CN104199440B - 一种四机三总线冗余异构gnc系统 - Google Patents

Abstract

本发明一种四机三总线冗余异构GNC系统包括：飞控计算机、敏感器、执行机构和1553B总线；GNC系统配置三条1553B总线，完成导航信息及控制指令的传输，实现飞控计算机与敏感器及执行机构的信息交互；采用四机冗余的飞控计算机进行全系统导航信息处理及制导控制指令的发出；采用双冗余或三冗余敏感器完成航天器全任务段信息采集；采用三冗余执行机构完成飞控计算机发出的控制指令。本发明能够满足系统在全任务周期内的实时性、容错性和可靠性要求。

Description

一种四机三总线冗余异构GNC系统

技术领域

本发明涉及一种四机三总线冗余异构GNC(制导导航与控制)系统,属于航天器控制技术领域，。

背景技术

GNC系统作为航天器“控制大脑”，承担着航天器全任务段的导航、制导与控制任务，系统要经受温度、气压、湿度、高辐射、化学污染等恶劣环境的考验，系统运行是否正常、控制决策是否合理直接关系到飞行任务的成败，因此，GNC系统必须具有高可靠性。

目前提高GNC系统可靠性主要有两种途径：一是避错设计，即设计一个不包含故障的“完美”系统，要绝对做到这一点，实际上是不可能的；另一种途径是容错设计，其基本思想是通过对系统架构进行容错设计，利用外加资源的冗余技术屏蔽故障的影响。由于容错设计更有效，因此GNC系统可靠性的提高主要手段为容错设计，容错设计主要依靠冗余设计实现。

从国外的技术发展状况看，航天器GNC系统普遍采用了容错技术。如美国喷气推进实验室研制成功的STAR容错计算机，采用各种冗余技术，诸如监视、编码、后备冗余、带表决的仿作、元器件冗余和指令复执等技术，其可靠性比单一计算机高几十倍，该计算机用于宇宙飞船的导航、控制和数据采集，能对各种瞬时、永久、随机和灾难性的故障实现容错。另外，美国麻省理工学院研制的FTMP容错多重处理机及美国NASA Langley研究中心研制的ARCS机载先进可重构计算机系统均采用了容错技术。

在国内航天器现有GNC系统架构通常采用三冗余备份，采用三取二表决机制，在一定程度上实现了容错设计，但该架构在出现两度故障情况下，失去容错能力。

发明内容

本发明的技术解决问题的目的在于：针对现有技术的不足，提供了一种四机三总线冗余异构GNC系统，通过采用四机三总线冗余系统架构，结合容错策略优化设计，满足系统在全任务周期内的实时性、容错性和可靠性要求。

本发明的技术解决方案是：

一种四机三总线冗余异构GNC系统包括：飞控计算机、敏感器、执行机构和1553B总线；

敏感器通过测量航天器飞行过程中的航天器状态信息的变化，将该信息通过1553B总线传输给飞控计算机；

飞控计算机将敏感器测量得到的航天器信息进行处理，得到航天器实时位置、姿态、轨道信息，并按照预定轨迹，结合执行机构状态计算出控制航天器控制指令，并将该控制指令通过1553B总线传输给执行机构；

执行机构接收到飞控计算机输出的控制指令，解析形成驱动执行机构动作的指令，控制航天器完成预定动作，实现对航天器姿态、位置的控制；同时执行机构将控制指令执行后状态信息，通过1553B总线反馈给飞控计算机，实现飞控计算机闭环控制。

所述飞控计算机包括A、B、C、D四个相同的控制模块和仲裁模块；飞控计算机的A、B和C三个控制模块分别作为BC管理GNC系统的三条1553B总线，D计算机处于温备份状态；

所述飞控计算机的A、B和C三个控制模块分别接收敏感器通过对应的1553B总线传输的航天器信息，D控制模块接收三条1553B总线传输的所有数据；A、B、C和D控制模块将各自接收到的1553B总线传输的数据进行两两之间的信息交互以及将各自接收到的数据发送至仲裁模块；A、B、C、D四个控制模块和仲裁模块分别将交互后各自包含的航天器信息进行处理，得到航天器实时位置、姿态、轨道信息，并各自结合执行机构状态计算出控制航天器控制指令，然后将各自形成的控制指令进行两两之间的指令交互；各控制模块将交互完后包含的指令进行表决生成正确的控制指令，A、B、C、D四个控制模块将正确的指令通过1553B总线传输给执行机构；同时通过控制指令判决判断是否存在故障模块，并将其隔离。

所述飞控计算机内A、B、C、D四个控制模块进行指令交互、表决和判断故障模块的具体方式如下：

(1)各控制模块和仲裁模块将各自形成的控制指令进行两两之间的指令交互，使得每个控制模块都会生成一个信息矩阵；

(2)各控制模块和仲裁模块按照少数服从多数的原则进行表决，对信息矩阵的每一列进行选择，如果在某一列中的某个指令的数量大于等于三个，则该指令为表决输出的正确指令；如果某一列中不存在数量大于三个的指令，则认为该控制模块故障，同时如果某一列中的指令的数量小于三个，则与其对应的控制模块故障；

(3)将步骤(2)判定故障的控制模块进行隔离。

所述A、B和C三个控制模块中的任意一个模块出现故障，D控制模块能够替代故障控制模块作为BC管理故障模块管理的1553B总线。

所述的航天器信息包括角速度、比力和姿态。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明的飞控计算机采取四冗余备份设计，当任意一个1553B总线接口故障时，启用备份模块接口，不影响系统的正常运行，提高了航天器全任务周期内的实时性、容错性和可靠性要求，相对于现有技术，本发明的可靠性大大提高，同时提高了工作效率，节省了设计成本。

(2)本发明的四冗余备份设计提高了GNC系统的安全性，即在系统出现一度任意故障或两度确定性故障时，仍能保证全系统的安全运行，大大延长了航天器正常工作的寿命，保证了航天器工作的安全性。

(3)本发明采用四个控制模块和三条总线的异构设计方式，充分利用了各设备的冗余备份，实时性好，同时减少了系统接口，节约了系统重量、功耗，简化了电缆设计。

附图说明

图1为本发明结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明具体实施方式做进一步介绍。

本发明采用新型的四个控制模块和三条总线的结构实现了航天器安全和高可靠性运行。本发明GNC系统配置三条1553B总线，完成导航信息及控制指令的传输，实现飞控计算机与敏感器及执行机构的信息交互；采用四机冗余的飞控计算机进行全系统导航信息处理及制导控制指令的发出；采用双冗余或三冗余敏感器完成航天器全任务段信息采集；采用三冗余执行机构完成飞控计算机发出的控制指令。

如图1所示，一种四机三总线冗余异构GNC系统包括飞控计算机、敏感器、执行机构和1553B总线；

敏感器通过测量航天器飞行过程中的航天器信息的变化，将该测量信息通过1553B总线传输给飞控计算机；航天器信息包括角速度、比力和姿态。

飞控计算机将敏感器测量得到的航天器信息进行处理，得到航天器实时位置、姿态、轨道信息，并按照预定轨迹，结合执行机构状态计算出控制航天器控制指令，并将该控制指令通过1553B总线传输给执行机构；

执行机构接收到飞控计算机输出的控制指令，解析形成驱动执行机构动作的指令，控制航天器完成预定动作，实现对航天器姿态、位置的控制；同时执行机构将控制指令执行后的状态信息(如舵机动作线位移结果等信息)，通过1553B总线传输给飞控计算机，实现飞控计算机闭环控制。

飞控计算机的结构组成和实现原理：

飞控计算机又包括A、B、C、D四个相同的控制模块(即四备份冗余设计)和仲裁模块；飞控计算机的A、B和C三个控制模块分别作为BC(总线控制器)管理GNC系统的三条1553B总线，D计算机处于温备份状态。A、B和C三个控制模块中的任意一个模块出现故障，D控制模块能够替代故障控制模块作为BC管理故障模块管理的1553B总线。

飞控计算机的A、B和C三个控制模块分别接收敏感器通过对应的1553B总线传输的航天器信息，D控制模块接收三条1553B总线传输的所有数据，A、B、C和D控制模块将各自接收到的1553B总线传输的数据进行两两之间的信息交互以及将各自接收到的数据发送至仲裁模块(该模块对A、B、C和D控制模块进行仲裁，不接收输入信息，也不输出指令，避免外接口对模块的干扰，可靠性更高)；A、B、C、D四个控制模块和仲裁模块分别将交互后各自包含的航天器信息进行处理，得到航天器实时位置、姿态、轨道信息，并各自结合执行机构状态计算出控制航天器控制指令，然后将各自形成的控制指令进行两两之间的指令交互，各控制模块将交互完后包含的指令进行表决生成正确的控制指令，A、B、C、D四个控制模块将正确的指令通过1553B总线传输给执行机构；同时通过控制指令判决判断是否存在故障模块，并将其隔离。

下面以一个具体例子说明飞控计算机内A、B、C、D四个控制模块进行指令交互、表决和判断故障模块的具体实现方式：

假设将飞控计算机A、B、C控制模块分别作为1553B总线1、总线2、总线3的BC，将备份的D控制模块挂在三条总线上(能够管理1553B总线1、总线2、总线3)。

(1)各控制模块和仲裁模块将各自形成的控制指令进行两两之间的指令交互，使得每个控制模块都会生成一个信息矩阵。举例说明：

假定飞控计算机A控制模块发送数据1，B控制模块发送数据2，C控制模块发送数据3，D控制模块发送数据4，而B控制模块出现故障。各控制模块发送自己的数据给对方，也同时发给仲裁模块。其中A、C、D控制模块发送的是其真实值，而B控制模块可能对其他机发送不同的信息。则在第1轮数据交换后每个控制模块和仲裁模块都会有1个所有控制模块的信息，即：

A控制模块[1，a，3，4]，B控制模块[1，2，3，4]，C控制模块[1，b，3，4]，D控制模块[1，c，3，4]，仲裁模块[1，d，3，4]。

各控制模块将自己接收到的数据再向其他控制模块转发，这样每个控制模块都会生成一个信息矩阵，即：

A模块B模块C模块D模块仲裁模块

其中，a、b、c、d、e、f、g、h、r、s、t、u、v、w、x、y是B模块向其他模块发送的错误数据；以A模块为例，第一行[1，a，3，4]是1轮数据交换后A模块的数据，第一行的a是B模块发送的，其余分别对应着A模块自己的数和C、D模块的发送的数据；第二轮数据交换是各模块将各自拥有的数据发送给对方，[e、f、g、h]是B模块发送的(因为B模块发送的是错误数据，所以四个数全部是错误的)；[1、b、3、4]、[1、c、3、4]、[1、d、3、4]分别是C、D和仲裁模块发送的；

(2)各控制模块和仲裁模块按照少数服从多数的原则进行表决，对信息矩阵的每一列进行选择，如果在某一列中的某个指令的数量大于等于三个(在表决第i列时，应将对应第i行数除外，该行数为自身的数据)，则该指令为表决输出的正确指令；如果某一列中不存在数量大于三个的指令，则认为该控制模块故障，同时如果某一列中的指令的数量小于三个，则与其对应的控制模块故障；

在上述例程中，通过表决得到结果如下：

A模块：(1，UNKOWN，3，4)；C模块：(1，UNKOWN，3，4)；

D模块：(1，UNKOWN，3，4)；仲裁模块：(1，UNKOWN，3，4)。

A、C、D三机和仲裁模块一致认为B机发生故障，在表决B机的数据时，虽然没有某个数占多数，但各机中参与表决的4个数是一样的，都是(a，b，c，d)，那么各机表决结果也必定是一致的。至此，检测出B机出现故障，并将其隔离。

(3)将步骤(2)判定故障的B控制模块进行隔离。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (4)

1.一种四机三总线冗余异构GNC系统，其特征在于包括：飞控计算机、敏感器、执行机构和1553B总线；

敏感器通过测量航天器飞行过程中的航天器状态信息的变化，将该信息通过1553B总线传输给飞控计算机；

飞控计算机将敏感器测量得到的航天器信息进行处理，得到航天器实时位置、姿态、轨道信息，并按照预定轨迹，结合执行机构状态计算出控制航天器控制指令，并将该控制指令通过1553B总线传输给执行机构；

所述飞控计算机包括A、B、C、D四个相同的控制模块和仲裁模块；飞控计算机的A、B和C三个控制模块分别作为BC管理GNC系统的三条1553B总线，D计算机处于温备份状态；

所述飞控计算机的A、B和C三个控制模块分别接收敏感器通过对应的1553B总线传输的航天器信息，D控制模块接收三条1553B总线传输的所有数据；A、B、C和D控制模块将各自接收到的1553B总线传输的数据进行两两之间的信息交互以及将各自接收到的数据发送至仲裁模块；A、B、C、D四个控制模块和仲裁模块分别将交互后各自包含的航天器信息进行处理，得到航天器实时位置、姿态、轨道信息，并各自结合执行机构状态计算出控制航天器控制指令，然后将各自形成的控制指令进行两两之间的指令交互；各控制模块将交互完后包含的指令进行表决生成正确的控制指令，A、B、C、D四个控制模块将正确的指令通过1553B总线传输给执行机构；同时通过控制指令判决判断是否存在故障模块，并将其隔离；

执行机构接收到飞控计算机输出的控制指令，解析形成驱动执行机构动作的指令，控制航天器完成预定动作，实现对航天器姿态、位置的控制；同时执行机构将控制指令执行后状态信息，通过1553B总线反馈给飞控计算机，实现飞控计算机闭环控制。

2.根据权利要求1所述的一种四机三总线冗余异构GNC系统，其特征在于：所述飞控计算机内A、B、C、D四个控制模块进行指令交互、表决和判断故障模块的具体方式如下：

(1)各控制模块和仲裁模块将各自形成的控制指令进行两两之间的指令交互，使得每个控制模块都会生成一个信息矩阵；

(2)各控制模块和仲裁模块按照少数服从多数的原则进行表决，对信息矩阵的每一列进行选择，如果在某一列中的某个指令的数量大于等于三个，则该指令为表决输出的正确指令；如果某一列中不存在数量大于三个的指令，则认为该控制模块故障，同时如果某一列中的指令的数量小于三个，则与其对应的控制模块故障；

(3)将步骤(2)判定故障的控制模块进行隔离。

3.根据权利要求1所述的一种四机三总线冗余异构GNC系统，其特征在于：所述A、B和C三个控制模块中的任意一个模块出现故障，D控制模块能够替代故障控制模块作为BC管理故障模块管理的1553B总线。

4.根据权利要求1所述的一种四机三总线冗余异构GNC系统，其特征在于：所述的航天器信息包括角速度、比力和姿态。