CN106844775A - 航天器故障快速检测系统 - Google Patents

Abstract

一种航天器故障快速检测系统，包括：测量模块、故障检测与检测模块、接口模块和输出模块，其中：测量模块接收传感器的状态信号并输入测量模块中的LABVIEW平台信号调理电路得到电模拟信号的测量数据；接口模块接收测量数据，按时间将测量数据整合为矩阵形式；故障检测与检测模块对整合后的测量数据进行信息融合转化为CLIPS事实结构，根据专家知识库规则由推理机推断出合格的测量数据，再经故障树规则进行定位和检测，得到维修建议；输出模块显示定位和检测结果以及维修建议，本发明易于知识获取与分析、规则推理效率高，根据当前航天器的工作状态判断，对故障起到了预报的作用，提前消除可能发生的后果，对硬件要求低。

Description

航天器故障快速检测系统

技术领域

本发明涉及的是一种航天测控领域的技术，具体是一种航天器故障快速检测系统。

背景技术

航天器造价昂贵，并且大部分具有唯一性，高可靠性是对航天器运行的基本要求。目前，航天器高可靠性一般通过软硬件的高可靠性和冗余来保证。但是，由于空间环境的复杂性以及航天器测试的局限性，仍然会出现航天器运行异常或系统故障问题。另外，开展航天器故障检测技术研究，除了保障航天器安全可靠的运行外，对于减少地面工作人员的工作量、航天员的培训时间以及发射与运行成本都具有重要意义。

传统的故障检测技术多数是采用单一的检测方法，但随着系统的结构变得越来越复杂，许多故障征兆不易测量和获取，难以建立用于自动故障检测的动态模型，使得基于信号和基于解析模型的检测方法可用性下降。针对航天测控系统设备故障征兆与故障原因之间存在错综复杂的关系，许多故障信息存在不确定性，传统的单一故障检测方法很难得到满意的检测结果。

发明内容

本发明针对现有技术较多无法适用于航天器的故障检测，提出一种航天器故障快速检测系统，基于故障树分析和规则推理相结合的故障检测系统结构，易于知识获取与分析、规则推理效率高，根据当前航天器的工作状态判断，对故障起到了预报的作用，提前消除可能发生的后果，对硬件要求低。

本发明是通过以下技术方案实现的：

本发明包括：测量模块、故障检测与检测模块、接口模块和输出模块，其中：测量模块接收设置于舵机、驾驶仪等航天器系统上的传感器的状态信号并输入测量模块中的LABVIEW平台信号调理电路得到电模拟信号的测量数据；接口模块接收测量数据，按时间序列将测量数据整合为矩阵形式；故障检测与诊断模块对整合后的测量数据进行信息融合转化为CLIPS事实结构，根据专家知识库规则由推理机推断出合格的测量数据，再经故障树规则进行定位和检测，得到维修建议；输出模块显示定位和检测结果以及维修建议。

所述的故障检测与诊断模块包括：VC开发接口单元、CLIPS专家系统引擎和Access数据库，其中：VC开发接口单元接收整合后的测量数据并提供窗体界面；CLIPS专家系统引擎由推理机和解释单元组成，推理机根据Access数据库中的数据初始状态和规则进行检测得出推理结果存入Access数据库，解释单元对推理结果进行解释得到故障原因，通过知识获取单元输入故障以及故障原因来更新故障树规则，同时由VC开发接口将故障原因显示到人机交互界面。

所述的CLIPS专家系统引擎内置知识获取单元，通过知识获取单元输入故障以及故障原因以更新故障树规则。

所述的Access数据库包括：综合数据库和专家知识库，其中：综合数据库用于存储检测过程中的数据初始状态、推理中间状态和推理结果，专家知识库用于存储检测参量、故障规则和故障原因。

所述的接口模块内置用于采集测量数据的上位机单元，该上位机单元建立分别实现命令准备、参数装订、数据处理和分析显示的四个次线程和一个用于响应用户的操作的主线程。

所述的LABVIEW平台信号调理电路将状态信号调理成计算机板卡可以识别的量程内的电压信号。

附图说明

图1为本发明功能结构图；

图2为上位机单元功能结构图；

图3为故障检测与检测模块结构图。

具体实施方式

如图1所示，本实施例包括：测量模块、故障检测与检测模块、接口模块和输出模块，其中：测量模块接收传感器的状态信号并输入测量模块中的LABVIEW平台信号调理电路得到电模拟信号的测量数据；接口模块接收测量数据，按时间将测量数据整合为矩阵形式；故障检测与检测模块对整合后的测量数据进行信息融合转化为CLIPS事实结构，根据专家知识库规则由推理机推断出合格的测量数据，再经故障树规则进行定位和检测，得到维修建议；输出模块显示定位和检测结果以及维修建议。

所述的测量模块接收多种传感器采集的各种状态信号，状态信号包括电压信号、电流信号、振动信号和电磁信号等。状态信号经测量模块中的LABVIEW平台信号调理电路将状态信号都转换为0～10V的电压信号，并传递到数据采集卡，经由总线传输到接口模块。

所述的接口模块包括上位机单元，上位机单元对实时测量数据提供画面显示和数据处理的功能，接收测量模块传输的测量数据，按测量时间整合测量数据，按统一的矩阵形式写入数据库中，提供历史数据的查询，统计，打印功能，以供决策和参考。

如图2所示，所述的上位机单元和测量模块通过USB总线连接，使用通信函数动态库和USB通信来进行数据的下发和上传。上位机单元实现命令准备、参数装订、数据处理和分析显示。可以为试验数据提供连续的测量数据采集功能，同时可以将测量数据实时地存储下来，有针对性地对所采集到的数据进行实时或后期分析处理以及在需要的情况下进行数据回放。

所述的上位机单元建立四个次线程和一个主线程，四个次线程分别实现命令准备、参数装订、数据处理和分析显示，主线程用于响应用户的操作。

如图3所示，所述的故障检测与检测模块包括：VC开发接口单元、CLIPS专家系统引擎和Access数据库，其中：VC开发接口单元接收整合后的测量数据并提供窗体界面；CLIPS专家系统引擎包括推理机、知识获取单元和解释单元，推理机根据Access数据库中的测量数据和规则进行检测得出推理结果存入Access数据库。检测出故障后，将推理结果输入解释单元中，解释单元根据故障解释库中的规则通过VC开发接口单元向用户显示出故障原因。若用户通过人机交互界面反馈检测有误，则将现有的故障现象以及故障原因重新输入到知识库中，更新故障树规则。

所述的测量数据包括但不限于：航天器各系统采集到的多种传感器的状态信号，状态信号包括电压信号、电流信号、振动信号和电磁信号等。状态信号经测量模块中的LABVIEW平台信号调理电路将状态信号都转换为0～10V的电压信号。然后，上位机单元对实时测量数据提供画面显示和数据处理，接收测量模块传输的测量数据，最后按测量时间整合得到测量数据。

所述的规则是指：根据实验结果积累和专家经验融合的故障原因以及航天器系统各部分之间的已知关联，以CLIPS规则的形式存入Access数据库中。

所述的推理结果包括：故障起因部件、故障发生过程以及最终发生故障的子系统。

所述的故障原因包括但不限于：航天器部件损坏、老化，系统程序故障，线路故障等。

所述的故障树规则是指：根据传感器测量数据判断各部件是否故障，各部件的故障导致航天器相应子系统发生故障，最终导致航天器运行故障。

所述的VC开发接口单元提供人机接口，通过故障数据查询和修改子窗口、故障树结构查询和修改子窗口以及系统检测子窗口让用户了解系统运行情况。

所述的Access数据库包括：综合数据库和知识库，其中：综合数据库用于存储检测过程中的数据初始状态、推理中间状态和推理结果。知识库用于存储检测参量、故障规则和故障原因，即包括检测参量库、故障规则库和故障解释库。检测参量库里存储了大量参量名和各参量的属性值。知识库的设计是基于故障树的知识表示，按照故障树编写的CLIPS规则遵循子节点与唯一父节点相连的原则，一条规则对应故障分类定位的一个知识。在信息融合过程中将上位机单元传输的测量数据按照参量名以及各参量属性进行整合，写入综合数据库中。

所述的推理机根据综合数据库中的数据初始状态与知识库中的规则前件匹配，将检测使能标志作为启动规则。推理机执行启动规则，修改综合数据库中的当前状态信息，综合数据库被修改后又会触发新的规则，进入到下一个状态。上述步骤重复循环，直到检测完成，得出故障。

本实施例涉及上述系统的故障检测方法，具体包括以下步骤：

①由测量模块接收多种传感器采集的各种状态信号，经测量模块中的LABVIEW平台信号调理电路将状态信号都转换为0～10V的电压信号，并传递到数据采集卡，经由总线传输到上位机单元。

②测量模块传输的测量数据在上位机单元中按测量时间整合，再在信息融合过程中将按照参量名以及各参量属性进行整合，写入综合数据库中。

③推理机根据Access知识库中的测量数据和规则进行检测，得出推理结果存入综合数据库。

④检测出故障后，将推理结果输入解释单元中，解释单元根据故障解释库中的规则通过VC开发接口单元向用户显示出故障原因以及维修意见。

⑤若用户通过人机交互界面反馈检测有误，则将现有的故障现象以及故障原因重新输入到知识库中，更新故障树规则。

与现有技术相比，本发明基于故障树分析和规则推理相结合的故障检测系统结构，易于知识获取与分析、规则推理效率高，根据当前航天器的工作状态判断，对故障起到了预报的作用，提前消除可能发生的严重后果，对硬件要求低，节约成本。

上述具体实施可由本领域技术人员在不背离本发明原理和宗旨的前提下以不同的方式对其进行局部调整，本发明的保护范围以权利要求书为准且不由上述具体实施所限，在其范围内的各个实现方案均受本发明之约束。

Claims (10)

1.一种航天器故障快速检测系统，其特征在于，包括：测量模块、故障检测与检测模块、接口模块和输出模块，其中：测量模块接收传感器的状态信号并输入测量模块中的LABVIEW平台信号调理电路得到电模拟信号的测量数据；接口模块接收测量数据，按时间将测量数据整合为矩阵形式；故障检测与检测模块对整合后的测量数据进行信息融合转化为CLIPS事实结构，根据专家知识库规则由推理机推断出合格的测量数据，再经故障树规则进行定位和检测，得到维修建议；输出模块显示定位和检测结果以及维修建议；

所述的故障检测与检测模块包括：VC开发接口单元、CLIPS专家系统引擎和Access数据库，其中：VC开发接口单元接收整合后的测量数据并提供窗体界面；CLIPS专家系统引擎包括推理机和解释单元，推理机根据Access数据库中的数据初始状态和规则进行检测得出推理结果存入Access数据库，解释单元对推理结果进行解释得到故障原因，通过知识获取单元输入故障以及故障原因来更新故障树规则，同时由VC开发接口将故障原因显示到人机交互界面。

2.根据权利要求1所述的航天器故障快速检测系统，其特征是，所述的CLIPS专家系统引擎包括知识获取单元，通过知识获取单元输入故障以及故障原因以更新故障树规则。

3.根据权利要求2所述的航天器故障快速检测系统，其特征是，所述的Access数据库包括：综合数据库和知识库，其中：综合数据库用于存储检测过程中的数据初始状态、推理中间状态和推理结果，知识库用于存储检测参量、故障规则和故障原因。

4.根据权利要求1所述的航天器故障快速检测系统，其特征是，所述的接口模块包括用于采集测量数据的上位机单元，建立四个次线程和一个主线程，四个次线程分别实现命令准备、参数装订、数据处理和分析显示，主线程用于响应用户的操作。

5.根据权利要求1所述的航天器故障快速检测系统，其特征是，所述的状态信号包括：电压信号、电流信号、振动信号和电磁信号。

6.根据权利要求5所述的航天器故障快速检测系统，其特征是，所述的LABVIEW平台信号调理电路将状态信号调理成计算机板卡可以识别的量程内的电压信号。

7.根据权利要求1所述的航天器故障快速检测系统，其特征是，所述的测量数据包括：航天器各系统采集到的传感器的状态信号，包括电压信号、电流信号、振动信号和电磁信号。

8.根据权利要求1所述的航天器故障快速检测系统，其特征是，所述的Access数据库中的数据初始状态和规则中的规则是指：根据实验结果积累和专家经验融合的故障原因以及航天器系统各部分之间的已知关联，以CLIPS规则的形式存入Access数据库中。

9.根据权利要求1所述的航天器故障快速检测系统，其特征是，所述的故障树规则是指：根据传感器测量数据判断各部件是否故障，各部件的故障导致航天器相应子系统发生故障，最终导致航天器运行故障。

10.根据权利要求1～9中任一所述系统的故障检测方法，其特征在于，包括以下步骤：

①由测量模块接收多种传感器采集的各种状态信号，经测量模块中的LABVIEW平台信号调理电路将状态信号都转换为0～10V的电压信号，并传递到数据采集卡，经由总线传输到上位机单元；

②测量模块传输的测量数据在上位机单元中按测量时间整合，再在信息融合过程中将按照参量名以及各参量属性进行整合，写入综合数据库中；

③推理机根据Access知识库中的测量数据和规则进行检测，得出推理结果存入综合数据库；

④检测出故障后，将推理结果输入解释单元中，解释单元根据故障解释库中的规则通过VC开发接口单元向用户显示出故障原因以及维修意见；

⑤若用户通过人机交互界面反馈检测有误，则将现有的故障现象以及故障原因重新输入到知识库中，更新故障树规则。