高适应性航天飞行器程序设计方法、星载计算机及航天飞行器

技术领域

本发明涉及卫星软件设计领域，特别是涉及一种高适应性航天飞行器程序设计方法、星载计算机及航天飞行器。

背景技术

为满足全球不断增长的卫星网络接入需求，特别是解决农村、远洋等地区的互联网接入问题，国内外都在积极探索并发展卫星互联网业务，尤其是低轨卫星星座，具备全球全域互联网接入能力。瞄准商业化应用的低轨卫星星座为实现全球无死角覆盖，均配置为巨型星座，其中SpaceX公司的Starlink计划截止2021年1月21日已完成17批共1015颗卫星发射，全系统建设规划4.2万颗卫星，发射计划远远超过传统卫星。另外，低轨卫星星座要具备一定规模才能实现服务，初期投资较大，为更好的进行低轨卫星星座建设，

低轨卫星的低成本化、快速化设计是必由之路。

传统卫星型号研制任务需经历初样、鉴定、正样三个阶段，以长周期、高成本换来了高可靠性、高成功率，使中国航天工业在过去几十年取得了令人瞩目的成就，得到了充分的技术积累。新时代下低轨卫星星座建设需要从高质量向高效率、高效益转变。目前，多数立方星、小卫星项目已经开始采取“一步正样”的设计方案，大大缩减了研制周期和成本，但正样阶段的研制周期仍然较长，尤其是星载计算机及星务软件的研制，往往需要4到6个月，比同阶段星上其他部组件的研制周期长至少1到2个月，由于传统卫星通常将飞行程序和星务软件固化在一起，飞行程序经历桌面联试后往往还会对星务软件进行迭代更新，飞行程序和星务软件中任一个的变动都需要重新烧录，造成了时间和成本上的浪费。另外，低轨卫星往往设计寿命较短，星座长期运营过程中需要及时新发卫星对故障卫星进行替代补充，也需求卫星具有较短的研制周期。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题，特别创新地提出了一种高适应性航天飞行器程序设计方法、星载计算机及航天飞行器。

为了实现本发明的上述目的，根据本发明的第一个方面，本发明提供了一种高适应性航天飞行器程序设计方法，包括：步骤S1，星务软件内不嵌入飞行程序内容，将需要卫星按时间自主运行的飞行程序设置为按照时间顺序依次执行的程控指令集，将所述程控指令集存入星载计算机的第一存储器；将星务软件存入星载计算机的第二存储器；步骤S2，同步对飞行程序和星务软件分别进行调试、验证和升级。

上述技术方案：该方法基于程控指令集实现卫星按飞行程序自主运行，不再需要将飞行程序内容固化至星务软件，改变传统卫星飞行程序与星务软件的固化关系，将飞行程序的设计迭代与整星研制全流程并行进行，大大减少了周期和成本，充分适应了低轨卫星巨型星座的设计及使用要求，为更好的建立低轨卫星巨型星座奠定了基础。飞行程序的调试、验证过程中需要更改内容升级时，只需要更改程控指令集内容并上传至第一存储器就行，不需要更改星务软件设计状态，无需反复修改星务软件代码并烧录，更加灵活和高效。

在本发明一种优选实施方式中，所述程控指令集通过第一事件触发后按时间顺序运行，所述星务软件程序通过第二事件触发运行，第一事件和第二事件可以相同或不同；当第一事件和第二事件相同时，第一事件和第二事件均为航天飞行器上电事件或航天飞行器与火箭分离事件。

上述技术方案：实现航天飞行器(如卫星)整体上电后或者与火箭分离后按时间顺序自动运行飞行程序，以及自主运行星务软件。

在本发明一种优选实施方式中，在所述步骤S2中，对第一存储器中的飞行程序进行设计、调试、验证和升级的过程包括：步骤S21，同步进行航天飞行器各单机、星载计算机、星务软件程序和初版飞行程序设计与研制，所述初版飞行程序包括航天飞行器的初始轨道段飞行程序，将初始轨道段飞行程序设置为按照时间顺序依次执行的初版程控指令集并通过测控通道上传至第一存储器，将星务软件程序存入第二存储器；步骤S22，进行桌面联试，所述桌面联试包括以实时仿真机和星载计算机为中心对平台各分系统、载荷进行电性联试；步骤S23，根据桌面联试结果迭代升级第一存储器中的飞行程序；步骤S24，各单机、分系统、载荷调试完毕后进行航天飞行器总装，在第一存储器的飞行程序中补充完善天线展开和/或太阳翼展开程序(即帆板展开程序)，进行整机试验。

上述技术方案：实现了飞行程序的设计、调试、验证和升级更新独立于星务软件进行，与整星研制全流程并行进行，大大减少了周期和成本，同时确保飞行程序中要求星上按时间自主执行的程序能够按要求执行，星务软件中没有嵌入相关飞行程序。

在本发明一种优选实施方式中，所述初版飞行程序包括航天飞行器的姿轨控分系统中各部组件加电及使能程序、帆板展开程序、天线解锁程序、天线展开程序四者中的全部或部分。

上述技术方案：这些程序实现了对航天飞行器初始轨道段的飞行控制。

在本发明一种优选实施方式中，所述第一存储器为FLASH，和/或所述第二存储器为EEPROM。

上述技术方案：第一存储器为FLASH，便于整块快速擦除、更新，成本低，EEPROM可靠性高，可只擦除修改单个字节，便于软件调试修改。

为了实现本发明的上述目的，根据本发明的第二个方面，本发明提供了一种星载计算机，包括处理器、与所述处理器连接的第一存储器和第二存储器；所述第一存储器存储飞行程序，所述飞行程序设置为按照时间顺序依次执行的程控指令集；所述第二存储器存储有星务软件程序。

上述技术方案：该星载计算机中将飞行程序和星务软件分离存储，改变传统卫星飞行程序与星务软件的固化关系，将飞行程序的设计迭代与整星研制全流程并行进行，大大减少了周期和成本，同时，将飞行程序设置为程控指令集，实现了卫星按飞行程序自主运行，不再需要将飞行程序内容固化至星务软件，充分适应了低轨卫星巨型星座的使用要求，为更好的建立低轨卫星巨型星座奠定了基础。

为了实现本发明的上述目的，根据本发明的第三个方面，本发明提供了一种航天飞行器，包括本发明所述的星载计算机。

上述技术方案：该航天飞行器将飞行程序和星务软件分离存储，改变传统卫星飞行程序与星务软件的固化关系，将飞行程序的设计迭代与整星研制全流程并行进行，大大减少了周期和成本，同时，将飞行程序设置为程控指令集，实现了卫星按飞行程序自主运行，不再需要将飞行程序内容固化至星务软件，充分适应了低轨卫星巨型星座的使用要求，为更好的建立低轨卫星巨型星座奠定了基础。

在本发明一种优选实施方式中，所述航天飞行器与火箭分离后根据程控指令集自主运行建立初始姿态以及星地通信链路，通过所述星地通信链路利用地面遥控指令进行控制，完成各项任务。

上述技术方案：程控指令集确保顺利完成航天飞行器建立初始姿态。

附图说明

图1是本发明一具体实施方式中高适应性航天飞行器程序设计方法的流程示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，除非另有规定和限定，需要说明的是，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。

针对低轨星座卫星低成本、高批产、研制周期短的特性，本发明公开了一种高适应性航天飞行器程序设计方法，在一种优选实施方式中，如图1所示，包括：

步骤S1，星务软件内不嵌入飞行程序内容，将需要卫星按时间自主运行的飞行程序设置为按照时间顺序依次执行的程控指令集，将程控指令集存入星载计算机的第一存储器；

将星务软件程序存入星载计算机的第二存储器；星务软件程序优选但不限于包括星务管理程序、时间管理程序、姿轨控管理程序、热控管理程序。

步骤S2，同步对飞行程序和星务软件分别进行调试、验证和升级。

在本实施方式中，不同于传统星务软件需确定初始轨道段飞行程序才可设计，本方法不需要提前将星上自主运行部分程序受控并嵌入星务软件，可根据各分系统研制进度、测试具体情况灵活调整飞行程序，达到将星务计算机及软件研制调试与整星试验并行进行、减少迭代设计的时间成本和经济成本，为巨型低轨星座卫星的大批量快速应用奠定了基础。

在本实施方式中，优选的，第一存储器为FLASH，和/或第二存储器为EEPROM。程控指令指卫星控制指令中按照时间顺序执行的指令，通过测控通道上传至星载计算机的FLASH中。优选的，还设置其它存储器用于存储日志、重要数据等。

在一种优选实施方式中，程控指令集通过第一事件触发后按时间顺序运行，第一事件发生后，程控指令集中的指令按照预设的时间顺序依次执行。星务软件程序通过第二事件触发运行，第一事件和第二事件可以相同或不同；

当第一事件和第二事件相同时，第一事件和第二事件均为航天飞行器上电事件或航天飞行器与火箭分离事件。

在本实施方式中，高适应性航天飞行器程序设计方法的具体过程可包括：

1、星载计算机及星务软件设计为通用型，减少非必需逻辑判断，支持存储并依次按时间执行FLASH中程控指令集的程控指令；星务软件程序内不再嵌入飞行程序中初始轨道段星上部组件工作时序内容，例如姿轨控分系统各部组件加电及使能、帆板展开、天线解锁等。

2、星上测控分系统进行高适应性设计，支持将本颗卫星初始轨道段飞行程序所涉及的需要按时间自主执行的工作内容设置为程控指令集；在发射前各阶段包括研制、试验等，均可灵活更改本颗卫星程控指令集内容，并通过测控通道上传至星载计算机FLASH，在整星上电后按时间顺序执行，达到星上自主运行的效果。

3、根据本颗卫星在轨任务、飞行方案和星上产品研制状态确定初版飞行程序，不再需要将初始轨道段工作时序嵌入星务软件，而是将其设置为程控指令集上传至星载计算机FLASH，进行桌面联试；由于针对飞行程序的迭代升级不再需要更改星务软件设计状态，即反复修改星务软件代码并烧录，更加灵活高效。

4、根据桌面联试及整星研制、试验情况对飞行程序进行迭代升级，并补充完善天线展开、太阳翼展开等不在桌面联试过程中测试的内容，受控固化为程控指令后上传，待命发射。

5、卫星星箭分离后根据程控指令集自主运行建立初始姿态及星地通信链路，之后通过地面遥控指令进行控制，完成各项任务。

通过上述提出的飞行程序设计方法，采用基于程控指令集的星上程序自主运行方式，将飞行程序的设计迭代与整星研制全流程并行进行，大大减少了周期和成本，充分适应了低轨卫星巨型星座的使用要求，为更好的建立低轨卫星巨型星座奠定了基础。

上述过程的创新点为：基于程控指令集实现卫星按飞行程序自主运行，不再需要将飞行程序内容固化至星务软件，飞行程序设计与星载计算机(星务软件)研制并行进行，大大减少星载计算机(星务软件)开发及调试时间；桌面联试过程中调试修改飞行程序内容只需更改程控指令内容并上传，不再需要更改星务软件设计状态，即反复修改星务软件代码并烧录，更加灵活高效。

在一种优选实施方式中，在步骤S2中，对第一存储器中的飞行程序进行调试、验证和升级的过程包括：

步骤S21，同步进行航天飞行器各单机、星载计算机、星务软件和初版飞行程序设计与研制，初版飞行程序包括航天飞行器的初始轨道段飞行程序，将初始轨道段飞行程序设置为按照时间顺序依次执行的初版程控指令集并通过测控通道上传至第一存储器，将星务软件程序存入第二存储器；

步骤S22，进行桌面联试，桌面联试包括以实时仿真机和星载计算机为中心对平台各分系统、载荷进行电性联试；

步骤S23，根据桌面联试结果迭代升级第一存储器中的飞行程序，优选但不限于从程序内容、执行顺序及时间要求等方面升级飞行程序；

步骤S24，各单机、分系统、载荷调试完毕后进行航天飞行器总装，在第一存储器的飞行程序中补充完善天线展开和/或太阳翼展开程序等内容，进行整机试验。

在本实施方式中，优选的，初版飞行程序包括但不限于航天飞行器的姿轨控分系统中各部组件加电及使能程序、帆板展开程序、天线解锁程序、天线展开程序四者中的全部或部分。

在本实施方式中，具体本发明还公开了一种星载计算机，在一种优选实施方式中，星载计算机包括处理器、与处理器连接的第一存储器和第二存储器；第一存储器存储飞行程序，飞行程序设置为按照时间顺序依次执行的程控指令集；第二存储器存储有星务软件程序。第二存储器可为独立于处理器的存储器，也可为处理器内部自带的存储器。

在本实施方式中，优选的，飞行程序包括但不限于卫星上姿轨控分系统中各部组件加电及使能程序、帆板展开程序、天线解锁程序、天线展开程序四者中的全部或部分。

在本实施方式的一种应用场景中，以某型号卫星首发星(初次研制)研制过程为例，使用本方法进行研制，流程如下：

第一步，根据本颗卫星在轨任务和飞行方案确定整星设计方案，进行单机指标分解和技术要求下发，此阶段需要1个月。

第二步，同步进行各单机研制和初版飞行程序设计，由于星载计算机及星务软件采用通用化设计，不需要设计并嵌入飞行程序，只需要3个月时间，而传统方法需要进行本型号专用化星载计算机设计，需要5个月时间；本方法在此阶段可减少2个月研制时间。

第三步，星载计算机研制完成后将初版飞行程序设置为程控指令集上传，根据桌面联试情况对此版飞行程序进行迭代升级，使用本方法不再另外需要更改星载计算机(星务软件)设计状态(即反复修改星务软件代码并烧录)，相比传统方法，桌面联试更加灵活高效，只需要3个月时间，传统方法需要更改星载计算机状态，需要4个月时间；本方法在此阶段可减少1个月研制时间。

第四步，各单机、分系统、载荷调试完毕后进行卫星总装，进行整星试验，在此过程中将飞行程序进行最终修改及受控(补充完善天线展开、太阳翼展开等不在桌面联试过程中测试的内容)，程控指令集后上传至星载计算机FLASH，此阶段需要2个月时间。

第五步，卫星完成整星试验后与运载对接，按计划发射，此阶段需要1个月时间；到达指定位置进行星箭分离后，根据程控指令集建立初始姿态及星地通信链路，后续通过地面遥控指令进行控制，完成各项任务。

在本应用场景中，使用本专利提供的程序设计方法，预期可将首发卫星研制周期从13个月减少至10个月。

在本实施方式的另一种应用场景中，以低轨星座中该型号卫星故障补发星(继承型号)研制过程为例。使用本方法进行研制，流程如下：

第一步，根据本颗补发卫星在轨任务、原卫星故障情况和新飞行方案确定整星设计方案，进行单机选型与改进设计，此阶段仍需要1个月。

第二步，同步进行各改进单机研制、继承单机配套和初版飞行程序设计，由于改进型设计，大部分可继承，且在星载计算机未发生故障情况下星载计算机可直接沿用，此阶段只需2个月，可以减少3个月单机研制时间；若设计状态不用更改(原卫星未发生故障，寿命到期后离轨)，只需进行飞行程序设计后设置为程控指令集上传，其余各单机全部沿用本型号设备，进行组装，即可进行测试，此情况下只需1个月时间。

第三步，补发卫星星载计算机研制完成后根据初版飞行程序内容进行桌面联试，对飞行程序进行迭代升级，此处不再需要更改星载计算机设计状态，由于载荷、平台各单机、星载计算机等大部分产品沿用，此阶段只需1个月，可节省2个月时间。

第四步，各单机、分系统、载荷调试完毕后进行卫星总装，由于绝大部分单机选择沿用，可只进行简单整星试验，在此过程中将飞行程序进行最终修改及确定，固化程控指令集上传星载计算机，此阶段只需要1个月，可节省1个月整星试验时间。

第五步，卫星完成整星试验后与运载对接，按计划发射(需要1个月)，到达指定位置进行星箭分离后，根据程控指令集建立初始姿态及星地通信链路，后续通过地面遥控指令进行控制，完成补发任务。

在本应用场景中，使用本专利提供的程序设计方法，预期可将补发卫星研制周期从13个月减少至6(5)个月。

本发明还公开了一种航天飞行器，在一种优选实施方式中，包括上述星载计算机。

在一种优选实施方式中，航天飞行器与火箭分离后根据程控指令集自主运行建立初始姿态以及星地通信链路，通过星地通信链路利用地面遥控指令进行控制，完成各项任务。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。