一種適用于航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)的交叉?zhèn)鬏敺椒?br> 【專利摘要】一種適用于航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)的交叉?zhèn)鬏敺椒?，所述交叉?zhèn)鬏敺椒ǖ奶卣髟谟诎p向交叉?zhèn)鬏敺椒?、?shù)據(jù)同步方法和高速實時無沖突傳輸方法，通過多余度外部接口實現(xiàn)機電控制器與管理控制計算機間的高速實時雙向數(shù)據(jù)交互；每個管理計算機獨立地進(jìn)行機電控制器的反饋數(shù)據(jù)采集，進(jìn)行各自控制律解算，并且相互獨立地完成數(shù)據(jù)處理，通過數(shù)據(jù)同步算法確保多個管理計算機的同步；各節(jié)點分時復(fù)用帶寬，不會產(chǎn)生帶寬爭用現(xiàn)象，也不會產(chǎn)生延遲和抖動現(xiàn)象；在時間觸發(fā)中每個節(jié)點均在自己的時間槽內(nèi)完成相應(yīng)的任務(wù)；本發(fā)明最大限度提高了飛行任務(wù)的可靠性與安全性，滿足了大動態(tài)響應(yīng)的控制需求。
【專利說明】-種適用于航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)的交叉?zhèn)鬏敺椒?br>
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種機電系統(tǒng)的交叉?zhèn)鬏敺椒?，特別是一種適用于航天器姿態(tài)控制機 電系統(tǒng)的交叉?zhèn)鬏敺椒?，可W通過H余度外部接口實現(xiàn)機電控制器與管理控制計算機間的 高速實時雙向數(shù)據(jù)交互，同時H通道交叉?zhèn)鬏斖ǖ乐兴型ㄐ殴?jié)點時鐘均與一個全局高精 度時鐘同步，每一個通信節(jié)點均利用自身的時間槽在規(guī)定的時間內(nèi)完成數(shù)據(jù)交換操作，利 用實時時間觸發(fā)確保通信延遲和時間偏移的確定性，確保所有節(jié)點的通信相互不沖突。從 而最大限度提高飛行任務(wù)的可靠性與安全性，滿足大動態(tài)響應(yīng)的控制需求，適用于航天器 姿態(tài)控制機電系統(tǒng)數(shù)據(jù)傳輸領(lǐng)域。

【背景技術(shù)】
[0002] 機電系統(tǒng)作為飛行器中的關(guān)鍵系統(tǒng)，完成機構(gòu)驅(qū)動等功能，其直接關(guān)系飛行任務(wù) 成敗，任何一次故障都有可能產(chǎn)生毀滅性的后果，提高可靠性的常用方法是采用兀余技術(shù) 實現(xiàn)系統(tǒng)備份。
[0003] 在提高可靠性方面，國內(nèi)外關(guān)注的重點一般在驅(qū)動電路的備份、電機的備份W及 電機雙繞組的備份，管理計算機與機電控制器間的信息交互常采用一對一的連接方式，一 定程度上降低了信息傳輸通道的可靠性，也同時增加了對機電控制器與管理計算機余度 管理軟件的可靠性與容錯能力要求，增大了軟件的研發(fā)周期。為了進(jìn)一步提高可靠性，專 利Attitudeandorbitcontrolsystem(AOCS)comprisingatestingsystem(專利號 US5485383A)采用了信息交叉?zhèn)鬏數(shù)姆椒?，如圖3所示，其通過姿軌控系統(tǒng)獲取傳感器信 息，經(jīng)過信息處理后實現(xiàn)對發(fā)動機的控制，核也是姿軌控系統(tǒng)，其與傳感器和發(fā)動機間的信 息交互均采用了信號交叉?zhèn)鬏數(shù)姆绞健Ｅc文獻(xiàn)中的姿軌控系統(tǒng)相比，機電系統(tǒng)主要完成機 構(gòu)的驅(qū)動控制，動態(tài)響應(yīng)大，實時性和同步性要求高，且需實現(xiàn)雙向的交叉?zhèn)鬏?。本專利?足于航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)的應(yīng)用領(lǐng)域，提出了一種高實時雙向交叉?zhèn)鬏敺椒?，極大地 提高了機電系統(tǒng)的可靠性與容錯能力。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是；克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種適用于航天器姿態(tài) 控制機電系統(tǒng)的交叉?zhèn)鬏敺椒ǎㄟ^H余度外部接口實現(xiàn)機電控制器與管理控制計算機間 的高速實時雙向數(shù)據(jù)交互，最大限度提高了飛行任務(wù)的可靠性與安全性，滿足了大動態(tài)響 應(yīng)的控制需求。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是；一種適用于航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)的交叉?zhèn)鬏敺?法，所述航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)包括至少兩個管理計算機、至少兩個機電控制器和至少 兩個作動器，所述管理計算機為第一管理計算機和第二管理計算機，機電控制器為第一機 電控制器和第二機電控制器，作動器為第一作動器和第二作動器，所述管理計算機、機電控 制器和作動器的數(shù)量相同且為奇數(shù)；所述交叉?zhèn)鬏敺椒ǖ奶卣髟谟诎p向交叉?zhèn)鬏敺?法、數(shù)據(jù)同步方法和高速實時無沖突傳輸方法；
[0006] 所述雙向交叉?zhèn)鬏敺椒椋?br> [0007] (1)將第一機電控制器與第一作動器電連接，將第二機電控制器與第二作動器電 連接，依此類推；
[0008] (2)在第一管理計算機與第一機電控制器之間建立兩個傳輸節(jié)點，分別為第一節(jié) 點和第二節(jié)點，在第二管理計算機與第二機電控制器之間建立兩個傳輸節(jié)點，分別為第H 節(jié)點和第四節(jié)點，依此類推；
[0009] (3)將第一管理計算機通過第一節(jié)點和第二節(jié)點與第一機電控制器連接，將第二 管理計算機通過第H節(jié)點和第四節(jié)點與第二機電控制器連接，依此類推；
[0010] (4)將第一節(jié)點和第H節(jié)點連接，第二節(jié)點與第四節(jié)點連接，使得第一節(jié)點、第二 節(jié)點、第H節(jié)點和第四節(jié)點形成閉環(huán)，其他節(jié)點依次類推，所有節(jié)點之間的連接形成閉環(huán)且 不交叉；
[0011] (5)所有管理計算機互相進(jìn)行連接，實現(xiàn)控制指令的交換，每一個管理計算機將相 同的控制指令發(fā)送給所有的機電控制器；
[0012] (6)每個作動器進(jìn)行動作后，通過與作動器連接的機電控制器將相同的作動器位 置信息傳輸給每一個管理計算機；
[0013] (7)管理計算機接收到相同的作動器位置信息后進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，若所有管理計算 機接收到的作動器位置信息均相同，則所有管理計算機均工作正常，繼續(xù)進(jìn)行交叉數(shù)據(jù)傳 輸；若所有管理計算機接收到的作動器位置信息不完全相同，則進(jìn)一步確定接收到相同作 動器位置信息的管理計算機數(shù)量最大值的個數(shù)，若最大值只有一個，則最大值對應(yīng)的管理 計算機工作正常，若最大值的數(shù)量大于一個，則最大值所對應(yīng)的管理計算機中預(yù)先設(shè)定優(yōu) 先級最高的管理計算機工作正常，利用該管理計算機進(jìn)行交叉數(shù)據(jù)傳輸；
[0014] 所述數(shù)據(jù)同步方法為：
[0015] (a)每一個管理計算機進(jìn)入預(yù)先設(shè)定的監(jiān)控周期后，保持關(guān)中斷，在監(jiān)控周期中預(yù) 先設(shè)定的時間段內(nèi)向其余管理計算機輸出一個邏輯高同步離散量；
[0016] 化）若某一個管理計算機收到了一個或者多個管理計算機的邏輯高同步離散量， 則進(jìn)入步驟（C)，進(jìn)行同步檢測；否則該管理計算機上報自身同步故障，退出數(shù)據(jù)同步；
[0017] (C)管理計算機對收到的邏輯高同步離散量的上升沿進(jìn)行采樣，計算自身的同步 離散量與接收到的同步離散量上升沿之間的時間差，若時間差小于等于lOOus，則該管理計 算機同步成功，進(jìn)入步驟（d);
[0018] 若時間差大于lOOus，則該管理計算機同步失敗，管理計算機中的失步計數(shù)器加 1，重新進(jìn)行采樣和時間差判斷，若失步計數(shù)器的數(shù)值等于5,則啟動同步恢復(fù)；進(jìn)入步驟 (e)，所述同步恢復(fù)具體為：在相同監(jiān)控周期內(nèi)對同步失敗的管理計算機的輸出通道施加 500US的延時；
[0019] (d)同步成功后的管理計算機各輸出通道均保持邏輯低狀態(tài)，輸出一個邏輯低離 散量；
[0020] (e)若同步恢復(fù)成功，則失步計數(shù)器清零，重新開始計數(shù)，返回步驟（a),若同步恢 復(fù)失敗，則記錄同步永久故障，該管理計算機的輸出通道停止輸出；
[0021] 所述高速實時無沖突傳輸方法為：
[0022] (i)航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)運行前，根據(jù)傳輸節(jié)點個數(shù)將航天器姿態(tài)控制機電 系統(tǒng)每個控制周期的總線傳輸時間劃分為多個長度不等的時間槽，每兩個時間槽之間設(shè)置 時隙，每個傳輸節(jié)點只在定義的時間槽內(nèi)收發(fā)數(shù)據(jù)，各個傳輸節(jié)點之間保持同步；所述時間 槽與傳輸節(jié)點一一對應(yīng)，且每個控制周期內(nèi)時間槽與傳輸節(jié)點的對應(yīng)關(guān)系不變；
[0023] (ii)根據(jù)步驟（i)中建立的時間槽分配情況為每個傳輸節(jié)點構(gòu)建控制調(diào)度數(shù)據(jù) 表，并將控制調(diào)度數(shù)據(jù)表進(jìn)行存儲，所述控制調(diào)度數(shù)據(jù)表包括不同時間槽中對應(yīng)的發(fā)送節(jié) 點、接收節(jié)點和發(fā)送信息，任意時間槽內(nèi)發(fā)送節(jié)點均只有一個，所述控制調(diào)度數(shù)據(jù)表在運行 過程中不能更改；
[0024] (iii)在每個控制周期內(nèi)，當(dāng)任意一個傳輸節(jié)點的時間槽到來時，該節(jié)點成為消息 發(fā)送節(jié)點，其余傳輸節(jié)點均為接收節(jié)點，該傳輸節(jié)點根據(jù)步驟（ii)中構(gòu)建的自身控制調(diào)度 數(shù)據(jù)表選擇對應(yīng)的發(fā)送節(jié)點、接收節(jié)點和發(fā)送信息，發(fā)送節(jié)點通過傳輸通道將發(fā)送信息傳 輸給接收節(jié)點，實現(xiàn)預(yù)先設(shè)定的通信操作。
[00巧]所述航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)總線采用基于TDMA即TimeDivisionMultiple Access的時間調(diào)度機制。
[0026] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：
[0027] (1)本發(fā)明通過多余度外部接口實現(xiàn)機電控制器與管理控制計算機間的高速實時 雙向數(shù)據(jù)交互，在滿足飛行器姿控穩(wěn)態(tài)、動態(tài)性能和可靠性指標(biāo)的前提下可實現(xiàn)設(shè)備的小 型化、輕質(zhì)化設(shè)計；
[0028] (2)本發(fā)明的每個管理計算機獨立地進(jìn)行機電控制器的反饋數(shù)據(jù)采集，進(jìn)行各自 控制律解算，并且相互獨立地完成數(shù)據(jù)處理，通過數(shù)據(jù)同步算法確保多個管理計算機的同 步，確保高速實時雙向數(shù)據(jù)交互的可實現(xiàn)性、高可靠性，最大限度提高了飛行任務(wù)的可靠性 與安全性，滿足大動態(tài)響應(yīng)的控制需求；
[002引 做本發(fā)明系統(tǒng)中的各節(jié)點分時復(fù)用帶寬，不會產(chǎn)生帶寬爭用現(xiàn)象，也不會產(chǎn)生延 遲和抖動現(xiàn)象；在時間觸發(fā)中每個節(jié)點均在自己的時間槽內(nèi)完成相應(yīng)的任務(wù)，從而達(dá)到無 沖突、高可靠的數(shù)據(jù)傳輸效果。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0030] 圖1本發(fā)明中利用傳輸節(jié)點構(gòu)建交叉增強傳輸示意圖；
[0031] 圖2本發(fā)明中交叉增強傳輸示意圖；
[0032] 圖3姿軌控用交叉?zhèn)鬏敺椒ㄊ疽鈭D；
[0033] 圖4本發(fā)明系統(tǒng)組成框圖。

【具體實施方式】
[0034] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的【具體實施方式】進(jìn)行進(jìn)一步的詳細(xì)描述。
[0035] 本發(fā)明系統(tǒng)組成框圖如附圖4所示，其硬件電路主要包括如下幾個部分：
[003引通信電路：通信電路主要由DSP控制芯片及外圍電路，通訊接口芯片等組成，機電 控制器與管理計算機的通信利用6個通信子節(jié)點構(gòu)建H余度雙向交叉?zhèn)鬏敺绞健?br> [0037] 控制電路：控制電路主要由DSP控制芯片及其外圍電路，電源管理芯片等組成。
[0038] 過流保護(hù)電路：當(dāng)兩個電流采樣信號中有任何一個電流超過硬件設(shè)定的閥值時， 四路比較器中的相應(yīng)比較器輸出低電平，致使開關(guān)管有效導(dǎo)通輸出低電平，控制芯片DSP 對電路進(jìn)行保護(hù)，切斷6路PWM驅(qū)動信號的輸出。
[0039] 電機轉(zhuǎn)子位置檢測；采用旋轉(zhuǎn)變壓器檢測電機轉(zhuǎn)子位置。
[0040] 位置信號采樣處理電路：位置信號W差動方式輸入到運算放大器，經(jīng)過PI調(diào)節(jié)后 將信號送至下一級放大器的反相輸入端。經(jīng)過二級放大器的處理后，位置信號被送至DSP 的模數(shù)轉(zhuǎn)換單元。
[0041] 電流采樣與處理；電機的H相電流之和為零，所W只需對其中兩相進(jìn)行采樣，將電 流傳感器串聯(lián)于逆變橋與電機繞組之間進(jìn)行采集。
[0042] 驅(qū)動與功率模塊；功率模塊采用雙片M0SFET并聯(lián)方式實現(xiàn)。
[0043] 利用圖4中的系統(tǒng)，本發(fā)明提出了一種適用于航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)的交叉?zhèn)?輸方法，所述航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)包括至少兩個管理計算機、至少兩個機電控制器和 至少兩個作動器，所述管理計算機為第一管理計算機和第二管理計算機，機電控制器為第 一機電控制器和第二機電控制器，作動器為第一作動器和第二作動器，所述管理計算機、機 電控制器和作動器的數(shù)量相同且為奇數(shù)；所述交叉?zhèn)鬏敺椒ǖ奶卣髟谟诎p向交叉?zhèn)鬏?方法、數(shù)據(jù)同步方法和高速實時無沖突傳輸方法；
[0044] 所述雙向交叉?zhèn)鬏敺椒椋?br> [0045] (1)將第一機電控制器與第一作動器電連接，將第二機電控制器與第二作動器電 連接，依此類推；
[0046] (2)在第一管理計算機與第一機電控制器之間建立兩個傳輸節(jié)點，分別為第一節(jié) 點和第二節(jié)點，在第二管理計算機與第二機電控制器之間建立兩個傳輸節(jié)點，分別為第H 節(jié)點和第四節(jié)點，依此類推；
[0047] (3)將第一管理計算機通過第一節(jié)點和第二節(jié)點與第一機電控制器連接，將第二 管理計算機通過第H節(jié)點和第四節(jié)點與第二機電控制器連接，依此類推；
[0048] (4)將第一節(jié)點和第H節(jié)點連接，第二節(jié)點與第四節(jié)點連接，使得第一節(jié)點、第二 節(jié)點、第H節(jié)點和第四節(jié)點形成閉環(huán)，其他節(jié)點依次類推，所有節(jié)點之間的連接形成閉環(huán)且 不交叉；
[0049] (5)所有管理計算機互相進(jìn)行連接，實現(xiàn)控制指令的交換，每一個管理計算機將相 同的控制指令發(fā)送給所有的機電控制器；
[0050] (6)每個作動器進(jìn)行動作后，通過與作動器連接的機電控制器將相同的作動器位 置信息傳輸給每一個管理計算機；
[0051] (7)管理計算機接收到相同的作動器位置信息后進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，若所有管理計算 機接收到的作動器位置信息均相同，則所有管理計算機均工作正常，繼續(xù)進(jìn)行交叉數(shù)據(jù)傳 輸；若所有管理計算機接收到的作動器位置信息不完全相同，則進(jìn)一步確定接收到相同作 動器位置信息的管理計算機數(shù)量最大值的個數(shù)，若最大值只有一個，則最大值對應(yīng)的管理 計算機工作正常，若最大值的數(shù)量大于一個，則最大值所對應(yīng)的管理計算機中預(yù)先設(shè)定優(yōu) 先級最高的管理計算機工作正常，利用該管理計算機進(jìn)行交叉數(shù)據(jù)傳輸；
[0052] 每個管理計算機獨立地進(jìn)行機電控制器的反饋數(shù)據(jù)采集，進(jìn)行各自控制律解算， 并且相互獨立地完成數(shù)據(jù)處理，通過數(shù)據(jù)同步方法確保H個管理計算機的同步，確保高速 實時雙向數(shù)據(jù)交互的可實現(xiàn)性、高可靠性，最大限度提高飛行任務(wù)的可靠性與安全性，滿足 大動態(tài)響應(yīng)的控制需求。
[0053] 數(shù)據(jù)同步方法采用軟件為主，軟硬件相結(jié)合的方式實現(xiàn)計算同步。通過消除管理 計算機累計時鐘誤差，保證各通道實現(xiàn)同一時刻的采樣，具體方法為：
[0054] 所述數(shù)據(jù)同步方法為：
[00巧](a)每一個管理計算機進(jìn)入預(yù)先設(shè)定的監(jiān)控周期后，保持關(guān)中斷，在監(jiān)控周期中預(yù) 先設(shè)定的時間段內(nèi)向其余管理計算機輸出一個邏輯高同步離散量；
[0056] 化）若某一個管理計算機收到了一個或者多個管理計算機的邏輯高同步離散量， 則進(jìn)入步驟（C)，進(jìn)行同步檢測；否則該管理計算機上報自身同步故障，退出數(shù)據(jù)同步；
[0057] (C)管理計算機對收到的邏輯高同步離散量的上升沿進(jìn)行采樣，計算自身的同步 離散量與接收到的同步離散量上升沿之間的時間差，若時間差小于等于lOOus，則該管理計 算機同步成功，進(jìn)入步驟（d);
[0058] 若時間差大于lOOus，則該管理計算機同步失敗，管理計算機中的失步計數(shù)器加 1，重新進(jìn)行采樣和時間差判斷，若失步計數(shù)器的數(shù)值等于5,則啟動同步恢復(fù)；進(jìn)入步驟 (e)，所述同步恢復(fù)具體為：在相同監(jiān)控周期內(nèi)對同步失敗的管理計算機的輸出通道施加 500US的延時；
[0059] (d)同步成功后的管理計算機各輸出通道均保持邏輯低狀態(tài)，輸出一個邏輯低離 散量；
[0060] (e)若同步恢復(fù)成功，則失步計數(shù)器清零，重新開始計數(shù)，返回步驟（a),若同步恢 復(fù)失敗，則記錄同步永久故障，該管理計算機的輸出通道停止輸出；
[0061] 同步過程中，禁止中斷，在同步完成后，開啟中斷。在對系統(tǒng)正常運行過程中，每一 小峽都需進(jìn)行同步。
[0062] 由于機電系統(tǒng)采用H通道，同步過程中，可能出現(xiàn)兩種不同步情況：只收到某一 通道的同步信號、沒有收到通道同步信號。針對第一種情況，假設(shè)A通道只收到B通道同步 信號，沒有收到C通道同步信號，則認(rèn)為A通道同步成功，進(jìn)入下一階段；對于第二種情況， A通道沒有收到其他任何通道的同步信號，進(jìn)入下一階段后A通道上報自身同步故障，本通 道失步計數(shù)器加1，當(dāng)該值大于允許連續(xù)失步值（設(shè)為5次）時啟動同步恢復(fù)。如果在允許 值內(nèi)同步成功，則失步計數(shù)器清零，重新開始計數(shù)。若同步恢復(fù)失敗，則記錄同步永久故障， 該通道停止輸出。
[0063] 為確保雙向交叉?zhèn)鬏敂?shù)據(jù)的高實時性和高可靠性，總線系統(tǒng)采用基于TDMA(Time DivisionMultipleAccess)的時間調(diào)度機制，
[0064] 所述高速實時無沖突傳輸方法為：
[0065] (i)航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)運行前，根據(jù)傳輸節(jié)點個數(shù)將航天器姿態(tài)控制機電 系統(tǒng)每個控制周期的總線傳輸時間劃分為多個長度不等的時間槽，每兩個時間槽之間設(shè)置 時隙，每個傳輸節(jié)點只在定義的時間槽內(nèi)收發(fā)數(shù)據(jù)，各個傳輸節(jié)點之間通過全局時鐘機制 保持同步；所述時間槽與傳輸節(jié)點一一對應(yīng)，且每個控制周期內(nèi)時間槽與傳輸節(jié)點的對應(yīng) 關(guān)系不變；所有發(fā)送節(jié)點均發(fā)送過一次的時間槽系列組成一個TDMA輪，一個TDMA輪即為一 個數(shù)據(jù)交換周期。數(shù)據(jù)交換周期滿足如下：
[0066]Tround=tslotl+tgapl+tslot2+tgap化…+tslotn+tgapn
[0067] 其中；Tround為一個數(shù)據(jù)交換周期；tslotl為第1節(jié)點的時間槽；tgapl為1、2節(jié) 點間的時隙；tslot2為第2節(jié)點的時間槽；tgap2為2、3節(jié)點間的時隙；tslotn為第n節(jié)點 的時間槽；tgapn為n-1、n節(jié)點間的時隙。
[0068] (ii)根據(jù)步驟（i)中建立的時間槽分配情況為每個傳輸節(jié)點構(gòu)建控制調(diào)度數(shù)據(jù) 表，并將控制調(diào)度數(shù)據(jù)表進(jìn)行存儲，所述控制調(diào)度數(shù)據(jù)表包括不同時間槽中對應(yīng)的發(fā)送節(jié) 點、接收節(jié)點和發(fā)送信息，任意時間槽內(nèi)發(fā)送節(jié)點均只有一個，所述控制調(diào)度數(shù)據(jù)表在運行 過程中不能更改；
[0069] (iii)在每個控制周期內(nèi)，當(dāng)任意一個傳輸節(jié)點的時間槽到來時，該節(jié)點成為消息 發(fā)送節(jié)點，其余傳輸節(jié)點均為接收節(jié)點，該傳輸節(jié)點根據(jù)步驟（ii)中構(gòu)建的自身控制調(diào)度 數(shù)據(jù)表選擇對應(yīng)的發(fā)送節(jié)點、接收節(jié)點和發(fā)送信息，發(fā)送節(jié)點通過傳輸通道將發(fā)送信息傳 輸給接收節(jié)點，實現(xiàn)預(yù)先設(shè)定的通信操作。
[0070] 具體實施例
[0071] 余度機電作動機構(gòu)為例，所述H余度機電作動機構(gòu)采用非兀余數(shù)字控制器， 盡管姿態(tài)控制系統(tǒng)的性能可通過采用先進(jìn)的控制律算法得到改善，但系統(tǒng)的任務(wù)可靠度卻 因串入多個單點環(huán)節(jié)而大大降低，按照1小時的飛行任務(wù)進(jìn)行可靠性計算，任務(wù)可靠性約 0. 998996,故障率為6. 697835X10化，如表1所示。經(jīng)分析，管理計算機與機電作動器間的 通信信道成為提高可靠性的"瓶頸"，為最大限度提高飛行任務(wù)的可靠性與安全性，通過附 圖1所示的基于時間觸發(fā)的6個通信子節(jié)點構(gòu)建附圖2所示的H余度外部接口實現(xiàn)機電控 制器與管理計算機間的實時高速雙向數(shù)據(jù)交互，同時機電控制器與管理計算機間采用H通 道交叉?zhèn)鬏數(shù)目刂品绞奖ＷC機電系統(tǒng)較強的容錯能力。當(dāng)采用H余度實時高速雙向數(shù)據(jù) 交互結(jié)構(gòu)，并用軟件技術(shù)實現(xiàn)多重多數(shù)表決之后，系統(tǒng)的任務(wù)可靠度提高到0. 999636,故障 率降低到2. 428163X104h，可靠性得到了提高，而引入6個通信節(jié)點增加的重量約為化g， 在提高可靠性的同時也保證了機電控制系統(tǒng)的輕質(zhì)化設(shè)計，具體可靠性數(shù)據(jù)比對如表1所 /J、- 〇
[0072] 表 1
[0073]

【權(quán)利要求】
1. 一種適用于航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)的交叉?zhèn)鬏敺椒ǎ龊教炱髯藨B(tài)控制機電系 統(tǒng)包括至少兩個管理計算機、至少兩個機電控制器和至少兩個作動器，所述管理計算機為 第一管理計算機和第二管理計算機，機電控制器為第一機電控制器和第二機電控制器，作 動器為第一作動器和第二作動器，所述管理計算機、機電控制器和作動器的數(shù)量相同且為 奇數(shù)；所述交叉?zhèn)鬏敺椒ǖ奶卣髟谟诎p向交叉?zhèn)鬏敺椒ā?shù)據(jù)同步方法和高速實時無 沖突傳輸方法；其特征在于： 所述雙向交叉?zhèn)鬏敺椒椋? (1) 將第一機電控制器與第一作動器電連接，將第二機電控制器與第二作動器電連接， 依此類推； (2) 在第一管理計算機與第一機電控制器之間建立兩個傳輸節(jié)點，分別為第一節(jié)點和 第二節(jié)點，在第二管理計算機與第二機電控制器之間建立兩個傳輸節(jié)點，分別為第三節(jié)點 和第四節(jié)點，依此類推； (3) 將第一管理計算機通過第一節(jié)點和第二節(jié)點與第一機電控制器連接，將第二管理 計算機通過第三節(jié)點和第四節(jié)點與第二機電控制器連接，依此類推； (4) 將第一節(jié)點和第三節(jié)點連接，第二節(jié)點與第四節(jié)點連接，使得第一節(jié)點、第二節(jié)點、 第三節(jié)點和第四節(jié)點形成閉環(huán)，其他節(jié)點依次類推，所有節(jié)點之間的連接形成閉環(huán)且不交 叉； (5) 所有管理計算機互相進(jìn)行連接，實現(xiàn)控制指令的交換，每一個管理計算機將相同的 控制指令發(fā)送給所有的機電控制器； (6) 每個作動器進(jìn)行動作后，通過與作動器連接的機電控制器將相同的作動器位置信 息傳輸給每一個管理計算機； (7) 管理計算機接收到相同的作動器位置信息后進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，若所有管理計算機接 收到的作動器位置信息均相同，則所有管理計算機均工作正常，繼續(xù)進(jìn)行交叉數(shù)據(jù)傳輸；若 所有管理計算機接收到的作動器位置信息不完全相同，則進(jìn)一步確定接收到相同作動器位 置信息的管理計算機數(shù)量最大值的個數(shù)，若最大值只有一個，則最大值對應(yīng)的管理計算機 工作正常，若最大值的數(shù)量大于一個，則最大值所對應(yīng)的管理計算機中預(yù)先設(shè)定優(yōu)先級最 高的管理計算機工作正常，利用該管理計算機進(jìn)行交叉數(shù)據(jù)傳輸； 所述數(shù)據(jù)同步方法為： (a) 每一個管理計算機進(jìn)入預(yù)先設(shè)定的監(jiān)控周期后，保持關(guān)中斷，在監(jiān)控周期中預(yù)先設(shè) 定的時間段內(nèi)向其余管理計算機輸出一個邏輯高同步離散量； (b) 若某一個管理計算機收到了一個或者多個管理計算機的邏輯高同步離散量，則進(jìn) 入步驟（c)，進(jìn)行同步檢測；否則該管理計算機上報自身同步故障，退出數(shù)據(jù)同步； (c) 管理計算機對收到的邏輯高同步離散量的上升沿進(jìn)行采樣，計算自身的同步離散 量與接收到的同步離散量上升沿之間的時間差，若時間差小于等于lOOus，則該管理計算機 同步成功，進(jìn)入步驟（d); 若時間差大于lOOus，則該管理計算機同步失敗，管理計算機中的失步計數(shù)器加1，重 新進(jìn)行采樣和時間差判斷，若失步計數(shù)器的數(shù)值等于5,則啟動同步恢復(fù)；進(jìn)入步驟（e)，所 述同步恢復(fù)具體為：在相同監(jiān)控周期內(nèi)對同步失敗的管理計算機的輸出通道施加500us的 延時； (d) 同步成功后的管理計算機各輸出通道均保持邏輯低狀態(tài)，輸出一個邏輯低離散 量； (e) 若同步恢復(fù)成功，則失步計數(shù)器清零，重新開始計數(shù)，返回步驟（a)，若同步恢復(fù)失 敗，則記錄同步永久故障，該管理計算機的輸出通道停止輸出； 所述高速實時無沖突傳輸方法為： (i) 航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)運行前，根據(jù)傳輸節(jié)點個數(shù)將航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng) 每個控制周期的總線傳輸時間劃分為多個長度不等的時間槽，每兩個時間槽之間設(shè)置時 隙，每個傳輸節(jié)點只在定義的時間槽內(nèi)收發(fā)數(shù)據(jù)，各個傳輸節(jié)點之間保持同步；所述時間槽 與傳輸節(jié)點一一對應(yīng)，且每個控制周期內(nèi)時間槽與傳輸節(jié)點的對應(yīng)關(guān)系不變； (ii) 根據(jù)步驟（i)中建立的時間槽分配情況為每個傳輸節(jié)點構(gòu)建控制調(diào)度數(shù)據(jù)表，并 將控制調(diào)度數(shù)據(jù)表進(jìn)行存儲，所述控制調(diào)度數(shù)據(jù)表包括不同時間槽中對應(yīng)的發(fā)送節(jié)點、接 收節(jié)點和發(fā)送信息，任意時間槽內(nèi)發(fā)送節(jié)點均只有一個，所述控制調(diào)度數(shù)據(jù)表在運行過程 中不能更改； (iii) 在每個控制周期內(nèi)，當(dāng)任意一個傳輸節(jié)點的時間槽到來時，該節(jié)點成為消息發(fā)送 節(jié)點，其余傳輸節(jié)點均為接收節(jié)點，該傳輸節(jié)點根據(jù)步驟（ii)中構(gòu)建的自身控制調(diào)度數(shù)據(jù) 表選擇對應(yīng)的發(fā)送節(jié)點、接收節(jié)點和發(fā)送信息，發(fā)送節(jié)點通過傳輸通道將發(fā)送信息傳輸給 接收節(jié)點，實現(xiàn)預(yù)先設(shè)定的通信操作。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適用于航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)的交叉?zhèn)鬏敺椒?，?特征在于：所述航天器姿態(tài)控制機電系統(tǒng)總線采用基于TDMA即Time Division Multiple Access的時間調(diào)度機制。
【文檔編號】G05D1/08GK104375510SQ201410528311
【公開日】2015年2月25日 申請日期:2014年10月9日 優(yōu)先權(quán)日:2014年10月9日
【發(fā)明者】胡欣, 梁君, 歐連軍, 劉文文, 姚旺, 劉飛, 劉洋, 朱江 申請人:中國運載火箭技術(shù)研究院