CN102749924B

CN102749924B - 卫星控制系统可重构性薄弱环节识别方法

Info

Publication number: CN102749924B
Application number: CN201210214185.7A
Authority: CN
Inventors: 刘成瑞; 王南华; 何英姿; 王大轶
Original assignee: Beijing Institute of Control Engineering
Current assignee: Beijing Institute of Control Engineering
Priority date: 2012-06-18
Filing date: 2012-06-18
Publication date: 2015-02-11
Anticipated expiration: 2032-06-18
Also published as: CN102749924A

Abstract

卫星控制系统可重构性薄弱环节识别方法，(1)构建卫星控制系统功能树，功能树的不同层次之间根据卫星控制系统的功能实现方式采用与门或或门进行连接；(2)根据功能树不同层次间的与或关系，采用下行法或者上行法确定功能树的路集族R，所述路集族中的元素为路集，路集中的所有部件都失效时，卫星控制系统总功能丧失；(3)将步骤(2)中确定的路集族R进行简化吸收，得到功能树的最小路集族R_min；(4)确定卫星控制系统的故障容忍度T_i；(5)将最小的T_i对应路集实现的功能作为卫星控制系统可重构性薄弱环节。

Description

卫星控制系统可重构性薄弱环节识别方法

技术领域

本发明属航空航天领域，涉及一种基于功能树最小路集的卫星可重构性薄弱环节识别方法。

背景技术

随着科技发展，卫星已在国防军事、通信、气象等各个领域发挥着不可替代的作用。为了应对卫星在轨可能发生的各种故障，提高运行质量，必须确保在故障发生后，及时采取有效措施使故障影响降至最低，这是从系统层面克服产品固有可靠性不足，提高卫星运行可靠性和延长寿命的有效手段。由于卫星无法在轨维修，一般只能采用重构的方式恢复系统功能，因此要提高卫星的故障处理能力，需要在设计阶段引入可重构性设计。在卫星可重构性设计中，需要分析卫星对故障的容忍能力，识别系统的薄弱环节，进而对薄弱环节进行硬件冗余或功能冗余设计，保证其一旦发生故障后能够实现切换或系统重构。

目前，在卫星研制过程中，主要依靠可靠性计算、FMEA和设计人员的经验来确定系统的薄弱环节。但上述方法不能从重构角度对系统的薄弱环节进行分析，无法指导卫星的可重构性设计。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于功能树最小路集分析的卫星控制系统可重构性薄弱环节识别方法，从而为卫星控制系统的可重构性设计提供依据。

本发明的技术解决方案是：卫星控制系统可重构性薄弱环节识别方法，步

骤如下：

(1)构建卫星控制系统功能树，功能树的树根为卫星控制系统的总功能，总功能包括姿态控制、轨道控制、帆板控制三个功能，每个功能分为测量功能、控制器和执行机构三个子功能，子功能作为功能树的树干，实现子功能的部件作为功能树的树叶，功能树的不同层次之间根据卫星控制系统的功能实现方式采用与门或或门进行连接；

(2)根据功能树不同层次间的与或关系，采用下行法或者上行法确定功能树的路集族R，所述路集族中的元素为路集，路集中的所有部件都失效时，卫星控制系统总功能丧失；

(3)将步骤(2)中确定的路集族R进行简化吸收，得到功能树的最小路集族R_min；所述的简化吸收为：

(3.1)选取路集族R中包含部件最少的路集r_min，并将r_min移入最小路集族R_min，判断其余路集中是否包含r_min中的所有部件，若包含所有部件，则从路集族R中剔除包含r_min所有部件的路集，若不包含，转步骤(3.2)；

(3.2)在路集族R中重新选取包含部件最少的路集r_min，从步骤(3.1)循环执行，直至路集族R变为空集；

(4)确定卫星控制系统的故障容忍度T_i，即

T_i＝min(|r_i|)-1 r_i∈R_min且i＝1，2，...，|R_min|

其中，r_i表示该功能树的第i个最小路集，|r_i|表示路集r_i中元素数，|R_min|表示功能树的最小路集族R_min中包含的最小路集的个数，min(|r_i|)表示取|r_i|中的最小值；

(5)将最小的T_i对应路集实现的功能作为卫星控制系统可重构性薄弱环节。

所述步骤(2)中下行法确定功能树的路集族R步骤如下：

从系统的总功能开始，顺次将上层功能置换为下层子功能，遇到与门，将与门的输入竖向串列写出，遇到或门则将或门的输入横向写出，直到全部门都置换到最低层的部件为止，则功能树的路集族R的路集为最终写出的各分枝的部件集合。

所述步骤(2)中上行法确定功能树的路集族R步骤如下：

(1)确定功能树中最底层的每个子功能的路集，即如果子功能通过或门实现，则或门输入端的所有部件的集合为子功能的路集；如果子功能通过与门实现，则与门输入端的每个部件均为子功能的一个路集；

(2)利用功能树中上下层子功能之间的与门和或门关系确定上层子功能的路集；

对于与门的情况，上层子功能的路集族为与门所有输入端的子功能的路集组成的集合，即：

其中n为与门的输入端个数。

对于或门的情况，上层子功能的路集族为与门每个输入端子功能的任一路集相并组成的路集集合，即：

其中为下层子功能i的第j个路集，为与门输入端子功能1的第j₁个路集、子功能2的第j₂个路集、...、子功能n的第j_n个路集相并组成的上层子功能的路集。n₁为下层子功能1的路集个数，n₂为下层子功能2的路集个数，n_n为下层子功能n的路集个数。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)目前，在卫星控制系统设计中采用的系统薄弱环节分析方法包括FMEA、可靠性评估等，但这些方法主要是从可靠性角度进行分析，很难直接应用于可重构性设计中对薄弱环节的分析。本发明通过将卫星控制系统功能逐层分解形成功能树，利用功能树的最小路集给出了系统重构中薄弱环节的确定方法，并采用故障容忍度T_i实现了定量评价。在卫星控制系统的可重构性设计中，针对故障容忍度小的路集需要增加硬件冗余或解析冗余，对于故障容忍度大的路集，可以减少冗余备份，从而尽可能地减少系统重量和功耗。

(2)卫星控制系统实现的功能多，包含的部件多种多样，因此卫星控制系统的功能树往往比较复杂。本发明针对卫星控制系统的功能树，提出了求解其路集的下行法和上行法。两种方法各具特点：下行法简单易懂，适用于人工分析，可用于中小规模的功能树；上行法利用集合理论，适用于计算机编程实现，可以用于分析大规模的功能树。

(3)本发明提出的功能树易于构建，故障容忍度指标物理意义明确，整个计算过程容易通过计算机编程实现，适用于工程设计。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为逻辑与门示意图；

图3为逻辑或门示意图；

图4为本发明姿态控制功能树示意图；

图5为本发明姿态测量功能树示意图；

图6为本发明姿态测量功能树路集分析示意图。

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明做详细介绍，本发明卫星控制系统可重构性薄弱环节识别方法，如图1所示，步骤如下：

(1)从卫星控制系统功能角度建立卫星控制系统的功能树；(2)针对步骤(1)建立的功能树，采用下行法或者上行法确定功能树的路集族R；(3)将步骤(2)中确定的路集族R进行简化吸收，得到功能树的最小路集族R_min；(4)根据步骤(3)得到的最小路集族，确定卫星控制系统的故障容忍度，进而分析系统重构的薄弱环节。

一、步骤(1)的实现

构建卫星控制系统功能树，功能树的树根为卫星控制系统的总功能，总功能包括姿态控制、轨道控制、帆板控制三个功能，每个功能分为测量功能、控制器和执行机构三个子功能，每个子功能可根据不同实现方式进一步划分为下层子功能，子功能作为功能树的树干，实现子功能的部件作为功能树的树叶，功能树的不同层次之间根据卫星控制系统的功能实现方式采用与门或或门进行连接；

卫星控制系统功能树的具体构建步骤如下：

①针对待分析的问题，选择功能树的总功能(树根)。在对卫星控制系统的所有功能进行分析时，功能树的树根为系统总功能，包括姿态控制、轨道控制、帆板控制三个功能。在对卫星控制系统的部分功能进行分析时，功能树的树根为待分析的功能，例如，若分析控制系统的姿态控制功能的重构能力，则以姿态控制功能作为总功能。

②对总功能逐层分解，确定功能树的树干(子功能)。卫星控制系统的总功能包括姿态控制、轨道控制、帆板控制三个功能，每个功能分为测量功能、控制器和执行机构三个子功能，每个子功能可根据不同实现方式进一步划分为下层子功能，子功能作为功能树的树干。

③根据可重构性分析的最低层次，确定功能树的树叶(部件或功能模块)。如果最低研究层次为部件，则步骤②的最底层子功能划分到部件功能级别，根据最底层子功能分析实现子功能所需的部件，将其作为功能树的树叶。如果最低研究层次为功能模块，则步骤②的最底层子功能划分到模块功能级别，根据最底层子功能分析实现子功能所需的模块，将其作为功能树的树叶。

不同层次的功能树之间通过与门或或门进行连接：

①逻辑与门，如图2所示。设子功能为x_i，上一层功能为Y，则所有子功能x_i实现时，功能Y才实现，数学表达式为：

Y＝x₁∩x₂∩…∩x_n (1)

②逻辑或门，如同3所示。设子功能为x_i，上一层功能为Y，则任一子功能x_i实现时，功能Y就能够实现，数学表达式为：

Y＝x₁∪x₂∪…∪x_n (2)

功能树中的事件符号包括两类：

①矩形符号“□”表示功能树的总功能、子功能和部件(或功能模块)，在矩形框内标以功能的意义。

②三角形符号“△”表示功能的转移。在功能树构建中经常遇到功能完全相同或者同一个功能在不同位置出现，为了减少重复工作并简化树的内容，用该符号进行转移。在三角形内加上标号以示从某处转入某处。

二、步骤(2)的实现

根据功能树不同层次间的与或关系，采用下行法或者上行法确定功能树的路集族R，所述路集族中的元素为路集，路集中的所有部件都失效时，卫星控制系统总功能丧失；

上述下行法确定功能树的路集族R步骤如下：

上述上行法确定功能树的路集族R步骤如下：

①确定功能树中最底层的每个子功能的路集，即如果子功能通过或门实现，则或门输入端的所有部件的集合为子功能的路集；如果子功能通过与门实现，则与门输入端的每个部件均为子功能的一个路集。

②利用功能树中上下层子功能之间的与门和或门关系确定上层子功能的路集。

其中n为与门的输入端个数。

三、步骤(3)的实现

将步骤(2)中确定的路集族R进行简化吸收，得到功能树的最小路集族R_min；所述的简化吸收为：

①选取路集族R中包含部件最少的路集r_min，并将r_min移入最小路集族R_min，判断其余路集中是否包含r_min中的所有部件，若包含所有部件，则从路集族R中剔除包含r_min所有部件的路集，若不包含，转步骤②；

②在路集族R中重新选取包含部件最少的路集r_min，从步骤(3.1)循环执行，直至路集族R变为空集；

四、其它步骤的实现

系统的故障容忍度是指保证系统功能有效的前提下允许系统内任意部件(或功能模块)失效的最大个数。由于功能树的最小路集给出了导致系统功能丧失的各种部件组合，因此，可通过最小路集分析系统的故障容忍度。

根据故障容忍度的含义，确定卫星控制系统的故障容忍度T_i，即

T_i＝min(|r_i|)-1 r_i∈R_min且i＝1，2，...，|R_min| (5)

其中，r_i表示该功能树的第i个最小路集，|r_i|表示路集r_i中元素个数，|R_min|表示功能树的最小路集族R_min中包含的最小路集的个数，min(|r_i|)表示取|r_i|中的最小值；

将最小的T_i对应路集实现的功能作为卫星控制系统可重构性薄弱环节。由式(5)可知，系统的故障容忍度由min(|r_i|)所决定，因此，系统重构的最薄弱环节为min(|r_i|)所对应部件(或功能模块)及其组合。在进行系统可靠性设计和可重构性设计时，需增加min(|r_i|)的重构(或冗余)能力，从而提高系统的可靠性和可重构性。

确定卫星控制系统功能树最小路集的故障容忍度后，从两个方面指导卫星控制系统的可重构性设计：(1)如果存在故障容忍度为0的路集，则说明该路集中包含的部件为系统的单点，该部件失效则系统失效，对于这种情况需尽可能的对部件进行硬件冗余或解析冗余设计，如果无法进行硬件冗余或解析冗余设计，则必须将该部件作为关键部件，在设计生成过程中进行严格质量管理。

(2)针对故障容忍度较低的最小路集，需要针对路集所含部件的功能进行硬件冗余或解析冗余设计；对于故障容忍度较高的最小路集，可以减少路集所含部件的冗余备份，从而尽可能地减少系统重量和功耗。

实施例

以典型高轨卫星在轨采用喷气控制时的姿态控制功能为例，对本发明进行详细说明。在工程实际中，卫星控制系统组成多种多样，因此功能树也比较复杂，为了说明具体实施方式简单，此处对卫星控制系统的组成进行了简化，组成如下：

①2路地球敏感器(ES主和ES备)：正常情况下一个ES工作，另一个冷备份，如果需要也可两个ES同时工作。

②4路太阳敏感器(SS)：包括俯仰SS主、滚动SS主、俯仰SS备、滚动SS备。俯仰SS主和俯仰SS备互为主备份，滚动SS主和滚动SS备互为主备份。

③推进系统：推进系统包括多个10N推理器，为了说明方便，此处未展开分析各个推理器的功能，而是把推进系统作为一个整体进行处理。

④姿态与轨道控制计算机(AOCC)：采用两个计算机(OBC-A，OBC-B)冷备份的方式进行控制。

基于上述组成，卫星主要功能为姿态控制，因此所建功能树的树根为“姿态控制功能”。

(1)步骤一：构建卫星控制系统功能树；

基于上述组成，卫星总功能为姿态控制，确定功能树的树根为“姿态控制功能”，总功能可分为3个子功能(树干)，分别为“姿态测量功能”、“10N发动机执行功能”和“控制器功能”。其中，“姿态测量功能”可通过以下两种方式实现：

①地球敏感器测量滚动、俯仰角，偏航角由偏航观测器估计；

②地球敏感器测量滚动、俯仰角，偏航角由太阳敏感器测量；

因此，进一步将“姿态测量功能”细分为“地敏+观测器方式测量”和“地敏+太敏方式测量”，依此类推，可得到可重构性分析的最低层次(树叶)：“ES主”、“俯仰SS主”、“滚动SS主”、“俯仰SS备”、“滚动SS备”。

“控制器功能”可通过以下两种方式实现：

①A机(OBC-A)控制；

②B机(OBC-B)控制；

因此，“控制器功能”与“OBC-A”和“OBC-B”通过或门连接。

对于“10N发动机执行”功能，为了分析简单，将推进系统作为一个整体进行处理，未对其进一步分解。

依据步骤(1)的建树步骤和符号，可建立姿态控制功能的功能树如图4、5所示：

(2)针对步骤(1)建立的功能树，采用下行法或者上行法确定功能树的路集族R。

首先利用下行法对图5给出的姿态测量功能树进行分析，由总功能“姿态测量”T遇到或门，置换为M1M2；M1置换为“ES主，ES备”，M2置换为M3和M4，以此类推，由图5得到图6。得到该功能树的路集为：

R(姿态测量T)＝{{ES主，ES备}；{ES主，ES备，滚动SS主，滚动SS备}；

{ES主，ES备，俯仰SS主，俯仰SS备}} (6)

同理，针对图4中的“10N发动机执行功能”和“控制器功能”，可得各子功能的路集为

R(10N发动机执行A)＝{{10N发动机执行A}} (7)

R(控制器C)＝{{OBC-A，OBC-B}} (8)

由于“姿态测量功能”、“10N发动机执行能”和“控制器功能”三个子功能相与，因此根据式(4)，可得姿态控制功能的路集为

R(姿态控制)＝R(姿态测量T)∪R(10N发动机执行A)∪R(控制器C)

(9)

即：

R(姿态控制)＝{{ES主，ES备}；{ES主，ES备，滚动SS主，滚动SS备}；{ES主，ES备，俯仰SS主，俯仰SS备}；{10N发动机执行A}；{OBC-A，OBC-B}} (10)

(3)针对步骤(2)建立的功能树，采用下行法或者上行法确定功能树的路集族R_min。

根据对路集族R进行简化吸收的步骤对R(姿态控制)进行处理，可得最小路集族R_min为：

R_min(姿态测量T)＝{{ES主，ES备}；{10N发动机执行A}；{OBC-A，OBC-B}}

(11)

(4)步骤四：根据步骤(3)得到的最小路集族，确定卫星控制系统的故障容忍度，进而分析系统重构的薄弱环节。

图4给出的功能树的最小路集如式(11)所示。由式(11)可知，r₂＝{10N发动机执行A}包含的元素最少为1，即min(|r_i|)＝1。由式(5)可知，图4所示系统功能的故障冗余度为：

T＝min(|r_i|)-1＝1-1＝0 (12)

因此，当把10N发动机看成一个功能单元的时候，系统重构的最薄弱环节为10N发动机的执行功能。

由上述具体实施方式可以看出，本发明通过将系统功能逐层分解形成功能树，利用功能树的最小路集给出了系统重构中薄弱环节的确定方法，从而解决了目前在卫星控制系统可重构性设计时无法对薄弱环节进行分析的问题，为提高系统重构能力提供了合理资源配置分析方法，从而指导卫星控制系统的可重构性设计。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims

1.卫星控制系统可重构性薄弱环节识别方法，其特征在于步骤如下：

所述下行法确定功能树的路集族R步骤如下：

从系统的总功能开始，顺次将上层功能置换为下层子功能，遇到与门，将与门的输入竖向串列写出，遇到或门则将或门的输入横向写出，直到全部门都置换到最低层的部件为止，则功能树的路集族R的路集为最终写出的各分枝的部件集合；

所述上行法确定功能树的路集族R步骤如下：

其中n为与门的输入端个数；

其中为下层子功能i的第j个路集，为与门输入端子功能1的第j₁个路集、子功能2的第j₂个路集、...、子功能n的第j_n个路集相并组成的上层子功能的路集。n₁为下层子功能1的路集个数，n₂为下层子功能2的路集个数，n_n为下层子功能n的路集个数；

(4)确定卫星控制系统的故障容忍度T_i，即

T_i＝min(|r_i|)-1 r_i∈R_min且i＝1，2，…，|R_min|

(5)将最小的T_i对应路集实现的功能作为卫星控制系统可重构性薄弱环节；若存在故障容忍度为0的路集，则该路集中包含的部件为系统的单点，需对路集中的部件进行硬件冗余或者解析冗余设计，若无法进行硬件冗余或解析冗余设计，则将该部件确定为关键部件，进行严格质量管理；针对故障容忍度低的路集，需对路集中部件的功能进行硬件冗余或解析冗余设计；针对故障容忍度高的路集，需减少路集中部件的冗余备份，从而减少系统重量和功耗。