CN112415299A - 独立监测系统，航天飞行器电气系统及监测方法 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供了一种航天飞行器电气系统的独立监测系统，航天飞行器电气系统及监测方法。独立监测系统包括：主监测单元和从监测单元；监测专用通信总线，连接在主监测单元和从监测单元之间；从监测单元用于对航天飞行器电气系统的功能模块进行监测，主监测单元用于对航天飞行器电气系统的功能模块进行监测并通过监测专用通信总线获取从监测单元的监测数据；其中，监测专用通信总线独立于航天飞行器电气系统自身的通信总线，使得独立监测系统在航天飞行器电气系统自身的通信总线出现故障的情况下保持传输监测数据。本申请实施例解决了传统的航天飞行器电气系统的监测系统在被测设备自身故障的情况下会影响监测的技术问题。

Description

独立监测系统，航天飞行器电气系统及监测方法

技术领域

本申请涉及航天飞行器电气系统的监测技术领域，具体地，涉及一种航天飞行器电气系统的独立监测系统，航天飞行器电气系统及监测方法。

背景技术

航天飞行器电气系统的技术综合与设备组成复杂度上升到一个新的高度，功能模块即插即用的开放式架构导弹电气系统为航天飞行器的易用化与复杂度矛盾提供了一个可用解决方案。但开放式架构电气系统的快速更换模式仅缩短了故障定位后的系统维护时间，未能直接减少导弹武器的故障定位时间，同时由于功能模块互换式的设计，加大了系统整体设备组成状态与工作寿命的管理难度，实时状态管理与故障监测技术等测试性技术是提升开放式架构电气系统综合性能的有效途径之一。

机内测试(BIT，Built-In Test)是提升系统可测试性的重要方法，BIT设计的植入特性与直连特性使得被测设备在不额外增加测试平台的基础上，无延迟地获取被测设备的运行状态数据，系统层级的BIT设计则大幅提升了电气系统的状态测试与故障定位能力，然而，BIT设计无法实现在被测设备自身故障的情况下有效传输故障数据。

因此，传统的航天飞行器电气系统的监测系统在被测设备自身故障的情况下会影响监测，是本领域技术人员急需要解决的技术问题。

在背景技术中公开的上述信息仅用于加强对本申请的背景的理解，因此其可能包含没有形成为本领域普通技术人员所知晓的现有技术的信息。

发明内容

本申请实施例提供了一种航天飞行器电气系统的独立监测系统，航天飞行器电气系统及监测方法，以解决传统的航天飞行器电气系统的监测系统在被测设备自身故障的情况下会影响监测的技术问题。

本申请实施例提供了一种航天飞行器电气系统的独立监测系统，包括：

主监测单元和从监测单元；

监测专用通信总线，连接在所述主监测单元和所述从监测单元之间；所述从监测单元用于对所述航天飞行器电气系统的功能模块进行监测，所述主监测单元用于对所述航天飞行器电气系统的功能模块进行监测并通过所述监测专用通信总线获取所述从监测单元的监测数据；

其中，所述监测专用通信总线独立于所述航天飞行器电气系统自身的通信总线，使得所述独立监测系统在所述航天飞行器电气系统自身的通信总线出现故障的情况下保持传输所述监测数据。

本申请实施例还提供以下技术方案：

一种航天飞行器电气系统，包括：

电气系统本体；

上述独立监测系统。

本申请实施例还提供以下技术方案：

一种航天飞行器电气系统的监测方法，包括如下步骤：

在测试或发射流程中，航天飞行器所有系统状态就绪后，所述航天飞行器的测发控系统配电；

检查与所述航天飞行器配合的地面设备状态并为独立监测系统配电；

所述独立监测系统进入实时监测工作状态后，开启所述航天飞行器电气系统配电，所述航天飞行器电气系统进入正常工作流程。

本申请实施例由于采用以上技术方案，具有以下技术效果：

主监测单元和从监测单元之间通过监测专用通信总线连接，这样，从监测单元对航天飞行器电气系统的功能模块进行监测形成监测数据，主监测单元对航天飞行器电气系统的功能模块进行监测形成监测数据且通过监测专用通信总线获取从监测单元的监测数据，即主监测单元处的监测数据包括自己监测形成的监测数据和从监测单元的监测数据。由于监测专用通信总线是独立于航天飞行器电气系统自身的通信总线的，在所述航天飞行器电气系统自身的通信总线出现故障的情况下，独立监测系统依然能够传输监测数据，从而实现了航天飞行器电气系统自身的通信总线出现故障后保持监测的准确性和有效性，进而为故障定位提供完整的故障数据输入，以进一步缩短故障诊断时间、提高故障诊断精确性。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本申请实施例的一种航天飞行器电气系统的独立监测系统的示意图；

图2为图1所示的独立监测系统对航天飞行器电气系统进行监测的示意图；

图3为图1所示的独立监测系统的监测专用通信总线和监测外接总线传输监测数据的示意图；

图4为图1所示的独立监测系统的监测电路的电路示意图；

图5为图1所示的独立监测系统的监测方法的流程图。

附图标记说明：

100独立监测系统，111主监测单元，112从监测单元，

120监测专用通信总线，130监测外接总线，

210航天飞行器电气系统的功能模块，221测量系统，222存储单元，

223测发控系统，224飞行器记录仪。

具体实施方式

为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例一

图1为本申请实施例的一种航天飞行器电气系统的独立监测系统的示意图；图2为图1所示的独立监测系统对航天飞行器电气系统进行监测的示意图。

如图1和图2所示，本申请实施例的航天飞行器电气系统的独立监测系统100，包括：

主监测单元111和从监测单元112；

监测专用通信总线120，连接在所述主监测单元111和所述从监测单元112之间；所述从监测单元112用于对所述航天飞行器电气系统的功能模块210进行监测，所述主监测单元112用于对所述航天飞行器电气系统的功能模块210进行监测并通过所述监测专用通信总线120获取所述从监测单元的监测数据；

其中，所述监测专用通信总线120独立于所述航天飞行器电气系统自身的通信总线，使得所述独立监测系统在所述航天飞行器电气系统自身的通信总线出现故障的情况下保持传输所述监测数据。

本申请实施例的航天飞行器电气系统的独立监测系统，主监测单元和从监测单元之间通过监测专用通信总线连接，这样，从监测单元对航天飞行器电气系统的功能模块进行监测形成监测数据，主监测单元对航天飞行器电气系统的功能模块进行监测形成监测数据且通过监测专用通信总线获取从监测单元的监测数据，即主监测单元处的监测数据包括自己监测形成的监测数据和从监测单元的监测数据。由于监测专用通信总线是独立于航天飞行器电气系统自身的通信总线的，在所述航天飞行器电气系统自身的通信总线出现故障的情况下，独立监测系统依然能够传输监测数据，从而实现了航天飞行器电气系统自身的通信总线出现故障后保持监测的准确性和有效性，进而为故障定位提供完整的故障数据输入，以进一步缩短故障诊断时间、提高故障诊断精确性。

实施中，如图1和图2所示，从监测单元112是多个。

如图2所示，航天飞行器电气系统的功能模块210有多个。根据需要，选择对航天飞行器电气系统的哪些功能模块进行监测，为需要监测的航天飞行器电气系统的每一个功能模块匹配一个监测单元，可能是主监测单元，也可能是从监测单元。

具体的，主监测单元和从监测单元的区别在于，主监测单元不仅具有对航天飞行器电气系统的功能模块进行监测的功能，而且具有获取从监测单元的监测数据的功能，此功能通过软件实现。

实施中，如图1和图2所示，独立监测系统还包括：

监测外接总线130，与所述主监测单元111连接，用于将所述监测数据从所述独立监测系统100传输出；

可以传输到航天飞行器电气系统的测量系统221或存储单元222或测发控系统223；以及航天飞行器的飞行器记录仪224。

主监测单元的监测数据和从监测单元的监测数据都是汇总在主监测单元处的，通过与主监测单元连接的监测外接总线，将主监测单元的监测数据和主监测单元的监测数据从独立监测系统传输出。这样，仅需要一根监测外接总线就能将主监测单元的监测数据和从监测单元的监测单元的监测数据从独立监测系统传输出去，结构简单，便于制造和组装。

以上实现了独立监测系统的数据传输的独立。

实施中，独立监测系统还包括：

第一电源转换电路，用于与所述航天飞行器的电源连接将较高电压转换为较低电压，为所述主监测单元和所述从监测单元供电；

其中，所述第一电源转换电路独立于为所述航天飞行器电气系统供电的第二电源转换电路，使得所述航天飞行器电气系统的供电出现故障的情况下保持传输所述监测数据，所述第二电源转化电路用于与所述航天飞行器的电源连接将较高电压转换为较低电压为所述航天飞行器电气系统供电。

航天飞行器的电源输出的电压是较高的电压，通过相互独立的第一电源转换电路和第二电源转化电路，实现了较高电压转换为较低电压，第一电源转换电路输出的较低电压为主监测单元和从监测单元供电，第二电源转换输出的较低电压为航天飞行器电气系统供电。即实现了独立监测系统的供电的独立。所述第一电源转换电路独立于为所述航天飞行器电气系统供电的第二电源转换电路，使得所述航天飞行器电气系统的供电出现故障的情况下保持传输所述监测数据，从而实现了航天飞行器电气系统自身的供电出现故障后保持监测的准确性和有效性。

实施中，图3为图1所示的独立监测系统的监测专用通信总线和监测外接总线传输监测数据的示意图。如图3所示，所述监测专用通信总线120采用I²C总线；

通过I²C总线120进行所述独立监测系统内的监测数据的传输，所述主监测单元111采用主从式通信发起方式依次通过所述I²C总线依次获取所述从监测单元112的监测数据。

其中，I²C总线是一种简单、双向二线制同步串行总线，只需要两根线即可在连接于总线上的器件之间传送信息。

监测专用通信总线的选择兼顾通信速率、通信距离、总线拓扑等。

实施中，如图3所示，所述监测外接总线130采用RS422总线；

所述主监测单元111用于将所述从监测单元的监测数据与所述主监测单元的监测数据共同进行组合编帧后，通过所述RS422总线传输出。

实施中，图4为图1所示的独立监测系统的监测电路的电路示意图。如图4所示，所述主监测单元和所述从监测单元包括监测电路；所述监测电路集成AD接口，I²C接口，UART接口，SPI接口，GPIO接口。

监测电路集成有多类型的接口，能够实现数据的传输。监测电路的核心处理单元为低功耗单片机，单片机上集成AD接口，I2C接口，UART接口，SPI接口，GPIO接口等外设接口，实现各参数的采集。

针对航天飞行器电气系统组成，依据飞行器任务指标需求，确定独立监测系统对电气系统组成设备的监测覆盖范围，提取各组成设备需监测、可监测的参数类型及含义，具体包括但不限于影响飞行器电气系统工作状态的电气设备内部需要采集的温度、湿度、气压等环境信息，能够表征电气系统工作状态的电压、标志等状态信息，能够表征电气系统工作阶段的特定状态信息等。

监测参数确定还包括对参数的数据类型进行设计，为了便于数据组合、传输和解析，监测参数按照以下方式进行数据类型设计：

实施中，所述主监测单元和所述从监测单元监测的参数包括环境信息，所述环境参数包括温度，湿度；

其中，温度数据的数据类型采用INT16，精度为0.01摄氏度；

湿度数据的数据类型采用UINT16，精度为0.01％。

实施中，所述主监测单元和所述从监测单元监测的参数还包括表征所述航天飞行器电气系统工作状态的状态信息，表征所述航天飞行器电气系统工作状态的状态信息包括电压，电流；

其中，电压数据的数据类型采用INT16，精度为0.01伏特；

电流数据的数据类型采用INT16，精度为0.01安培。

实施中，所述主监测单元和所述从监测单元监测的参数还包括表征所述航天飞行器电气系统工作阶段的特定状态信息，时间；

其中，特定状态信息数据的数据类型采用UINT8；

时间数据的数据类型采用UINT16或UINT32，精度为1s或1ms；

字符数据使用CHAR。

本申请实施例的航天飞行器电气系统的独立监测系统可以为航天飞行器控制系统，测量系统，伺服系统，导引头系统等提供监测。

独立监测系统还包括与飞行器电气系统的接口设计，具体为独立监测系统的监测数据通过何种方式传输到地面解析设备，采用通过飞行器遥测系统及飞行器记录仪等设备进行数据的存储与转发，在地面数据处理软硬件中进行数据的事后分析与历史数据统计。

实施例二

本申请实施例的一种航天飞行器电气系统，包括：

电气系统本体；

实施例一所述的独立监测系统。

实施例三

图5为图1所示的独立监测系统的监测方法的流程图。本申请实施例的航天飞行器电气系统的监测方法，是实施例二的航天飞行器电气系统的监测方法，如图5所示，包括如下步骤：

在测试或发射流程中，航天飞行器所有系统状态就绪后，所述航天飞行器的测发控系统配电；

检查与所述航天飞行器配合的地面设备状态并为独立监测系统配电；

所述独立监测系统进入实时监测工作状态后，开启所述航天飞行器电气系统配电，所述航天飞行器电气系统进入正常工作流程。

实施中，监测方法还包括以下步骤：

通过所述独立监测系统将监测数据传输至与所述航天飞行器配合的地面测量系统，所述地面测量系统实时显示所述独立监测系统的实时监测数据：

当出现已知安全性或其他严重异常时，通过所述测发控系统对所述航天飞行器电气系统进行手动紧急断电；

当所述地面测量系统显示正常或无严重异常时，在所述航天飞行器测试结束后，所述航天飞行器电气系统下电，所述独立监测系统下电以及所述测发控系统下电；

测试结束后，将记录设备存储的监测数据及地面测量设备接收的监测数据组合导出到独立监测系统的地面解析设备进行解析。

进行测试后处理给出独立监测系统对该项测试的结果评估，根据评估结果给出故障原因定位或航天飞行器电气系统改进建议。

监测方法具有实时性，可以依据独立监测系统采集的电气系统实时监测数据，对电气系统工作状态进行判断，给出航天飞行器电气系统是否正常以及是否可以进行下一步测试的判据。

该方法具有统计性，可以依据独立监测系统采集的电气系统的工作环境、状态数据，进行深层次数据挖掘和数据关联性分析，进而得到与航天飞行器健康状态相关的参数以及参数与健康状态的关联模型，以进行航天飞行器健康状态预测，同时为航天飞行器设计方案提供改进数据支撑。

在独立监测系统测试完成后，对监测数据处理的方式如下：

独立监测系统为监测数据设计了实时处理与事后处理两种模式，实时处理模式在飞行器电气系统内完成，关键内容为参数门限设计，参数门限通过两次以上迭代设计达到最优，一次门限设计通过对器件手册中提及的相关门限和测量误差进行叠加，得到初始门限值，二次迭代指在独立监测系统实际应用后，依据测量所得的历史统计值得到与本型号飞行器电气系统性能相关度更高的参数门限，实时处理即为将当前实时测量值与参数门限值进行比较判别，给出当前航天飞行器电气系统工作状态评估。

事后处理指在一次测试结束后，将该次测试的监测数据及历史的监测数据进行横向关联性分析与纵向数据挖掘，采用基于状态模型的模式识别、基于神经网络的状态评估或其他智能状态诊断方法，得到飞行器电气系统当前健康状态及寿命预测评估值，为飞行器的维修保障和技术升级提供准确数据支撑。

在本申请及其实施例的描述中，需要理解的是，术语“顶”、“底”、“高度”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

在本申请及其实施例中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是通信；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

在本申请及其实施例中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

上文的公开提供了许多不同的实施方式或例子用来实现本申请的不同结构。为了简化本申请的公开，上文中对特定例子的部件和设置进行描述。当然，它们仅仅为示例，并且目的不在于限制本申请。此外，本申请可以在不同例子中重复参考数字和/或参考字母，这种重复是为了简化和清楚的目的，其本身不指示所讨论各种实施方式和/或设置之间的关系。此外，本申请提供了的各种特定的工艺和材料的例子，但是本领域普通技术人员可以意识到其他工艺的应用和/或其他材料的使用。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (12)

1.一种航天飞行器电气系统的独立监测系统，其特征在于，包括：

主监测单元和从监测单元；

监测专用通信总线，连接在所述主监测单元和所述从监测单元之间；所述从监测单元用于对所述航天飞行器电气系统的功能模块进行监测，所述主监测单元用于对所述航天飞行器电气系统的功能模块进行监测并通过所述监测专用通信总线获取所述从监测单元的监测数据；

其中，所述监测专用通信总线独立于所述航天飞行器电气系统自身的通信总线，使得所述独立监测系统在所述航天飞行器电气系统自身的通信总线出现故障的情况下保持传输所述监测数据。

2.根据权利要求1所述的独立监测系统，其特征在于，还包括：

监测外接总线，与所述主监测单元连接，用于将所述监测数据从所述独立监测系统传输出。

3.根据权利要求2所述的独立监测系统，其特征在于，还包括：

第一电源转换电路，用于与所述航天飞行器的电源连接将较高电压转换为较低电压，为所述主监测单元和所述从监测单元供电；

其中，所述第一电源转换电路独立于为所述航天飞行器电气系统供电的第二电源转换电路，使得所述航天飞行器电气系统的供电出现故障的情况下保持传输所述监测数据，所述第二电源转化电路用于与所述航天飞行器的电源连接将较高电压转换为较低电压为所述航天飞行器电气系统供电。

4.根据权利要求3所述的独立监测系统，其特征在于，所述监测专用通信总线采用I²C总线；

通过I²C总线进行所述独立监测系统内的监测数据的传输，所述主监测单元采用主从式通信发起方式依次通过所述I²C总线依次获取所述从监测单元的监测数据。

5.根据权利要求4所述的独立监测系统，其特征在于，所述监测外接总线采用RS422总线；

所述主监测单元将获取的所述从监测单元的监测数据与所述主监测单元的监测数据共同进行组合编帧后，通过所述RS422总线传输出。

6.根据权利要求5所述的独立监测系统，其特征在于，所述主监测单元和所述从监测单元包括监测电路；所述监测电路集成AD接口，I²C接口，UART接口，SPI接口，GPIO接口。

7.根据权利要求6所述的独立监测系统，其特征在于，所述主监测单元和所述从监测单元监测的参数包括环境信息，所述环境参数包括温度，湿度；

其中，温度数据的数据类型采用INT16，精度为0.01摄氏度；

湿度数据的数据类型采用UINT16，精度为0.01％；

字符数据使用CHAR。

8.根据权利要求7所述的独立监测系统，其特征在于，所述主监测单元和所述从监测单元监测的参数还包括表征所述航天飞行器电气系统工作状态的状态信息，表征所述航天飞行器电气系统工作状态的状态信息包括电压，电流；

其中，电压数据的数据类型采用INT16，精度为0.01伏特；

电流数据的数据类型采用INT16，精度为0.01安培。

9.根据权利要求8所述的独立监测系统，其特征在于，所述主监测单元和所述从监测单元监测的参数还包括表征所述航天飞行器电气系统工作阶段的特定状态信息，时间；

其中，特定状态信息数据的数据类型采用UINT8；

时间数据的数据类型采用UINT16或UINT32，精度为1s或1ms。

10.一种航天飞行器电气系统，其特征在于，包括：

电气系统本体；

权利要求1至9任一所述的独立监测系统。

11.一种权利要求10所述的航天飞行器电气系统的监测方法，其特征在于，包括如下步骤：

在测试或发射流程中，航天飞行器所有系统状态就绪后，所述航天飞行器的测发控系统配电；

检查与所述航天飞行器配合的地面设备状态并为独立监测系统配电；

所述独立监测系统进入实时监测工作状态后，开启所述航天飞行器电气系统配电，所述航天飞行器电气系统进入正常工作流程。

12.根据权利要求11所述的监测方法，其特征在于，还包括以下步骤：

通过所述独立监测系统将监测数据传输至与所述航天飞行器配合的地面测量系统，所述地面测量系统实时显示所述独立监测系统的实时监测数据：

当出现已知安全性或其他严重异常时，通过所述测发控系统对所述航天飞行器电气系统进行手动紧急断电；

当所述地面测量系统显示正常或无严重异常时，在所述航天飞行器测试结束后，所述航天飞行器电气系统下电，所述独立监测系统下电以及所述测发控系统下电。

Images