一、概述
现在几乎在所有的系统中，都依赖计算机来完成系统控制和数据处理。因为工作环境的不同，研制了各种计算机来满足应用的需求。如工业环境中使用的工控机，机载和船载环境中使用的机载计算机、船载计算机。它们都有各自的环境要求、如：温度、湿度、体积、重量、功耗，对计算机有相应的抗高温、抗低温、防湿、防霉等等。本文要讨论的是在有辐射的工作环境中工作的计算机的抗幅射问题。这在空间工作环境工作的计算机或在核辐照的工作环境工作的计算机有这个问题。
l 辐照可能造成的星载计算机故障：
(1) 总剂量效应（TID）：
总剂量效应是指在电子器件的特性发生重大变化前，器件所能承受的总吸收能量级，超过这个能量级后器件就不能正常工作，TID会给器件带来永久性故障。
(2) 单粒子效应（SEEs）：
按产生的影响又分为单粒子锁定（SEL）和单粒子翻转（SEU）
SEL：高能带电粒子穿过CMOS电路的PN/PN结构时，电离作用会使CMOS电路中的可控硅结构被触发导通, 由此在电源与地之间形成低电阻大电流通路的现象。长时间的锁定电流会烧毁器件，造成器件永久失效。
SEU：是由高能粒子轰击双稳态单元．使原来记忆单元的0或1状态翻转，这种错误不是永久性的，也被称为软错误。
l 故障危害的发生及防护：
(1) 总剂量效应（TID）：
一旦一个器件因接受辐照而导致的能量积淀超过它的TID阈值，就会引起器件的永久性故障（在《星载计算机抗辐射加固技术研究》中也提到器件的TID效应在断电后会有一定的退火现象，但是如果再加大剂量辐射，退火后的器件便很快就不能正常工作），因此卫星在轨期间应尽量避免TID效应的产生。
星载器件在轨工作期间可能接受的辐照总剂量受多种因素影响：卫星轨迹、轨道高度、倾角，在轨时间，另外卫星在轨期间太阳活动的强弱也应该列入考虑范围之内。
在估计了卫星可能会受到的总辐射剂量的前提下，我们应该采取相应的防护措施，通常，针对TID的防护有以下几种方法：
A. 辐射屏蔽:
即通过在卫星器件外加金属防护罩或者蒙皮来减少器件所受到的辐射总剂量。通常，3～
B. 选择合适的器件工艺：
SOS CMOS工艺的器件在抗TID及SEU，SEL方面有着上佳表现，但是制造成本过于昂贵；
SOI CMOS作为新兴的工艺，具有较高的抗辐照性能和相对较低的成本。
C. 改进芯片版图设计：
10V电源相对5V电源有着更高的噪声容限，目前我国星上的CMOS电路大多采用10～12V的电源。
(2) 单粒子锁定（SEL）：
单粒子锁定效应会使系统的供电出现异常，同时也可能烧毁器件造成永久性损伤，因此我们也应该尽量避免SEL的产生。
通常采用的单粒子锁定加固技术有：
A. 选用抗锁定的器件：
最重要的抗SEL手段，采用SOI CMOS工艺的器件可以避免受到SEL的影响。
(3) 单粒子翻转（SEU）：
星载计算机中最常见的错误，发生概率远大于TID和SEL，但危害性也小于前两者。
最容易发生SEU的地方是RAM，其次是CPU，再其次是其它的接口电路。
通常采用的SEU加固技术有：
A. 硬件冗余：包括计算机冗余，存储器冗余等
B. EDAC： 对存储器内容的检错和纠错
C. PROM：由于PROM受到SEU影响的可能性远小于RAM，因此程序和重要数据可以考虑被固化在PROM中
D. 看门狗电路：用以防止程序跑飞，系统无响应、死机等故障。
二、国外研究现状
国外航天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，为了适应卫星技术的发展，国外航天计算机取得了较大的发展，高性能的星载计算机开始在航天器中使用，甚至开始研究超级计算技术在空间环境中的应用。
2.1 冗余技术
星载计算机的工作环境和在航天任务中的重要性，决定了星载计算机必须有非常高的可靠性。冗余技术是提高星载计算机可靠性的常规技术。目前高可靠的计算机系统已经从整机冗余向模块、部件冗余和可重构的方向发展。为适应星载计算机愈来愈多的应用，星载计算机的可重构技术也从单纯的容错重构向容错重构加功能重构的方向发展。
近年来，随着微电子技术的发展，欧美等航天发达国家将冗余容错技术由模块部件级向芯片级推进。欧空局（ESA）的LEON CPU内部采用三模冗余（TMR）技术，存储器接口和内部Cache采用检错纠错技术，通过在器件级实现冗余容错，大大降低了整机的体积和重量。
2.2 CPU
中央处理器（CPU）是星载计算机的关键部件。近年来，美国国家宇航局（NASA）和欧空局（ESA）研制、使用的星载计算机采用的CPU主要包括：1750系列、Intel 80X86系列、PowerPC系列、SUN SPARC、MIPS等。
NASA近年来使用最多的是RAD6000和RAD750系列星载计算机，这些计算机使用PowerPC系列CPU。RAD6000 CPU是民品RS6000的抗辐照版本。目前，已经有近200个航天任务采用了基于该CPU的计算机系统。RAD750 CPU具有更强的处理能力，它是商用器件PowerPC750的抗辐照版本。
ESA原来选用美国的CPU来设计和研制其航天计算机系统。由于商业竞争的关系，美国对欧洲也采取禁运措施。例如，美国对所有应用在ESA“伽俐略导航计划”上的器件进行禁运，以保证美国GPS系统的竞争力。因此ESA认为，为了保持欧洲在国际商用航天市场的竞争力和满足未来航天应用的需求，需要进一步开发高性价比的产品，提出了满足ESA未来航天应用的处理器需求和研发计划。ESA在二十世纪九十年代就开始研制使用SPARC指令集的抗辐照芯片，现在使用的有基于SPARC V7体系结构的ERC32和基于SPARC V8体系结构的AT697E（LEON）。AT697E的抗辐照能力达到100K Rad（Si）,主频达到100MHz，处理能力为100MIPS/25MFLOPS。
2.3标准化技术和通用化设计
欧美星载计算机普遍采用成熟的商用器件、体系结构、标准接口的设计，同时使用适应于航天工程的工艺，实现航天电子系统性能的提升。
计算机整体结构采用基于冗余总线的模块化结构，模块的设备接口、计算机的内部与外部接口均使用现有的商用标准接口，整个航天电子系统模块化，电子系统的各种设备不仅易于重新配置，而且易于升级换代。在机械和电气接口方面，90年代之前的星载计算机普遍采用VME标准，而2000年以后的产品，大部分采用Compact PCI标准，有些系列产品采用两种不同的接口标准。BAE Systems的RAD750、Maxwell CSC750 和SpaceMicro Proton100K等典型星载计算机均采用Compact PCI接口。在外部接口方面，不论是NASA还是ESA，均采用标准串行数据总线，而且将中低速总线和高速总线分开。其中NASA采用MIL-STD-1553B（低速总线）和IEEE 1394（高速总线），而ESA采用CAN （低速总线）和 SPACE WIRE（高速总线）。
在软件方面，原来用Ada语言，现在C语言开始应用较多。星载计算机软件建立在统一标准的基础上，力求软件的源码级兼容，以利于软件的协同开发、测试和维护。软件平台的核心操作系统均采用实时多任务操作系统（VxWorks等）来管理计算机的资源。
2.4 小型化
小型航天器的发展，带动了星载计算机向小型化的方向发展。小型化体现在：体积小、重量轻和功耗低。由于集成电路技术的发展，单片集成电路可以实现更多的功能。例如，SoC集成了CPU、各种外设等，单片SDRAM颗粒的容量更大，控制逻辑和一些外围通信功能可以在单片或几片FPGA中实现，使得星载计算机上的分立元器件数量大大减少，从而降低了星载计算机的体积，重量和功耗。由于计算机外部接口标准化的需要，小型化的星载计算机也需要满足接口标准的要求，如上述几种星载计算机，最小的使用3U尺寸的Compact PCI接口（
目前国外FPGA厂商已经可以生产大容量的抗辐照FPGA。如Xilinx公司的QPro-R航天抗辐照系列FPGA，最大的容量达到600万门；Actel公司的RTAX4000系列航天抗辐照FPGA的最大容量达到400万门。这些大容量抗辐照FPGA的推出，进一步推动了星载计算机小型化技术的发展。
Xilinx抗辐照FPGA
Actel的RTAX系列抗辐照FPGA
2.4 几种典型的星载计算机
l BAE SYSTEMS RAD6000
RAD6000是BAE SYSTEMS公司的航天计算机产品，是美国NASA的主流航天计算机。它采用RAD6000航天CPU，是一种单板计算机，目前已经有近200个航天任务采用了RAD6000计算机系统。RAD6000有几种配置和实现模式，包括FPGA和ASIC两种实现版本。它提供VME、Compact PCI两种外部系统总线，并可以根据任务的不同，配置不同容量的内存容量。RAD6000支持VxWorks操作系统。下图是6U Compact PCI RAD6000：
6U Compact PCI RAD6000的主要技术指标为：
n CPU：主频25MHz，性能25MIPS
n 内存：8MB或16MB SRAM with EDAC，4MB EEPROM, 512K SUROM with EDAC
n 系统总线：Compact PCI，6U尺寸
n 通信接口：UART、1553B
n 功耗：<7.5w
n 重量:
n 总剂量：>100KRad（Si）
n SEU:<1E-5 upsets/card-day
n 操作系统：VxWorks
l BAE SYSTEMS RAD750
RAD750是BAE SYSTEMS推出的新一代航天计算机，它的特点是性能高，内存容量大，接口丰富。它采用性能更高的RAD750 CPU，提供3U和6U尺寸的Compact PCI系统总线接口。下图分别是3U尺寸和6U尺寸的RAD750航天计算机：
3U Compact PCI RAD750
6U Compact PCI RAD750
3U Compact PCI RAD750 的主要技术指标为：
n CPU：主频133-166MHz，性能240-300MIPS
n 内存：128MB SDRAM，256K SUROM
n 系统总线：Compact PCI，3U尺寸
n 功耗：<10.8W
n 重量：
n 总剂量：>100Krad（SI）
n SEU：<1.9E-4errors/card-day
l Maxwell SCS
Maxwell SCS
Maxwell CSC750星载计算机
SCS
n CPU：PowerPC750FX，采用TMR容错
n 主频：400-800MHz, 性能最大1800MIPS
n 内存：256MB SDRAM with EDAC ，8MB EEPROM with ECC
n 通信接口：1553B, UART,32 GPIO
n 系统总线：Compact PCI，6U尺寸
n 功耗：7-25W
n 重量：<
n 温度范围：
n 操作系统：VxWorks
三、国内研究现状及主要差距
我国的星载计算机技术与西方发达国家相比有较大的差距。我国的星载计算机的处理能力一直是阻碍卫星发展的一个重要因素，国内星上数据处理系统大都采用
目前国内有多个研究所、公司、企业在研制航天用的CPU，如航天772所正在研制基于SPARC V8的CPU，深圳国微电子技术股份公司在研制基于
我国航天工程使用的元器件，其中大多数DC/DC器件和中、小规模的集成电路、以及全部的大规模集成电路（包括存储器、CPU、FPGA）都依赖进口。同时，受政治、技术的限制，引进器件在性能、数量上均有限制。这对我国的航天事业有极大的威胁。
目前，我国星载计算机采用的CPU包括8086、80186、80386、1750A、ERC32等，这些计算机无统一标准，任务适应性差，可维护性不好。而ESA和NASA的高性能计算机基本上采用Compact PCI标准的机械、电气结构，采用标准的内部外部总线，计算机具有功能和容错重构的能力，可实现对不同任务的支持，且具有较高的可靠性和可维护性。
在计算机系统结构方面，我国航天工程中使用的星载计算机缺少统一的规划，没有形成系列化的星载计算机产品，每个卫星使用的计算机都是根据该卫星的需要和接口要求进行特别设计，一颗星一个样，而且多采用整机冗余的方法提高系统的可靠性，硬件没有内部、外部的接口标准，各个型号项目之间及同一型号项目的不同部分之间的计算机接口关系复杂，可重用率低，造成星载计算机的低水平重复开发、开发效率低、成本高、周期长、可靠性差等问题。
由于计算机处理能力低，必须使用多机处理，才能实现星上数据处理，使得整体的体积、功耗、重量增加。如载人航天一期工程中，飞船上的数据管理、姿轨控、电源管理计算机均为三机冗余。我国第一颗合成孔径雷达遥感卫星上也是卫星平台使用一台计算机、合成孔径雷达使用一台计算机，再加上冗余，台数更多。由于一个型号一个样，研制工作量大、周期长。如果使用高性能的、标准化的星载计算机，则可大大减少整机冗余的数量，减小体积、功耗和重量。
我国的星载计算机由于受硬件处理能力的限制，软件只能完成简单的测控任务，大多不使用操作系统且系统软件和应用软件不分，常常是一个型号一台专用计算机，每一计算机根据任务，单独设计和配置软件。软件的可重用率低，维护性差。同时大量的重复开发导致成本上升，研制周期加长。
