基于STM32的立方体卫星姿控计算机设计
现代电子技术
Modern Electronics Technique
Jan.2022Vol.45No.2
2022年1月15日第45卷第2期
0引言
立方体卫星[1]（CubeSat ）始于1999年美国加州理工大学和斯坦福大学的一项科学研究，斯坦福大学学者提出了立方星的概念，并规定了一单元立方体卫星的质量为1kg ，结构尺寸为100mm×100mm×100mm ，使得立方体卫星成为纳卫星的通用标准，如图1所示[2]
。随着机械、电子等行业向着微型化、集成化方向发展以及空间任务的多样化，立方体卫星以其研制成本低、研制周期短、功能密度高、部署灵活等特点，逐渐成为国内外航天领域的研究热点[3]
。
图1南理工1号（2单元立方体卫星）
随着空间技术的逐渐成熟，立方体卫星可以实现大范围轨道机动、编队控制、交汇抵近、太空抓捕等复杂技术操作[4]，使其广泛应用通信（如图2所示）、遥感（如图3所示）、环境监测、科学试验和空间攻防等空间任务
DOI ：10.16652/j.issn.1004⁃373x.2022.02.011
引用格式：谈曾巧，陆正亮，张翔.基于STM32的立方体卫星姿控计算机设计[J].现代电子技术，2022，45（2）：57⁃61.
基于STM32的立方体卫星姿控计算机设计
谈曾巧，陆正亮，张
翔
（南京理工大学机械工程学院，江苏南京
210094）
摘
要：为了满足立方体卫星对姿控计算机高性能、低功耗以及具有丰富的外设接口的要求，该文基于低成本、低功耗
的STM32芯片设计立方体卫星姿控计算机。首先对立方体卫星任务进行总体分析，提出姿控计算机的总体设计方案；然后根据需求对姿控计算机硬件系统进行设计，重点对主控芯片的选型、主芯片基础外围电路的设计以及主芯片与姿控各部组件的接口电路设计进行阐述；最后对姿控计算机实物进行了试验验证。结果表明，基于STM32芯片设计的模块化的立方体卫星姿控计算机，具有集成度高、低成本、低功耗、高性能、质量轻、工程适用性强等优点。
关键词：立方体卫星；姿控计算机；STM32；硬件系统设计；硬件测试；接口电路；仿真验证；嵌入式设计中图分类号：TN927⁃34；TP311
文献标识码：A
文章编号：1004⁃373X （2022）02⁃0057⁃05
Design of CubeSat attitude control computer based on STM32
TAN Zengqiao ，LU Zhengliang ，ZHANG Xiang
（School of Mechanical Engineering ，Nanjing University of Science and Technology ，Nanjing 210094，China ）
Abstract ：In order to meet the requirements of CubeSat for attitude control computer with high performance ，low power consumption and rich peripheral interfaces ，the CubeSat attitude control computer is designed based on the STM32chip with low cost and low power consumption.The overall analysis of the CubeSat mission is carried out.The overall design plan of the attitude control computer is proposed.According to the needs ，the hardware system of the attitude control computer is designed ，focusing on the exposition about the selection of the main control chip ，the design of the basic peripheral circuit of the main chip and the design of interface circuit between main chip and each component for attitude control.The physical object of the attitude control computer is verified by the ex
periment.The results show that the modular CubeSat attitude control computer designed based on the STM32chip has the advantages of high integration ，low cost ，low power consumption ，high performance ，
light weight ，and strong engineering applicability.Keywords ：CubeSat ；attitude control computer ；STM32；hardware system design ；hardware test ；interface circuit ；
simulation verification ；embedded design
收稿日期：2021⁃04⁃30
修回日期：2021⁃06⁃15
基金项目：国家自然科学基金项目（61803204）；江苏省自然科学基金（BK20180465）
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现代电子技术
2022年第45卷
中[5⁃7]，而这些技术的实现都对卫星姿态控制提出越来越高的要求。姿控计算机是姿态确定与控制系统（ADCS ）中的控制中心，需要完成传感器数据采集、数据处理、姿态确定、姿态控制等多个任务。目前，应用在大卫星上的姿控计算机发展较为成熟，但在小型化的过程中存在着计算能力、控制能力与功耗、成本相互冲突等问题。因而，如何设计一个低成本、低功耗、高性能的姿控计算
机成为一个亟需解决的问题。
图2SPACE⁃X
通信星座
图3鸽卫星遥感星座
目前，国内的姿控计算机有采用386、DSP 、FPGA [8⁃10]
等芯片进行设计的：386CPU 的运算速度较低，而且结构和功耗均不理想；DSP 虽然运算速度快，但是存在耦合松散、硬件调试周期长等问题；FPGA 虽然设计灵活，但由于没有指令系统，所以其控制能力比较弱。相比之下，STM32[11⁃12]芯片体积较小，集成度较高，低成本、低电压、低功耗，有较强的数据处理能力和运算能力，且具有较强的控制能力。因此，本文基于STM32芯片，设计了低成本、低功耗、高性能、外设接口丰富的适用于立方体卫星的姿控计算机。文章首先基于立方体卫星对姿控计算机的需求进行分析，进而完成对姿控计算机总体方案的设计；其次，完成姿控计算机各部分的硬件设计；最后，完成姿控计算机的硬件实现和测试。
1总体方案设计
姿控计算机的功能主要是通过星上多个姿态敏感
器的测量信息确定卫星当前姿态，再根据当前姿态信息通过姿态控制算法控制执行机构工作实现对卫星姿态的控制。目前，对于立方体卫星等微小卫星的姿控系统来说，姿态确定中姿态敏感器的主流配置是磁强计、陀螺仪、太阳敏感器和GPS ，如果对姿态确定有高精度需求，还可以加入星敏感器来提高定姿精度；姿态控制中
常用的执行机构有磁力矩器和动量轮。基于姿控系统的这些配置，本文所设计的姿控计算机总体方案如图4
所示。
图4总体方案图
图4中：姿控计算机主要负责卫星姿态的确定及控制；磁强计用来测量卫星所在位置的地球磁场，通过I 2C 通信协议与姿控计算机进行数据传输，并采用冷备份的方式设计；太阳敏感器用于测量卫星表面与太阳光夹角并产生对应的四象限电流，通过采集芯片转化成I 2C 信号输入姿控计算机，共需3路I 2C ；陀螺仪用于测量卫星的三轴角速度，通过SPI 与姿控计算机进行数据传输；星
敏感器通过星图比对确定卫星当前姿态，通过RS 422与姿控计算机进行数据传输；GPS 模块用于向姿控计算机提供UTC 时间、位置及速度等信息，通过UART 与姿控计算机进行数据传输；动量轮通过输出力矩来抵消星上扰动力矩，从而实现卫星的姿态控制，姿控计算机通过1路SPI 控制动量轮的驱动芯片来实现对动量轮转速的控制；磁力矩器主要用于星箭分离后卫星的角速度阻尼和三轴稳定时对动量轮的卸载，姿控计算机I/O 口输出PWM 波控制磁力矩器驱动芯片，从而实现对磁力矩器输出力矩的控制。由于卫星姿控系统涉及多个姿态敏感器，要进行大量、快速的姿态信息读取，对数据的传输和处理的实时性要求很高，此外还涉及复杂的姿态确定和控制算法的解算以及执行机构的控制。因此，要求姿控计算机具有很高的数据运算能力和控制能力，外设接口具有很快的数据传输速度。综合卫星任务需求分析，提出姿控计算机的性能要求：运算速度≥150MHz ，SRAM=2MB ，FLASH=1MB ，质量≤0.5kg ，功耗≤2
W （长期三轴稳定）；接口需求主要包括：12路12位A/D ，2路12位D/A ，4路I 2C ，2路SPI ，1路RS 422，4路RS 232。
2
姿控计算机硬件设计
2.1
核心微控制器选型
STM32系列微控制器是由ST （意法半导体）推出的58
第2期
基于ARM Cortex⁃M 为内核的32位微控制器，它支持32位广泛的应用，文献[13]利用STM32F1系列芯片设计了基于光纤阵列的高精度太阳跟踪系统；文献[14]基于STM32F4系列芯片完成了Ｘ型四旋翼无人机的设计。STM32F4系列芯片是基于超低功耗的ARM Cortex⁃M4内核的高性能微控制器，该系列的STM32F407工作频率高达168MHz ，拥有140个快速I/O 端口和多达15个标准的通信接口（2个CAN 接口，4个USART ，2个UART ，3个I 2C 接口，3路SPI ，1个SDIO 接口），可在低电压下（1.8~3.6V ）工作。基于STM32F407的这些资源和特点，满足姿控计算机对控制器低功耗、高性能以及接口丰富的要求，此外，该芯片的正常工作温度范围在-40~+85℃，满足卫星上的工作条件。因此，本文选用STM32F407作为主芯片，加上外围电路来实现姿控计算机的设计。2.2基础外围电路设计
2.2.1
时钟电路
使用CC5V⁃TIA⁃32.768芯片给系统提供32.768kHz 频率作为外部时钟，通过锁相扩频和预分频器可配置两个AHB 总线，高速APB （APB2，最高频率可达84MHz ）和低速
APB （APB1，最高频率可达42MHz ）。2.2.2
供电电路
为了简化供电电路，在选用传感器和执
行器等部件时，尽可能地挑选供电电压在同一范围的器件，因此整个姿控系统只需要两种
供电标准：5V 和3.3V 。外部母线供电电压为7.4V ，因此需要通过转压芯片来实现，本文分别使用了ADP3303和LMZ12001两个芯片来实现5V 和3.3V 的供电。为了输入输出稳定，不受其他信号干扰，在输入输出引脚与地之间串联了电容。2.2.3
复位电路
TPS382X 系列监控器主要为DSP 和基于处理器的系统提供电路初始化和定时监控。该系列器件由内部分压器设置一个固定的检测门限电压，当电源电压高于
门限电压时，产生复位信号，当电源电压低于门限电压
时，保持----------RESET 有效。本文选用该系列的TPS3823⁃3.3
芯片，该芯片还包括一个手动复位输入引脚----MR ，
----MR 为低电平时激活----------RESET ，如图5所示。2.3姿控部组件接口设计2.3.1
磁力矩器驱动电路
磁力矩是由通电线圈在磁场中产生的安培力而来，
可通过控制线圈中的电流大小来调节磁力矩的大小。立方体卫星上使用驱动芯片输出电流来驱动磁力矩器，
驱动芯片由主芯片STM32F407的I/O 口输出PWM 波控制，通过控制PWM 波的占空比可控制输出电流的大小[15]。磁力矩器工作所需的驱动电流大小在1A 以下，主芯片I/O 口的输出电压范围是0~3.3V 。因此，本文选用DRV8839芯片作为磁力矩器的驱动芯片，该芯片可提供高达1.8A 的电流输出，具有较强的驱动能力，满足磁力矩器的驱动需求；工作电压范围在1.8~7V ，可由主芯片的I/O 口直接控制。磁力矩器的驱动电路设计如图6
所示。
图5复位电路
图6磁力矩器驱动电路
2.3.2
动量轮驱动电路
本文选用的动量轮是福尔哈贝公司的2610012B 型
动量轮，该动量轮在12V 电压下工作，最大转速为6400V/min ，最大转矩3.1mN·m ，额定转矩2.85mN·m ，转速常数为543min -1/V ，转速由驱动芯片输出电压的大小控制，驱动芯片通过SPI 接收姿控计算机的控制指令并转换成电压输出驱动动量轮。AD5664是一款低功率、16位的DACs ，工作电压在2.7~5.5V ，与标准SPI 接口兼容，符合上述要求。2.3.3
太阳敏感器、磁强计接口电路
太阳敏感器和磁强计都是通过I 2C 与姿控计算机进行通信的。本文考虑在立方体卫星三个面上安装太阳敏感器，每个面上安装一个，每个太阳敏感器产生四象限电流，由两块电流采集芯片INA3221Q1采集并转换成数字信号，通过I 2C 接口与姿控计算机进行数据交换；磁强计产生的信号通过放大电路和A /D 转换芯片ADS1115进行数据转换后，通过I 2C 与姿控计算机进行
数据交换。主芯片STM32F407内部集成了3路I 2C ，
不谈曾巧，等：基于STM32的立方体卫星姿控计算机设计59
现代电子技术
计算机功耗2022年第45卷
满足系统需求，且片内集成的I 2C 不够稳定，因此本文设计利用扩展芯片对片内I 2C 进行扩展。TCA9544A 是一款四通道双向转换I 2C 多路复用器，最高频率可达
400kHz ，本文利用TCA9544A 将1路I 2C 扩展成4路，供3个太阳敏感器和磁强计使用。扩展电路如图7
所示。图7I 2C 扩展电路
2.3.4
陀螺仪接口电路
本文选用的陀螺仪是ANALOG DEVICES 公司的
ADIS16465，该器件是一款精密微电子机械系统（MEMS ）惯性测量单元（IMU ），测量范围±250（°）/s ，运动中偏置稳定度为12（°）/hr （1σ），角度随机游走为
1σ），内部集成了信号处理模块和SPI 通信接
口，因此不需要外部转换芯片进行电平转换，可直接与姿控计算机主芯片的SPI 进行通信。2.3.5
星敏感器接口电路
本文选用的星敏感器是天银星际（TY⁃SPACE ）的纳型星敏感器NST⁃4，该型星敏感器体积小、质量轻（<200g ）、功耗低（<0.6W ）、精度高（5″，3σ）、具有高动态性能（2（°）/s ）、高抗杂光性能，通信接口是RS 422。主芯片STM32F407片内没有集成RS 422通信接口，因此需要选用转换芯片将1路
串口转换成RS 422电平供星敏感器通信。MAX3488是用于RS 485和RS 422通信的低功率收发器，工作电压3.3V 。这款芯片的特点是它的slew⁃rate 限制驱动器能最大限度地减少电磁干扰和减少由不正确的电缆端引起的反射，允许无错误的数据传输速率高达250Kb/s ，满足本文需求。因此，本文选用MAX3488完成RS 422的电平转换。2.3.6
GPS 接口电路
GPS 模块是基于STM32F205设计的，与姿控计算机通过UART 进行通信，STM32F205和主芯片STM32F407都有UART 通信接口，本文使用STM32F205的USART1（PA9，PA10）和STM32F407的UART4（PC10，PC11）进行通信。
3
硬件实现与测试
3.1
硬件实现
根据上述的总体设计方案和硬件电路的设计，姿控计算机的最终实物如图8所示，与星上其他部组件之
间通过PC104连接，与姿控各部组件的硬件接口通过Molex 连接器连接。姿控计算机的各项性能指标如表1所示，
满足姿控系统对姿控计算机的要求。
图8姿控计算机实物图表1主要性能指标
参数CPU /MHz 存储器接口电源/V 功耗/W 工作温度/℃尺寸/（mm×mm×mm ）
质量/kg
性能指标168
SRAM=2MB ；FLASH=1MB 4路I 2C ；2路SPI
1路RS 422；4路RS 232外部母线提供电压+7.4V
≤2-45~85100×100×20
0.43.2
测试结果与分析
将姿控计算机接入卫星总体进行系统测试，如图9
所示。
图9测试实物图
图中左侧部分为姿控系统，包括磁棒板、姿控计算
60
第2期
机和磁强计板，动量轮通过转接板引出；中间部分为电源系统和星务计算机，分别负责星上供电和星上任务管理；右侧是通信模块，负责遥控遥测信息的收发。测试结果如图10
所示。
图10测试结果显示
由测试结果可知，姿控系统各敏感器读数正常，执行机构工作正常，姿控计算机工作状态良好，满足设计要求。
4结语
本文基于STM32F407芯片设计了立方体卫星姿控计算机，主要包括主芯片的一些基础的外围电路和姿控计算机与姿控部组件之间的接口设计。设计方案考虑了立方体卫星上常用的多种姿态敏感器和执行机构，使之可以适应多种姿控配置模式的要求；主芯片的超强运算能力和控制能力能够满足复杂的姿控算法实时性需求以及系统多任务处理能力。经过实际测试应用表明，本方案所设计的姿控计算机具有很强的实用性、可靠性和稳定性，低成本、低功耗，可作为立方体卫星姿控系统的标准组件。
参
考
文
献
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作者简介：谈曾巧（1996—），男，硕士研究生，研究方向为测试计量技术及仪器。
陆正亮（1990—），男，讲师，研究方向为微纳卫星姿态轨道控制、半物理仿真技术等。张
翔（1973—），男，副研究员，研究方向为微纳卫星总体设计技术、隐身技术等。
谈曾巧，等：基于STM32的立方体卫星姿控计算机设计
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