微小卫星星务分系统的硬件设计与实现
小卫星姿控与星务管理的一体化设计
⼩卫星姿控与星务管理的⼀体化设计 第 2 期 CHINESESPACE SCIENCE AND TECHN OLOGY ⼩卫星姿控与星务管理的⼀体化设计廖明宏 耿云海 吴翔虎 程光明(哈尔滨⼯业⼤学,哈尔滨150001)摘要 介绍⼀种将姿控系统和星务管理系统融为⼀体的设计思想,它节约了星载机资源,提⾼了系统信息处理的实时性,很好地体现了⼩卫星的质量轻、体积⼩、成本低的优势。
对姿控系统的硬件组成、卫星的飞⾏模式和控制策略、星务管理软件的体系结构和总体设计思想、姿控软件和星务管理软件的接⼝设计等内容做了重点讨论。
主题词 姿态控制 星务管理 ⼩型卫星 ⼀体化设计1 引⾔⽬前,⼩卫星的概念没有统⼀的定义,但普遍认为质量⼩于500kg 的卫星称为⼩卫星[1]。
⼩卫星技术的发展⾮常迅速,⼤致可分为三个阶段:探索研究阶段、发展阶段和推⼴应⽤阶段。
⽬前的发展⽔平正处在第⼆阶段,即通过第⼀阶段探索研究和飞⾏实践结果,证实⼩卫星的确可以达到质量轻、体积⼩、成本低、周期短、性能⾼的要求。
为体现⼩卫星五⼤特点,⼈们引⼊了许多新的设计思想和技术,如⼀体化设计思想和集成公⽤模块技术,等等[2]。
充分开发软件功能,尽量减少硬件设备是减轻⼩卫星质量、降低成本、提⾼系统性能的重要⼿段。
姿控分系统和星务管理分系统(或称为数管分系统)是⼩卫星系统两个重要的组成部分。
在传统的卫星设计中,这两个分系统是独⽴设计的,即各⾃拥有⾃⼰的星载计算机和相应的软件系统。
为提⾼系统的可靠性,两个分系统都有⾃⼰的备份计算机。
这种设计⽅案⼀⽅⾯浪费星载机资源;另⼀⽅⾯增加星载机之间的数据传输量,降低遥测遥控的实时性。
本⽂以正在研制的⼩卫星——探索⼀号⼩卫星(TS-1)为例,介绍⼀种融姿控系统和星务管理系统为⼀体的设计思想,并重点讨论姿控软件和星务管理软件的⼀体化设计。
探索⼀号⼩卫星是⼀种⽴体测绘科学试验卫星,主要⽤于对地照相,形成电⼦地图。
在设计中集中体现了“⼀体化”的研制思想:融合了微电⼦、新材料、新⼯艺等⾼新技术成果;采⽤了以星载计算机⽹络为核⼼的电⼦系统集成技术;姿控软件与星务管理软件的⼀体化设计技术。
微小卫星通信系统设计与优化
微小卫星通信系统设计与优化一、引言随着卫星技术的快速发展，微小卫星（Nano-satellite）作为新一代卫星系统，其小巧灵活的特点受到广泛关注。
作为微小卫星的核心组成部分，通信系统的设计与优化至关重要。
本文将围绕微小卫星通信系统的设计与优化展开论述。
二、微小卫星通信系统概述1. 微小卫星通信系统组成微小卫星通信系统主要包括载荷系统、通信控制系统和地面站系统。
其中载荷系统负责卫星与地面通信信号的传输与处理，通信控制系统负责卫星通信的规划与控制，地面站系统负责与卫星进行通信并处理回传数据。
2. 微小卫星通信系统的特点相较于传统卫星系统，微小卫星通信系统具有以下特点：小型化、低成本、快速部署和多星联网。
这些特点使得微小卫星通信系统更加适用于一些特定的应用领域。
三、微小卫星通信系统设计1. 通信链路设计通信链路设计是微小卫星通信系统设计中的核心环节。
首先需要确定通信频段和通信协议，然后根据卫星轨道参数和接收能力确定通信链路的参数。
此外，还需要考虑功耗和频率规划等因素。
2. 载荷系统设计载荷系统设计需要根据通信需求确定载荷类型和参数。
根据载荷类型的不同，可以选择天线系统、射频系统或激光通信系统等。
同时，还需要考虑载荷系统与其他组件的集成与优化。
3. 通信控制系统设计通信控制系统设计包括通信规划、数据链路设计和通信协议设计等方面。
通过合理的通信规划和数据链路设计，可以提高卫星通信的可靠性和稳定性。
通信协议的设计则可确保卫星与地面站之间的数据传输互通。
四、微小卫星通信系统优化1. 频谱资源优化频谱资源是微小卫星通信系统中的稀缺资源，需要进行合理的分配和利用，以提高通信系统的效率。
通过频率复用和频率规划等手段，可以实现频谱资源的最大化利用。
2. 功率控制优化功率控制是微小卫星通信系统优化的重要方面。
合理控制功率可以提高通信质量和信号覆盖范围，同时降低能耗和干扰。
3. 天线设计优化天线作为微小卫星通信系统中的关键组件，天线的性能直接影响到通信系统的效果。
小型卫星的设计与制造
小型卫星的设计与制造小型卫星的设计与制造是现代航天技术中一个重要的领域，它通过利用先进的材料、电子技术和计算机技术来实现对地球的观测、通信和科学研究等多个领域的应用。
本文将详细介绍小型卫星的设计与制造过程，包括构造设计、电子系统、通信与控制等方面。
首先，小型卫星的设计与制造需要考虑到卫星的构造设计。
通常，小型卫星由多个功能模块组成，包括卫星平台、载荷模块和能源模块。
卫星平台是卫星的基本结构，它由机械结构和导热系统组成，以提供对地球的观测和通信所需的稳定性和可靠性。
载荷模块是卫星的主要功能单元，主要用于对地球的观测和科学研究。
能源模块则用于提供卫星所需的电能，通常采用太阳能电池板和锂电池等。
其次，小型卫星的设计与制造还需要考虑到卫星的电子系统。
电子系统是卫星的核心部分，用于控制和管理卫星的各种功能。
其中，卫星的通信系统采用无线电技术，用于与地面站进行通信。
卫星的通信系统通常包括功放器、天线和调制解调器等。
卫星的控制系统则是用于控制卫星的姿态和轨道，通常采用陀螺仪、推进器和姿态控制器等设备。
最后，小型卫星的设计与制造还需要考虑到卫星的通信与控制。
卫星的通信与控制是卫星运行的关键环节，它包括对卫星的遥控和监测等操作。
通常，卫星的通信与控制系统由地面站和卫星组成，地面站负责对卫星进行遥控和监测，而卫星则负责接收地面指令，并进行相应的动作。
综上所述，小型卫星的设计与制造需要考虑到构造设计、电子系统、通信与控制等多个方面。
通过合理的设计与制造，可以实现对地球的观测、通信和科学研究等多个领域的应用，并推动航天技术的发展。
微小卫星系统的设计及应用研究
微小卫星系统的设计及应用研究微小卫星，是指体积小、重量轻、造价低廉的卫星，其使用范围广泛，应用领域涉及到地球观测、通讯、导航、气象预测、科学探索等方面。
随着技术的发展，微小卫星逐渐成为了主流。
微小卫星的设计需要考虑许多因素，例如负载、通讯、导航、动力等方面。
在无人驾驶飞行器中广泛使用的芯片，同样可以用在设计微小卫星的过程中。
而一些开源的电子设计软件，例如Proteus、KiCad，可以提供便利的设计平台，并且允许用户自定义部件和元器件。
微小卫星的通讯系统需要具备高效可靠的连接能力，以保证数据的传输。
通讯卫星常用的两种频段是超高频（UHF）和极高频（VHF），这两种频段存在一定的优缺点。
UHF频段相比于VHF 频段的优势在于其传输距离更远，适合用于地面站和卫星之间的通讯。
但是，UHF频段受到环境干扰较大，而VHF频段的传输稳定性更好，更适合用于低轨道卫星，但是传输距离相对较短。
导航系统是微小卫星中至关重要的一环，其可靠性直接影响到卫星的精准度和稳定度。
一般来说，微小卫星的导航系统常用GPS（全球定位系统），它可以提供高精度的时间和位置数据。
此外，对于精度和要求较高的系统，还可以选择使用微小卫星与地面站之间的固定连线系统，以增加导航的准确性和稳定性。
在设计微小卫星时，还需要考虑卫星的动力结构。
动力系统包括卫星推力和电池系统，推力系统控制卫星的轨道，电池系统则负责提供供能和电源管理。
目前，微小卫星的推力系统主要有四种，分别是风帆、内燃机、化学推进系统和离子推进系统。
而电池系统主要包括太阳电池发电器和电池。
当太阳能不足够或无法发电时，电池会为卫星提供电力。
在卫星的设计中，选择合适的动力系统将有助于提高卫星的使用寿命和性能。
微小卫星的应用范围十分广泛。
例如，微小卫星可以用于气象预测，它们可以收集实时的气象数据以提供气象预报服务。
同时，微小卫星还可以用于地球观测，其高分辨率的图像能够观测到地球上的人造和自然领域。
小卫星星务计算机可重构硬件平台的研究
产生乱咬情况的发生．
３
星务计算机可重构硬件平台实现
可重构是指系统中的硬件功能或硬件功能模
３．１重构件的实现
块间的连接可以重新配置，基本的可重构件是一 种可重新配置的大规模集成电路，针对这一硬件 可以设计多个功能电路Ｆ，，Ｆ：，…Ｆ。，这些电路的 配置数据可以预先设计好并存储在系统存储器 中，称为重构件．重构件可以在系统运行之前或
子翻转ｓＥｕ的瞬态故障最严重Ｈ Ｊ．ｓＥｕ可使存
储器某一位的数据从一个稳态变化到另一个稳
ＣＡＮ总
态，而存储器中数据的变化将导致指令或数据出 错，导致星务计算机内局部或部分功能的丧失．
即使ＤＳＰ或ＡＲＭ也无法从根本上解决程序“跑
飞”或ｓＥｕ的瞬态故障处理，而且其硬件结构是
（ａ）星务中心计算机结构方框图
常工作时能根据需要对易损的器件进行多级备
份，避免了传统设计中硬件固定配置不能灵活调 整各备份单元级别的限制．
４）能够实时检测ＣＡＮ总线以及４８５总线的
错误状态，避免了由于ＣＡＮ总线或４８５总线“死 锁”而影响其他下位机或功能单元的正常工作． ５）能够监测狗咬逻辑，在逻辑产生故障时， 及时修正逻辑，避免了由于狗咬逻辑产生错误而
ｏｎ
ｓａｔｉｓｆｙ
ｔｈｅ ｎｅｅｄ ｆｏｒ
ｄｙｎａＩＩｌｉｃ
ｒｅｕｓｅ
ｏｒ
ｓｔａｔｉｃ ｒｅ—ｃｏｎｓｔｌｌｌｃｔｉｏｎ ｃｈａｎｇｅ ｔｈｅ ｃｏｎｆｉｇｕｍ－
ｏｆ ｔｈｅ ｈａｒｄｗａｒｅ
ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｈｏｕｓｅ—ｋｅｅｐｉｎｇ ｃｏｍｐｕｔｅｒ ｂｙ ｕｔｉｌｉｚｉｎｇ ｆｕｎｃｔｉｏｎ ｍｏｄｕｌｅ
ＣＰＬＤ／ＦＰＧＡ几乎可以实现任何形式的数字电路 或数字系统的设计口ｊ．随着ＣＰＬＤ／ＦＰＧＡ容量的 不断增大，一片ｃＰＬＤ／ＦＰＧＡ已经可以替代几十 甚至上百块通用ＩＣ芯片，用它们设计出的具有特
微小卫星工程的设计与应用
微小卫星工程的设计与应用引言随着科技的进步和人类的探索，航天事业正在快速发展。
未来的航天事业需要更加精准、智能的技术支持。
为了提高航天领域的研究水平，微小卫星就应运而生。
微小卫星是指质量小于100千克，尺寸小于1米的卫星。
这类卫星具有体积小、重量轻、成本低、组织灵活、建造快速等优点，因而广受欢迎。
本文将介绍微小卫星工程的设计与应用。
一、微小卫星的类型微小卫星按用途分为科学观测卫星、通信卫星、导航卫星和技术验证卫星四种，下面对这几种卫星作简要介绍：1.科学观测卫星：科学观测卫星是用于地球、空间科学研究的卫星。
科学观测卫星具有高精度的成像和测量功能，可以进行气象、海洋、环境、地质、生命等各种领域的探测研究。
2.通信卫星：通信卫星是用于广播、电话和数据传输等通信业务的卫星。
通信卫星具有覆盖面积广、传输速度快等优点，可以支持全球通信。
3.导航卫星：导航卫星是用于导航定位的卫星。
导航卫星具有高精度、全天候、全球覆盖等优点，可以支持空中、陆地、海洋和航空等多种领域的导航应用。
4.技术验证卫星：技术验证卫星是用于验证新技术和开展科学实验的卫星。
技术验证卫星具有快速建造、低成本等优点，可以促进技术创新和科学研究。
二、微小卫星的设计微小卫星的设计需要考虑多方面的因素，例如体积、质量、能源、通信等问题。
下面对微小卫星设计中的几个关键问题进行阐述。
1.体积和重量：微小卫星的体积和重量是限制其功能及性能的关键因素。
因此，微小卫星的构造必须充分考虑材料及结构等技术手段，以达到体积小、重量轻的设计目标。
2.能源：微小卫星需要稳定的、可靠的电力供应。
常用的能源方式包括太阳能、化学电池和核电池等。
太阳能电池是微小卫星中最常见的能源。
为了保证微小卫星的电力供应，还需要在电路设计、节能管理等方面进行特殊优化。
3.通信：微小卫星需要与地面站及其他卫星通信。
为此，需要选用适合的频段及天线，并设计相应的通信协议。
同时，还需要考虑通信数据的吞吐量及传输延迟问题。
微小卫星通信系统信道编译码及其硬件实现的开题报告
微小卫星通信系统信道编译码及其硬件实现的开题报告一、研究背景微小卫星通信系统是指利用微小卫星进行通信的系统，一般用于较为简单的数据传输、地面遥感数据采集等应用。
微小卫星具有体积小、重量轻、成本低的特点，是目前广泛应用于卫星通信系统的一种卫星形式。
然而，由于微小卫星的体积和质量限制，其通信系统的可靠性和数据传输速率都受到很大的制约，需要采用更加高效和可靠的信道编译码技术来提高系统的性能。
二、研究内容和目的本课题的研究内容是微小卫星通信系统中的信道编译码及其硬件实现。
主要目的是分析目前常用的信道编译码技术，根据微小卫星通信系统的特点和需求，选择合适的编码方案，并在FPGA硬件平台上进行实现和测试。
具体研究内容包括：1. 分析微小卫星通信系统的信道特点，确定编码方案。
2. 实现所选编码方案的编码器和译码器，并进行性能测试。
3. 优化硬件实现方案，提高编码译码的效率和可靠性。
三、研究方法本课题采用的研究方法主要包括：1. 文献调研法：通过阅读相关文献和资料，了解当前微小卫星通信系统信道编译码的研究情况和发展趋势。
2. 理论分析法：分析不同编码方案的性能特点，结合微小卫星通信系统的需求，选择合适的编码方案。
3. 实验验证法：使用FPGA硬件平台实现所选编码方案的编码器和译码器，并进行性能测试和优化。
四、预期成果通过本课题的研究，预期可以得到以下成果：1. 对微小卫星通信系统信道编译码技术进行系统的分析和整理，掌握其在卫星通信系统中的应用情况。
2. 选择合适的编码方案，实现编码器和译码器，并进行性能测试。
3. 在硬件上实现优化，提高编码译码的效率和可靠性。
4. 对微小卫星通信系统中信道编译码技术的应用进行探索和总结，为以后相关领域的研究提供参考和借鉴。
五、论文结构本论文主要包括以下部分：第一章绪论介绍本课题的研究背景、研究内容和目的，以及研究方法和预期成果。
第二章微小卫星通信系统信道编译码技术综述介绍微小卫星通信系统的信道特点，分析常用的信道编码方案及其优缺点。
小卫星导航与控制系统设计与实现
小卫星导航与控制系统设计与实现导言：随着科技的不断进步，小卫星（CubeSat）的重要性和广泛应用性逐渐增加。
小卫星导航与控制系统设计与实现是确保小卫星能够准确地完成任务的关键因素。
本文将介绍小卫星导航与控制系统的设计原理、主要组成部分以及关键技术，帮助读者了解和实现该系统。
第一节：小卫星导航系统设计原理小卫星导航系统是实现导航和定位功能的关键组成部分。
其设计原理基于全球定位系统（Global Positioning System, GPS）。
小卫星通过接收来自地面GPS设备或其他卫星的定位信号，并由导航算法进行计算，可实现对卫星的定位、速度和姿态的测量与控制。
第二节：小卫星控制系统设计原理小卫星控制系统通过控制卫星的姿态和轨道来确保其准确地完成任务。
其设计原理基于飞行动力学、控制理论和传感器技术。
小卫星控制系统通常包括推进系统、姿态传感器、姿态控制器和冗余控制系统等组成部分。
第三节：小卫星导航与控制系统设计与实现的主要组成部分小卫星导航与控制系统的主要组成部分包括导航系统、控制系统、通信系统和电源系统等。
1. 导航系统:导航系统是小卫星定位和导航的核心部分。
主要包括GPS接收机、导航算法和定位计算等。
GPS接收机接收地面或其他卫星发射的GPS信号，并通过导航算法计算出卫星的位置、速度、姿态等信息。
2. 控制系统:控制系统用于控制小卫星的姿态和轨道，以确保其完成任务。
控制系统通常包括姿态传感器、姿态控制器、推进系统和冗余控制系统等。
姿态传感器用于测量卫星的姿态角度，姿态控制器则根据测量结果调整卫星的姿态。
推进系统用于控制卫星的轨道，而冗余控制系统可提供备用控制能力以增加系统的可靠性。
3. 通信系统:通信系统用于卫星与地面站或其他卫星之间的通信。
这里可以简要介绍通信协议和技术，如无线电通信、卫星链路等。
4. 电源系统:电源系统是小卫星正常运行所需的能源供应。
电源系统通常包括太阳能电池板、电池组、电源管理单元等。
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微小卫星星务分系统的硬件设计与实现张景楠;李华旺;朱野【摘要】In order to adapt to the rapid development of micro satellite integrated electronic system , to make the satellite can realize the independent management and data processing, it is necessary to construct a reasonable and effective hardware system for micro satellite’s house keeping system. Based on the analysis of function requirement for satellite’s house keeping system, put forward the hardware design scheme of micro satellite’s house keeping system, and expatiate on the structure and principle of processor module, digital and analog module, intra-satellite communication module, bus module, power supply module and remote control module. The hardware design scheme proposed in this paper can improve micro satellite’s autono mous operation ability, and realize the long-term safety and reliable operation for micro satellite.%为了适应微小卫星综合电子系统的迅猛发展，使卫星能够实现自主管理和数据处理，需要构造合理有效的微小卫星星务分系统的硬件系统。
在对星务分系统功能需求分析的基础上，提出了微小卫星星务分系统的硬件设计方案，并对处理器模块、数字量模拟量模块、星内通信模块、总线模块、电源模块和遥控模块的结构和原理进行了详细的阐述。
文章提出的硬件设计方案可以提高微小卫星自主运行能力，实现小卫星长期安全可靠运行。
【期刊名称】《电子设计工程》【年(卷),期】2014(000)015【总页数】3页(P177-179)【关键词】微小卫星;星务分系统;功能需求;硬件设计【作者】张景楠;李华旺;朱野【作者单位】中国科学院上海微系统与信息技术研究所，上海 200050; 上海微小卫星工程中心，上海 200120;中国科学院上海微系统与信息技术研究所，上海200050; 上海微小卫星工程中心，上海 200120;上海微小卫星工程中心，上海200120【正文语种】中文【中图分类】TN79星务分系统是小卫星信息系统核心，负责卫星的任务调度和综合信息处理工作[1]。
早期的通信卫星仅仅起到无线电通信的中继作用[2]，对卫星采集到的数据不做任何处理就进行下发，卫星所能完成的工作有限，处理数据需要地面站的配合。
因此有必要设计与实现卫星星务分系统，以提高卫星的自主性和智能化。
卫星星务分系统是整星的管理和控制核心，负责完成各种飞行管理工作，星上时间管理并完成整星校时、自主运行模式控制和管理、卫星姿态控制算法实现、遥测数据组帧存储、遥控指令解析执行等。
本文充分分析卫星其他各个分系统对星务分系统的需求，并结合星务分系统的任务要求，综合考虑各个硬件协同的工作[3]，以达到满足总体对星务分系统的各项功能与性能指标的要求。
1 星务分系统的功能需求卫星是由完成规定任务所必需的专用系统和通用系统组成[4]。
根据星务分系统的任务要求，硬件为软件的执行提供数据处理的运算和存储支持，为星上设备的通信接口和数据传输提供通路。
对星务分系统的功能分析可以从硬件需求的各个方面进行分析和功能的初步划分。
微小卫星星务分系统的任务对硬件的需求主要包括：数据存储和运算能力的需求以及系统硬件接口的需求。
1.1 存储和运算能力的需求微小卫星星务分系统需要完成卫星遥控指令的执行，遥测数据的采集，姿控算法的实现，整星飞行模式的控制，系统级的可靠性管理与异常情况下的系统恢复能力设计，因此需要星上具有一定的处理能力来完成所有功能所需的运算。
为完成数据的处理、算法的执行，星上遥控指令和遥测数据的缓存，星上工作模式程控数据表的存储，注入程序的运行，星务分系统需要提供足够的存储能力用于完成分系统的任务。
1.2 系统硬件接口的需求为实现星上设备的控制和管理，星务分系统需要根据各个设备的接口特性设置与之相匹配的接口用于完成星上设备数据的接收和发送，控制指令的发送和遥测数据的采集。
根据星上设备的接口形式，星务分系统需要提供数字量输入输出接口、模拟量输入接口（包含热敏电阻通道）、模拟量输出接口、RS422接口、1553B接口、同步串口等各种类型的硬件接口。
2 星务分系统实现2.1 星务分系统的架构星务分系统主要由处理器模块、模拟量模块、星内通信模块、数字量模块、总线模块、电源模块、遥控模块等组成，为卫星星务管理提供可靠的运行平台。
星务分系统组成框图如图1所示。
2.2 处理器模块设计处理器模块（CPU）是计算机的数据处理核心，主要由TSC695F及其必要的外围电路、程序存储器与数据存储器、看门狗电路以及其他外部接口电路组成。
CPU模块的功能框图如图2所示。
图1 星务分系统组成框图Fig.1 House keeping system block diagram图2 处理器模块原理框图Fig.2 Schematic diagram of processor moduleTSC695F的外部输入时钟设计为48 MHz，工作时钟为24 MHz。
存储器容量的设计指标为：程序存储区128 kB、数据存储器4 MB（带EDAC）。
数据存储器用SRAM，具有EDAC功能，如果空间环境下数据出现一位错，系统可以检测并纠正，不影响系统的正常运行。
看门狗使用外部电路生成，是双机之间发生切换的主要判据，即当看门狗电路没有被及时清除，就会发生一次看门狗狗咬事件[5]。
复位电路选用专用的具有上电复位和指令复位功能的器件实现整个计算机系统的复位功能，可以接收系统的直接遥控指令复位，在上电复位和指令复位时，电路输出200 ms低电平复位脉冲对处理器系统复位，处理器在该复位信号的作用下输出计算机系统复位指令，完成对整个计算机系统的复位。
星地调试串口利用了处理器自身集成的两路异步串口之一，用于检测星上运行状态，以标准RS422方式提供系统使用。
2.3 模拟量模块设计模拟量模块实现模拟量采集任务，系统需求的模拟量采集数量为较多，在系统设计时，单机共设置了两个标准模块实现模拟量采集和电压量输出的任务。
每个模拟量模块的模拟量采集包括电压量和温度量采集，均通过模拟开关以差分方式输入给A/D转换器进行转换。
模拟开关器件输入信号过压能力可达到±35 V，并且具有优异的抗闩锁功能。
A/D转换器具有采样保持功能。
模拟量模块的原理框图如图3所示。
图3 模拟量模块原理框图Fig.3 Schematic diagram of analog module2.4 星内通信模块计划星内通信模块其功能主要包括异步通信、同步通信、中断管理、时间管理等，对外接口包括异步串行通讯、同步串行通讯、时钟输入接口。
该模块主要由FPGA、RS422接口芯片、电平转换芯片、三线制输入输出接口等组成。
模板的电路结构简图如图4所示。
图4 星内通信模块原理框图Fig.4 Schematic diagram of intra-satellite communication module2.5 数字量模块设计该模块包括了双机所有数字量的输出，驱动接口一部分输出用于控制功率输出电路，一部分输出正脉冲控制信号，有1路用于对方机断电，2路用于器件复位，还有一部分连接计算机对外接口，驱动其它设备的继电器等控制对象。
图5所示为单机开关量输出原理框图。
为了防止系统上电瞬间指令误输出，设计中指令输出锁存器受到指令输出允许信号的控制，所以软件在完成所有指令初态的设置和初始化工作后，方可发出指令输出允许信号。
指令输出可以设置为脉冲输出或者电平输出，脉冲宽度的时间参数根据接口数据单的约束进行设计。
图5 数字量模块原理框图Fig.5 Schematic diagram of digital module2.6 总线模块设计该模块实现系统总线功能。
系统总线功能由1553B总线[6-8]控制器和隔离变压器等组成，使用器件为BU-61580和B-3226。
1553B总线控制器采用DDC的61580作为协议控制器，主CPU以存储器方式控制与访问61580，为BC模式，信息格式、通信协议等满足MIL-STD-1553B标准的规定。
2.7 电源模块设计电源模块是将系统母线电源转换成内部工作所必须的工作电源。
模块由继电器、模块电源等电路组成。
直接指令和自主切换指令通过继电器控制单机的加、断电状态。
供电系统从母线入口到各单机系统，分成两路相互独立的通道，一个通道对应了计算机主机，另一个通道对应了计算机备机。
2.8 遥控模块设计遥控模块完成遥控单元功能，独立于计算机系统，是星务计算机的重要部件，其功能是：正确接收解调器输入的遥控PCM编码信息，完成遥控信号的帧提取，根据遥控信息帧中的方式字识别是直接指令还是注入数据（包括间接指令），对于直接指令则送直接指令译码、执行电路，对注入数据则对信息帧进行解帧、校验、译码，对指令正确可靠执行，对注入数据则送目的单机或部件。
遥控单元A、B机是热备份的。
3 结束语本文针对星务分系统的功能需求，采用模块化的设计方针；详细阐述了星务分系统各个硬件模块的实现原理，给出了各个模块的结构框图，为星务分系统的设计提供了一种新的设计思路，对今后微小卫星星务分系统的硬件设计提供了建设性的意见，具有重要的参考意义。
【相关文献】[1]史简，宋智，李国军.“天绘一号”卫星星务分系统研究与实现[J].遥感学报，2012，74（4）：74-77.SHI Jian，SONG Zhi，LI Guo-jun.Implementation of mapping satellite-1’s house keeping system[J].Journal of Remote Sensing，2012，74（4）：74-77.[2]程光明，廖明宏，吴翔虎，等.小卫星星载计算机及其外围设备的管理[J].哈尔滨工业大学学报，2012，34（2）：201-203.CHENG Guang-ming，LIAO Ming-hong，WU Xiang-hu，etal.Management of onboard computer and its peripherals[J].Journal of Harbin Institute of Technology，2012；34 （2）：201-203.[3]李兴华.嵌入式系统和小卫星星务管理系统[J].红外月刊，2000（11)：7-15.LI Xing-hua.House keeping management system of micro satellite and embedded system[J].Infra-red Monthly，2000（11）：7-15.[4]李孝同.小卫星星务管理技术[J].中国空间科学技术，2001（1）：29-36.LI Xiao-tong.Satellite keeping technology of small satellite[J].Chinese Space Science and Technology，2001 （1）:29-36.[5]韦兆碧，马志瀛，谢胜民，等.小卫星星务计算机可重构硬件平台的研究[J].哈尔滨工业大学学报，2005，37（6）:858-860.WEI Zhao-bi，MA Zhi-ying，XIE Sheng-min，et al.Research on reconfigurable hardware platform of small satellite housekeeping computer[J].Journal of Harbin Institute of Technology；2005，37（6）：858-860.[6]顾明剑，殷德奎.1553B总线控制方法研究[J].红外月刊，2004（12）：21-27.GU Ming-jian，YIN De-kui.Research on bus control method on 1553B[J].Infra-red Monthly，2004（12）：21-27.。