一种时间确定性分布式航天器电子系统设计方法

摘要

本发明公开了一种时间确定性分布式航天器电子系统设计方法，解决现有航天器电子系统扩展性不足、数据传输时间确定性差的问题。该方法中采用分层分析的方法，确定航天器电子系统的功能分布；选取时间触发以太网作为电子系统骨干网络，网络拓扑结构上采用分布式架构，将系统计算功能分布于多个设备；对电子系统所要执行的任务进行规划，并对系统资源使用情况进行提前预估，通过预先分配的方式，实现计算资源的静态配置；根据优先级规划消息传输方式，确保在满足所需的带宽情况下，高优先级消息具有更高的时间确定性及传输可靠性。

说明书

技术领域

本发明提出一种时间确定性分布式航天器电子系统设计方法，设计时间确定性网络技术及航天器电子系统设计技术，属于航天器电子系统设计领域。

背景技术

随着航天器功能复杂度日益增加，通信信息量及综合化程度不断提升，航天器上电子系统正朝着模块化、综合化和标准化的方向发展。航天器电子系统的设计不仅决定了系统物理架构和信息交互方式，而且直接影响系统的开发和验证、可测性及可操作性。

我国传统的航天器电子系统通常采用点对点连接(RS422、自定义同步串口的星型结构)或者以低速控制总线(MIL-STD-1553B、CAN)为桥梁的集中式体系架构。这类系统的特点是系统内部各单机接口及互联电缆多，体积、重量和功耗较大；系统扩展性，特别是在轨可扩展性差。同时这类系统采用基于事件触发通信机制，这种机制采用基于优先级调度的总线抢占模式，事件触发和优先级抢占虽然增强了总线访问的灵活性，但是存在信息传递延迟的不确定性问题。随着未来我国航天器在轨操作、交会对接、空间攻防、在轨模块更换等任务的相继开展，系统扩展性以及消息传输确定性、可靠性和安全性需求尤为突出，传统的航天器电子系统架构难以满足应用需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种时间确定性分布式航天器电子系统设计方法。

本发明的技术解决方案是：

一种时间确定性分布式航天器电子系统设计方法，包括：分层模型描述系统功能、搭建分布式时间触发以太网架构、分区配置系统资源和基于消息优先级规划传输方式。通过系统层次架构对航天器电子系统功能进行分层表征，系统层次架构自顶向下分为输入层、信息处理层、决策层、输出层、驱动层。

一种时间确定性分布式航天器电子系统设计方法，该方法的步骤包括：

(1)分层模型描述系统功能，该模型包括输入层、信息处理层、决策层、输出层和驱动层；

所述的输入层用于接收航天器电子系统外部信息，并将接收到的外部信息输出给信息处理层；

所述的信息处理层用于接收输入层输出的外部信息，并对接收到的外部信息进行处理后输出给决策层；

所述的决策层用于接收信息处理层输出的处理后的外部信息，并根据接收到的处理后的外部信息进行计算，输出计算结果给输出层；

所述的输出层用于接收决策层输出的计算结果，并将接收到的计算结果输出给驱动层；

所述的驱动层用于接收输出层输出的计算结果，并根据接收到的计算结果完成执行终端的驱动；

按照航天器的需求设计能够实现航天器功能的电子设备，并根据分层模型各层功能将设计的各个电子设备归入各层；

归入输入层的电子设备(如用于姿态轨道测量、遥控指令接收和人控操作)接收到航天器电子系统外部信息，并将接收到的外部信息输出给归入信息处理层的电子设备；

归入信息处理层(如用于敏感器信息处理、遥控指令处理和人控操作处理)的电子设备接收到归入输入层的电子设备输出的外部信息，并对接收到的外部信息进行处理后输出给归入决策层的电子设备；

归入决策层(如用于GNC计算和遥测数据综合)的电子设备接收到归入信息处理层的电子设备输出的处理后的外部信息，并根据接收到的处理后的外部信息进行计算，输出计算结果给归入输出层的电子设备；

归入输出层(如用于控制指令生成和遥测数据下行)的电子设备接收到归入决策层的电子设备输出的计算结果，并将接收到的计算结果输出给归入驱动层的电子设备；

归入驱动层(如用于控制指令执行和无线测控)的电子设备接收到归入输出层的电子设备输出的计算结果，并根据接收到的计算结果完成执行终端的驱动。

同一层次的不同功能可通过不同的电子设备实现，不同层次描述的功能也可以根据实际需求由同一台电子设备实现。

(2)搭建分布式时间触发以太网架构；

以时间触发以太网(TTE)作为骨干网络，将计算功能分解到若干个分布式的计算节点中，系统各设备(即按照航天器的需求设计的能够实现航天器功能的电子设备)与网络交换机进行连接，相互之间没有耦合关系，任务处理所需要的I/O数据或计算结果可通过交换式网络被系统任意一个计算节点获取，网络中数据通过设定的传输路径进行传输；

采用多个网络交换机的链路冗余设计，保障故障情况下自主切换的能力。对于关键设备，为保证可靠性采用双机/三机冗余的形式。对于具有自检测(Self-checking)功能的设备采用双机冗余，无自检测功能的设备采用三机冗余的形式，基于TTE网络具有良好的时间同步性，将双机/三机可单独挂载于网络，关键设备为人为定义的设备；

通信采用时间触发方式，各节点的占用带宽及传输路径通过预先规划实现通信资源的静态配置。根据实时性需求，可采用二级网络结构，对于实时性高的子系统构建二级网络(例如，控制系统的时间精度要求达到微秒级，而骨干网的时间精度一般只要求在100μs级即可满足要求)，保证一级网络通信资源的前提下，提高二级网络的局部实时性；

(3)分区配置系统资源

将单一处理器(带有操作系统的计算节点)上运行的应用软件按功能耦合性进行分组，并通过调度安排保证分组应用软件在时间和空间上的相互独立，实现分区调度处理功能。每个分区调度起始时刻相对于主时间轴的起始时刻均不同，以轮流调度的方式为每个分区分配时间窗口。为每个分区分配固定位置和大小的内存空间，访问某一分区时不允许访问其它分区的内存区域，保证空间隔离；

建立分区与计算节点间的映射关系，通过在一个计算资源中运行多个任务来实现计算资源的高度共享，比如控制任务和遥测任务可能会共享同一计算资源，要保证不同关键类型的任务间不能彼此干扰，特别是重要性级别高的任务不能受到重要性级别低的任务的干扰。任务优先级为人为设定；

(4)基于消息优先级规划传输方式

电子系统采用时间触发通信技术，包含时间触发(Time Triggered，TT)消息、速率限制(Rate-Constraint，RC)消息和尽力传(Best-Effort，BE)消息。传输优先级TT消息最高，RC消息次之，BE消息最低。

航天器电子系统中对于具有严格实时性要求的消息(如控制、安全类消息)，采用TT消息进行通信；对于具有时间确定性要求且实时性要求不高的消息(如遥测类消息)，采用RC消息进行通信；对于优先级最低且传输延迟不确定的消息(如图像、话音类消息)，采用BE消息进行通信。

有益效果

(1)本发明通过搭建分布式系统架构及时间确定性网络的应用，使得系统核心的处理、通信和计算资源可根据任务需求灵活扩展、重新配置；

(2)本发明通过时间确定性网络的应用，实现了骨干网络节点数量多、通信数据量大、循环周期性信息与非周期信息共存的数据传输条件；

(3)本发明通过时间确定性网络的应用，使得链路上的数据包和控制数据能在指定的时间延迟级别以下被响应，保证了消息传输的实时性；

(4)本发明通过时间确定性网络的应用，使得在最大的时间延迟保证上，消息能够准确到达并满足带宽要求，保证了通信运行的可预测性和一贯性。

(5)本发明公开了一种时间确定性分布式航天器电子系统设计方法，解决现有航天器电子系统扩展性不足、数据传输时间确定性差的问题。该方法中采用分层分析的方法，确定航天器电子系统的功能分布；选取时间触发以太网作为电子系统骨干网络，网络拓扑结构上采用分布式架构，将系统计算功能分布于多个设备；对电子系统所要执行的任务进行规划，并对系统资源使用情况进行提前预估，通过预先分配的方式，实现计算资源的静态配置；根据优先级规划消息传输方式，确保在满足所需的带宽情况下，高优先级消息具有更高的时间确定性及传输可靠性。

附图说明

图1为本发明的航天器功能分层模型示意图；

图2为两机/三机冗余；

图3为二级网络结构；

图4为基于时间触发以太网的分区结构；

图5为航天器图像匹配系统设计流程；

图6为TTE网络接口关系图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

一种时间确定性分布式航天器电子系统设计方法，该方法的步骤包括：

(1)分层模型描述系统功能，该模型包括输入层、信息处理层、决策层、输出层和驱动层；

所述的输入层用于接收航天器电子系统外部信息，并将接收到的外部信息输出给信息处理层；

所述的信息处理层用于接收输入层输出的外部信息，并对接收到的外部信息进行处理后输出给决策层；

所述的决策层用于接收信息处理层输出的处理后的外部信息，并根据接收到的处理后的外部信息进行计算，输出计算结果给输出层；

所述的输出层用于接收决策层输出的计算结果，并将接收到的计算结果输出给驱动层；

所述的驱动层用于接收输出层输出的计算结果，并根据接收到的计算结果完成执行终端的驱动；

按照航天器的需求设计能够实现航天器功能的电子设备，并根据分层模型各层功能将设计的各个电子设备归入各层，如图1所示；

归入输入层的电子设备(如用于姿态轨道测量、遥控指令接收和人控操作)接收到航天器电子系统外部信息，并将接收到的外部信息输出给归入信息处理层的电子设备；

归入信息处理层(如用于敏感器信息处理、遥控指令处理和人控操作处理)的电子设备接收到归入输入层的电子设备输出的外部信息，并对接收到的外部信息进行处理后输出给归入决策层的电子设备；

归入决策层(如用于GNC计算和遥测数据综合)的电子设备接收到归入信息处理层的电子设备输出的处理后的外部信息，并根据接收到的处理后的外部信息进行计算，输出计算结果给归入输出层的电子设备；

归入输出层(如用于控制指令生成和遥测数据下行)的电子设备接收到归入决策层的电子设备输出的计算结果，并将接收到的计算结果输出给归入驱动层的电子设备；

归入驱动层(如用于控制指令执行和无线测控)的电子设备接收到归入输出层的电子设备输出的计算结果，并根据接收到的计算结果完成执行终端的驱动。

同一层次的不同功能可通过不同的电子设备实现，不同层次描述的功能也可以根据实际需求由同一台电子设备实现。

(2)搭建分布式时间触发以太网架构；

以时间触发以太网(TTE)作为骨干网络，将计算功能分解到若干个分布式的计算节点中，系统各设备(即按照航天器的需求设计的能够实现航天器功能的电子设备)与网络交换机进行连接，相互之间没有耦合关系，任务处理所需要的I/O数据或计算结果可通过交换式网络被系统任意一个计算节点获取，网络中数据通过设定的传输路径进行传输；

采用多个网络交换机的链路冗余设计，保障故障情况下自主切换的能力。对于关键设备，为保证可靠性采用双机/三机冗余的形式。对于具有自检测(Self-checking)功能的设备采用双机冗余，无自检测功能的设备采用三机冗余的形式，基于TTE网络具有良好的时间同步性，将双机/三机可单独挂载于网络，如图2所示。关键设备为人为定义的设备；

通信采用时间触发方式，各节点的占用带宽及传输路径通过预先规划实现通信资源的静态配置。根据实时性需求，可采用二级网络结构，对于实时性高的子系统构建二级网络(例如，控制系统的时间精度要求达到微秒级，而骨干网的时间精度一般只要求在100μs级即可满足要求)，保证一级网络通信资源的前提下，提高二级网络的局部实时性，如图3所示。

(3)分区配置系统资源

将单一处理器(带有操作系统的计算节点)上运行的应用软件按功能耦合性进行分组，并通过调度安排保证分组应用软件在时间和空间上的相互独立，实现分区调度处理功能。每个分区调度起始时刻相对于主时间轴的起始时刻均不同，以轮流调度的方式为每个分区分配时间窗口。为每个分区分配固定位置和大小的内存空间，访问某一分区时不允许访问其它分区的内存区域，保证空间隔离，如图4所示。

建立分区与计算节点间的映射关系，通过在一个计算资源中运行多个任务来实现计算资源的高度共享，比如控制任务和遥测任务可能会共享同一计算资源，要保证不同关键类型的任务间不能彼此干扰，特别是重要性级别高的任务不能受到重要性级别低的任务的干扰。任务优先级为人为设定；

(4)基于消息优先级规划传输方式

电子系统采用时间触发通信技术，包含时间触发(Time Triggered，TT)消息、速率限制(Rate-Constraint，RC)消息和尽力传(Best-Effort，BE)消息。传输优先级TT消息最高，RC消息次之，BE消息最低。

航天器电子系统中对于具有严格实时性要求的消息(如控制、安全类消息)，采用TT消息进行通信；对于具有时间确定性要求且实时性要求不高的消息(如遥测类消息)，采用RC消息进行通信；对于优先级最低且传输延迟不确定的消息(如图像、话音类消息)，采用BE消息进行通信。

图5是根据本发明的一种时间确定性分布式航天器电子系统设计方法的设计流程，根据该流程设计了一种基于时间触发以太网的航天器图像匹配系统。

步骤一：根据分层模型描述系统功能，将电子设备按照各层功能归入各层，其中包括输入层(小型三轴IMU)、信息处理层(接口管理模块)、决策层(控制计算机A/B)、输出层(接口管理模块)和驱动层(高性能图像处理单元，以下简称GPU)。

小型三轴IMU测量到三个敏感轴方向的航天器姿态信息，将该信息输出给信息管理模块；信息管理模块将接收到的航天器姿态信息进行坐标转换，将姿态信息转换到航天器本体坐标下，并将转换后的信息输出给的控制计算机A/B；控制计算机A/B根据接受到的本体系姿态信息进行GNC计算，并将姿态信息和GNC计算结果进行遥测组包，输出GNC计算结果和遥测数据至信息管理模块；信息管理模块将接收到的控制量按照驱动层设备(本例中为GPU)通信协议进行组包生成图像转换指令，并将图像转换指令发送至GPU；GPU接收到图像转换指令信息后，对预装的图像进行旋转、投影处理，并将转换后的图像输出至信息管理模块进行图像比对。

步骤二：以时间触发以太网(TTE)作为骨干网络。将系统包含3个终端节点，分别为控制计算机A、控制计算机B和接口管理模块。采用的网络交换机由TTE网络交换机1、TTE网络交换机2组成。其中，TTE网络交换机1、TTE网络交换机2为一体化设计，称为TTE网络交换机。控制计算机A/B具有自检测(Self-checking)功能，为双机冗余。

步骤三：在终端节点上建立分区，控制计算机A/B需完成的任务包括以太网发任务物理飞行导航任务、GNC自闭环任务、图像处理任务、长周期制导任务、余度和容错任务、遥测组包任务、指令处理任务及Flash读写任务。接口管理模块需完成的任务包括以太网收发任务、非以太网数据收发任务、图像发送任务、动力学仿真任务、Flash读写任务及遥测组包任务。

预先终端节点计算资源，对控制计算机A/B及接口管理模块的任务进行静态配置，如表1和表2所示。

表1任务时序和逻辑对应表(控制计算机A/B)

表2任务时序和逻辑对应表(接口管理模块)

步骤四：根据电子系统中消息传输优先级对消息传输方式进行规划。该实施例中电子系统包含姿态信息、GNC计算数据、遥测打包数据、图像处理指令及处理后的图像信息。根据消息的优先级将姿态信息和GNC计算数据设定为TT消息进行传输，将遥测数据设定为RC消息进行传输，将图像处理指令和处理后的图像信息设定为BE消息进行传输，如表3所示。

表3消息传输方式

根据上述消息传输方式，对交换机接口进行设计，终端节点(控制计算机A/B和接口管理模块)与TTE网络交换机1/2之间采用3路TTE网络接口既可以传输TT消息又可以传输RC消息。由于GPU与接口管理模块之间只有BE消息交互，在TTE网络交换机1上设置1路普通以太网接口，用于接收和发送网络上的BE消息，该接口信号特性满足标准以太网信号传输的要求。系统内设备间接口关系，如图6所示。由于小型三轴IMU与接口管理模块间采用直连方式进行消息传输，未采用TTE网络进行通信，因此，在图6中未明确描述二者间接口。

通过实施例所述的航天器图像匹配系统的设计过程完整描述了本发明的一种时间确定性分布式航天器电子系统设计方法，所设计的系统具有开放式的系统架构，可根据任务需求灵活扩展、重新配置；系统中周期性信息与非周期信息共存，高优先级消息数据传输时间精度高；消息能够准确到达并满足所需的带宽，每一次通信运行均具备可预测性和一贯性。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细说明，本领域技术人员依然可以对前述各实施例所述的技术方案进行修改，或对其中部分技术特征进行等同替换，而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明技术方案的范围。