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Información tecnológica

versión On-line ISSN 0718-0764

Inf. tecnol. v.17 n.1 La Serena  2006

http://dx.doi.org/10.4067/S0718-07642006000100009 

 

Información Tecnológica-Vol. 17 N°1-2005, págs.: 69-76

TECNOLOGÍA SATELITAL

Computadora de Vuelo Triplex de Diseño y Manufactura Mexicana para el Microsatélite Satex

Mexican-Designed and Manufactured Triplex Flight Computer for the Satex Microsatellite

Esaú Vicente-Vivas (1)* y Fabián García-Nocetti (2)
(1) Instituto de Ingeniería, Universidad Nacional Autónoma de México, Cd. Universitaria Coyoacán, 04510, México D.F.-México (e-mail: evv@servidor.unam.mx)
(2) Instituto de Investigación en Matemáticas Aplicadas y Sistemas, UNAM, Cd. Universitaria Coyoacán, 04510, México D.F.-México
(e-mail: fabian@uxdea4.iimas.unam.mx)

* autor a quien debe ser dirigida la correspondencia


Resumen

Este trabajo describe la arquitectura diseñada y fabricada para la computadora de vuelo (CV) del microsatélite experimental Satex (MES) la cual utiliza un sistema triplex de procesadores que se basa en una tarjeta de procesamiento principal y dos refacciones completas de respaldo.  La CV está compuesta por seis circuitos impresos, cada uno con componentes de montaje superficial ensamblados en ambas caras de los tabloides para reducir el número de tarjetas y por tanto su peso. La mayor parte de los componentes utilizados son de calificación militar, sólo los procesadores son de tipo industrial con rango de temperatura extendida por lo cual se le agregan protecciones electrónicas contra radiación.  Se ofrecen las características globales de la computadora, sus procesos de validación y resultados de confiabilidad operativa obtenidos con la norma militar MIL-HDBK217f.

Palabras clave: computadora satelital, procesadores redundantes, microsatélites y confiabilidad.


Abstract

This work describes the architecture designed and manufactured for the flight computer (FC) of the Satex experimental microsatellite (MES) which employs a triplex processor system based on a main microcomputer card and two complete cold stand-by spares. The FC is composed by six printed circuit boards, each one with surface-mount electronic parts assembled on both of its faces to reduce the amount of required hardware and therefore its weight. Most of the electronic components employed are of military specification; only the processors are industrial-type with extended temperature range and electronic protection against cosmic radiation. The overall characteristics of the computer, its validation processes, and reliability data obtained with the military norm MIL-HDBK217f are also presented.

Keywords: flight computer, redundant processors, microsatellites and hardware reliability


INTRODUCCIÓN

En la última década se ha intensificado el desarrollo de satélites pequeños de investigación y de demostración tecnológica en todo el mundo (Surrey, 2005a) y de la misma forma unos cuantos países Latinoamericanos han detectado la oportunidad de acceder a estos sistemas de alta tecnología, como en los casos de Brasil, Argentina, Chile, México, etcétera.

En el caso de México, se termina el segundo proyecto microsatelital, llamado Satex, que persigue el diseño y la construcción  de un microsatélite de órbita baja de 55 Kgs de masa, cuyos subsistemas se desarrollan con tecnología Mexicana, (Vicente-Vivas et al., 2002b) y una inversión Federal hasta el momento de 450 mil dólares.

El presupuesto contrasta con las inversiones normales que disponen proyectos similares, como el microsatélite Brasileño SACI1 de 60 Kgs, cuyo desarrollo requirió 4.6 millones de dólares, el cual fue orbitado en Octubre de 1999 a bordo del  lanzador Chino “ Long March ” y que desafortunadamente no operó correctamente (Surrey, 2005b).

Para el proyecto Satex se ha desarrollado exitosamente una arquitectura de cómputo semivirtual tolerante a fallas (TF) que ofrecerá servicios de control satelital sin interrupciones (Vicente-Vivas y García-Nocetti, 2001), la cual basa su operación en la computadora de vuelo triplex. A pesar de las limitaciones financieras del proyecto, su subsistema de automatización es altamente competitivo. Como  referencia destacamos que a nivel internacional prácticamente todos los proyectos microsatelitales emplean sistemas de cómputo centralizados (Colomb et al., 2001; Day, 1999; Wagner, 1998; Milanil y Pokoski, 1997; Swartwout y Kitts, 1997).

En cuanto a satélites de mayor masa, como los minisatélites (de 100 a 500 Kgs)  algunas instituciones y universidades de amplio reconocimiento mundial (Tantiphanwadi, 1999; Jackson, 1999; Sperber, 1996), han desarrollado computadoras de vuelo redundantes que aprovechan los avances tecnológicos en electrónica y en computación. Sus arquitecturas utilizan esquemas de redundancia de computadora en frío. Sin embargo, cabe señalar que sus arquitecturas de cómputo no son tolerantes a fallas en sentido estricto, es decir, no realizan de forma automática las tareas de diagnóstico, detección y tratamiento de fallas. De hecho, en sistemas estacionados en orbita terrestre, solo existe una misión espacial que ha utilizado una computadora tolerante a fallas Bizantinas, denominada DMS, la cual se encuentra operando en la estación espacial internacional desde  Julio del 2000, (Feichtinger, 2000; ESA, 2005). No obstante, la DMS es muy grande para utilizarla en vehículos espaciales pequeños.

En el campo microsatelital existe un caso destacado de un vehículo espacial llamado BIRD de 92 Kgs, fabricado por Alemania, orbitado en 2001, que utiliza una computadora TF compuesta por 4 computadoras para control satelital; de ellas una es la principal, otra monitorea a la principal y las dos restantes son respaldos en frío (Brieb et al., 2005). Debe enfatizarse que en sus publicaciones no mencionan las técnicas que emplean para realizar el diagnóstico y la detección de fallas.

También cabe señalar que el desarrollo de computadoras tolerantes a fallas para satélites es limitado debido a que requieren financiamiento dedicado, además de que requieren mayores tiempos de desarrollo y de validación que los sistemas de cómputo convencionales. Aunadamente, se debe considerar que las instituciones que  desarrollan microsatélites persiguen orbitar sus vehículos en el menor tiempo posible. 

Adicionalmente, las aplicaciones espaciales tienen restricciones de diseño muy severas, particularmente en términos de peso, volumen y potencia eléctrica disponible, además de otras dificultades comunes a todo vehículo espacial, como la vibración durante el lanzamiento, los efectos de la radiación y el vacío, así como las temperaturas extremas.

Los problemas se complican aún más al considerar los tiempos de desarrollo de un microsatélite y de sus cargas útiles, los cuales no deben afectarse por el desarrollo del eje de instrumentación que permite controlar al vehículo.

Bajo este escenario global, el proyecto Satex persigue instalar en órbita una computadora semivirtual tolerante a fallas de tipo Bizantino (Tanenbaum, 1995) que basa sus operaciones en una computadora reconfigurable que cuenta hasta con dos redundancias en frío, la cual se describe en esta publicación.

En el desarrollo del MES participan varias instituciones de investigación y de educación Mexicanas, figura 1, entre ellas: el Centro de Investigación Científica y Educación Superior de Ensenada Baja California; el Centro de Investigación en Tecnología Digital de Tijuana Baja California; el Centro de Investigación en Matemáticas, de Guanajuato; el Instituto Politécnico Nacional, del DF; el Instituto Nacional de astrofísica Óptica y Electrónica de Puebla, y la UNAM del DF.

Fig. 1: Proyecto microsatelital Satex.

Es importante señalar que uno de los objetivos que se persiguen al difundir la tecnología desarrollada en la UNAM, es la promoción de convenios de colaboración o de transferencia de tecnología por medio de proyectos. En este sentido estamos completamente abiertos para participar con universidades, instituciones privadas y de gobierno de cualquier parte del mundo para continuar el desarrollo de tecnología espacial con fines pacíficos, en este sentido contamos con una página electrónica ubicada en:

http://pumas.iingen.unam.mx/proyec/satex/  .

MATERIALES Y MÉTODOS

La CV se desarrolló colectivamente por 5 equipos de trabajo independientes, de forma interdisciplinaria y dirigidos por un coordinador responsable. Las funciones de cada equipo fueron:

1. El desarrollo del hardware de procesadores y sus medios de conmutación.

2. El desarrollo de hardware asociado con los sensores del satélite (magnetometría, sensores finos de sol, corriente, voltaje y temperatura).

3. El desarrollo del software de operaciones de la CV, es decir, de automatización de funciones del satélite.

4. El desarrollo de herramientas de validación, entre ellas un simulador de satélite (SIMSAT) y un software (SOFDEVO) de emulación de experimentos satelitales vinculados con computadoras dedicadas.

5. El desarrollo del software de control de operaciones del satélite también llamado software de estación terrena, el cual se comunica directamente con la computadora de vuelo del satélite.

Por razones de eficiencia, versatilidad y rapidez para generar los circuitos impresos, el desarrollo de la computadora de vuelo se basó en el paquete de software PROTEL 99 SE SP6, el cual integra en un solo paquete en ambiente Windows los módulos: esquemático, trazado manual de impresos y trazado automático. Ofrece además la opción integrada de simulaciones a partir de circuitos esquemáticos.

Al iniciar el diseño del hardware de la CV se consideró la disponibilidad de componentes electrónicos tanto en versión comercial (disponibles localmente) como militar, la primera para realizar pruebas de validación en laboratorio de diversos módulos electrónicos y la segunda para generar posteriormente los diseños de vuelo del satélite.

Una vez que se obtuvieron resultados positivos de validación con partes comerciales se inició la adquisición de las partes militares, las cuales generaron una gran demora en el avance del proyecto, pues algunas de ellas requirieron tiempos de espera de hasta 9 meses contados después de haber realizado el pago respectivo.

Algunas pruebas de validación se realizaron en tabletas de prototipo, como en los casos de: conmutación de señales digitales unidireccionales y bidireccionales (empleadas como medio de conmutación para tarjetas de procesamiento); decodificación de mapa de memoria; control de energización de módulos eléctricos por medio de HEXFETs de potencia en arreglos redundantes y TF; multiplexaje de señales para sensores; amplificadores para señales de sensores, etcétera.

En otros casos la dificultad para realizar pruebas de validación se superó al diseñar y fabricar directamente los circuitos impresos, específicamente en el caso de las tarjetas de procesadores, las cuales contienen 2 circuitos integrados de montaje superficial de  100 terminales (Microcontrolador Siemens SAB-80C166 y EDAC Temic 29C516E ) así como diversos tipos de memoria de montaje superficial.

Una vez construidos y ensamblados los circuitos impresos de la CV, los equipos 1 y 2 procedieron a realizar pruebas parciales de operación a nivel tarjeta, en la medida de lo factible.

Paralelamente a esta fase de trabajo, los tres equipos restantes iniciaron el desarrollo del software operativo del satélite, el software de estación terrena y el desarrollo de herramientas de validación. Las pruebas se efectuaron con el siguiente equipo:

1)   Inicialmente con una tarjeta de procesamiento (CV simplificada) y posteriormente con la CV completa.

2)   El simulador de satélite, que contiene hardware de red para realizar pruebas tanto con una tarjeta de procesamiento como con la CV completa. Respecto al SIMSAT, ofrece las siguientes funciones:

a)    Visualización del encendido de equipos y/o actuadores satelitales, b) Emulación de sensores de telemetría satelital, c) Acceso a 10 conectores de interconección y energía hacia la CV, y d) Medios para interconectar la CV hasta con 5 computadoras personales externas, cada una ejecutando copias independientes de SOFDEVO.

La etapa final de pruebas se realizó integrando las tarjetas de: conectores, red y multicanalización de señales de sensores. A continuación se integró una tarjeta de procesamiento, después dos y finalmente tres tarjetas de procesadores. En esta fase de trabajo se empleó la CV ya instalada en su gabinete de aluminio, que también fue diseñado por los equipos de trabajo.

Cabe señalar que para alcanzar la versión de vuelo de la CV se desarrollaron dos prototipos previos, los cuales se fueron mejorando para llegar a la versión que se expone en esta publicación.

En cuanto a los medios de conmutación de procesadores, primeramente se validaron de forma manual con apoyo del SIMSAT, quien cuenta con interruptores manuales para controlar la energización segura de tarjetas. Posteriormente se procedió a elaborar pruebas de reconfiguración automatizada de procesadores con el apoyo de SOFDEVO. Este último, a su vez, admite la inserción de fallas por software durante el proceso de diagnóstico de procesadores, aspecto que permitió validar exitosamente la operación de la arquitectura de cómputo semivirtual TF del Satex.

LA COMPUTADORA DE VUELO DEL MES

La CV se desarrolló con una arquitectura que permite tolerar un amplio espectro de fallas y con los medios necesarios para reconfigurarla desde Tierra o de forma totalmente automática. En su construcción se utilizaron componentes militares de montaje superficial y se desarrollaron circuitos impresos con componentes en ambas caras de los tabloides.

Con el objeto de reducir las redundancias y el hardware asociado al control de ellas, la computadora de vuelo cuenta  con un máximo de dos procesadores de refacción en frío, figura 2, reconfigurable pero no de forma intrínseca a su arquitectura para no comprometer aspectos críticos como el peso, volumen, potencia disipada y la confiabilidad en puntos singulares de falla como son los medios de diagnóstico, voteo y conmutación.

Fig. 2: Arquitectura de la CV.

La arquitectura propuesta de procesador principal con refacciones en frío permite equilibrar la disponibilidad con el consumo de potencia. En cuanto a la solución de los problemas de diagnóstico y detección de fallas (basada en la teoría Bizantina), así como la reconfiguración y reinicio automatizado, se describen  en (Vicente-Vivas y García-Nocetti, 2003).

Adicionalmente, para disponer de una computadora de vuelo eficiente para el MES,  su arquitectura permite conmutar completamente los instrumentos y señales de control de todo el satélite hacia cualquiera de los procesadores de refacción de la arquitectura. Para tal propósito la CV cuenta con una unidad de conmutación de estado sólido, figura 2, de alta confiabilidad, versátil y pequeña.

Para facilitar el proceso de manufactura mecánica y electrónica la arquitectura se modularizó en diversos tabloides que respetan peso, dimensiones y la potencia asignada a este subsistema. Adicionalmente, se utilizaron componentes de calificación militar MIL-STD-883 que ofrecen la mejor relación costo-beneficio para esta aplicación, con excepción de los procesadores que son de tipo industrial de rango de temperatura extendida a los cuales se adaptó y protegió para vuelo orbital.

ARQUITECTURA DE LA COMPUTADORA

La CV se diseñó para armarse por capas, de tal modo que sus primeras tres tarjetas constituyen tres microcomputadoras (de aquí en adelante procesadores por sencillez) cada una de las cuales se puede conectar a  la instrumentación del satélite.  A la primera tarjeta se le denomina procesador principal debido a que será la primer tarjeta que se utilice para controlar al MES, en tanto que las restantes constituyen refacciones que permanecerán completamente desenergizadas mientras no se presenten fallas operativas en el procesador vigente. A la segunda tarjeta se le llama procesador de respaldo 1, en tanto que a la tercera se le denomina procesador de respaldo 2, figura 2.

Cada microcontrolador contiene protecciones para preservar su operatividad en ambiente agresivo de radiación, es decir, en términos de fenómeno “latch-up” y de eventos SEU (single event up-sets). Estas protecciones son indispensables debido a que el circuito integrado carece de ellas al no cumplir con normas militares o espaciales.

El uso de redundancias en tarjetas de procesamiento permite disponer de refacciones en procesadores, en memoria de datos y de programa, líneas de E/S, convertidor A/D, canales de red, temporizadores, controlador de interrupciones, oscilador, etcétera. De esta forma en caso de que se presenten fallas en una o inclusive en dos tarjetas de procesamiento se puede extender la vida de la computadora de vuelo (y por consiguiente del microsatélite) con la sustitución de tarjetas.

En ambiente espacial  los eventos SEU afectan principalmente a la memoria de datos, por ello, cada tarjeta de procesamiento integra un EDAC, memoria de síndromes que cubre el mismo espacio de direccionamiento de la memoria de datos, así como lógica de control.

Adicionalmente, cada tarjeta de procesamiento contiene hardware especial para admitir la carga de nuevos programas desde la estación terrena por medio de radioenlaces de VHF.

La cuarta tarjeta realiza la conmutación de señales de sensores, actuadores y otras líneas E/S del satélite hacia cualquiera de las tarjetas de procesamiento, figura 2. La tarjeta reúne también la electrónica de encendido de procesadores, además de incluir lógica para agrupar y recuperar las señales de recepción y transmisión de datos de la red de comunicaciones con Tierra.

De la arquitectura de la CV merece especial atención el multicanalizador de estado sólido que colecta hasta 48 señales eléctricas de sensores, figura 2, el cual se integró en el quinto circuito impreso de la CV. En este tabloide se encuentra parte del hardware de la red de área local, específicamente el referente al canal redundante.

El sexto tabloide tiene el hardware del canal principal de la red de área local, así como  manejadores de línea para los canales de red (principal y redundante) de los equipos de carga útil. Contiene además la electrónica de protección contra efecto “latch-up” para el microcontrolador. Esta última electrónica opera con el circuito de detección de efecto “latch-up” que se encuentra en cada una de las tarjetas de procesadores. Para conectar la CV con los equipos del MES se utilizan conectores que reciben y entregan señales a la instrumentación del vehículo espacial, éstos se ubican también en el sexto tabloide.

Los tabloides de las tarjetas de procesadores, figura 3,  constituyen circuitos impresos multicapa, en tanto que los restantes se  generaron en solo dos capas. En la figura 4 se muestra el ensamble en tandem de los tabloides de la CV.

Fig.  3: Tarjetas de procesamiento de la computadora de vuelo montadas en sus contenedores de aluminio.


Fig. 4: Ensamble en tandem de las tarjetas que componen a la computadora de vuelo.

RECURSOS DE HARDWARE

Las tarjetas de procesamiento de la computadora de vuelo se basan en el microcontrolador RISC SAB80C166 de Siemens, de 16 bits, con oscilador de 40 Mhz.

Entre sus recursos se encuentran: un vigía de tiempo, controlador de interrupciones, temporizadores, canales de conversión A/D de 10 bits, serializadores, así como 76 líneas de entrada o salida de propósito general.

Para la elección de la cantidad de memoria se tomaron en cuenta las necesidades reportadas en proyectos afines al MES, adicionalmente se consideró que cada computadora de experimentos del satélite reúne recursos de almacenamiento suficientes para resolver sus demandas operativas.

De esta forma a la CV se asignaron 1.25Mb de RAM estática, 64Kb de ROM y 1Kb de ROM de arranque. Respecto a la memoria RAM, cuenta con protección EDAC que detecta y resuelve errores de 1 bit, en tanto que permite detectar errores hasta en varios bits en cuyo caso el hardware desarrollado genera la inicialización automática del software para erradicar la fuente de errores acontecida.

PRONÓSTICOS DE CONFIABILIDAD

Para los equipos electrónicos aeroespaciales es importante estimar su probabilidad de éxito operativo respecto al tiempo. En el caso de la CV, se generó el modelado de sus microcomputadoras utilizando técnicas combinacionales, reduciéndola a un sistema compuesto por módulos electrónicos cuyas confiabilidades dependen de las razones de fallas de cada  componente agrupado, (Vicente-Vivas et al., 2002a).

Por otro lado, para obtener los índices de confiabilidad operativa de cada componente electrónico se empleó la ley exponencial de fallas, así como los procedimientos de cálculo de razones de fallas establecidos por la norma militar “MIL-HDBK-217f Notice 2”.

Una vez determinadas las razones de fallas de los módulos que componen a la CV, la ecuación de confiabilidad se resolvió mediante software interactivo desarrollado en MatLab para tal propósito. El software permite generar curvas de confiabilidad para tiempos variables, en particular los resultados obtenidos muestran que los pronósticos de vida útil para una CV compuesta únicamente por el procesador principal para uno y diez años son de 0.978 y 0.812, respectivamente. Se debe enfatizar que estos índices se incrementan al tomar en cuenta el recurso de mantenimiento automatizado que admite la arquitectura de la CV (Vicente-Vivas et al., 2002a). De igual modo, se obtuvo que la confiabilidad de 0.95 se obtiene a los 2.19 años, el cual sería el tiempo estimado para que la CV requiera mantenimiento por vez primera.

DISCUSIÓN DE RESULTADOS

La computadora de vuelo se encuentra completamente construida y validada operativamente en múltiples pruebas de laboratorio ejecutando el software de operaciones desarrollado para el satélite.

Debe señalarse que las pruebas elaboradas incorporaron otros subsistemas de vuelo, figura 5, como el módulo de electrónica de acondicionamiento de sensores y de mantenimiento (EASyM) y el software de recepción de telemetría y de control de operaciones del MES.

Fig. 5: Pruebas operativas de la computadora de vuelo en combinación con los módulos EASyM (izquierda) y SIMSAT (centro).

De igual forma se emplearon herramientas de validación especialmente elaboradas para validar tanto a la CV como al software de  operaciones del satélite. La primera herramienta fue el SIMSAT y la segunda el software SOFDEVO. Estos subsistemas así como la interacción entre ellos y la CV se describen globalmente en otras publicaciones (Vicente-Vivas y García-Nocetti, 2003; Vicente-Vivas y García-Nocetti, 2001).

Respecto a los pronósticos de confiabilidad calculados, los resultados son bastante alentadores y compatibles con los objetivos del proyecto, por un lado la confiabilidad de la CV para un año es buena, 0.978, y por otro se obtuvo que la CV requiere de mantenimiento después de 2.19 años. Al respecto se enfatiza que la misión Satex se desarrolla para un tiempo de vida espacial de 1 año.

CONCLUSIONES

Se ha descrito la arquitectura electrónica desarrollada para la computadora de vuelo del MES que emplea un sistema triplex reconfigurable de microcomputadoras que en casos de fallas permite aplicar mantenimiento  asistido o automático a la CV. La arquitectura conecta toda la instrumentación del vehículo espacial a cualquiera de las computadoras, permitiendo con ello la continuidad de operaciones satelitales en casos de falla de la computadora de vuelo.

Se describieron globalmente las características de cada una de las seis tarjetas electrónicas de la CV así como sus protecciones integradas para operar en ambiente espacial agresivo. De igual forma se describieron las pruebas de validación aplicadas y las herramientas desarrolladas para tal propósito.

Adicionalmente se presentan resultados cuantitativos de un análisis de confiabilidad aplicado a una de las microcomputadoras de la CV, los cuales resultan alentadores de acuerdo a los objetivos de la misión satelital. Actualmente se tiene disponible el modelo de vuelo de la CV y solo se espera que inicie la fase de integración de equipos en el satélite para proceder después a realizar de manera conjunta sus pruebas de certificación.

AGRADECIMIENTOS

Los autores expresan su agradecimiento al gobierno de México, en particular a TELECOM y a COFETEL quienes han patrocinado el proyecto microsatelital Satex.

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