CN111913470A - 一种航天器控制系统数据有效性识别方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航天器控制系统稳定运行技术领域，涉及一种航天器控制系统数据有效性识别方法。本发明给出的航天器控制系统数据有效性识别设计方法能够有效识别和剔除错误数据，包括对敏感器测量数据进行有效性识别、对执行机构测量数据进行有效性识别、对地面注入轨道数据进行有效性识别、对外系统校时数据进行有效性识别，避免错误信息引入控制计算，确保航天器在轨稳定运行能力，保证闭环性能指标，为有效载荷提供稳定、可靠的运行条件；本发明提出的数据有效性判断设计方法意在排除非预期数据，实时保证控制系统稳定运行，是在系统具备故障诊断和容错能力的同时必须具备的一项重要防护机制；本发明对控制系统各类部件的不同数据特点有针对性，同时体现了多源信息融合能力，所设计的数据有效性识别方法抽象度好、通用性强，并能够避免误判和漏判。

Description

一种航天器控制系统数据有效性识别方法

技术领域

本发明属于航天器控制系统稳定运行技术领域，涉及一种航天器控制系统数据有效性识别方法。该方法从航天器控制系统稳定运行角度出发，提出了数据有效性判断的基本设计方法和具体判断准则，包括对敏感器测量数据进行有效性识别、对执行机构测量数据进行有效性识别、对地面注入轨道数据进行有效性识别、对外系统校时数据进行有效性识别，目的是确保具备有效手段避免野值、非法数据、错误信息等进入系统而影响稳定运行、甚至造成安全风险。

背景技术

航天器控制系统承担各类高低轨卫星平台的姿态控制和轨道控制任务，根据卫星发射飞行控制流程及有效载荷工作需要，实现卫星平台的姿态机动和轨道机动，并能按要求维持既定工作轨道，稳定于标称姿态。

航天器控制系统主要由控制器(星载控制计算机、执行机构驱动单元等)、敏感器和执行机构组成，是典型的闭环系统，以控制计算机直接采集敏感器输出数据，以执行机构驱动单元采集各执行机构的工作信息传送到控制计算机，同时接收地面遥控的注入星时或轨道信息、以及外系统的校时信息，控制计算机汇总各类数据后，根据星上轨道计算方法和姿态确定算法得出当前的定轨和定姿结果，再按照控制逻辑和算法，输出反作用轮、太阳电池阵驱动装置、推进分系统等执行机构的控制指令，控制卫星按照预期的状态稳定工作。

可见，航天器控制系统引入控制计算的各类数据直接关系到控制系统的轨道确定和姿态确定结果，进而影响执行机构的控制指令信息。无效、错误、非法数据的不合理引入可能导致控制性能下降，无法满足用户需求，造成载荷工作中断，错误数据的长时间作用甚至导致控制发散，进而威胁到整星的结构安全和能源安全。因此，为保证控制系统在轨稳定运行，各类数据在引入控制系统使用之前必须经过充分、合理的数据有效性判断。

发明内容

本发明解决的技术问题是：面向敏感器测量数据、执行机构测量数据、地面注入轨道数据和外系统校时数据四类控制系统输入数据有效性识别问题，提出了一种航天器控制系统数据有效性识别方法。该方法从保证航天器控制系统稳定运行角度出发，对于航天器控制系统不同敏感器和执行机构，根据产品本身特性，充分考虑可能出现的故障情况，抽象出可能导致的错误数据表征形式；对于地面注入信息、外系统信息，充分考虑数据信息使用机制和优先级设计原则。从而给出具有较强可行性、可取性、可操作性的数据有效性识别设计流程和方法，可有效避免野值、非法数据、错误信息等进入控制系统而影响其稳定运行、甚至引发航天器运行的安全风险。

本发明的技术解决方案是：

一种航天器控制系统数据有效性识别方法，该方法用于对敏感器测量数据、执行机构测量数据、地面注入轨道数据和外系统校时数据四类控制系统输入数据进行有效性识别，步骤如下：

(1)按照控制系统的数据使用顺序，首先对控制系统配备的惯性敏感器(机械陀螺、光学陀螺、振动陀螺等各类陀螺)和光学敏感器(星敏感器、地球敏感器和太阳敏感器等)的测量和状态数据进行读取，无论各敏感器是否参与定姿或控制闭环计算，根据各敏感器配备数量和测量输出数据特性，基于分级的阈值设计方法对敏感器输出数据进行多重有效性识别，充分利用控制系统内部有效的数据资源与星上可靠的计算结果对敏感器输出数据的有效性进行多重识别，避免输出数据不更新、数据野值等错误和非法数据进入系统而影响性能和稳定，同时也为敏感器故障诊断提供依据。

基于分级的阈值设计方法指的是针对航天器不同的运行阶段即入轨初期和长期运行阶段，采用分级的阈值设计方法确定阈值并在轨注入修改，从而实现不同运行阶段对数据有效性的识别。具体来说，入轨初期在满足功能要求的基础上，判断阈值的设计应留有充分裕量，以应对该阶段可能出现的各类不确定性。长期在轨运行阶段，重新评估性能指标后对阈值进行调整，更好的满足性能指标要求，保证在轨稳定运行。

控制系统敏感器数据多重有效性识别方法按如下流程执行：

第一步，对数据源的状态标志进行识别，通常包括健康标志、通讯成功标志等。如果标志位显示有效，则进入第二步，否则判定数据无效并结束本次有敏感器数据效性识别。

第二步，对数据进行有效范围、连续性和动态性特征的识别：

1)当数据不超过其有效范围，则识别数据为有效并进入下一步骤对数据连续性判断，否则判定数据无效结束本次敏感器数据有效性识别。数据有效范围根据实际产品和使用约束确定；

2)当数据满足连续性要求时，即当前测量值与最近一次有效测量值的误差不超过阈值，识别数据为有效并进入下一步骤对数据动态性特征进行识别，否则判定数据无效结束本次敏感器数据有效性识别；

3)当数据在一定阈值时间内具有动态性，则识别数据有效并进入第三步判断是否具有冗余设计，否则判定数据无效结束本次敏感器数据有效性识别。数据具有动态性是指数据未出现不更新的常值问题，用来判断是否出现常值故障；

第三步，判断该数据来源敏感器是否具有冗余设计，是否可进行同类数据源的一致性比对。如果具备冗余设计进入第四步进行一致性判断，否则进入第五步引入第三方数据进行判定；

第四步，针对有同类冗余设计的数据来源，进行同类数据源的一致性判断，包括同类不同源测量数据的一致性判断或两同类不同源测量值相对量与理论计算相对量的一致性判断。当比对结果一致时，判断数据有效，并结束本次有效性识别。当比对结果不一致时，如果仅有两个数据源，导致无法确定无效数据源时，进入第五步引入第三方数据进行判定；如果有超过两个同类数据源且同类两两比对识别出无效数据源时，直接剔除无效数据并结束本次有效性识别。

第五步，不具备同类冗余条件的数据源或无法通过同类数据源一致性判断的数据，引入控制系统内第三方数据进行比对。当引入的数据为高可信数据时，如果比对结果超过一定阈值，则判定数据无效并结束本次有效性识别。否则，判定数据有效并结束本次有效性识别。高可信数据指经过数据有效性识别后确认有效的数据或由有效数据计算而来的可靠结果。当引入的数据为低可信度数据时，进行三取二两两一致性比对，如果比对结果超过一定阈值认为比对不一致，将两次比对结果均为不一致的数据判定为无效，其他数据判定为有效并结束本次有效性识别。

第六步，根据前五步对数据的判定结果，对输出有效数据的敏感器数据有效性标志置1，对输出无效数据的敏感器数据有效性标志置0。

(2)对控制系统配备的执行机构(包括控制力矩陀螺和动量轮)的测量和状态数据进行读取。当执行机构处于加电运行状态，使用基于分级阈值设计方法的控制系统执行机构测量数据有效性识别方法对控制力矩陀螺和动量轮测量输出数据有效性进行识别。对控制力矩陀螺高速转子转速和动量轮的转子转速进行阈值判断，如果当前转速测量值与最近一次有效的转速测量值之差满足阈值要求，则判定该执行机构测量数据有效，否则判定为无效。

(3)对地面是否注入轨道数据进行判断。如果地面未注入轨道数据，直接进入步骤(4)判断是否有外系统校时数据输入；如果地面注入轨道数据，则使用基于分级阈值设计方法的地面注入轨道数据有效性识别方法对地面注入轨道数据有效性进行识别，具体流程包括如下四个步骤：

第一步，如果地面注入轨道数据对应时刻与当前星时的误差满足阈值要求，进入下一步，否则判定注入轨道数据无效；

第二步，如果根据地面注入轨道数据解算的地心距或半长轴与标称地心距或半长轴的误差满足阈值要求，进入下一步，否则判定注入轨道数据无效；

第三步，如果当星上使用基于位置速度的轨道计算时，如果地面注入轨道数据的绝对位置与当前星上轨道的绝对位置之间的误差满足阈值要求，进入下一步，否则判定注入轨道数据无效；

第四步，如果根据地面注入轨道数据计算所得重要轨道根数与根据轨道外推计算所得重要轨道根数之间的误差满足阈值要求，判定注入轨道数据有效，将地面注入轨道数据引入控制系统作为星上轨道外推输入，否则判定注入轨道数据无效。

(4)对是否存在外系统校时数据进行判断，如果不存在外系统校时数据，直接结束本次数据有效性识别。如果存在外系统校时数据，则使用基于分级阈值设计方法的外系统校时数据有效性识别方法对外系统校时数据有效性进行识别。外系统校时数据包括整星时统校时、GPS/GNSS接收机校时、载荷时钟校时和地面校时等。

首先判断是否为首次从整星获取校时信息，如果是首次校时，则直接将数据判为有效并接受校时信息。对于非首次校时情况，如从整星获取校时信息或从GNSS接收机、载荷时钟等外系统获取时间信息，均需与当前系统使用时间基准做比对，满足阈值要求则识别为校时数据有效，否则将相应的校时数据判为无效。此外，地面校时优先，当地面校时信息与当前系统使用时间差异超出阈值时，判定地面注入的校时信息有效，并更新控制系统星上时间。

本发明与现有技术相比的有益效果在于：

(1)本发明给出的航天器控制系统数据有效性识别设计方法能够有效识别和剔除错误数据，避免错误信息引入控制计算，确保航天器在轨稳定运行，保证闭环性能指标，为有效载荷提供稳定、可靠的运行条件；

(2)本发明提出的数据有效性判断设计方法意在排除非预期数据，实时保证控制系统稳定运行，是在系统具备故障诊断和容错能力的同时必须具备的一项重要防护机制；

(3)本发明对控制系统各类部件的不同数据特点有针对性，同时体现了多源信息融合能力，所设计的数据有效性识别方法抽象度好、通用性强，并能够避免误判和漏判。经过多个型号的在轨飞行试验，证明本发明方法实用、有效。

附图说明

图1为一种航天器控制系统数据有效性识别方法流程示意图；

图2为本发明方法的敏感器数据有效性多重识别方法示意图。

具体实施方式

如图1和图2所示，本发明提出一种航天器控制系统数据有效性识别方法，从保证航天器控制系统稳定运行角度出发，基于分级阈值设计方法对各类输入数据进行多重有效性的识别。本发明提出的数据有效性识别设计方法和技术要点面向敏感器测量数据、执行机构测量数据、地面注入轨道数据和外系统校时数据四类控制系统输入数据，确保提供有效手段避免野值、非法数据、错误信息等进入控制系统而影响其稳定运行、甚至引发航天器运行的安全风险。

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

实施例

以一个典型的航天器控制系统为例，设该航天器控制系统配置2台星敏感器、3台正装陀螺+1台斜装陀螺，以及金字塔构型的4个动量轮。采用星敏感器和陀螺作为姿态测量敏感器，动量轮作为姿态控制执行机构。星上轨道计算方法采用基于轨道6根数的解析轨道拟合方法。外系统校时包括整星时统校时、GPS/GNSS接收机校时、载荷时钟校时、地面校时等。设定星敏感器B的测量数据出现缓慢漂移，按照本发明对航天器控制系统数据有效性进行识别，步骤如下：

(1)按照控制系统的数据使用顺序，首先对控制系统配备的惯性敏感器(陀螺)和光学敏感器(星敏感器)的测量和状态数据进行读取，无论各敏感器是否参与定姿或控制闭环计算，根据各敏感器配备数量和测量输出数据特性，基于分级的阈值设计方法对敏感器输出数据进行多重有效性识别，充分利用控制系统内部有效的数据资源与星上可靠的计算结果对敏感器输出数据的有效性进行多重识别，避免输出数据不更新、数据野值等错误和非法数据进入系统而影响性能和稳定，同时也为敏感器故障诊断提供依据。

基于分级的阈值设计方法指的是针对航天器不同的运行阶段即入轨初期和长期运行阶段，采用分级的阈值设计方法确定阈值并在轨注入修改，从而实现不同运行阶段对数据有效性的识别。具体来说，入轨初期在满足功能要求的基础上，判断阈值的设计应留有充分裕量，以应对该阶段可能出现的各类不确定性。长期在轨运行阶段，重新评估性能指标后对阈值进行调整，更好的满足性能指标要求，保证在轨稳定运行。

控制系统敏感器数据多重有效性识别方法按如下流程执行：

首先以双星敏定姿中的A、B两个星敏感器数据有效性判断为例，采用本发明敏感器数据有效性识别方法进行数据有效性识别流程如下：

第一步，对两星敏感器的有效性标志包括健康标志、数据通讯成功标志、产品本身状态标志位进行识别，假设两星敏感器上述三个标志位均有效，则进入第二步对数据特征进行有效性识别。

第二步，对数据进行有效范围、连续性和动态性特征的识别：假设两星敏感器输出四元数及光轴和横轴测量数据的模值均在有效范围内，当前测量值与最近一次有效测量值的误差不超过阈值，并且判断星敏感器输出在一定时间内具有动态性、未出现常值故障。则进入第三步判断星敏感器是否具备冗余设计。

第三步，两个星敏感器属于冗余设计，进入第四步进行一致性判断。

第四步，因设定星敏感器B数据出现缓慢漂移，则经过一段时间，两星敏感器光轴夹角和两个横轴夹角的测量值与理论值之差将超过阈值，可判定两星敏感器中至少有一个输出数据无效。进入步骤五，引入第三方数据进一步比对。

第五步，因未设定陀螺故障，陀螺满足平衡方程，则陀螺预估姿态数据为高可信数据，将其作为比对基准。将两星敏感器输出数据分别与陀螺预估姿态数据比对，将比对一致的星敏感器A的输出数据识别为有效数据，并将星敏感器A的数据有效性标志置1。将比对不一致的星敏感器B的数据识别为无效数据，并将星敏数据B的有效性标志置0，结束星敏感器数据有效性识别。

(2)对控制系统配备的执行机构(动量轮)的测量和状态数据进行读取。当执行机构处于加电运行状态，使用基于分级阈值设计方法的控制系统执行机构测量数据有效性识别方法对动量轮测量输出数据有效性进行识别。对动量轮的转子转速进行阈值判断，每个动量轮当前转速测量值与最近一次有效的转速测量值之差均满足阈值要求，因而判定该执行机构测量数据有效。

(3)对地面是否注入轨道数据进行判断。假设存在地面注入轨道数据，则使用基于分级阈值设计方法的地面注入轨道数据有效性识别方法对地面注入轨道数据有效性进行识别，具体为：

假设地面注入轨道6根数(半长轴7058.14km，偏心率1.8225e-10，倾角98.1115°，近地点俯角0°，升交点赤经116.443°，真近点角343.45度)。轨道对应时刻为2020年4月1日0时0分0秒。星上收到地面上注轨道信息后，根据本发明中的地面注入轨道数据有效性识别方法进行数据有效性识别，分别计算地面注入轨道数据对应时刻与当前星时的误差、计算根据地面注入轨道数据解算的地心距与标称地心距的误差，计算根据地面注入轨道数据所得重要轨道根数与根据轨道外推所得重要轨道根数之间的误差，假设该三个误差均满足阈值要求，判定注入轨道数据有效，将地面注入轨道数据引入控制系统作为星上轨道外推输入。

(4)对是否存在外系统校时数据进行判断，本次数据有效识别未收到外系统校时数据，结束本次数据有效性识别。

Claims (10)

1.一种航天器控制系统数据有效性识别方法，其特征在于：该方法用于对敏感器测量数据、执行机构测量数据、地面注入轨道数据和校时数据进行有效性识别，包括对敏感器测量数据进行有效性识别、对执行机构测量数据进行有效性识别、对地面注入轨道数据进行有效性识别、对外系统校时数据进行有效性识别。

2.根据权利要求1所述的一种航天器控制系统数据有效性识别方法，其特征在于：对敏感器测量数据进行有效性识别的方法为：

第一步，对数据源的状态标志进行识别，通常包括健康标志、通讯成功标志等。如果标志位显示有效，则进入第二步，否则判定数据无效并结束本次有敏感器数据效性识别。

第二步，对数据进行有效范围、连续性和动态性特征的识别：

1)当数据不超过其有效范围，则识别数据为有效并进入下一步骤对数据连续性判断，否则判定数据无效结束本次敏感器数据有效性识别。数据有效范围根据实际产品和使用约束确定；

2)当数据满足连续性要求时，即当前测量值与最近一次有效测量值的误差不超过阈值，识别数据为有效并进入下一步骤对数据动态性特征进行识别，否则判定数据无效结束本次敏感器数据有效性识别；

3)当数据在一定阈值时间内具有动态性，则识别数据有效并进入第三步判断是否具有冗余设计，否则判定数据无效结束本次敏感器数据有效性识别。数据具有动态性是指数据未出现不更新的常值问题，用来判断是否出现常值故障；

第三步，判断该数据来源敏感器是否具有冗余设计，是否可进行同类数据源的一致性比对。如果具备冗余设计进入第四步进行一致性判断，否则进入第五步引入第三方数据进行判定；

第四步，针对有同类冗余设计的数据来源，进行同类数据源的一致性判断，包括同类不同源测量数据的一致性判断或两同类不同源测量值相对量与理论计算相对量的一致性判断。当比对结果一致时，判断数据有效，并结束本次有效性识别。当比对结果不一致时，如果仅有两个数据源，导致无法确定无效数据源时，进入第五步引入第三方数据进行判定；如果有超过两个同类数据源且同类两两比对识别出无效数据源时，直接剔除无效数据并结束本次有效性识别。

第五步，不具备同类冗余条件的数据源或无法通过同类数据源一致性判断的数据，引入控制系统内第三方数据进行比对。当引入的数据为高可信数据时，如果比对结果超过一定阈值，则判定数据无效并结束本次有效性识别。否则，判定数据有效并结束本次有效性识别。高可信数据指经过数据有效性识别后确认有效的数据或由有效数据计算而来的可靠结果。当引入的数据为低可信度数据时，进行三取二两两一致性比对，如果比对结果超过一定阈值认为比对不一致，将两次比对结果均为不一致的数据判定为无效，其他数据判定为有效并结束本次有效性识别。

第六步，根据前五步对数据的判定结果，对输出有效数据的敏感器数据有效性标志置1，对输出无效数据的敏感器数据有效性标志置0。

3.根据权利要求2所述的一种航天器控制系统数据有效性识别方法，其特征在于：所述的第一步中，数据源的状态标志包括健康标志和通讯成功标志。

4.根据权利要求2所述的一种航天器控制系统数据有效性识别方法，其特征在于：所述的第五步中，高可信数据指经过数据有效性识别后确认有效的数据或由有效数据计算而来的结果。

5.根据权利要求2所述的一种航天器控制系统数据有效性识别方法，其特征在于：所述的第五步中，低可信数据指未经过数据有效性识别后确认有效的数据。

6.根据权利要求1所述的一种航天器控制系统数据有效性识别方法，其特征在于：对执行机构测量数据进行有效性识别的方法为：对控制力矩陀螺高速转子转速和动量轮的转子转速进行阈值判断，如果当前转速测量值与最近一次有效的转速测量值之差满足阈值要求，则判定该执行机构测量数据有效，否则判定为无效。

7.根据权利要求1所述的一种航天器控制系统数据有效性识别方法，其特征在于：对地面注入轨道数据进行有效性识别的方法为：

第一步，如果地面注入轨道数据对应时刻与当前星时的误差满足阈值要求，进入第二步，否则判定注入轨道数据无效；

第二步，如果根据地面注入轨道数据解算的地心距、半长轴与标称地心距或半长轴的误差满足阈值要求，进入第三步，否则判定注入轨道数据无效；

第三步，如果当星上使用基于位置速度的轨道计算时，如果地面注入轨道数据的绝对位置与当前星上轨道的绝对位置之间的误差满足阈值要求，进入第四步，否则判定注入轨道数据无效；

第四步，如果根据地面注入轨道数据计算所得重要轨道根数与根据轨道外推计算所得重要轨道根数之间的误差满足阈值要求，判定注入轨道数据有效，将地面注入轨道数据引入控制系统作为星上轨道外推输入，否则判定注入轨道数据无效。

8.根据权利要求1所述的一种航天器控制系统数据有效性识别方法，其特征在于：对外系统校时数据进行有效性识别的方法为：

对是否存在外系统校时数据进行判断，如果不存在外系统校时数据，直接结束本次数据有效性识别，如果存在外系统校时数据，则首先判断是否为首次从整星获取校时信息，如果是首次校时，则直接将数据判为有效并接受校时信息，对于非首次校时情况，将从外系统获取时间信息与当前系统使用时间基准做比对，满足阈值要求则识别校时数据有效，否则将相应的校时信息判为无效。

9.根据权利要求8所述的一种航天器控制系统数据有效性识别方法，其特征在于：外系统校时包括整星时统校时、GPS/GNSS接收机校时、载荷时钟校时和地面校时。

10.根据权利要求8所述的一种航天器控制系统数据有效性识别方法，其特征在于：地面校时优先，当地面校时信息与当前系统使用时间差超出阈值时，判定地面注入的校时信息有效，并更新控制系统星上时间。

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