基于RISC-V微处理器的软硬件调试方法研究与实现

良好、完备的调试接口不但可以加快星上软件的开发速度,也为在轨编程提供有效的解决方法。文章在分析比较硬件、软件、软硬件结合3种调试方式的基础上,提出一种基于RISC-V (第五代精简指令集)调试机制的软硬件相结合的调试方法,利用RISC-V微处理器提供的DM机制进行调试、仿真设计;采用GDB调试工具、 TCP/IP协议、 JTAG协议等,结合DM机制完成软硬件调试。     

基于SM750的嵌入式星载计算机设计

SM750是一款高性能、低功耗微处理器,它由1个处理器核、 1个L2cache接口和60X总线组成,采用32位PowerPC体系结构精简指令集(RISC),是星载计算机的核心部件。根据某星载计算机系统集成方案,提出一种基于SM750的星载计算机设计方案,研究SM750处理器模块的特点、原理和组成以及星载计算机搭载的嵌入式系统AIC-OS,为高性能嵌入式星载计算机设计提供一种思路。     

基于RISC-V的多核可重构处理器架构研究

介绍了一种多核可重构处理器架构。该架构利用可重构片上互连使得锁步技术引入的冗余核可以分时复用,充分发挥多核带来的性能增长。在该架构下,软件开发人员可以通过对任务进行关键等级划分,使得非关键任务可以线程级并行执行,关键任务锁步执行,满足星载计算机对高可靠和高性能的需求。提供了该架构基于RISC-V (第五代精简指令集)的一种实现,并阐述了该架构下的软硬件配合机制。     

支持多核处理器的星载分区操作系统设计

针对星载处理器由单核向多核发展的趋势和当前没有针对航天应用的星载多核操作系统、卫星无法发挥多核处理器性能优势的问题,文章研究了适用于航天任务的星载多核分区操作系统。设计了一种支持多核处理器的星载操作系统结构,采用多核处理器动态调度和静态调度相结合的方法,实现了星载多核处理器高效实时调度与确定性调度。通过分区管理设计,实现分区间隔离与保护,避免软件问题扩散影响其他功能。该系统还具有支持星载应用(APP)动态加载、通过软件构件技术实现星载应用快速组装与集成的特点,可为航天任务应用多核处理器提供安全可靠的软件运行平台,满足未来航天新型任务和多核处理器的需求。     

基于TSV的星载微系统设计与可靠性实现

基于硅通孔TSV（Through Silicon Vias）的星载微系统，通过硬件框架设计、TSV关键工艺设计、CPS仿真设计、全流程测试及可靠性研究，最终在全国产化高温共烧陶瓷HTCC（High-Temperature Co-fired Ceramics）管壳内集成了抗辐照海量信息处理器、抗辐照大容量存储器、抗辐照微控制器、抗辐照38译码器等器件，形成43 mm×43 mm×5.65 mm的气密性封装星载微系统，具备高可靠、高性能的处理能力以及星上常用的控制和通讯接口，可用于星上载荷信息实时处理及星务平台控制管理，可以有效替代现有的板级产品，实现星载电子系统的小型化、集成化。     

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。     

星用C频段50W固态功率放大器设计

为了满足通信卫星对于固态功率放大器高功率、高效率、高集成的要求，文章提出了一种星用C频段固态功率放大器的设计方法。首先通过采用半导体单片集成电路芯片，对射频电路进行创新性设计，将电调衰减、数字增益控制、功率放大等功能集成在一个模块中，实现功率放大器的高集成；其次，通过整机热设计，并结合红外热像仪测试，优化高功率氮化镓器件的散热途径，在实现整机大功率输出的同时，保证整机的高可靠应用；最后，对电源电路进行优化设计，使得固放电源具备高效率、高稳定的特点，为射频电路提供稳定的供电。温度循环、热真空等试验结果表明，所研制的C频段50W固放性能稳定、可靠性高，满足星载应用要求。     

新型星载信息处理与控制微系统设计

研究星载信息处理与控制系统利用微系统技术解决空间装备小型化、高可靠、高性能与高效热管理的问题。首先介绍基于新型星载器件的数据处理与控制系统架构,然后通过以晶圆级处理、芯片堆叠、微凸点制备与微组装等为核心的三维微纳集成技术,将系统核心硬件部分缩小为原尺寸的20%,从而大幅减少体积、尺寸和重量。利用高导热封装材料,解决空间电子系统高效热管理问题,提出一种新型星载信息处理与控制微系统设计和实现的通用解决方案,并通过半实物仿真验证了在小型化、高可靠、高性能与高效热管理方面的优势。     

基于最小系统的小卫星在轨软件重构系统设计

提出一种基于星载终端处理设备最小系统的小卫星在轨软件重构系统设计方案。依据星上信息流实现现状,设计重构系统的系统框架,提出星载终端处理设备的最小系统组成、通用功能集和需要满足的整星安全性功能需求。系统中,应用软件程序数据按照注入帧格式通过遥控通道注入到星上,可缓存在星务存储器中再分发给终端目的设备,通过最小系统软件对应用程序进行引导和加载管理,整个过程均有差错控制设计以保证其可靠性和安全性。软件重构试验和容错试验表明,利用该系统可实现星载微计算机软件和FPGA配置数据的可靠上注、可靠存储和可靠加载。     

数字电路硬件演化研究?

针对数字组合逻辑电路电路故障修复问题，采用遗传算法与可重构器件FPGA相结合的方法设计自演化硬件系统。利用 Xilinx公司 XUPV5-110T FPGA开发板作为硬件平台，搭建虚拟重构电路，并利用软核处理器实现算法。系统进化单元为虚拟重构电路，由遗传算法自动控制生成具体功能电路。实验通过全加器和4位奇偶校验器，验证了硬件电路的自演化。     

某推进系统气路启动特性研究

为研究某推进系统气路启动特性,找到造成影响减压阀建压稳定性的原因,获得稳定的减压阀出口压力建压过程,依据系统仿真方法及相关试验,对该推进系统气路启动特性进行了研究。结果表明,减压阀阀后压力稳定性与阀后的管径及阀内的N_M~L存在关系。     

整合系统资源 建设气象服务体系

民航局空管局根据空管事业发展要求,根据空管系统“一体化”运行管理新格局的需要,制定下发了《民航空管系统“三横三纵”体系建设纲要》（以下简称《纲要》）。空管“三横三纵”运行保障服务体系,旨在通过运行机制的建设,整合空管系统不同层面、不同专业体系的系统人员、设备和技术资源,增加系统合力,全面提升民航空管系统持续安全水平,提高运行效率,增强服务能力,并为民航空管系统可持续发展奠定坚实的基础。     

系绳卫星体制高精度INSAR系统设计

针对现有分布式干涉系统难以实现更高比例尺高效率地形测绘的问题，提出了一种基于系绳卫星体制的InSAR系统。首先，结合系绳卫星动力学仿真，给出了系绳干涉系统的几何模型，提出了系绳干涉系统的工作模式，然后研究了系绳卫星SAR载荷的具体工程实现途径，提出了基于系绳电缆解决实现同步和相位同步的方法。首次建立了系绳长度及面内角等参数与模糊高度的关系，对SAR载荷的工作频段、发射峰值功率、天线口径、入射角范围等进行了优化设计。对系绳InSAR系统的关键性能指标进行仿真分析，仿真结果表明该系统可以实现0.5m测高精度等核心指标。该研究提出了一种1:5000比例尺的高精度测绘SAR系统，相对测高精度比德国的Tandem-X系统提升了4倍，可为我国后续开展高精度星载InSAR工程研制提供参考。     

雷达系统及传输系统在民航的应用

引言随着民航事业的不断发展,民航空管系统的各种技术应用也日新月异,从以往单一的设备应用逐渐向多系统、多功能综合应用的方向发展。特别是现代化的雷达系统,在空管技术体系中的地位日益重要,通过整合先进的雷达系统、     

动力系统试验吹除系统调试问题分析

新一代运载火箭动力系统试验台首次承担某型号动力系统试验任务,在发动机燃料头腔（燃气腔）吹除调试过程中发现吹除压力偏低,难以满足试验要求.介绍了吹除系统组成及利用孔板模拟发动机吹除路背压的调试方案,分析了引起吹除路压力偏低可能原因是孔板模拟的额定吹除流量或供气管路的阻力系数偏大.因此,通过模拟孔板流量系数标定和管路流阻特性计算,最终确定供气管路阻力系数偏大是引起吹除压力值偏低的主要影响因素,并通过制定加大供气管路内径、减少系统阀门数量等针对性改进措施,优化了地面配气工艺系统.经试验验证：吹除压力偏低的原因分析是正确性的,采取改进措施后供气管路的流阻损失降低了47％.同时确定了试前气源的容积及充气压力,保证了试验的顺利进行.     

电子压力控制系统在挤压式试验系统中的应用

从电子压力控制系统的组成和工作原理出发，详细分析了实现压力精确控制的关键技术。在挤压式试验系统中的成功应用和试验表明，采用电子压力控制系统可以提高压力控制精度、系统的稳定性和试验系统的自动化水平。     

动力系统试验工艺参数监视系统设计

在火箭动力系统试验中,需要实时监测、显示和传输地面工艺系统和箭上状态参数.主要阐述了采用上下位机控制模式设计的工艺参数监视系统,介绍了系统硬件和软件设计.上位机硬件包括工控机和采集板卡,以LabVIEW语言开发软件设计,构建工艺状态总图;下位机采用PXI控制系统,加载采集板卡信息,通过光纤以太网与上位机进行通信.该系统监测参数达到300路,数据每100 ms更新一次,在多次型号动力试验中得到验证,能够准确地实现试验状态参数远距离采集、传输和显示,提高了试验安全性.     

动力系统试验台充气系统优化设计

某试验台承担了多项运载火箭动力系统的试验任务,试验前需要对箭上气瓶进行充气.由于箭上所带气瓶个数较多,充气压力较高,充气所需时间较长,操作人员工作量较大.同时,满足总体单位充气速率要求的难度较大.为了解决以上难题,借助AMESim软件对地面工艺系统进行仿真,获得箭上气瓶充气流量及地面气源压力的变化情况.根据仿真结果进行优化设计,通过在试验系统上增设孔板和增加数显二次仪表等针对性措施,实现了箭上气瓶充气速率在线调节的功能.对气瓶充气流程进行优化,充气气源采取高、低压切换逐瓶供应的方式.经动力系统试验考核,验证了系统优化设计的有效性.     

对新航行系统中空地通信系统的研究

引言随着民用航空业的快速发展,空中交通流量大幅度增长,对航空通信提出了越来越高的要求。作为适应和满足新通信应用需求的解决方案,新的通信、导航、监视和空中交通管理系统(CNS/ATM)及其基础设施航空电信网(ATN)一直以来也在不断的开发、测试和实践当中。甚高频数据链通信是ATN空