一种着陆上升航天器一体化控制系统技术方案

一种着陆上升航天器一体化控制系统，具有主控制器和从控制器的分层控制结构，适用于执行地外天体无人自主避障的着陆上升任务，具体包括主控制器、从控制器、地形测量敏感器、距离测量敏感器、速度测量敏感器、星敏感器，能够在航天器上升及着陆过程中实现高可靠控制，并实现上升时可抛弃部分产品，减少系统重量，解决了传统航天器控制架构可靠性差、重量较大的问题，兼顾了可靠性需求和重量约束。

【技术实现步骤摘要】
一种着陆上升航天器一体化控制系统
本专利技术涉及一种着陆上升航天器一体化控制系统，属于航天器控制

技术介绍
随着无人深空探测航天任务的不断发展，需要在一次任务中同时完成地外天体的着陆、上升控制。如，我国的嫦娥五号任务的“着陆上升组合体”航天器就需要完成月面着陆及上升入轨任务。无论上升还是着陆任务都是需要消耗大量燃料，着陆过程需要将航天器绕月速度从约1.7km/s减小至0，而上升任务要将航天器的绕月速度从0提升到约1.7km/s。相较于常规航天器，着陆上升任务航天器必须降低系统干重，才能满足航天器发射重量约束。同时，由于着陆或上升过程具有不可逆性，必须确保系统的可靠性，保证系统出现故障时，相关功能的冗余部件可以实时切换。综上，着陆上升任务的航天器控制系统架构设计的两个严格要求是：高可靠和重量轻。因此，如何有效的满足这两个要求，是控制系统设计首要解决的问题。对于月球着陆上升控制任务，最典型的代表是美国的阿波罗登月舱。受制于当时的技术发展，阿波罗登月舱的控制系统的着陆控制和上升的控制任务分布在两个计算系统中，即PNGS和AGS，需要两套系统都可靠才能够满足全程控制任务的需求；没有星敏感器，采用宇航员通过光学准直系统手动获取惯性姿态；PNGS使用平台惯导系统，AGS使用捷联惯导系统，两套惯导系统都属于机械式惯导体制。两套计算机系统及终端产品均安装在上升器内。着陆距离测量和速度测量均采用微波体制，即着陆雷达，无备份产品，着陆雷达安装在着陆器上。显然，这种设计是局限于当时电子产品性能低、重量大的技术水平，整个系统可靠度差。嫦娥五号着陆上升组合体是阿波罗任务之后，首次连贯完成着陆上升任务的航天器。当前技术的发展，已经远远超出了阿波罗时代。因此，如何在现有技术水平下，高可靠并兼顾重量优化的要求，设计出满足任务需求的控制系统是探测器系统首要解决的问题。因此，在嫦娥五号着陆上升组合体控制系统的设计中，首先进行了一体化设计，即着陆和上升共用惯性测量产品和高可靠的主控制器，包括星敏器、惯性测量组件和顶层控制器。这些共用产品在着陆和上升控制中都可以工作，这样就可以不用为着陆和上升任务分别配置相关产品，达到节约重量的目的。其次，设计中充分利用了上升时可抛弃部分产品的机会，将从控制器和着陆用产品安装在着陆器上，在上升时抛弃，从而减少上升器的重量。为了保证信息链路的可靠，主控制器与各产品间直接通讯，保证单个通讯链路失效时，冗余产品也可以正常与主控制器通讯，而从控制器只执行配电与遥测遥控等低频次任务。然后，对于无人着陆的安全地形选择功能，由于只有着陆时需要，也将其分配给从控制器，从而减少上升器重量。最后，对于终端产品均采用了异构备份，提升系统的可靠性。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：针对目前已有的着陆上升任务控制系统技术可靠性差、产品技术水平陈旧等问题，并结合无人着陆需要自主识别安全区等新需求，提出了一种着陆上升航天器一体化控制系统。本专利技术解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：一种着陆上升航天器一体化控制系统，包括主控制器、从控制器、地形测量敏感器、距离测量敏感器、速度测量敏感器、星敏感器，其中：主控制器：设置于航天器的上升器部分，对航天器飞行全过程进行导航制导及控制，对上升器内设置的终端产品进行供配电及遥控遥测控制，实现与上升器与着陆器内终端产品的直接通讯，向从控制器发送对着陆器的控制指令并接受从控制器返送的着陆安全点信息；从控制器：设置于航天器的着陆器部分，接收主控制器发送的对着陆器的控制指令，根据控制指令对着陆器上的终端产品进行供配电及遥控遥测控制，与地形测量敏感器通讯并对着陆图像敏感器获取的着陆图像进行处理以获取着陆安全点，并将着陆安全点信息反馈给主控器；地形测量敏感器：设置于着陆器部分，于着陆过程中自动获取着陆地形，并根据从控制器的指令将所获得的着陆图像发送至从控制器进行处理；距离测量敏感器：设置于着陆器部分，实时测量着陆器着陆过程中航天器到待着陆星体表面的距离；速度测量敏感器：设置于着陆器部分，实时测量着陆器着陆过程中航天器相对着陆星体表面的速度；星敏感器：设置于上升器部分，对航天器运动全过程的惯性姿态参数进行测量；惯性测量组件：设置于上升器部分，对航天器运动全过程的惯性姿态角速度参数进行测量。所述主控制器采用三机冗余热备份模式以确保飞行全程控制器的可靠性及无间断切换。所述从控制器采用双机冗余热备份模式以确保着陆后半程短时可靠性及无间断切换。所述星敏感器数量根据任务需求采用冗余配置，包括配置防尘罩的星敏感器及未配置防尘罩的敏感器，配置防尘罩的星敏感器具备防止着陆起飞过程月尘污染镜头的能力，未配置防尘罩的星敏感器用于防止故障导致防尘罩不能打开而丧失测量功能，所述星敏感器配置在上升器上，单一产品失效不影响系统的惯性姿态获取能力。所述距离测量敏感器、速度测量敏感器均配置有激光、微波体制测量敏感器。所述地形测量敏感器配置有激光、光学体制测量敏感器。所述惯性测量组件配置有激光、光纤体制惯性测量组件。所述主控制器与着陆器产品的通讯根据信息通讯发生的频度和重要性分为直接通讯和间接通讯，与地形测量敏感器通过从控制器间接通讯，与其它敏感器直接通讯，可以避免从控制器失效导致着陆信息获取能力丧失。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)本专利技术提供的一种着陆上升航天器一体化控制系统，通过设置主控制器及从控制器的控制架构，可以利用天体表面起飞时机将着陆敏感器和从控制器留在月面，不影响上升功能的实现。这样可以减少上升时的系统重量，达到减少燃料消耗的作用，同时通过从控制器实现着陆安全点计算、由于着陆安全点的运算量大，需要较多的计算资源，设置从控制器可以降低主控制器的计算能力需求，有益于降低主控制器的重量并确保主控制器计算的实时性；(2)本专利技术采用的敏感器均采用异构备份，相较于常规的增加产品数量的冗余方法，显著的规避了共因实效，更好的确保了系统的可靠性，主控制器采用高可靠三机冗余热备份模式，确保飞行过程全程的可靠性和实时不间断，而从控制器的安全点识别功能仅用于着陆后半程短期工作，因此采用较高可靠度的双机冗余模式，即可有效确保系统可靠性。根据实际工作过程，差异化的设置主从控制器的冗余形式，兼顾可靠性需求和重量约束；(3)本专利技术在优先确保动力过程可靠性的前提下，进行必要的信息路径整合，减少系统重量。着陆敏感器信息、控制指令等动力过程关键信息的信息路径，即便产品位于着陆器，也不通过从控制器进行梳理，而是采用冗余路径直连主控制器，避免信息路径的传输节点增加降低可靠性。供配电及遥控遥测等动力过程关键度低的信息路径通过从控制器梳理整合统一管理，减少链路数量优化系统重量。附图说明图1为专利技术提供的航天器一体化控制系统结构示意图；具体实施方式一种着陆上升航天器一体化控制系统，适用于执行地外天体无人着陆上升任务，具体包括主控制器、从控制器、着陆图本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种着陆上升航天器一体化控制系统，其特征在于：包括主控制器、从控制器、地形测量敏感器、距离测量敏感器、速度测量敏感器、星敏感器，其中：/n主控制器：设置于航天器的上升器部分，对航天器飞行全过程进行导航制导及控制，对上升器内设置的终端产品进行供配电及遥控遥测控制，实现与上升器与着陆器内终端产品的直接通讯，向从控制器发送对着陆器的控制指令并接受从控制器返送的着陆安全点信息；/n从控制器：设置于航天器的着陆器部分，接收主控制器发送的对着陆器的控制指令，根据控制指令对着陆器上的终端产品进行供配电及遥控遥测控制，与地形测量敏感器通讯并对着陆图像敏感器获取的着陆图像进行处理以获取着陆安全点，并将着陆安全点信息反馈给主控器；/n地形测量敏感器：设置于着陆器部分，于着陆过程中自动获取着陆地形，并根据从控制器的指令将所获得的着陆图像发送至从控制器进行处理；/n距离测量敏感器：设置于着陆器部分，实时测量着陆器着陆过程中航天器到待着陆星体表面的距离；/n速度测量敏感器：设置于着陆器部分，实时测量着陆器着陆过程中航天器相对着陆星体表面的速度；/n星敏感器：设置于上升器部分，对航天器运动全过程的惯性姿态参数进行测量；/n惯性测量组件：设置于上升器部分，对航天器运动全过程的惯性姿态角速度参数进行测量。/n...

【技术特征摘要】
1.一种着陆上升航天器一体化控制系统，其特征在于：包括主控制器、从控制器、地形测量敏感器、距离测量敏感器、速度测量敏感器、星敏感器，其中：
主控制器：设置于航天器的上升器部分，对航天器飞行全过程进行导航制导及控制，对上升器内设置的终端产品进行供配电及遥控遥测控制，实现与上升器与着陆器内终端产品的直接通讯，向从控制器发送对着陆器的控制指令并接受从控制器返送的着陆安全点信息；
从控制器：设置于航天器的着陆器部分，接收主控制器发送的对着陆器的控制指令，根据控制指令对着陆器上的终端产品进行供配电及遥控遥测控制，与地形测量敏感器通讯并对着陆图像敏感器获取的着陆图像进行处理以获取着陆安全点，并将着陆安全点信息反馈给主控器；
地形测量敏感器：设置于着陆器部分，于着陆过程中自动获取着陆地形，并根据从控制器的指令将所获得的着陆图像发送至从控制器进行处理；
距离测量敏感器：设置于着陆器部分，实时测量着陆器着陆过程中航天器到待着陆星体表面的距离；
速度测量敏感器：设置于着陆器部分，实时测量着陆器着陆过程中航天器相对着陆星体表面的速度；
星敏感器：设置于上升器部分，对航天器运动全过程的惯性姿态参数进行测量；
惯性测量组件：设置于上升器部分，对航天器运动全过程的惯性姿态角速度参数进行测量。


2.根据权利要求1所述的一种着陆上升航天器一体化控制系统，其特征在于：所述主控制器采用三机冗余热备份模式以确保飞行全程控制器的可靠性及无间断切...

【专利技术属性】
技术研发人员：于萍，张洪华，杨洁，王佳，王华强，赵宇，杨巍，于洁，王志文，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11