一种低成本纳卫星星载计算机容错方法

为了提高纳卫星星载计算机系统的可靠性,减少体积、质量及功耗等多方面因素的影响,文章提出了一种软硬件结合的低成本容错设计方法。将星载计算机硬件采用双机冗余冷备份方案,通过现场可编程门阵列(FPGA)对故障处理器进行仲裁切换;软件容错通过错误检测与纠正(EDAC)信息容错技术的实现,对星载计算机整体程序进行纠错检错,以对抗单粒子翻转事件。结果表明:该方法能够对星载计算机系统进行有效的故障切换处理,并降低单粒子事件的不良影响,可以在纳卫星系统中推广应用。     

风云一号（B）的星载计算机系统

本文叙述了风云一号(B)星载计算机系统的构成及性能、主备双机冗余结构以及主备双机切换和备机内部A、B机自荐切换的实现过程,介绍了星载计算机的可靠性设计、冗余容错设计和星载计算机软件,也反应了星载计算机在卫星中的作用。     

STD总线双机容错系统

本文论述 STD 总线双机容错系统的设计与实现,该系统为工矿企业提供高可靠性的处理机模块。本系统采用双机容错原理,模块内部包含两个CPU 协同工作,还可用同样的处理机模块作为热备份,当运行模块失效后系统能自动切换到备份模块运行,实现系统的不间断运行。文中最后讨论了系统的软硬件结构及主要实验结果。     

微小卫星星务计算机系统的容错控制策略研究

微小卫星系统是一个可靠性要求很高的系统,需要由具有容错能力的星载计算机来控制。针对微小卫星重量、体积、功耗的限制,提出了一种微小卫星的星务计算机系统的可靠性设计方案,设计中采用双模冗余方案搭建系统的容错结构,并根据卫星的运行要求提出了适用于微小卫星的温备份方式容错控制策略,介绍了一些用于支持温备份方式容错控制策略的关键技术。通过分析在微小卫星设计中的适用情况,温备份策略从硬件开销和时间开销两个方面都有利于卫星的设计。在立体测绘微小卫星“试验卫星一号”的星务计算机系统中的应用表明,提出的可靠性设计方案能够提高小卫星的可靠性、安全性以及实时性。     

小卫星星载容错计算机控制系统软硬件设计

创新一号低轨存储转发通信小卫星是中国第一颗重量在100公斤以下的小卫星，介绍了其星载计算机系统的设计方案。由于卫星采用了计算机集中管理方式，为保证星载计算机的可靠性，设计中对硬件使用了双计算机热备份冗余设计，星载计算机的可靠性同时通过软件和硬件协同容错设计来实现。卫星的星务管理、遥测、遥控、姿态控制、电源管理、通信控制、轨道控制等都需要通过计算机软件完成，介绍了这些软件的主要功能和容错设计。创新一号星载计算机采用了多项新技术，并经过了一年多的飞行测试验证，达到了预定的运行目标，星载计算机圆满完成了各项设计功能，证明了卫星计算机系统的安全可靠。     

空间双机容错计算机系统研究

为在资源有限的条件下，最大限度地实现长寿命空间飞行器计算机系统的容错，同时又能达到所要求的性能，提出了一个模块化的双机容错设计方案。采用热冗余比较方式，软硬件组合实现系统的容错管理，可保证在某个资源或包含该资源的模块发生故障时，不会导致整个系统的失效，并具备模块级重构能力，从而实现系统的资源共享。不同冗余系统可靠性分析和有关测试结果表明，所设计的双机容错系统性能满足有关要求。     

航天器控制应用的星载计算机技术

介绍了中国研制的用于近地轨道、太阳同步轨道和地球同步轨道航天器的几种主要星载容错计算机的功能和主要特点以及它们的容错结构,并简述了星载控制计算机的发展趋势。     

一种星载计算机操作系统容错引导算法研究

将软件冗余备份与SPARC V8构架芯片EDAC相结合,提出了一种新型星载计算机操作系统容错引导算法。该算法首先在EEPROM中备份三份操作系统文件,星载机上电或复位后,利用硬件EDAC功能对引导的操作系统文件进行错误检测及纠错,当检测主操作系统文件错误并且无法纠错时,则屏蔽错误操作系统文件自动引导备份操作系统文件,星载机仍可正常启动。与目前采用的硬件编码容错技术及软件冗余容错算法相比,该算法在有效降低硬件成本和软件消耗的同时,实现了对操作系统文件的检错纠错及错误屏蔽功能,提高了操作系统数据的可靠性。该算法可以为星载机容错设计提供参考。     

天问一号着陆巡视器进入舱GNC系统设计与实现

为了应对火星EDL过程的短时间、大测控时延、大冲击力学环境以及无高精度地图的特点,进入舱GNC系统开展了一系列高自主、强容错设计.全系统热备份、关键功能异构热备份的设计确保了对产品故障的自主诊断与快速处理;系统工作模式自主转换、关键模式转换多判据备份的策略提高了系统的容错能力;产品供电的自主抗冲击管理、触地开关的自主故...     

负荷分担方式双机系统的容错设计

本文提出了以负荷分担方式组成微计算机双机容错系统的设想,讨论了这种双机容错系统的特点,结构设计和软件设计的方法.这种双机系统具有处理能力强,可以采用多种双机信息交换方式,多种故障测试、故障诊断方法和可靠性高等多方面的优点.用两台RECZ-80单板机构成的系统进行了初步的原理性试验,结果表明,这是一种容易实现的、较好的双机结构形式.     

空间环境下COTS计算机的抗SEU容错体系结构设计

针对空间辐射环境下的单粒子翻转效应,结合COTS器件的特点,介绍了一种空间环境下COTS计算机的嵌入式解决方案,并结合应用的要求给出了抗SEU容错体系结构的设计方案—基于COTS器件的多级容错结构。文章分别从芯片级、模块级和系统级3个容错粒度展现了空间计算机容错体系结构的设计思路,最后还利用了混联模型分析并计算了系统的可靠度指标。     

卫星控制系统的三机容错计算机系统

本文讨论了容错计算机的三种容错结构,即D/S(双机变单机)、TMR/J(三模冗余变单机)、以及TMR/D/S(三模冗余变双机再变单机)结构。给出了三种容错结构的可靠性数学模型,对影响可靠性的诸多因素进行了讨论、比较,确定采用TMR/S方案。文中对TMR/S的硬件设置及容错管理程序做了简要介绍。对从事容错设计的工程技术人员有一定参考价值。     

高可靠航天计算机的容错设计方法

本文根据星载计算机研制和飞行试验的经验,从理论和实践相结合的角度对高可靠航天计算机的容错设计方法作了分析综合。其中着重对容错结构的选择、故障检测和诊断方法、故障处理对策和容错管理进行了论述。最后提出了几个值得重视的容错课题。     

应用国产芯片的星载高可靠综合电子系统设计

星载综合电子系统是面向空间复杂不确定环境,通过高性能计算单元实现信息获取、资源调度及任务规划的信息系统。针对目前综合电子系统的高可靠性和国产自主可控性的不足,文章设计了一种应用国产高性能CPU和SRAM型FPGA的星载高可靠综合电子系统,具备多模冗余和故障自主检测恢复能力。同时,提出了具备防误触发设计的短时断电恢复方法以及具有容错模块的双机备用系统设计方法,解决了星载常加电单机的单粒子闩锁恢复问题,建立马尔可夫容错模型计算综合电子系统的可靠性指标,提高了可靠度计算的准确性。     

皮卫星星载计算机存储模块的容错结构设计

空间单粒子翻转现象对航天飞行器中电子设备特别是静态存储器的可靠性具有重大影响,而 星载计算机的可靠运行在很大程度上依赖于系统中存储模块的可靠设计。就皮卫星星载计算 机存储模块的可靠性及提高其可靠性应采取的技术进行了论述,提出了使用汉明纠错码作为 星载计算机存储模块的容错控制策略,并简要描述了存储模块的硬件结构。该设计具有可靠 性高、兼容性强等特点,使皮卫星满足体积小、重量轻、功耗低等工程应用要求。     

重构双机系统的可靠性分析

采用Markov过程，分别建立了容错双机系统和重构双机系统的可靠性模型，并着重研究了重构双机系统的重组时间对系统可靠性的影响。研究结果表明：重构双机系统的可靠性优于容错双机系统；在一般情况下（δ＞1），可以忽略重组时间对双机系统可靠性的影响，从而可以简化重构系统的可靠性模型。     

航天器综合电子系统在轨重构容错技术研究

重构容错技术是指利用可重用的软硬件资源,根据不同的任务需求或故障情况进行重新配置,从而可以实现在轨升级或故障修复。文章在介绍重构容错技术的基础上,以NASA的SpaceCube处理器和BittWare公司的重构处理器为典型案例,阐述了其系统构架、重构容错设计和应用情况,总结分析了航天器综合电子系统重构容错技术的优势,如减少系统的冗余和备份,降低制造和修复成本,实现系统内部局部故障的自修复等。借鉴国外重构容错技术的发展和应用,总结出国内航天器综合电子系统重构容错技术应用存在的问题,如缺乏标准化的功能模块设计、在轨故障诊断精度较低等,并提出应开展在轨重构需求分析,以及功能模块化和可重构性的方案设计等建议,可为国内航天器综合电子系统的在轨重构容错设计及相关研究工作提供参考。     

微小卫星三机异构一体化计算机设计

当前微小卫星的星载计算机与运载计算机多分别采用不同结构的计算机系统设计,导致资源浪费和运载计算机的可靠性较弱。文章提出了一种微小卫星一体化计算机的设计,即采用三机异构备份的设计方案。在发射运载阶段,以数字信号处理器（DSP）为核心的运载计算机作为主机,以高性能FPGA为核心的时变计算机作为备机;在在轨运行阶段,以ERC32处理器为核心的卫星平台计算机作为主机,时变计算机经重构后作为备机。此设计不仅提高了运载计算机的可靠性,而且对卫星平台电子系统在能源、热控、遥测遥控、有效载荷、姿态轨道控制等方面的综合管理能力也有全面提升,并且还具有灵活的扩展性和较强的适应性。     

计算机的容错设计

介绍容错和计算机容错的概念,结合某卫星上的计算机,论述了计算机的容错设计,包括机间容错和机内容错.实践证明,容错设计是提高计算机可靠性的有效手段.     

基于扩展块的星载软件控制流容错评价方法

空间环境因素引发的星载软件瞬态的控制流错误可能对系统执行效能造成严重影响,为避免容错算法存储开销和执行开销给系统带入过多的计算压力,提出在容错算法开销和所取得的系统的可靠性提升上取得一定折衷,这是星载软件可靠性设计的合理方向。设计了一种适合于弹性添加容错代码的容错方法:扩展块数字签名的控制流检测方法ESCFC(Extend block Signatures for Control Flow Checking)。由空间高能粒子的实验结果和在轨实测结果为系统可靠度建模,提出了算法开销和可靠性效能提升的平衡关系的工程参考和理论依据。定性分析和模拟,充分说明了将该方法运用于航天工程的可行性。