第一章绪论
1.1引言
近年来，我国的航天事业发展迅速。特别是进入二十一世纪以来，我国在航天领域取得了巨大的成就。嫦娥一号和二号的成功发射标志着我国月球探测序幕的拉开，天宫一号与神舟八号任务的完成标志着我国空间站计划取得了初步成功。航天任务的复杂性越来越高，对航天器的功能和性能也提出了越来越高的要求。作为航天器综合电子系统的控制及数据管理中心，星载计算机承担着卫星姿态与轨道控制、星务管理、有效载荷数据管理与处理等任务，其可靠性直接关系到航天器的工作状况。
星载计算机工作十环境复杂的太空环境中，受到各种空间辐射的干扰，如宇宙射线、极光辐射、太阳耀斑等[y。空间辐射极有可能导致星载计算机系统发生单粒子效应和总剂量效应[2]，使星载计算机系统的可靠性降低，发生故障甚至系统失效。根据统计[3]，国外1971至1986年发射的39颗同步通信卫星因各种原因造成的故障共1589次，其中与空间辐射有关的故障有1129次，占故障总数的71%，可见卫星和航天器的主要故障主要来源十空间辐射。其中，与单粒子有关的故障621次，占辐射故障的55%。在NASA 1996年的统计中，单粒子效应所导致的卫星故障占据空间辐射效应故障总数的80%。法国地球资源卫星SPOT-1星载计算机存储器在轨工作的前3.5年期间共发生11次单粒子翻转事件，通常每次事件要影响卫星正常工作1-3天:我国发射的“风云一号B”气象卫星也曾由十不堪恶劣的辐射环境遭受重大挫折[5][6]。随着半导体技术的飞速发展，半导体器件的集成度越来越高，器件的特征尺寸越来越小，使得单粒子效应也越来越严重。因此，对星载计算机进行高可靠性设计以保障其在恶劣的空间环境中能长时间可靠运行，已成为当前航天器研究设计的关键。
1.2星载计算机研究现状
2.1国外星载计算机的发展及趋势
自从60年代美国NASA研制出第一台星载计算机以来ion，国外的星载计算机经历了从简单到复杂，性能从低到高的发展过程。近年来，随着卫星技术和高可靠性技术的不断发展，国外星载计算机也取得了较大的发展，星载计算机的性能和可靠性都有了很大的提高。主要表现在以下几个方面:
1)兀余技术
星载计算机的工作环境及其在航天任务中的重要性，决定了其必须具有非常高的可靠性。兀余技术是提高系统可靠性最常用的方法。目前国外高可靠性的星载计算机系统已经从整机兀余向模块、部件兀余和可重构的方向发展。为了适应航天器愈来愈多的应用需求，星载计算机的可重构技术也从单纯的系统容错重构向容错重构加功能重构的方向发展川。
近年来，随着微电子技术的飞速发展以及芯片制造工艺技术的不断提高，欧美等航天业发达的国家将兀余技术由模块级向芯片级进一步推进。欧空局(ESA的LEON CPU内部采用二模兀余(TMR)技术，存储器接口和内部Cache采用检错纠错技术，通过在器件级实现兀余容错，大大降低了系统整机的体积和重量。
2)CPU
中央处理器(CPU)是星载计算机的关键部件，其性能的好坏直接影响着计算机的处理能力。近年来，美国国家航空局(NASA)和欧洲太空局(ESA)研制、使用的星载计算机系统主要采用的CPU有:1750系列、Intel 80X86系列、PowerPC系列、SUN SPARC不I I MIP S等。
NASA近年来普遍采用PowerPC体系结构，典型如RAD6000和RAD750系列星载计算机。RAD6000是民用产品RS6000的抗辐照版本。目前，已经有近200个航天任务采用了基十该CPU的星载计算机系统。与RAD6000 CPU相比，AD750具有更强的数据处理能力，它也是商用器件PowerPC750的抗辐照版本。文献is]详细列出了国外一些星载计算机所用的CPU型号。
ESA在早期的时候也采用美国生产的CPU和抗辐照器件来设计和研制自己的星载计算机系统。但是由十商业竞争的关系，美国对欧洲也采取了禁运措施。例如，美国为了保持自己在GPS领域的竞争力，对所有应用在ESA“伽利略导航训一划”上的卫星器件进行禁运。因此，ESA为了保持在国际航天市场上的竞争力以及满足自己未来航天应用的需求开始研制自己的CPU。在二十世纪九十年代，ESA开始研制基十SPARC指令集的抗辐照芯片。现在使用的有基十SPARC V7体系结构的ERC32和基十SPARC V8体系结构
摘要 3-4
ABSTRACT 4
第一章 绪论 10-16
1.1 引言 10
1.2 星载计算机研究现状 10-14
1.2.1 国外星载计算机............... 10-13
1.2.2 国内星载计算机...............13-14
1.3 论文研究内容与组织结构 14-16
第二章 星载高可靠性技术 16-29
2.1 可靠性理论 16-18
2.1.1 可靠性............... 16-17
2.1.2 可靠性...............17-18
2.2 容错技术 18-23
2.2.1 容错技术概述 18-20
2.2.2 检查点技术 20-21
2.2.3 容错的基本过程 21-22
2.2.4 实时性系统的容错 22-23
2.3 星载高可靠性技术的特点 23
2.4 星载计算机容错结构 23-28
2.4.1 双机备份结构 24-25
2.4.2 双模冗余结构 25-26
2.4.3 基于硬件表决............... 26-27
2.4.4 基于软件表决............... 27
2.4.5 几种结构的比较 27-28
2.5 本章小结 28-29
第三章 基于软件表决的............... 29-39
3.1 系统结构设计方案 29-34
3.1.1 系统总体架构 29-30
3.1.2 系统通信单元 30
3.1.3 故障隔离单元 30-33
3.1.4 输出选择单元 33-34
3.2 系统工作流程介绍 34-38
3.2.1 同步机制 35-37
3.2.2 表决机制 37-38
3.3 小结 38-39
第四章 关键技术的仿真验证 39-54
4.1 系统验证仿真环境 39-40
4.1.1 Xilinx V6 开发板 39-40
4.1.2 ISE12 开发套件 40
4.2 系统硬件仿真 40-46
4.2.1 数据通信............... 41-42
4.2.2 故障隔离单元的仿真 42-43
4.2.3 输出选择...............43-46
4.3 系统软件程序仿真 46-48
4.3.1 系统同步...............46-47
4.3.2 软件表决方案 47-48
4.4 系统验证测试 48-52
4.4.1 故障模型 48
4.4.2 故障注入的时序 48-49
4.4.3 故障注入方法 49-50
4.4.4 软件测试描述 50
4.4.5 系统测试结果 50-52
4.4.6 测试结果分析 52
4.5 小结 52-54
致谢 66-67
参考文献 67-71
攻读硕士学位期间已发表或录用的论文 71-73
工作总结
作者在近一年的时间内调研、学习了当前星载计算机体系结构的研究现状。了解到当前我国大多数的星载计算机系统还停留在双模兀余的系统结构上，不具备容错能力。在分析了当前存在的几种常见星载计算机体系结构之后，通过比较其各自的优缺点，设计了一种基十软件比较的二模兀余系统结构。其比较表决过程由计算单兀调用软件表决程序来完成，避免了硬件表决器单点故障以及硬件故障难修复的缺点。在此基础上，对整个系统的设计及工作流程进行了详细介绍。同日寸，为验证系统的性能，对设计的二模兀余系统在FPGA平台上进行了仿真验证，对仿真的结构进行了功能测试。最后，本文针对设计系统，进行了其动态故障树的可靠性模型，定量分析了该系统的可靠性指标。现将论文所做的工作总结如下:
1)完成了星载计算机国内外研究现状的调研。通过调研了解到当前我国对星载计算机系统的研究设计大部分还是采用双机备份的系统结构，所设计的系统不具备实时容错的能力，不能适用十对可靠性要求很高的太空任务中。Ifn传统的基十硬件表决的二模兀余系统存在单点失效的可能性，同时对系统时钟要求很高，难十设计实现。