CN116203332A - 基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，包括将运载火箭控制系统中的关键模块等效为算法模型；所述关键模块包括惯组、箭机、伺服控制器和伺服机构；将采集数据输入算法模型，各算法模型根据采集数据进行仿真计算，输出目标参数的模型计算值；获取各关键模块输出的目标参数的实际采集值，得到实际采集值与模型计算值的残差；根据所述残差判断各关键模块或总线的故障情况。本发明能够对三模冗余实时总线数据进行在线测试验证，达到了快速、准确的工程应用效果。

Description

基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法

技术领域

本发明属于运载火箭控制系统试验与测试技术领域，具体涉及一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法。

背景技术

MIL-STD-1553B总线是在70年代末为适应飞机的发展提出的飞机内部电子系统联网的标准，广泛应用于航空工业中。由于它的高可靠性、灵活性，逐渐在运载火箭、航天飞机、卫星、空间站等有高可靠性要求的民用设施等系统中得到运用。

新一代运载火箭采用基于1553B总线的数字通信控制方式，各箭上的智能单机都采用1553B总线接口进行通信。输入输出信号均通过1553B总线进行传输。箭载计算机(简称箭机)作为控制中枢，主要进行导航、制导、姿控运算发送伺服摆动指令，控制伺服机构进行摇摆。控制系统算法复杂，实时性要求高，耦合性强，形成大量的总线数据，总线数据在线实时判读存在难题。三冗余工况下如何应对快速进行故障诊断测试和故障快速定位方面存在难题。

发明内容

本发明的目的在于克服上述缺陷，提供一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，解决了三模冗余实时总线数据难以进行在线测试验证的问题，本发明达到了快速、准确的工程应用效果。

为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：

一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，包括：

将运载火箭控制系统中的关键模块等效为算法模型；所述关键模块包括惯组、箭机、伺服控制器和伺服机构；

将采集数据输入算法模型，各算法模型根据采集数据进行仿真计算，输出目标参数的模型计算值；

获取各关键模块输出的目标参数的实际采集值，得到实际采集值与模型计算值的残差；

根据所述残差判断各关键模块或总线的故障情况。

进一步的，算法模型与关键模块具有相同的输入输出接口，且采用同样的通信协议。

进一步的，惯组算法模型的输入为实时姿态，输出为惯组脉冲；

箭机算法模型对箭机的飞行控制功能进行仿真，输入为惯组脉冲，输出为伺服摆动指令；

伺服控制器算法模型对伺服控制器的控制律进行仿真，输入为伺服摆动指令，输出为伺服驱动指令；

伺服机构算法模型对伺服机构的工作特性进行仿真，输入为伺服驱动指令，输出为伺服反馈。

进一步的，得到实际采集值与模型计算值的残差的方法为：

将各关键模块的实际采集值和模型计算值的时间轴进行统一，计算同一时刻实际采集值和模型计算值的残差。

进一步的，根据所述残差判断各关键模块的故障情况的方法为：

判断所述残差是否处于预设门限范围内，当所述残差处于预设门限范围内，则各关键模块工作正常，当所述残差未处于预设门限范围内，则各关键模块中至少存在一个模块或总线发生故障。

进一步的，所述门限包括上下限门限、成功包络线或动态趋势曲线。

进一步的，当所述残差未处于预设门限范围内时，根据如下方法判断各关键模块是否发生故障：

当惯组、伺服控制器、伺服机构的实际采集值与模型计算值的残差未处于预设门限范围内，且箭机的实际采集值与模型计算值的残差处于预设门限范围内，则惯组故障；

伺服控制器采集值输入正常，输出异常；伺服控制器算法模型输出正常，但是伺服机构反馈异常，但是和伺服机构的异常输入一致，则判定为伺服控制器异常；

伺服机构的采集值和反馈值超门限，且摆角输入指令正常，则判定为伺服机构异常。

进一步的，针对有标准模型的目标参数使用上下限门限进行判别；针对难以确定上下限门限的目标参数采用动态趋势曲线判别。

进一步的，还包括，根据惯组或箭机算法模型输出的三路目标参数计算值之间的偏差判断惯组或箭机的三模冗余是否发生故障。

进一步的，对于连续型的目标参数，采用滑动窗口的方式获得该目标参数的观测周期累计量，计算实际采集值与模型计算值的残差；

对于开关型的目标参数，对每一拍的目标参数输出计算残差，根据残差判每一拍开关输出的正确性，并判断是否有箭机多发、漏发控制指令的情况；

对于周期性的目标参数，需要三冗余表决的，箭机与飞行软件仿真模块对每一拍的目标参数进行在线判断比对，判断表决算法计算的正确性，防止中断冲突导致数据错拍的情况。

本发明与现有技术相比具有如下至少一种有益效果：

(1)本发明创造性的提出一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，利用关键模块等效算法模型，实现了三模冗余实时总线数据的实时验证，能够实时获取各模块的故障情况；

(2)本发明采用残差的方式判断理论值与实际采集值是否一致，并给出了各故障情况的具体辨别方式，判别结果准确、可靠、迅速；

(3)本发明考虑了总线数据的多样性，对不同数据类型采用了不同的门限和残差计算方式，提高了数据判别结果的准确性。

附图说明

图1为本发明各关键模块的等效算法模型示意图。

具体实施方式

下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

本发明提供一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，包括如下步骤：

步骤1：对控制系统关键模块进行算法模型等效，提取输入输出有效数据；

步骤2：使用采集数据运行算法模型进行镜像计算；

步骤3：从采集数据中提取输出信号，并与模型计算值实时比对，计算二者残差；

步骤4：通过指标门限和趋势比较采集值和计算值一致性；

步骤5：同一时间基准下比较三模的一致性和差异性。

步骤1中，关键模块包括惯性敏感输出模块、箭载计算机飞行控制模块，伺服控制器模块，伺服机构输出模块；各关键模块可替换实行虚实结合的测试工况。算法模型与实物就有相同的输入输出接口，采用同样的通信协议，计算输出本环节中间参数；其中，所述中间参数包括：

-本模块的计算状态信息；

-本模块的计算结果信息；

-需要传递给下一模块的输入；

步骤3中，对实测数据和理论计算数据采用最近的时间相近统一时间轴，按照火箭飞行级段分别进行判别。

步骤4中，判断门限包括上下限门限，成功包络线，动态趋势曲线等多种方式。针对有标准模型的使用门限指标进行判别。针对难以确定门限的采用动态趋势判别法。动态响应类判断需要判断动态性能指标参数，进行判断，例如超调量，超调时间等。

步骤5在统一时间基准下判断三模冗余的一致性。包括统一时间基准下判断三模冗余最大偏差是否满足指标要求。对于连续型的变量需要判断采用滑动窗口方式比对观测周期内的累计量。对于开关型的变量需要判断指令输出的正确性和冗余性。需要对变量的三冗余的表决算法正确性在线比对判断，判断表决结果的正确性和合理性。

利用步骤2、3、4进行循环迭代计算，实现在线实时判断，通过综合诊断信息，结合判定规则，给出判定结论，进行故障定位。

判定基本规则如下：

a)若惯组故障，则必定导致伺服控制器，反馈输出故障；

b)箭机单机内部三冗余故障，通过冗余表决模块诊断进行；

c)总线通讯故障，通过箭机诊断结果遥测数据判别；

d)伺服控制器输入正常，输出异常，伺服机构反馈异常，则定位为伺服控制器异常；

e)伺服机构故障，则无法跟随伺服控制器摆角控制指令。

实施例：

本发明提供的基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，包括如下步骤：

步骤1：对控制系统关键模块进行算法模型等效，提取输入输出有效数据；

步骤2：使用传感器采集数据运行算法模型进行镜像计算；

步骤3：从采集数据中提取输出信号，并与模型计算值实时比对，计算二者残差；

步骤4：通过指标门限和趋势比较采集值和计算值一致性，即判断残差是否处于指标门限范围内，如果不处于指标门限范围内，则至少存在一个关键模块发生了故障或总线发生了故障；

步骤5：同一时间基准下比较三模的一致性和差异性，本步骤中，利用惯组算法模型的三路输出值反映三模的一致性和差异性。

优选地，步骤1中，关键模块包括惯性敏感输出模块(惯组)、箭载计算机飞行控制模块(箭机)，伺服控制器模块(伺服控制器)，伺服机构输出模块(伺服机构)；

步骤1中，各关键模块可替换实行虚实结合的测试工况。

具体地，如图1，惯组作为惯性器件实时敏感火箭的姿态输入，并以惯组脉冲的方式进行输出，通过1553B总线进行数据传输。箭机收到数据后，进行速度和位置解算。惯组输出伴随仿真模型(即惯组算法模型)实时根据姿态实时反算惯组脉冲，同时输入到飞行软件仿真模型(即箭机算法模型)。

飞行软件伴随仿真模块主要对箭机的飞行控制功能仿真计算，计算输出的伺服摆动指令发送给伺服控制器伴随仿真模型(即伺服控制器算法模型)。伺服控制器伴随仿真模型模拟伺服控制器的控制律，伺服机构伴随模型(伺服机构算法模型)模拟伺服机构的控制律。

步骤1中，算法模型与关键模块实物就有相同的输入输出接口，采用同样的通信协议，计算输出本环节中间参数；其中，所述中间参数包括：

本模块的计算状态信息；

本模块的计算结果信息；

需要传递给下一模块的输入；

步骤2中，镜像计算指的是实物运算和算法模型同步运算；

步骤3中，对实测数据和理论计算数据采用最近的时间相近统一时间轴，按照火箭飞行级段分别进行判别。

按照起飞前、起飞后划分时间段，其中起飞前包括起飞前1、起飞前2、起飞前3，起飞前1为地面测试阶段，起飞前2为箭机测试软件测试阶段，起飞前3为箭机飞行软件测试阶段，起飞后按照火箭的级数和特点分为一级助推飞行段、一级无助推飞行段、二级飞行段、星箭飞行段。每个阶段均有特征点进行区分，然后按飞行段进行时间对齐，便于逐点比对。

步骤4中，门限包括上下限门限，成功包络线，动态趋势曲线等多种方式。具体的：针对有标准模型的参数使用门限指标进行判别，针对难以确定门限的参数采用动态趋势判别法，动态响应类参数判断需要判断动态性能指标参数，进行判断，例如超调量，超调时间等。

例如，电动伺服机构使用标准模型传递函数进行等效，然后使用上下限门限指标对电动伺服产品进行诊断故障。对于敏感元件(例如惯组)加温过程，采用动态趋势判断法判定是否收敛温度。对于液压伺服产品，根据输入指令动态响应情况，通过动态特性参数例如超调量、超调时间、稳定时间等指标因素进行判断。

步骤5在统一时间基准下判断惯组三模冗余的一致性，即在统一时间基准下判断惯组输出的三路变量理论值的最大偏差是否满足指标要求。

对于连续型的变量需要判断采用滑动窗口方式比对观测周期内的累计量。

对于开关型的变量需要判断指令输出的正确性和冗余性。

需要对变量的三冗余的表决算法正确性在线比对判断，判断表决结果的正确性和合理性。

例如，在同一时间基准下，以CPU1为基准进行判断三冗余的一致性。基本方法采取CPU2,CPU3测试结果与CPU1测试结果，逐点比较的方式计算残差，比较三冗余的一致性。以箭机CPU1的关机时间为例，分别计算误差，指标最大运行偏差2ms，若CPU2,CPU3相对CPU1计算的关机误差满足门限指标范围，则判定为合格，否则不合格。判读参数众多，同一参数取最大的偏差点，便于自动判读分析。对于惯组、速率陀螺、加表等敏感元件输出采用滑动窗口的方式比对观测周期累计量，适用于单拍输出难以判别的情况。对于开关型的变量，需要对每一拍的输出进行判断开关输出的正确性，并判断是否有多发、漏发指令的情况。对于周期性的变量，需要三冗余表决的，需要每一拍进行在线判断比对，判断表决算法计算的正确性，防止中断冲突导致数据错拍的情况。

结合故障诊断情况，可以进行故障定位，判定基本规则如下：

a)若惯组故障，则必定导致伺服控制器，伺服机构反馈输出故障；

b)箭机单机内部三冗余故障，通过冗余表决模块诊断进行；

c)总线通讯故障，通过箭机诊断结果遥测数据判别

d)伺服控制器输入正常，输出异常，伺服机构反馈异常，则定位为伺服控制器异常；

e)伺服机构故障，则无法跟随伺服控制器摆角控制指令。

具体判断实例如下：

1)故障诊断惯组，伺服控制器、伺服机构反馈输出均与模型计算值不一致(残差超出门限阈值)，但是箭机输出的模型计算值与实际采集值相同，则判断为惯组输入环节故障；

2)三机三冗余模块采用三取二表决，判定故障模块。

3)箭机总线遥测结果自诊断，将结果信息记录在遥测内容中，可判断总线通讯异常情况。

4)伺服控制器输入正常，输出异常；伺服控制器算法模型输出正常，但是伺服机构反馈异常，但是和异常输入一致，则判定为伺服控制器异常。

5)伺服机构是一个指令跟随系统，若伺服机构一直无法跟随摆角指令输出，且摆角指令正常，未限幅，则判定为伺服机构异常。

以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，其特征在于，包括：

将运载火箭控制系统中的关键模块等效为算法模型；所述关键模块包括惯组、箭机、伺服控制器和伺服机构；

将采集数据输入算法模型，各算法模型根据采集数据进行仿真计算，输出目标参数的模型计算值；

获取各关键模块输出的目标参数的实际采集值，得到实际采集值与模型计算值的残差；

根据所述残差判断各关键模块或总线的故障情况。

2.根据权利要求1所述的一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，其特征在于，算法模型与关键模块具有相同的输入输出接口，且采用同样的通信协议。

3.根据权利要求1所述的一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，其特征在于，惯组算法模型的输入为实时姿态，输出为惯组脉冲；

箭机算法模型对箭机的飞行控制功能进行仿真，输入为惯组脉冲，输出为伺服摆动指令；

伺服控制器算法模型对伺服控制器的控制律进行仿真，输入为伺服摆动指令，输出为伺服驱动指令；

伺服机构算法模型对伺服机构的工作特性进行仿真，输入为伺服驱动指令，输出为伺服反馈。

4.根据权利要求1所述的一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，其特征在于，得到实际采集值与模型计算值的残差的方法为：

将各关键模块的实际采集值和模型计算值的时间轴进行统一，计算同一时刻实际采集值和模型计算值的残差。

5.根据权利要求1所述的一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，其特征在于，根据所述残差判断各关键模块的故障情况的方法为：

判断所述残差是否处于预设门限范围内，当所述残差处于预设门限范围内，则各关键模块工作正常，当所述残差未处于预设门限范围内，则各关键模块中至少存在一个模块或总线发生故障。

6.根据权利要求5所述的一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，其特征在于，所述门限包括上下限门限、成功包络线或动态趋势曲线。

7.根据权利要求5所述的一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，其特征在于，当所述残差未处于预设门限范围内时，根据如下方法判断各关键模块是否发生故障：

当惯组、伺服控制器、伺服机构的实际采集值与模型计算值的残差未处于预设门限范围内，且箭机的实际采集值与模型计算值的残差处于预设门限范围内，则惯组故障；

伺服控制器采集值输入正常，输出异常；伺服控制器算法模型输出正常，但是伺服机构反馈异常，但是和伺服机构的异常输入一致，则判定为伺服控制器异常；

伺服机构的采集值和反馈值超门限，且摆角输入指令正常，则判定为伺服机构异常。

8.根据权利要求7所述的一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，其特征在于，针对有标准模型的目标参数使用上下限门限进行判别；针对难以确定上下限门限的目标参数采用动态趋势曲线判别。

9.根据权利要求1所述的一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，其特征在于，还包括，根据惯组或箭机算法模型输出的三路目标参数计算值之间的偏差判断惯组或箭机的三模冗余是否发生故障。

10.根据权利要求9所述的一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，其特征在于，对于连续型的目标参数，采用滑动窗口的方式获得该目标参数的观测周期累计量，计算实际采集值与模型计算值的残差；

对于开关型的目标参数，对每一拍的目标参数输出计算残差，根据残差判每一拍开关输出的正确性，并判断是否有箭机多发、漏发控制指令的情况；

对于周期性的目标参数，需要三冗余表决的，箭机与飞行软件仿真模块对每一拍的目标参数进行在线判断比对，判断表决算法计算的正确性，防止中断冲突导致数据错拍的情况。

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