.5.6卫星测试平台测试阶段6：使用姿态控制软件
进行性能测试
9.6飞行件测试执行和结果
第10章FLP卫星设计
10.1引言
10.2运行轨道和工作模式
10.3结构设计和星箭接口
10.4主要技术和有效载荷
10.5卫星姿态控制系统
10.5.1传感器和驱动器
10.5.2控制模式
10.6卫星通信链路
10.7卫星电气架构与功能框图
10.8运载火箭和主载荷EMC设计约束
第11章设备附件和数据表
11.1处理器板DSU/以太网接口卡
11.2CCSDS标准
11.2.1CCSDS字段定义
11.2.2伽罗瓦域（有限域）
11.2.3遥测传输帧格式
11.2.4Reed-Solomon编码器数据格式
11.2.5附加同步标记
11.2.6遥控传输帧格式
11.2.7命令链路控制字
11.2.8空间数据包
11.2.9异步位串行数据格式
11.2.10SpaceWire远程存储器访问协议
11.2.11命令链路控制字接口
11.2.12波形格式
11.3所选遥测编码器寄存器
11.4遥测编码器：虚拟通道生成寄存器
11.5所选遥控解码器寄存器
11.6OBC单元CAD设计图纸
11.7OBC单元I/O板连接器引脚定义
11.8OBC单元CCSDS板连接器引脚分配
11.9OBC电源板连接器引脚分配
11.10PCDU单元CAD设计图纸
11.11PCDU单元连接器引脚分配
11.12PCDU熔断器和开关在航天器设备上的分配
参考文献

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