CN112363410B - 航天器智能自主控制研究与验证系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器智能自主控制研究与验证系统，系统由航天器动力学仿真器、智能自主控制器、器件模拟器以及航天器运动状态三维动态显示终端四部分组成。在研究与验证系统中，直接引入嵌入式航天器控制处理单元作为控制计算机，实现了对航天器智能自主控制的半实物仿真。本发明具有以下优点：综合考虑了航天器在轨运行受到的复杂动力学环境和控制系统设备单机特性；采用了基于高频广播和请求应答相结合的数据交换方式，确保了智能自主控制器数据交换的实时性和可靠性；提供了控制系统单机设备故障自主检测和处理方案，可验证控制自主应急策略；可对控制算法、时序调度、设备访问管理等全方面的测试和验证，系统构建成本低，实用性较强。

Description

航天器智能自主控制研究与验证系统

技术领域

本发明属于智能自主控制研究与验证系统与方法领域，尤其涉及一种航天器智能自主控制研究与验证系统。

背景技术

控制系统是航天器最关键的分系统，主要完成航天器的飞行控制、任务管理规划等功能，是航天器的大脑和灵魂。由于控制系统通常由控制计算单元、控制软件以及众多传感器和执行器设备，且需要与其它分系统进行繁复的信息交互，导致控制系统组成和接口都较为复杂，是出现异常或故障概率最大的分系统。为了保证航天器控制系统能够可靠正常的工作，需要在研制过程中对其进行充分的测试和验证。

在开展航天器智能自主控制研究中，建立相应的验证系统，对确保控制算法的正确可靠性至关重要。由于航天器是在太空中特定的轨道和引力约束下运行，在地面上模拟其运行环境是一个重要的挑战。通常有三种实现方式：数字仿真、实物仿真和半实物仿真。其中数字仿真是通过建立航天器运行动力学模型、执行器模型以及传感器模型来实现的，是纯数字化的模拟方法，可以对控制系统的算法、功能、流程进行测试检验，但很难验证系统的时序调度、接口访问、设备管理等功能。实物仿真中，利用气浮台等装置模拟航天器在太空中零重力状态，利用太阳模拟器、星模拟器、磁环境模拟器等装置模拟控制系统各种传感设备的输入，从而形成闭环的控制系统。实物仿真是对航天器在轨运行状态最逼近的一种模拟测试，但其系统复杂，需要大量设备和时间才能实现，总体付出代价较高。半实物仿真是在数字仿真中引入部分实物单机来实现的。一般会将控制计算机引入半实物仿真闭环，从而可以对控制系统实时性、接口访问等进行验证，避免了全数字仿真的不足和实物仿真的复杂。

面向航天器智能自主控制问题，构建研究与验证系统，是全新的问题，利用已有的相关技术实现需要解决的问题有：

1.基于半实物仿真构建航天器智能自主控制研究与验证系统，可以对控制系统进行较为全面的测试与验证，但需要突破智能自主控制器与仿真器之间实时性数据交互；

2.需要满足智能自主控制的验证需要，包括要能开展自主在轨控制任务和自主应急策略的测试。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术的不足，提供一种航天器智能自主控制研究与验证系统，用于解决以下问题：

1.航天器智能自主控制的算法开发、测试以及系统集成验证；

2.半实物仿真中智能自主控制器数据的实时和可靠通信问题；

3.航天器智能自主控制中单机的自主故障检测与处理测试问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明公开了一种航天器智能自主控制研究与验证系统，该系统包括航天器动力学仿真器、智能自主控制器、器件模拟器以及航天器运动状态三维动态显示终端等四部分；

S1，所述的航天器动力学仿真器：综合考虑了航天器在轨运行受到的空间力和力矩作用，其中空间力主要有地球中心引力和空间摄动力，空间力矩主要有重力梯度力矩和气动力矩；结合智能自主控制器输出的控制量，采用高效的数值计算积分器，数值计算得到航天器当前的运动状态。

S2，所述的智能自主控制器：由嵌入式计算机和控制计算软件两部分组成，可直接对控制系统的敏感器、执行器进行管理和访问控制，是负责航天器平台飞行控制和任务控制的模块。

S3，所述的器件模拟器：包括器件特性模拟模型和接口设备两部分，其中器件特性模拟模型主要是利用数学模型模拟单机设备输出的物理量特性，如光纤陀螺输出的角速率特性；接口设备主要是等效单机设备的输入/输出接口特性，包括设备实际物理接口和接口通信协议。

S4，所述的航天器运动状态三维动态显示终端：利用动力学仿真器输出的运动状态量信息，驱动航天器三维模型，从而实时展示航天器在太空中的运动状态，为航天器智能自主控制研究与验证提供直观高效的评估途径。

进一步地，所述航天器动力学仿真器中，空间摄动力包括大气阻力摄动力、地球非球形引力摄动力、太阳光压摄动力以及太阳、月球三体引力摄动力；在综合计算精度和计算复杂度的基础上，优选4×4阶的引力场模型计算地球非球形引力摄动力。

进一步地，所述航天器动力学仿真器中，为了保证数值计算的效率和稳定性，采用4阶Adams-Bashforth-Moulton预估矫正多步积分方法来确定航天器的运动状态；在4阶预估矫正积分法的每步积分计算中，只需对空间摄动力进行一次计算，减少了摄动力的计算次数，有利于提高计算效率。

进一步地，为了保证航天器智能自主控制研究与验证系统能够进行变轨机动和姿态机动等飞行控制测试，设计的动力学仿真器可以同时接受推力、力矩、飞轮转速、控制磁矩等控制量输入。

设计的航天器动力学仿真器可以接受的控制量输入包括推力、控制力矩、飞轮转速、控制磁矩等，能够同时实现对航天器变轨机动和姿态机动的动力学仿真。

进一步地，所述智能自主控制器的实现方案为：采用嵌入式计算机作为智能自主控制器的控制计算机，保持与航天器的星载计算机一致，以检验控制器的实时性、对计算资源的需求，从而确保控制系统满足实际在轨处理的要求。智能自主控制器具备自主确定航天器姿态，自主阻尼控制、寻日指向控制和三轴稳定对日指向控制等自主飞行控制能力，并提供了控制接口，方便后续自主控制功能的开发。

进一步地，所述智能自主控制器具备单机自主故障检测和处理能力，即综合控制系统单机的输出数据和工作状态，确定单机是否正常工作，并给出软件复位、断电重启和故障剔除的处置方案；当首次发现单机工作异常时，进行软件复位或断电重启；当异常累计超过两次及以上，则进行故障剔除。

进一步地，所述智能自主控制器中，单机自主故障检测由控制软件在每个控制周期采集单机数据时进行；单机数据异常检测或工作状态异常检测过程中，当异常次数累计超过设定上限时，触发故障标识FDSetX置1；异常次数累计的方法是：当累计的总异常次数小于上限值时，一旦出现一次异常，则累计的总异常次数加1；当累计的总异常次数小于上限值且大于0时，一旦异常消失，则累计的总异常次数减1；当累计的总异常次数大于上限值时，则累计的总异常次数置为上限值加1；对每个单机X设置允许故障检测标识FDPermitX，以避免对已确认永久故障的单机进行故障检测。

进一步地，所述器件模拟器的实现方法为：首先，根据控制系统单机设备的工作特性，建立模拟设备输出的数学模型，如模拟光纤陀螺的数学模型应能够反应陀螺零偏、随机游走等特性；然后，针对控制设备的具体通信接口和协议，将模拟器配置为相应的通信接口，并根据协议对模拟器的输出进行编码和传输。

进一步地，采用一种基于高频广播和请求应答相结合的数据交换方式，确保智能自主控制器数据采集的实时性，具体实现方案为：

(1)动力学仿真器提供航天器位置、速度、姿态和角速度等运动状态信息给器件模拟器，器件模拟器根据运动状态信息模拟生成敏感器的输出数据；器件模拟器则根据控制器生成的控制指令，模拟生成执行器的输出，并传递给动力学仿真器。

(2)动力学仿真器与器件模拟器之间采用高频广播的形式交换数据，该数据交换频率应大于控制器控制频率的10倍。器件模拟器与智能自主控制器之间采用请求应答方式进行数据交换，可以确保数据传输的可靠性。

本发明的有益效果是：

1、本发明采用半实物方式构建航天器智能自主控制研究与验证系统，将由嵌入式控制计算机和控制软件构成的智能自主控制器引入闭环，实现对控制算法、时序调度、设备访问管理等全方面的测试和检验，系统构建成本低，实用性较强；

2、本发明中基于高频广播和请求应答相结合的数据交换方式，确保了智能自主控制器数据交换的实时性和可靠性，是一种创新的实用性数据传递方式；

3、本发明中的器件模拟器接口和通信协议跟实物单机保持一致，测试试验中可以灵活地利用实物单机替换器件模拟器，实用性较强。

附图说明

图1为航天器智能自主控制研究与验证系统框架图；

图2为动力学仿真器实现航天器运动状态的更新流程；

图3为智能自主控制器单机的故障自主检测和处理流程；

图4为器件模拟器与动力学仿真器之间的高频率广播数据交换方式；

图5为航天器三维动态显示终端的状态示意图。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明提供一种航天器智能自主控制研究与验证系统，由4个部分构成：航天器动力学仿真器、智能自主控制器、器件模拟器以及航天器运动状态三维动态显示终端，如图1所示。各部分的实现方案如下：

S1，航天器动力学仿真器，首先，根据航天器的初始运动状态，计算航天器受到的地球中心引力、空间摄动力和空间力矩；然后，结合智能自主控制器输出的控制量，利用数值计算方法积分得到航天器的空间6自由度运动状态；最后，更新航天器运动状态，作为下一个控制周期的输入。

本步骤中，航天器动力学仿真器包含的空间摄动力有大气阻力摄动力、地球非球形引力摄动力、太阳光压摄动力以及太阳、月球三体引力摄动力。在综合计算精度和计算复杂度的基础上，优选4×4阶的引力场模型计算地球非球形引力摄动力；数值积分模型为4阶阿达姆斯(Adams-Bashforth)预估矫正积分模型。

航天器动力学仿真器实现航天器运动状态更新的流程如图2所示。其中地球非球形引力摄动力采用下述计算方法：地球非球形摄动势函数通常用球谐函数展开，表达式为：

式中μ_E是地球引力常数；n和m分别是地球引力场模型的阶数和次数；

为航天器在地球固连坐标系内的位置坐标，分别对应地心距、地理经度和地理纬度；R_E为地球平均半径；P_nm(·)为缔合勒让德多项式；C_nm、S_nm为地球引力场系数，由地球的质量分布情况决定。

定义地球固连坐标系(x_B,y_B,z_B)，原点位于地心；x_B轴在赤道平面内，指向本初子午线；z_B轴垂直于赤道面，指向地理北极；y_B轴构成右手坐标系。在地球非球形摄动力作用下，航天器运动加速度在地球固连坐标系中的分量表达式为：

式中x、y和z是碎片位置矢量在地球固连坐标系中分量，

和

是不同阶次的地球非球形摄动力加速度在地球固连坐标系中分量。引入中间变量V_nm和W_nm：

利用变量V_nm和W_nm，式(2)中

和

可利用下述迭代公式计算：

式中中间变量V_nm和W_nm的迭代计算公式为：

式(7)和(8)的初始迭代启动项为：

利用公式(2)-(9)，能够计算出n×m阶次引力场模型所对应的非球形摄动力加速度，计算过程中选取n＝m＝4。

航天器动力学仿真器中，采用的4阶阿达姆斯(Adams-Bashforth)预估矫正积分模型为：

(1)采用4阶龙格-库塔方法初始化积分器：

针对初值问题：

其中：t是时刻；y是状态变量，如航天器的位置和速度矢量的坐标；

是状态变量y的导数；f(t,y)是约束函数，如航天器受到大气阻力加速度、地球非球形引力摄动力加速度以及太阳光压摄动力加速度等；t_n表示离散化后的不同时刻；y_n是第n个时刻状态变量的取值。

龙格-库塔积分公式为：

其中：h＝t_n+1-t_n，为积分步长；k为积分式所取的阶数，当取值为4的时候即为4阶龙格-库塔初始化方法；C_i,a_i,b_ij均为已知的常数项。

设已知4个时刻的函数值分别为f_i-3,f_i-2,f_i-1,f_i，则i+1时刻y的近似估计值为：

S2，智能自主控制器：由嵌入式计算机和控制计算软件两部分组成，可直接对控制系统的敏感器、执行器进行管理和访问控制，是负责航天器平台飞行控制和任务控制的模块。

智能自主控制器实现方法为：采用嵌入式计算机作为智能自主控制器的控制计算机，保持与航天器的星载计算机一致，以检验控制器的实时性、对计算资源的需求，从而确保控制系统满足实际在轨处理的要求。智能自主控制器具备自主确定航天器姿态，自主阻尼控制、寻日指向控制和三轴稳定对日指向控制等自主飞行控制能力，并提供了控制接口，方便后续自主控制功能的开发。

智能自主控制器还具备单机自主故障检测和处理能力，即综合控制系统单机的输出数据和工作状态，确定单机是否正常工作，并给出软件复位、断电重启和故障剔除的处置方案；当首次发现单机工作异常时，进行软件复位或断电重启；当异常累计超过两次及以上，则进行故障剔除。

控制器单机的故障自主检测和处理流程如图3所示。单机故障检测由控制软件在每个控制周期采集单机数据时进行。单机故障检测算法必须简单高效，尽可能减小计算量。单机故障检测主要基于数据异常检测和工作状态异常检测来实现，其中工作状态包括数据有效状态、通信状态和配电状态。数据异常主要体现为不连续、不相容、越界、静滞等。状态异常主要体现在单机的数据状态字、通信超时、遥测电流等出现异常。单机数据异常检测或工作状态异常检测过程中，当异常次数累计超过设定上限时，触发故障标识FDSetX置1；单次数据或状态异常不会触发故障标识FDSetX置1，只有当异常次数累计超过设定的上限时才会将故障标识FDSetX置1。异常次数累计的方法是：当累计的总异常次数小于上限值时，一旦出现一次异常，则累计的总异常次数加1；当累计的总异常次数小于上限值且大于0时，一旦异常消失，则累计的总异常次数减1；当累计的总异常次数大于上限值时，则累计的总异常次数置为上限值加1。

对每个单机X设置允许故障检测标识FDPermitX，可避免对已确认永久故障的单机进行故障检测。控制系统工作时，各姿控单机的故障状态设定标识FDSetX均初始化为0(即认为各单机无故障)、允许故障检测标识FDPermitX均初始化为1(即允许进行故障检测)。

S3，器件模拟器：包括器件特性模拟模型和接口设备两部分，其中器件特性模拟模型主要是利用数学模型模拟单机设备输出的物理量特性；接口设备则是等效单机设备的输入/输出接口特性，包括设备实际物理接口和接口通信协议。

器件模拟器和动力学仿真器采用工业通信网络进行数据交互。器件模拟器首先从动力学仿真器获取航天器运动状态数据；然后，根据设备输出的物理量和设备接口特性，模拟设备的输出，与智能自主控制器交换数据；最后将控制器输出的控制量反馈给动力学仿真器，形成控制回路。器件模拟器与动力学仿真器之间以高频率广播的形式进行数据交换，数据交换过程如图4所示，该数据交换频率应大于控制器控制频率的10倍。器件模拟器与智能自主控制器之间采用请求应答的方式进行数据交换，即智能自主控制器首先发送数据请求包，模拟器收到请求包后返回数据包，然后控制器再收到数据包。

S4，航天器运动状态三维动态显示终端：利用动力学仿真器输出的运动状态量信息，驱动航天器三维模型，实时展示航天器在太空中的6自由度运动状态。三维动态显示终端的实例效果如图5所示。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种航天器智能自主控制研究与验证系统，其特征在于，该系统包括航天器动力学仿真器、智能自主控制器、器件模拟器以及航天器运动状态三维动态显示终端四部分，支持对控制系统开展完备的地面试验和研究；

S1，所述航天器动力学仿真器：综合考虑航天器在轨运行受到的空间力和力矩作用，其中空间力主要有地球中心引力和空间摄动力，所述空间摄动力包括大气阻力摄动力、地球非球形引力摄动力、太阳光压摄动力以及太阳、月球三体引力摄动力；利用4×4阶的引力场模型计算地球非球形引力摄动力；空间力矩主要有引力梯度力矩和气动力矩；结合智能自主控制器输出的控制量，采用数值计算积分器，数值计算得到航天器当前运动状态，具体为：采用4阶Adams-Bashforth-Moulton预估矫正多步积分方法来确定航天器的运动状态；所述航天器动力学仿真器的控制量输入包括推力、力矩、飞轮转速、控制磁矩，能够同时实现对航天器变轨机动和姿态机动的动力学仿真；

地球非球形引力摄动力采用下述计算方法：地球非球形摄动势函数用球谐函数展开，表达式为：

式中μ_E是地球引力常数；n和m分别是地球引力场模型的阶数和次数；

为航天器在地球固连坐标系内的位置坐标，分别对应地心距、地理经度和地理纬度；R_E为地球平均半径；P_nm(·)为缔合勒让德多项式；C_nm、S_nm为地球引力场系数，由地球的质量分布情况决定；

定义地球固连坐标系(x_B,y_B,z_B)，原点位于地心；x_B轴在赤道平面内，指向本初子午线；z_B轴垂直于赤道面，指向地理北极；y_B轴构成右手坐标系；在地球非球形摄动力作用下，航天器运动加速度在地球固连坐标系中的分量表达式为：

式中x、y和z是碎片位置矢量在地球固连坐标系中分量，

和

是不同阶次的地球非球形摄动力加速度在地球固连坐标系中分量；引入中间变量V_nm和W_nm：

利用变量V_nm和W_nm，式(2)中

和

利用下述迭代公式计算：

式中中间变量V_nm和W_nm的迭代计算公式为：

式(7)和式(8)的初始迭代启动项为：

利用公式(2)-(9)，能够计算出n×m阶次引力场模型所对应的非球形摄动力加速度，计算过程中选取n＝m＝4；

航天器动力学仿真器中，采用的4阶阿达姆斯预估矫正积分模型为：

(1)采用4阶龙格-库塔方法初始化积分器：

针对初值问题：

其中：t是时刻；y是状态变量，包括航天器的位置和速度矢量的坐标；

是状态变量y的导数；f(t,y)是约束函数，包括航天器受到大气阻力加速度、地球非球形引力摄动力加速度以及太阳光压摄动力加速度；t_n表示离散化后的不同时刻；y_n是第n个时刻状态变量的取值；

龙格-库塔积分公式为：

其中：h＝t_n+1-t_n，为积分步长；k为积分式所取的阶数，当取值为4的时候即为4阶龙格-库塔初始化方法；C_i,a_i,b_ij均为已知的常数项；

设已知4个时刻的函数值分别为f_i-3,f_i-2,f_i-1,f_i，则i+1时刻y的近似估计值为：

S2，所述智能自主控制器：由嵌入式计算机和控制计算软件两部分组成，能够直接对控制系统的敏感器、执行器进行管理和访问控制，是负责航天器平台飞行控制和任务控制的模块；

所述智能自主控制器的实现方案为：采用嵌入式计算机作为智能自主控制器的控制计算机，保持与航天器的星载计算机一致，以检验控制器的实时性、对计算资源的需求，从而确保控制系统满足实际在轨处理的要求；所述智能自主控制器具备自主确定航天器姿态，自主阻尼控制、寻日指向控制和三轴稳定对日指向控制这些自主飞行控制能力，并提供控制接口，方便后续自主控制功能的开发；

所述智能自主控制器具备单机自主故障检测和处理能力，即综合控制系统单机的输出数据和工作状态，确定单机是否正常工作，并给出软件复位、断电重启和故障剔除的处置方案；当首次发现单机工作异常时，进行软件复位或断电重启；当异常累计超过两次及以上，则进行故障剔除；

所述单机自主故障检测由控制软件在每个控制周期采集单机数据时进行；单机数据异常检测或工作状态异常检测过程中，当异常次数累计超过设定上限时，触发故障标识FDSetX置1；异常次数累计的方法是：当累计的总异常次数小于上限值时，一旦出现一次异常，则累计的总异常次数加1；当累计的总异常次数小于上限值且大于0时，一旦异常消失，则累计的总异常次数减1；当累计的总异常次数大于上限值时，则累计的总异常次数置为上限值加1；对每个单机X设置允许故障检测标识FDPermitX，以避免对已确认永久故障的单机进行故障检测；

S3，所述器件模拟器：包括器件特性模拟模型和接口设备两部分，其中器件特性模拟模型主要是利用数学模型模拟单机设备输出的物理量特性；接口设备则是等效单机设备的输入/输出接口特性，包括设备实际物理接口和接口通信协议；所述器件模拟器的实现方法为：首先，根据控制系统单机设备的工作特性，建立模拟设备输出的数学模型；其次，配置模拟器具有与控制器建立通信的接口及其通信协议；

所述航天器动力学仿真器和所述器件模拟器采用工业通信网络进行数据交互；动力学仿真器提供航天器位置、速度、姿态和角速度这些运动状态信息给器件模拟器，器件模拟器根据运动状态信息模拟生成敏感器的输出数据；所述动力学仿真器与器件模拟器之间采用高频广播的形式交换数据，该数据交换频率应大于控制器控制频率的10倍；所述器件模拟器根据智能自主控制器生成的控制指令，模拟生成执行器的输出，并传递给动力学仿真器；所述器件模拟器与智能自主控制器之间采用请求应答方式进行数据交换，以确保数据传输的可靠性；

S4，所述航天器运动状态三维动态显示终端：利用动力学仿真器输出的运动状态量信息，驱动航天器三维模型，从而实时展示航天器在太空中的运动状态。

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