微納衛(wèi)星COTS器件應用研究

袁春柱,李志剛,李軍予,劉思遠,張德全,李智敏

(航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094)

微納衛(wèi)星COTS器件應用研究

袁春柱,李志剛,李軍予,劉思遠,張德全,李智敏

(航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094)

大量采用宇航級元器件進行航天器研制的模式，由于其“成本高、研制周期長、元器件性能不足”等缺點，已經(jīng)難以滿足微納衛(wèi)星“周期短、成本低、集成度高”的要求;因此提出了在微納衛(wèi)星上使用COTS(Commercial off-the-shelf)器件的方法；針對微納衛(wèi)星的特點，首先分析了微納衛(wèi)星對COTS器件的需要和風險，提出了COTS器件微納衛(wèi)星應用的選用原則、選用依據(jù)；在此基礎上經(jīng)過分析，提出了COTS元器件微納衛(wèi)星應用流程，有針對性提出了COTS器件應用的器件級和板級篩選方法，并開展了COTS器件的微納衛(wèi)星抗單粒子效應加固設計，進一步提高COTS器件應用的可靠性;通過在軌應用驗證，結果表明，通過該方法選用篩選的COTS器件，在進行有效加固后可以滿足微納衛(wèi)星在軌穩(wěn)定運行的要求，同時為微納衛(wèi)星降低成本縮短研制周期提供了保障;該方法對COTS器件在微納衛(wèi)星中的應用提供了一般性指導意義。

微納衛(wèi)星；COTS器件

0 引言

近年來，隨著衛(wèi)星技術的不斷成熟和微機電技術的快速發(fā)展，各國宇航公司以微納衛(wèi)星為切入點不斷進入衛(wèi)星市場，給微納衛(wèi)星帶來繁榮的同時，也帶來了市場的激烈競爭，這對微納衛(wèi)星研制成本提出了嚴苛的要求，降低衛(wèi)星研制成本成為各研制單位是否能夠繼續(xù)接到衛(wèi)星訂單的主要因素。傳統(tǒng)航天器由于使用了大量宇航級器件，使衛(wèi)星的研制成本居高不下[1]，繼續(xù)使用“價格高、研制周期長”的宇航級器件進行微納衛(wèi)星研制很難適應市場化的發(fā)展要求，而使用“成本低、性能優(yōu)越、集成度高、易獲得”的COTS(Commercial Off-The-Shelf)器件成為降低衛(wèi)星研制成本、縮短衛(wèi)星研制周期的重要途徑[2-3]。本文在分析了COTS器件微納衛(wèi)星應用需求和風險的基礎上，結合型號研制經(jīng)驗，提出了微納衛(wèi)星COTS器件選用應用方法，針對任務剖面，特別給出了COTS器件選用的原則和COTS器件應用的元器件級和板級篩選方法，并在軌驗證了該方法，為微納衛(wèi)星的COTS器件應用提供一般性指導。

1 微納衛(wèi)星COTS器件的需求和風險分析

1.1 微納衛(wèi)星COTS元器件的需求

1)使用COTS器件可以有效降低衛(wèi)星研制成本。元器件是衛(wèi)星研制成本的主要方面，在衛(wèi)星中使用COTS器件成為了世界各國降低元器件成本的重要手段。

2)使用COTS器件可以大幅縮短元器件配套周期。相比批量小、制造周期長的宇航級元器件，COTS器件在一般的電子市場中就可以買到，使用COTS器件可以大幅縮短元器件配套周期。

3)使用COTS器件可滿足衛(wèi)星性能的不斷提升。傳統(tǒng)的星載處理系統(tǒng)采用特殊抗輻射工藝處理的宇航級處理器，這些輻射加固處理器件普遍存在性能上的滯后[4]，相反COTS器件由于商業(yè)市場的廣泛需求，COTS器件的性能不斷提升。

1.2 COTS元器件存在的風險

1.2.1 可靠性指標可能比較低

與宇航級器件相比COTS器件在出廠時沒有進行嚴格的篩選試驗，導致衛(wèi)星研制單位在市場上可能采購到固有失效率較高COTS器件，所以為了剔除可靠性低或已失效的元器件，在空間應用中，需要對COTS器件進行元器件級的篩選試驗[5]。

1.2.2 溫度適應范圍小

軍品級以上器件使用溫度范圍在-55～125 ℃，而COTS器件的使用溫度范圍一般相對小，COTS器件中的工業(yè)級器件的溫度范圍是-40～85 ℃，商業(yè)級器件的溫度范圍是0～70 ℃。由于衛(wèi)星運行在真空環(huán)境中，只能依靠熱輻射和熱傳導進行溫度調節(jié)，所以要求COTS器件航天應用做好充分的熱設計[6]。

1.2.3 無抗輻照指標

COTS器件通常只應用在地面環(huán)境，在芯片設計時沒有進行抗輻射加固設計，在空間應用時需要考慮芯片的抗輻射效應，采取抗輻射加固措施。

使用COTS器件使微納衛(wèi)星的研制周期大幅度縮短、研制成本大幅降低，同時有效提升衛(wèi)星集成度，但是COTS器件的使用也存在一些技術風險，需要有針對性采取有效的可靠性措施。

2 微納衛(wèi)星COTS器件選用方法

2.1 COTS器件選用一般性原則

1)COTS器件優(yōu)選具有成功飛行經(jīng)驗的元器件。在軌飛行過的元器件已經(jīng)經(jīng)受過空間環(huán)境的考驗，具有一定的飛行數(shù)據(jù)，對元器件的選用具有很大的參考價值。

2)選用元器件的適應溫度范圍為-40～+85 ℃。衛(wèi)星星內(nèi)溫度一般維持在-10～45 ℃，而商業(yè)級器件的溫度范圍是0～70 ℃，工業(yè)級器件的溫度范圍是-40～85 ℃，所以一般選用COTS器件中的工業(yè)級器件。

3)選用芯片兼顧“高性能、先進性、集成化、可獲得性、低成本、長期應用”原則。針對微納衛(wèi)星“個頭小、能耐大”的特點，需要提高微納衛(wèi)星的集成度，同時使用具有一定先進性和高性能的芯片，提高衛(wèi)星的功能密度比；微納衛(wèi)星的研制周期一般要求在半年或一年以內(nèi)，研制周期短，使用的COTS器件必須具有極好的可獲得性；同時考慮到微納衛(wèi)星的研制成本低，發(fā)射頻率高的特點，購買時需要考慮COTS器件的“長期應用”特性，從而保證該款芯片支持星上設備的產(chǎn)品化。

2.2 COTS器件選用依據(jù)

1)項目要求：針對衛(wèi)星型號的壽命要求、軌道高度、研制周期、研制成本，選擇COTS器件質量等級、篩選試驗。

2)設計要求：根據(jù)衛(wèi)星的總體指標，選擇衛(wèi)星產(chǎn)品所需的元器件品種、性能、參數(shù)以及器件的封裝、外殼、尺寸。

3)生產(chǎn)要求：在衛(wèi)星設備生產(chǎn)時，需要根據(jù)元器件的功耗、散熱情況進行PCB布局和元器件的熱設計，以及元器件的生產(chǎn)工藝、安裝工藝，同時針對衛(wèi)星的力學環(huán)境，對PCB上的電裝元器件進行固封。

4)運行要求：在COTS器件選用時需要考慮元器件的運行環(huán)境，在地面運行時需要考慮防潮、防靜電設計等，在空間運行時需要考慮空間輻射環(huán)境，例如空間中總劑量效應、單粒子效應、以及空間的真空熱環(huán)境等。

3 微納衛(wèi)星COTS器件應用方法

3.1 總體流程

COTS器件用于空間任務必須加以控制，控制的方式就是篩選測試，篩選的目的是剔除早期失效產(chǎn)品[7-8]。COTS器件應用流程如圖1所示，包括空間輻照試驗、元器件級篩選和板級篩選。在元器件空間輻射評估試驗中，由于在微納衛(wèi)星上COTS器件的使用種類和數(shù)量很大，而每個元器件進行單粒子試驗需要使用粒子源設計試驗測試系統(tǒng)，試驗成本比較高，除主要器件進行單粒子試驗外，大部分元器件主要通過電路設計和軟件設計加固。總劑量試驗由于成本相對比較低，而且可以大批量試驗，對壽命要求長的微納衛(wèi)星可以考慮開展總劑量試驗。

圖1 COTS器件應用流程

3.2 元器件級篩選

為了保證篩選的有效性和合理性，選用的COTS元器件需要進行100%元器件級篩選試驗。元器件級篩選目的是暴露元器件的工藝缺陷、設計缺陷，主要技術包括：元器件外觀檢查、溫度循環(huán)、聲掃描和X光檢測。

1)外觀檢查:元器件必須在10倍顯微鏡進行檢查，檢查項目包括：元器件的型號、批號符合性；元器件的標志；有沒有結構缺陷；在密封周界上存在不存在任何可見的涂層物質；存在不存在任何與引線和端點無關的外來物質；是否存在不合格涂層剝落起皮起泡凹坑或腐蝕；封裝是否完整；引腳是否存在焊料成分。根據(jù)檢查結果，判斷元器件是否符合判據(jù)要求，進入下一步的篩選。

2)溫度循環(huán):采用MIL-STD-883方法，以元器件各自的工作溫度的極限值為循環(huán)溫度，停留15 min，轉換時間小于1 min，循環(huán)10次。

3)聲掃描:聲掃描的試驗對象主要是塑封元器件，檢測元器件是否存在封裝或結構缺陷。

4)X光檢測:X光檢測的試驗對象主要針對陶瓷封裝的元器件，檢測元器件的結構、版芯、版型以及金屬框架是否存在異常。

3.3 板級考核篩選

3.3.1 板級力學篩選

在發(fā)射過程中，衛(wèi)星要經(jīng)歷不同類型的動力學環(huán)境，板卡設計要綜合考慮正弦振動環(huán)境、隨機振動環(huán)境、噪聲環(huán)境等因素[9]，發(fā)現(xiàn)板卡力學適應性。

1)正弦振動試驗。正弦振動試驗又分為兩類試驗，一類驗收級正弦振動試驗，一類鑒定級正弦振動試驗，其中驗收級正弦振動試驗的試驗目的是檢測產(chǎn)品是否具有裝星的應用的條件，檢測后的產(chǎn)品功能正?？梢匝b星在軌應用。而鑒定級正弦振動試驗試驗目的是檢測產(chǎn)品的力學設計余量，檢測后的產(chǎn)品不可以裝星。

2)隨機振動試驗。在運載給出衛(wèi)星的隨機載荷譜后，通過分析將其轉化為衛(wèi)星板卡的設計輸入[11]，依據(jù)設計要求開展隨機振動試驗。隨機振動試驗，也分為鑒定級和驗收級兩類，鑒定級的試驗條件相比驗收級更加嚴苛。例如星上計算機板卡的隨機振動試驗功率密度如圖2所示。

圖2 星上計算機板卡的隨機振動試驗功率密度示意圖

板級力學篩選流程：

1)試驗前，首先進行板卡電性能測試和外觀檢查，檢查無誤后將受試產(chǎn)品按施振軸向固定在振動工裝上，調整振動臺參數(shù)，開始試驗。

2)所有施振軸向完成振動后，先檢查產(chǎn)品的外觀，檢查是否有機械損傷和元器件松動等情況。外觀無異常后，對受試產(chǎn)品進行電性能測試，記錄測試結果。

對振動期間出現(xiàn)的故障可到試驗結束時加以修復，修復后重新進行振動試驗,若振動中還出現(xiàn)同樣故障則認為產(chǎn)品振動試驗不通過。試驗結束后，應對受試產(chǎn)品進行100%的電性能測試，無明顯性能退化，即判為該篩選試驗通過。

3.3.2 板級熱真空溫度考核試驗

板級熱真空試驗是在真空環(huán)境條件下對板卡和芯片施加比正常工作環(huán)境溫度更加苛刻的溫度應力，檢查芯片和板卡的溫度適應能力，暴露板卡設計缺陷和芯片的質量問題，板級熱真空溫度考核試驗條件見表1。

表1 板級熱真空溫度考核試驗條件

在驗收級試驗時，試驗溫度上限為TL，試驗溫度下限為TH；在鑒定級試驗時，試驗溫度上限為TL’，試驗溫度下限為TH’。一般設置，TL’>TL，TH’>TH，鑒定級產(chǎn)品主要驗證設計階段的合理性，試驗條件更加嚴苛。板級熱真空溫度考核試驗過程如圖3所示。

圖3 板級熱真空溫度考核試驗過程

1)在實驗室溫度T0下對COTS板卡進行充分的功能和性能測試，持續(xù)時間為Δt1;

2)①為升溫過程，溫度平均變化率≥1℃/min，升至試驗上限溫度T1；

3)②為高溫保持過程，保持時間為Δt2，在②階段板卡進行熱啟動和性能測試；

4)③為板卡保性能測試，測試持續(xù)時間為Δt3；

5)④降溫至溫度下限T3，溫度平均變化率≥1℃/min。

6)⑤為低溫保持過程，持續(xù)時間為Δt4，并進行冷啟動和性能測試；

7)⑥升溫至T4，進行保性能測試，測試持續(xù)時間為Δt5；

8)最后半個循環(huán)為高溫循環(huán)。

4 微納衛(wèi)星COTS器件抗單粒子效應加固設計

4.1 基于限流的抗單粒子鎖定加固措施

單粒子鎖定(Single Event Latchup，SEL)現(xiàn)象是指高能帶電粒子穿過CMOS電路的PN/NP結構時[11-12]，電離作用會使CMOS電路中的可控硅結構被觸發(fā)導通，由此在電源和地之間形成低電阻大電流的現(xiàn)象。對于單粒子敏感器件需要采取限流加固措施，將器件工作電流限制在一個合適的電流值，器件一旦觸發(fā)鎖定[13]，不能進入鎖定，或者進入鎖定狀態(tài)，也限制了鎖定電流，使得器件不被損傷。限流措施可以選用特定電流的低壓差線性穩(wěn)壓(low dropout regulator, LDO)器件、專用限流電路、電阻器件等。

例如微納衛(wèi)星中心處理計算機使用的意法半導體公司生產(chǎn)的Cortex-M3的ARM芯片，典型工作電壓為3.3 V，典型工作電流為150 mA,經(jīng)過試驗該芯片的單粒子鎖定LET<4MeV.cm2/mg,屬于單粒子敏感器件，使用具有200 mA限流能力的MAX883穩(wěn)壓器件限流，在完成電壓變換的同時，保證了ARM器件在安全電流值范圍內(nèi)工作，不會因單粒子鎖定而燒毀。

4.2 系統(tǒng)冗余設計

4.2.1 硬件冗余

冗余設計是空間領域抗輻射加固的常用有效方法[14]，在傳統(tǒng)衛(wèi)星上幾乎都采用了不同程度的冗余設計，特別是硬件冗余設計非常普遍，有些衛(wèi)星不但進行設備級冗余設計還進行了功能電路級的冗余設計，這些冗余措施在一定程度上提高衛(wèi)星可靠性，同時也增加了衛(wèi)星體積、功耗、成本等。由于大規(guī)模的冗余設計不能滿足微納衛(wèi)星對“成本、體積、功耗”的嚴苛要求，微納衛(wèi)星需要針對自身特點進行有針對性的重點冗余設計。例如在星地通信方面，通常應答機是地面進行衛(wèi)星控制的唯一通道；在衛(wèi)星能源方面，電源分系統(tǒng)是保證衛(wèi)星正常運行的基本條件，關乎整星能源安全；在星上信息流方面，星務分系統(tǒng)為星上信息的中心節(jié)點，掌握著整星的信息控制權；這些嚴重影響衛(wèi)星生存的重要方面，需要重點冗余設計，例如，星務分系統(tǒng)一般采用雙模冗余設計，如圖4所示。其他分系統(tǒng)除了對設備的薄弱環(huán)節(jié)進行元器件級有重點的冗余設計外，其他可以減少或不進行冗余設計。

圖4 星務分系統(tǒng)雙模冗余設計

4.2.2 信息多路徑冗余

在不增加硬件開銷的基礎上，進行多路徑冗余設計也是提高衛(wèi)星可靠性的有效手段。如圖5所示，地面上注對姿態(tài)控制分系統(tǒng)的某一控制OC指令，通常由地面上注給星上應答機，星上應答機通過RS422總線將指令送達星務，由星務產(chǎn)生OC指令，如果星務的OC指令執(zhí)行芯片失效，此時可以通過另外通道進行指令傳輸，即星務將接收到的指令通過星上CAN總線回傳給應答機，由應答機的執(zhí)行單元產(chǎn)生OC指令，完成對姿態(tài)控制分系統(tǒng)的控制，如果星上CAN總線發(fā)生錯誤，地面指令還可以由應答機進行解析，在通過應答機指令執(zhí)行單元產(chǎn)生OC指令。

圖5 信息多路徑傳輸示意圖

4.2.3 整星信息冗余

受空間單粒子鎖定效應的影響，有些設備需要進行掉電恢復，導致掉電前的重要數(shù)據(jù)丟失，針對這一現(xiàn)象，我們提出了整星信息冗余措施。

例如整星信息冗余設計如圖6所示，姿控測量組件和控制組件的狀態(tài)參數(shù)每一個控制周期向姿控計算機傳輸，姿控計算機進行實時存儲，當姿控測量組件和控制組件發(fā)生故障，重啟后，姿控計算機將上一控制周期的參數(shù)傳給相應的組件，保證組件工作穩(wěn)定；姿態(tài)控制計算機也實時的將姿態(tài)參數(shù)、控制模式，各個設備狀態(tài)等每個整星信息流周期向星務匯報，由星務進行實時存儲，當姿控計算機重啟后，向星務要回上一周期的參數(shù)，進行控制模式、組件設備、姿態(tài)參數(shù)進行恢復，不需要從頭進入姿控模式，節(jié)省也衛(wèi)星姿態(tài)故障的恢復時間；熱控下位機承擔了傳統(tǒng)意義上的內(nèi)務計算機，存儲星務的重要數(shù)據(jù)，包括地面注入星務還沒有執(zhí)行的指令(程控指令、相對程控指令)、星上各個設備的健康狀態(tài)等，當星務重啟或切機后，星務主機在恢復的第一時間向熱控下位機要星務重要數(shù)據(jù)，進行自我恢復；同時為了追溯星上網(wǎng)絡及設備的故障原因，星務將星上網(wǎng)的通信數(shù)據(jù)及整星的重要參數(shù)保存在星上數(shù)據(jù)存儲單元中，為星務或地面進行故障排查提供原始數(shù)據(jù)。

圖6 整星信息冗余設計

4.3 特殊器件抗單粒子效應措施

4.3.1 數(shù)據(jù)存儲器件

采用EDAC對重要存儲器件進行SEU防護，通過EDAC對應用數(shù)據(jù)進行檢錯、糾錯，并對出錯的次數(shù)進行記錄，同時在系統(tǒng)空閑時，定時開啟存儲器刷新任務，即將應用數(shù)據(jù)讀出，經(jīng)EDAC校驗后，再寫入存儲器。

三重冗余存儲及表決機制也是對存儲器及數(shù)據(jù)相關器件單粒子防護的重要手段，將重要數(shù)據(jù)存放在存儲器內(nèi)三個不同的物理位置，應用時從三處取出，按照三取二比對原則處理，消除SEU造成的瞬時錯誤。

4.3.2 功率MOSFET器件

功率MOSFET器件是單粒子柵穿、單粒子燒毀敏感器件，使用要嚴格遵循相關參數(shù)的降額設計準則，一般情況下降到存活電壓的75%～50%，同時應該設計限流電路。

5 實例驗證

以某微納衛(wèi)星姿控計算機的設計為例，中心處理器采用具有突出先進性和高集成度的STM32F103的ARM芯片，這款芯片的處理能力比較高，對外接口比較豐富，所以衛(wèi)星的姿控計算機僅由一個ARM芯片及外圍芯片就可以實現(xiàn)。微納衛(wèi)星姿控計算機結構如圖7所示。

圖7 微納衛(wèi)星姿控計算機結構框圖

按照流程首先對元器件級篩選，然后裝機進行板級的力學和熱學試驗，試驗結果表明，基于STM32F103姿控計算機通過篩選。同時，針對空間環(huán)境采取了多方面的抗輻射加固措施:1)采用電壓分區(qū)設計，每分區(qū)采用MAX883芯片限流；2)采用EDAC糾錯電路；3)采用看門狗芯片進行故障復位設計；4)對姿態(tài)測量控制部件，采用電阻限流。通過衛(wèi)星搭載試驗，該控制計算機在衛(wèi)星任務期間發(fā)生過單粒子鎖定現(xiàn)象，板卡功率由原來的1 W增加到1.8 W，但是由于對COTS器件采用了限流措施，掉電重啟后，系統(tǒng)恢復正常。所以在衛(wèi)星應用任務可以容忍瞬時故障的情況下，按照本應用方法在低成本短壽命低軌道的微納衛(wèi)星應用COTS器件是可行的。

6 結論

在微納衛(wèi)星中使用COTS器件有效降低了衛(wèi)星的研制成本和研制周期，提高了電子設備的集成度，實現(xiàn)了微納衛(wèi)星低成本高性能目標，在降低衛(wèi)星費效比的同時，提高了衛(wèi)星的功能密度比。通過對微納衛(wèi)星任務剖面的分析和研制型號任務的總結，提煉了微納衛(wèi)星COTS器件選用應用的方法，該方法和單粒子的加固措施在衛(wèi)星型號中得到成功應用，保證了衛(wèi)星在軌穩(wěn)定運行，對微納衛(wèi)星的研制具有一定的技術參考意義。

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Study on COTS Component for Micro/nano Satellite Application

Yuan Chunzhu, Li Zhigang, Li Junyu, Liu Siyuan, Zhang Dequan, Li Zhimin

(DFH Satellite Co. Ltd, Beijing 100094, China)

The model that using a large number of aerospace grade components has the limitations of high cost, long development cycle and low performance, which is difficult to meet micro/nano satellites’ short cycle, low cost and high integration requirements. Therefore, a method using COTS components in satellites is proposed. According to the characteristics of micro/nano satellite, requirements and risks of micro/nano satellites with COTS components were analyzed; then, selection principle and basis for micro/nano satellites using COTS components were presented. On this basis, through the analyses, application process and COTS component level and board level screening method were proposed. The hardening design protection from single event effects was studied to improve the reliability of COTS components application. In orbit results validate the effectiveness of COTS components screening method. After being hardened, the COTS components can meet the requirement of being stably operational in orbit, and help shorten the development cycle and cost of satellites. This method provides general guidance for COTS components application in micro/nano satellites.

micro/nano satellite；COTS component

2016-08-31；

2016-09-27。

國家重大科技專項(51320010203)。

袁春柱(1987-)，男，山東臨沂市人，碩士，工程師，主要從事航天器總體技術方向的研究。

1671-4598(2017)02-0156-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.02.043

V474

A