CN107807626A - 一种基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制系统，包括顶层用户层、中间功能层和硬件驱动层；顶层用户层对应用户需求，通过地面上注飞行流程，实现对用户层的自由组合管理；中间功能层实现全自主导航、制导姿控与数管管理，在轨自主生成各种制导、姿控策略，实现灵活自主控制需求；硬件驱动层以目标代码库形式对硬件操作进行函数封装，提供相关硬件驱动模块，供上层调用。
Description
技术领域
本发明涉及空间飞行器控制软件架构系统，尤其涉及一种基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制系统。
背景技术
空间飞行器控制软件是空间飞行器的核心软件，传统的架构系统，只能根据预先设定的任务进行飞行器控制软件架构设计，用户需求一旦变更，需要重新设计、进行相应的需求设计测试等一系列工程化更改，更改周期长，成本高。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制系统，通用化的空间飞行器控制软件架构设计，该设计可在轨适用不同用户需求，多种任务自主配置的问题。
本发明的技术方案是：一种基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制系统，包括顶层用户层、中间功能层和硬件驱动层；顶层用户层对应用户需求，通过地面上注飞行流程，实现对用户层的自由组合管理；中间功能层实现全自主导航、制导姿控与数管管理，在轨自主生成各种制导、姿控策略，实现灵活自主控制需求；硬件驱动层以目标代码库形式对硬件操作进行函数封装，提供相关硬件驱动模块，供上层调用。
所述用户层包括8大模式和4大段；其中所述8大模式包括星箭组合模式、调姿模式、巡航模式、对日定向模式、自旋模式、推力器轨控模式、喷管轨控模式、安全模式；所述4大段包括星箭组合段、调姿段、巡航段和制导段。
所述星箭组合模式指飞行器与火箭分离前工作段，该段连续、固定时序且不具有重复性；所述调姿模式指分离载荷期间或控制推力方向进行的姿态调整；所述巡航模式指无轨控期间姿态保持控制；所述对日定向模式指无轨控期间姿态对日定向控制；自旋模式指无轨控期间姿态自旋稳定控制；所述推力器轨控模式指摇摆发动机工作，进行轨道机动；所述喷管轨控模式指喷管工作，进行轨道机动；所述安全模式指姿态轨道停控，等待接收地面指令。
所述中星箭组合段指：飞行器与火箭分离前工作段；所述调姿段指：进行的姿态调整或者机动的段；所述巡航段指：无轨道控制，姿态保持对日、对地或者自旋的段；所述制导段指：用发动机或喷管或其它控制设备进行轨道机动的段。
所述中间功能层包括10大基本功能模块和1个测试模块；其中10大基本功能模块包括通讯模块、时间管理模块、导航模块、制导模块、姿控模块、时序控制模块、遥测模块、遥控模块、故障管理模块、射前功能检查模块。
所述通讯模块包括AD采集模块、1553B总线数据通讯模块、RS422通讯模块、脉冲数据采集模块；其中AD采集模块用于采集模拟量数据，1553B总线数据通讯模块用于获取1553B总线消息，RS422通讯模块用于采集RS422数据，脉冲数据采集模块用于采集脉冲数据；
所述时间管理模块包括绝对时间管理模块、相对时间管理模块、校时管理模块；其中绝对时间管理模块指兼容机时间，相对时间指相对于每个段的时间，校时管理指根据地面或兼容机时间进行校时管理；
所述导航模块包括捷联解算模块、初始对准模块、组合定姿模块、组合导航模块；其中捷联解算即根据惯组数据进行姿态、位置及速度进行解算；初始对准指根据惯组原始数据为导航提供初始姿态；组合定姿指利用星敏对惯组计算姿态数据进行修正；组合导航指利用兼容机数据对惯组计算位置速度数据进行修正，完成组合导航；
所述制导模块包括制导程序角计算模块、在线自主规划模块、制导前的姿态角计算模块、开关机计算模块；其中制导程序角计算模块采用轨道根数制导方法，由轨道根数偏差与速度增量偏差的关系计算所需的速度增量；在线自主规划模块克服火箭飞离带来的初始轨道偏差或者发动机故障或伺服系统故障下利用正推发动机进行轨控时，在线自主规划；在线生成新的标称轨道或开关机策略；制导前的姿态角计算模块在制导前调姿段调整姿态角与初始制导程序角，使两者保持一致；开关机计算模块计算发动机的点火与关闭时刻；
所述姿控模块包括姿态机动路径设计模块、制导程序角滤波模块、控制反馈偏差计算模块、预摆角计算模块、非线性控制设计模块、线性控制设计模块；其中姿态机动路径设计模块对上面级姿态机动进行自主规划；制导程序角滤波模块对制导程序角进行滤波，减少姿态角干扰对伺服摆角的影响；控制反馈偏差计算模块计算本体坐标系相对于期望坐标系的误差；预摆角计算模块根据质心变化，计算伺服预摆角，使发动机点火之前推力方向对准质心；非线性控制设计模块采用PD+开关控制方案，计算各喷管开关控制信号；线性控制设计模块采用增量PID控制方案，计算伺服摆角；
所述时序控制模块根据上注指令及执行条件，完成各种时序指令及单机开关等的指令控制；
所述遥测模块包括天基数据组帧模块和地基数据组帧模块；其中天基数据组帧模块对所有关键数据进行数据组帧，通过中继进行下传；地基数据组帧模块对上面级发往固存所有遥测数据进行组帧；
所述遥控模块包括遥控数据处理模块、指令执行模块和固存模式执行模块；其中遥控数据处理模块根据地面上注指令数据完成接收；指令执行模块对地面上注指令进行解析执行；固存模式执行模块根据地面指令，完成固存模式的切换；
所述故障管理模块包括飞行故障管理模块、敏感器单机故障诊断模块、执行机构故障诊断模块、计算机故障诊断模块；其中飞行故障管理模块进行系统的故障诊断及飞行流程的故障切换；敏感器单机故障诊断模块进行对敏感器单机进行故障诊断；执行机构故障诊断模块进行执行机构故障诊断，计算机故障诊断模块进行计算机系统级故障检测、故障诊断及重构；
所述射前功能检查模块在发射前进行单机各项正常功能进行检查，包括惯组合成精度测试和伺服极性测试；
所述测试模块根据地面遥控指令进入遥控指令模式和遥控指令段。
所述硬件驱动层包括初始化模块、中断管理模块、内存管理模块、输入及输出接口驱动模块、硬件故障检测和处理模块；初始化模块进行硬件的初始设置；中断管理模块进行中断的设置；内存管理模块进行内存空间的分配；输入及输出接口驱动模块进行输入输出接口的硬件驱动；硬件故障检测和处理模块进行计算机自身的硬件级检测和处理。
本发明与现有技术相比具有以下优点：
本发明首次实现了用户级即飞行流程的通用化设计，根据不同用户需求，制定对应的装订流程，通过地面上注装订流程即可实现整个飞行软件模块的智能自主配置流程规划，
该系统在不更改软件前提下，通过装订流程更改即可以适应不同用户需求或者在轨扩展任务的要求。
该系统适用多种不同用户需求，省略了不同需求情况下设计测试等一系列工程化更改工作，大大缩短了更改周期，节约开发成本。
附图说明
图1为空间飞行器控制软件架构图。
表1为飞行任务流程程序装订表。
具体实施方式
为详细说明本发明的技术内容、构造特征、所达成目的及功效，下面将结合实施例并配合附图予以详细说明。
请参阅图1和表1～表3，图1写的是用户需求对应的8大模式与4大段的关系，表1写的是该系统的装订格式要求；表2写的是根据用户需求定制的装订参数示例表；表3为8大模式与4大段的关系表；
本发明基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制软件架构系统包括如下步骤：
S1、如图1的用户层，划分该软件输入的顶层用户层，对应：模式和段管理模块，根据飞行流程，实现模式与段的自由组合，实现不同任务情况下，软件模块的智能自主切换及流程规划；飞行任务程序采用上注方式实现，不同任务程序通过更改装订流程实现。其装订要求如下表1；即可装订两类，一是流程相关的，例如，段序号、段序号对应的工作模式代号，该模式下的参数以及该模式的转出条件和参数；同时，该段也可以装订多个与该段相关的事件；另一类是与流程不相关的独立事件。其中事件主要指执行的动作，可以是一个动作也可以是一些动作的集合，例如对一些单机的开关机等。
例如装订参数示例表1，装订总任务段数共30段：
第1段，段类型为器箭组合段，该段的进入条件是上电运行，器箭组合段的转出条件是收到器箭分离信号或者定时；在该段里，相应的事件数装订1个，该事件为动力系统准备事件，执行条件为收到起飞信号后340s开始执行；
第2段，段类型为调姿，调姿目标参数为(0,0,0)，转出条件为定时，该段未装订事件；
…
独立事件，为与段不相关的事件，例如装订示例表中装订了独立事件数为12，其中第1件独立事件名为”中继加电”，执行条件为绝对时间或者幅角。
S2、如图1的功能层，划分该软件的中间功能模块层，共11个模块：
如通讯模块，包括AD采集、1553B总线数据通讯、RS422通讯、脉冲数据采集；
时间管理模块，包括绝对时间管理、相对时间管理、校时管理；其中绝对时间指兼容机时间，相对时间指相对于每个段的时间，校时管理指根据地面或兼容机时间进行校时管理。
导航模块包括捷联解算、初始对准、组合定姿、组合导航；其中捷联解算即根据惯组数据进行姿态、位置及速度进行解算；初始对准指根据惯组原始数据为导航提供初始姿态；组合定姿指利用星敏对惯组计算姿态数据进行修正；组合导航指利用兼容机数据对惯组计算位置速度数据进行修正，完成组合导航。
制导模块包括制导程序角计算、在线自主规划、制导前的姿态角计算、开关机计算；其中制导程序角计算采用轨道根数制导方法，由轨道根数偏差与速度增量偏差的关系计算所需的速度增量；在线自主规划指克服火箭飞离带来的初始轨道偏差或者5kN发动机故障或伺服系统故障下利用25N正推发动机进行轨控时，在线自主规划。在线生成新的标称轨道或开关机策略。制导前的姿态角计算指制导前调姿段调整姿态角与初始制导程序角基本一致，减少推力损失；开关机计算指计算5kN发动机的点火与关闭时刻；
姿控模块包括姿态机动路径设计、制导程序角滤波、控制反馈偏差计算、预摆角计算、非线性控制设计、线性控制设计；其中姿态机动路径设计指对上面级姿态机动进行自主规划；制导程序角滤波指对制导程序角滤波减少姿态角干扰对伺服摆角的影响；控制反馈偏差计算指计算本体坐标系相对于期望坐标系的误差；预摆角计算指根据质心变化，计算伺服预摆角，让发动机点火之前推力方向对准质心；非线性控制设计指采用PD+开关控制方案，计算各喷管开关控制信号；线性控制设计指采用增量PID控制方案，计算伺服摆角。
时序控制模块根据上注指令及执行条件，完成各种时序指令及单机开关等的指令控制；
遥测模块包括天基数据组帧和地基数据组帧；其中天基数据组帧指对所有关键数据进行数据组帧，通过中继进行下传。地基数据组帧指对上面级发往固存所有遥测数据进行组帧；
遥控模块包括遥控数据处理、指令执行和固存模式执行；其中遥控数据处理值根据地面上注指令数据完成接收；指令执行指对地面上注指令进行解析执行；固存模式执行指根据地面指令，完成固存模式的切换。
故障管理模块包括飞行故障管理、敏感器单机故障诊断、执行机构故障诊断、计算机故障诊断；其中飞行故障管理包括系统的故障诊断及飞行流程的故障切换；
射前功能检查模块主要在发射前进行单机各项正常功能进行检查，包括惯组合成精度测试和伺服极性测试；
测试模块指根据地面遥控指令进入遥控指令模式和遥控指令段，该模块可对应扩展需求如进行地面测控对接测试等。
表1
表2
表3
Claims (7)
1.一种基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制系统，其特征在于：包括顶层用户层、中间功能层和硬件驱动层；顶层用户层对应用户需求，通过地面上注飞行流程，实现对用户层的自由组合管理；中间功能层实现全自主导航、制导姿控与数管管理，在轨自主生成各种制导、姿控策略，实现灵活自主控制需求；硬件驱动层以目标代码库形式对硬件操作进行函数封装，提供相关硬件驱动模块，供上层调用。
2.根据权利要求1所述的一种基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制系统，其特征在于：所述用户层包括8大模式和4大段；其中所述8大模式包括星箭组合模式、调姿模式、巡航模式、对日定向模式、自旋模式、推力器轨控模式、喷管轨控模式、安全模式；所述4大段包括星箭组合段、调姿段、巡航段和制导段。
3.根据权利要求2所述的一种基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制系统，其特征在于：所述星箭组合模式指飞行器与火箭分离前工作段，该段连续、固定时序且不具有重复性；所述调姿模式指分离载荷期间或控制推力方向进行的姿态调整；所述巡航模式指无轨控期间姿态保持控制；所述对日定向模式指无轨控期间姿态对日定向控制；自旋模式指无轨控期间姿态自旋稳定控制；所述推力器轨控模式指摇摆发动机工作，进行轨道机动；所述喷管轨控模式指喷管工作，进行轨道机动；所述安全模式指姿态轨道停控，等待接收地面指令。
4.根据权利要求2所述的一种基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制系统，其特征在于：所述中星箭组合段指：飞行器与火箭分离前工作段；所述调姿段指：进行的姿态调整或者机动的段；所述巡航段指：无轨道控制，姿态保持对日、对地或者自旋的段；所述制导段指：用发动机或喷管或其它控制设备进行轨道机动的段。
5.根据权利要求1任意所述的一种基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制系统，其特征在于：所述中间功能层包括10大基本功能模块和1个测试模块；其中10大基本功能模块包括通讯模块、时间管理模块、导航模块、制导模块、姿控模块、时序控制模块、遥测模块、遥控模块、故障管理模块、射前功能检查模块。
6.根据权利要求1所述的一种基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制系统，其特征在于：所述通讯模块包括AD采集模块、1553B总线数据通讯模块、RS422通讯模块、脉冲数据采集模块；其中AD采集模块用于采集模拟量数据，1553B总线数据通讯模块用于获取1553B总线消息，RS422通讯模块用于采集RS422数据，脉冲数据采集模块用于采集脉冲数据；
所述时间管理模块包括绝对时间管理模块、相对时间管理模块、校时管理模块；其中绝对时间管理模块指兼容机时间，相对时间指相对于每个段的时间，校时管理指根据地面或兼容机时间进行校时管理；
所述导航模块包括捷联解算模块、初始对准模块、组合定姿模块、组合导航模块；其中捷联解算即根据惯组数据进行姿态、位置及速度进行解算；初始对准指根据惯组原始数据为导航提供初始姿态；组合定姿指利用星敏对惯组计算姿态数据进行修正；组合导航指利用兼容机数据对惯组计算位置速度数据进行修正，完成组合导航；
所述制导模块包括制导程序角计算模块、在线自主规划模块、制导前的姿态角计算模块、开关机计算模块；其中制导程序角计算模块采用轨道根数制导方法，由轨道根数偏差与速度增量偏差的关系计算所需的速度增量；在线自主规划模块克服火箭飞离带来的初始轨道偏差或者发动机故障或伺服系统故障下利用正推发动机进行轨控时，在线自主规划；在线生成新的标称轨道或开关机策略；制导前的姿态角计算模块在制导前调姿段调整姿态角与初始制导程序角，使两者保持一致；开关机计算模块计算发动机的点火与关闭时刻；
所述姿控模块包括姿态机动路径设计模块、制导程序角滤波模块、控制反馈偏差计算模块、预摆角计算模块、非线性控制设计模块、线性控制设计模块；其中姿态机动路径设计模块对上面级姿态机动进行自主规划；制导程序角滤波模块对制导程序角进行滤波，减少姿态角干扰对伺服摆角的影响；控制反馈偏差计算模块计算本体坐标系相对于期望坐标系的误差；预摆角计算模块根据质心变化，计算伺服预摆角，使发动机点火之前推力方向对准质心；非线性控制设计模块采用PD+开关控制方案，计算各喷管开关控制信号；线性控制设计模块采用增量PID控制方案，计算伺服摆角；
所述时序控制模块根据上注指令及执行条件，完成各种时序指令及单机开关等的指令控制；
所述遥测模块包括天基数据组帧模块和地基数据组帧模块；其中天基数据组帧模块对所有关键数据进行数据组帧，通过中继进行下传；地基数据组帧模块对上面级发往固存所有遥测数据进行组帧；
所述遥控模块包括遥控数据处理模块、指令执行模块和固存模式执行模块；其中遥控数据处理模块根据地面上注指令数据完成接收；指令执行模块对地面上注指令进行解析执行；固存模式执行模块根据地面指令，完成固存模式的切换；
所述故障管理模块包括飞行故障管理模块、敏感器单机故障诊断模块、执行机构故障诊断模块、计算机故障诊断模块；其中飞行故障管理模块进行系统的故障诊断及飞行流程的故障切换；敏感器单机故障诊断模块进行对敏感器单机进行故障诊断；执行机构故障诊断模块进行执行机构故障诊断，计算机故障诊断模块进行计算机系统级故障检测、故障诊断及重构；
所述射前功能检查模块在发射前进行单机各项正常功能进行检查，包括惯组合成精度测试和伺服极性测试；
所述测试模块根据地面遥控指令进入遥控指令模式和遥控指令段。
7.根据权利要求1-6任意所述的一种基于嵌入式多任务可自主配置飞行器控制系统，其特征在于：所述硬件驱动层包括初始化模块、中断管理模块、内存管理模块、输入及输出接口驱动模块、硬件故障检测和处理模块；初始化模块进行硬件的初始设置；中断管理模块进行中断的设置；内存管理模块进行内存空间的分配；输入及输出接口驱动模块进行输入输出接口的硬件驱动；硬件故障检测和处理模块进行计算机自身的硬件级检测和处理。
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