航天器执行机构故障注入方法技术

本发明专利技术公布了一种航天器执行机构故障注入装置及其故障注入方法，属执行机构故障分析和可靠性验证领域。本发明专利技术所述装置包括：主板、多通道数据采集卡、多通道模拟输出卡、人机接口、直流稳压源和信号转接板。本发明专利技术所述方法将执行机构控制指令信号和转速反馈信号提取并处理得到伪指令信号和伪转速反馈信号。本发明专利技术采用软件结合硬件实现的故障注入方法对航天器执行机构进行故障注入。本发明专利技术实现执行机构进行故障注入，加速系统故障的产生，提高系统故障诊断效率；故障注入装置成本低，可操作性强，使用方便、可靠。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种，属于航天器姿态控 制系统半物理仿真试验阶段的执行机构故障分析和可靠性验证领域。
技术介绍
故障注入技术是对于容错系统性能评价的一个重要手段，它通过有意识地向系统中引 入故障来加速测评容错机制的试验过程。航天器研制成本高、周期长，为确保航天器能够长 寿命、高可靠运行，需要对航天器每个环节充分开展可靠性检验。而星载执行机构故障情况 下的应急处理及故障检测和诊断环节就是一个在地面需要充分实验的环节。本专利技术叙述的故 障注入装置和方法的是采用某种策略人为地将故障引入到航天器执行机构中，从而加速执行 机构的失效，为姿态控制系统方案的可靠性验证提供前提条件。按照故障注入实现方法，可分为模拟故障注入和物理故障注入两种，物理故障注入方法 又可分为硬件实现与软件实现的故障注入。不同的故障注入方法对同一个目标系统产生的效果不同，因而故障注入的效率也不同。 选择一种恰当的注入方法不仅节省投入并带来好的注入效果，而且对于特定系统来说，很可能 只有某种方法才能实现有效的故障注入，比如基于黑盒的系统，代码不可见，只提供了有限的 访问权限，这时候只能采用和界面交互的方法。因此，对于目标系统的故障注入来说，选取适 合与系统的故障注入方法非常重要。模拟故障注入不需要特殊的硬件支持，费用低廉。但是对于本文的目标系统航天器执行 机构来说，要通过模拟的方法建立系统模型比较困难。执行机构组成复杂，元器件繁多，要 在满足一定精确度要求的情况下，使用硬件描述语言实现系统模拟模型，开发工作量将非常 巨大。硬件故障注入方法的一个最主要问题是它将故障直接注入到目标系统的硬件中，即需 要有一个完整的待注入硬件系统。在本文中，如果采用硬件实现的故障注入方法，那么必须 建立卫星姿态控制系统部分的硬件模型，以用于故障注入实验。但是实现卫星姿控系统的硬 件模型技术要求高、工程量大、代价高昂。而且随着系统封装的密度越来越高，硬件故障注 入时对注入节点的访问也越来越困难，而且对于目标系统可能会有损害。因此，硬件故障注入并不适合于航天器部件这类昂贵研制成本的故障注入。软件实现的故障注入方法是根据一定的故障模型，通过软件方法，通过修改硬件或软件 的状态变量或数据来模拟故障的产生。它无需额外的硬件设备，可以在程序指令能够访问到的 硬件或软件上选择故障注入位置，故障注入器实现简单。但单纯的软件故障注入不能模拟真 实部件的状况，难以逼近实际系统。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是针对现有技术存在的缺陷提出一种航天器执行机构故障注 入的装置及其故障注入方法。本专利技术航天器执行机构故障注入装置，其特征在于包括主板、多通道数据采集卡、 多通道模拟输出卡、人机接口、直流稳压源和信号转接板；其中信号转接板的输出端接多 通道数据采集卡的输入端，多通道数据采集卡的输出端接主板的输入端，主板的输出端接 多通道模拟输出卡的输入端，多通道模拟输出卡的输出端接信号转接板的输入端，人机接 口与主板电连接，直流稳压电源的输出端分别接主板的电源接口、多通道数据采集卡的电 源接口、多通道模拟输出卡的电源接口。所述的航天器执行机构故障注入装置的故障注入的方法，其特征在于包括如下步骤a. )采用人机接口设置故障类型即卡死故障、缓变故障或常值偏置故障；b. )采用多通道数据采集卡通过信号转接板接收星载计算机输出的指令信号；c. )将步骤a设置的故障类型和步骤b所述的指令信号依次经过主板、多通道模拟输 出卡、信号转接板输出伪指令信号；d. )采用执行机构接收步骤c所述的伪指令信号输出转速信号；e. )将步骤d所述的转速信号依次经过信号转接板、多通道数据采集卡、主板、多通道 模拟输出卡后再通过信号转接板输出伪转速信号至星载计算机。本专利技术采用软件结合硬件实现的故障注入方法对航天器执行机构进行故障注入。本专利技术 所用方法在不对执行机构物理部件损伤的情况下，实现执行机构进行故障注入，加速系统故 障的产生，提高系统故障诊断效率；对于姿态控制系统方案的可靠性分析和执行机构故障处 理情况的验证都起到了重要的作用。故障注入装置成本低，可操作性强，使用方便、可靠。附图说明图l:航天器执行机构故障注入原理框图； 图2:本专利技术硬件结构图； 图3:本专利技术实施例结构图；图4:航天器执行机构故障注入软件流程图。 具体实施例方式如图1所示。航天器执行机构故障注入的硬件包括星载计算机、故障注入装置、人机 交互界面和执行机构。如图2所示。本专利技术航天器执行机构故障注入装置包括主板、多通道数据采集卡、 多通道模拟输出卡、人机接口、直流稳压源和信号转接板；其中信号转接板的输出端接多 通道数据采集卡的输入端，多通道数据采集卡的输出端接主板的输入端，主板的输出端接 多通道模拟输出卡的输入端，多通道模拟输出卡的输出端接信号转接板的输入端，人机接 口与主板电连接，直流稳压电源的输出端分别接主板的电源接口、多通道数据采集卡的电 源接口、多通道模拟输出卡的电源接口。所述的航天器执行机构故障注入装置的故障注入的方法包括如下步骤-a. )采用人机接口设置故障类型即卡死故障、缓变故障或常值偏置故障；b. )采用多通道数据采集卡通过信号转接板接收星载计算机输出的指令信号；c. )将步骤a设置的故障类型和步骤b所述的指令信号依次经过主板、多通道模拟输 出卡、信号转接板输出伪指令信号；d. )采用执行机构接收步骤c所述的伪指令信号输出转速信号；e. )将步骤d所述的转速信号依次经过信号转接板、多通道数据采集卡、主板、多通道 模拟输出卡后再通过信号转接板输出伪转速信号至星载计算机。设置的故障类型包括(1)卡死故障采集执行机构反馈信号，将其瞬时反馈信号处 理成伪转速信号，即取0并输出，模拟执行机构发生卡死故障；(2)缓变故障该故障模型 生成一个线性时变的故障函数，注入到执行机构，模拟执行机构的缓变故障；(3)常值偏置 故障该故障模型在执行机构反馈信号上叠加一个常值信号，综合成执行机构伪反馈信号并 输出。如图3所示，以飞轮为执行机构来说明故障注入装置及注入方法，将飞轮和故障注入 装置接入某小卫星姿态控制半物理仿真闭环回路，该回路包括以下几个部分卫星运动仿 真计算机，用于计算卫星姿态和轨道运动方程；星载传感器用于敏感当前卫星姿态信息， 星载计算机采集姿态信息，经过控制律计算，给出飞轮指令信息，故障注入装置根据当前 系统状态和选择的故障模式将故障注入到飞轮。主要硬件接口有1, 将飞轮转速指令通道、飞轮转速反馈信号、经故障注入装置处理后的飞轮伪反馈信号 通过转接板将信号接入故障注入装置的AD650多通道数据采集'卡；2, 将经过故障注入装置处理后的飞轮伪指令信号接入XMM1612多通道模拟输出卡；直流稳压源给PC104组合模块即主板供电。开启故障注入程序。故障注入装置的具体工作步骤如下(1) 设定飞轮正常工作状态下的转速变化率范围；(2) 从人机接口，注入飞轮故障信息为卡死故障；(3) AD650多通道数据采集卡采集星载计算机给出的飞轮指令信号； 根据故障注入信息(即卡死故障)，故障注入装置将动量轮伪指令信号为处理为O值， 输出给动量轮；(4) 采集飞轮反馈信号。如果动量轮转速遥测为非0，则故障注入装置将飞轮转速反馈 信号处理成0，此信号称为伪转速反馈信号，发本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航天器执行机构故障注入装置，其特征在于包括：主板、多通道数据采集卡、多通道模拟输出卡、人机接口、直流稳压源和信号转接板；其中信号转接板的输出端接多通道数据采集卡的输入端，多通道数据采集卡的输出端接主板的输入端，主板的输出端接多通道模拟输出卡的输入端，多通道模拟输出卡的输出端接信号转接板的输入端，人机接口与主板电连接，直流稳压电源的输出端分别接主板的电源接口、多通道数据采集卡的电源接口、多通道模拟输出卡的电源接口。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：姜斌，程月华，陆宁云，陈复扬，刘剑慰，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：84[中国|南京]