一种适用于航天器姿态控制机电系统的交叉传输方法

摘要

一种适用于航天器姿态控制机电系统的交叉传输方法，所述交叉传输方法的特征在于包括双向交叉传输方法、数据同步方法和高速实时无冲突传输方法，通过多余度外部接口实现机电控制器与管理控制计算机间的高速实时双向数据交互；每个管理计算机独立地进行机电控制器的反馈数据采集，进行各自控制律解算，并且相互独立地完成数据处理，通过数据同步算法确保多个管理计算机的同步；各节点分时复用带宽，不会产生带宽争用现象，也不会产生延迟和抖动现象；在时间触发中每个节点均在自己的时间槽内完成相应的任务；本发明最大限度提高了飞行任务的可靠性与安全性，满足了大动态响应的控制需求。

说明书

技术领域

本发明涉及一种机电系统的交叉传输方法，特别是一种适用于航天器姿 态控制机电系统的交叉传输方法，可以通过三余度外部接口实现机电控制器 与管理控制计算机间的高速实时双向数据交互，同时三通道交叉传输通道中 所有通信节点时钟均与一个全局高精度时钟同步，每一个通信节点均利用自 身的时间槽在规定的时间内完成数据交换操作，利用实时时间触发确保通信 延迟和时间偏移的确定性，确保所有节点的通信相互不冲突。从而最大限度 提高飞行任务的可靠性与安全性，满足大动态响应的控制需求，适用于航天 器姿态控制机电系统数据传输领域。

背景技术

机电系统作为飞行器中的关键系统，完成机构驱动等功能，其直接关系 飞行任务成败，任何一次故障都有可能产生毁灭性的后果，提高可靠性的常 用方法是采用冗余技术实现系统备份。

在提高可靠性方面，国内外关注的重点一般在驱动电路的备份、电机的 备份以及电机双绕组的备份，管理计算机与机电控制器间的信息交互常采用 一对一的连接方式，一定程度上降低了信息传输通道的可靠性，也同时增加 了对机电控制器与管理计算机余度管理软件的可靠性与容错能力要求，增大 了软件的研发周期。为了进一步提高可靠性，专利Attitude and orbit control  system(AOCS)comprising a testing system(专利号US5485383A)采用 了信息交叉传输的方法，如图3所示，其通过姿轨控系统获取传感器信息， 经过信息处理后实现对发动机的控制，核心是姿轨控系统，其与传感器和发 动机间的信息交互均采用了信号交叉传输的方式。与文献中的姿轨控系统相 比，机电系统主要完成机构的驱动控制，动态响应大，实时性和同步性要求 高，且需实现双向的交叉传输。本专利立足于航天器姿态控制机电系统的应 用领域，提出了一种高实时双向交叉传输方法，极大地提高了机电系统的可 靠性与容错能力。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适用于航 天器姿态控制机电系统的交叉传输方法，通过三余度外部接口实现机电控制 器与管理控制计算机间的高速实时双向数据交互，最大限度提高了飞行任务 的可靠性与安全性，满足了大动态响应的控制需求。

本发明的技术解决方案是：一种适用于航天器姿态控制机电系统的交叉 传输方法，所述航天器姿态控制机电系统包括至少两个管理计算机、至少两 个机电控制器和至少两个作动器，所述管理计算机为第一管理计算机和第二 管理计算机，机电控制器为第一机电控制器和第二机电控制器，作动器为第 一作动器和第二作动器，所述管理计算机、机电控制器和作动器的数量相同 且为奇数；所述交叉传输方法的特征在于包括双向交叉传输方法、数据同步 方法和高速实时无冲突传输方法；

所述双向交叉传输方法为：

(1)将第一机电控制器与第一作动器电连接，将第二机电控制器与第 二作动器电连接，依此类推；

(2)在第一管理计算机与第一机电控制器之间建立两个传输节点，分 别为第一节点和第二节点，在第二管理计算机与第二机电控制器之间建立两 个传输节点，分别为第三节点和第四节点，依此类推；

(3)将第一管理计算机通过第一节点和第二节点与第一机电控制器连 接，将第二管理计算机通过第三节点和第四节点与第二机电控制器连接，依 此类推；

(4)将第一节点和第三节点连接，第二节点与第四节点连接，使得第 一节点、第二节点、第三节点和第四节点形成闭环，其他节点依次类推，所 有节点之间的连接形成闭环且不交叉；

(5)所有管理计算机互相进行连接，实现控制指令的交换，每一个管 理计算机将相同的控制指令发送给所有的机电控制器；

(6)每个作动器进行动作后，通过与作动器连接的机电控制器将相同 的作动器位置信息传输给每一个管理计算机；

(7)管理计算机接收到相同的作动器位置信息后进行数据交换，若所 有管理计算机接收到的作动器位置信息均相同，则所有管理计算机均工作正 常，继续进行交叉数据传输；若所有管理计算机接收到的作动器位置信息不 完全相同，则进一步确定接收到相同作动器位置信息的管理计算机数量最大 值的个数，若最大值只有一个，则最大值对应的管理计算机工作正常，若最 大值的数量大于一个，则最大值所对应的管理计算机中预先设定优先级最高 的管理计算机工作正常，利用该管理计算机进行交叉数据传输；

所述数据同步方法为：

(a)每一个管理计算机进入预先设定的监控周期后，保持关中断，在 监控周期中预先设定的时间段内向其余管理计算机输出一个逻辑高同步离 散量；

(b)若某一个管理计算机收到了一个或者多个管理计算机的逻辑高同 步离散量，则进入步骤(c)，进行同步检测；否则该管理计算机上报自身 同步故障，退出数据同步；

(c)管理计算机对收到的逻辑高同步离散量的上升沿进行采样，计算 自身的同步离散量与接收到的同步离散量上升沿之间的时间差，若时间差小 于等于100us，则该管理计算机同步成功，进入步骤(d)；

若时间差大于100us，则该管理计算机同步失败，管理计算机中的失步 计数器加1，重新进行采样和时间差判断，若失步计数器的数值等于5，则 启动同步恢复；进入步骤(e)，所述同步恢复具体为：在相同监控周期内 对同步失败的管理计算机的输出通道施加500us的延时；

(d)同步成功后的管理计算机各输出通道均保持逻辑低状态，输出一 个逻辑低离散量；

(e)若同步恢复成功，则失步计数器清零，重新开始计数，返回步骤 (a)，若同步恢复失败，则记录同步永久故障，该管理计算机的输出通道 停止输出；

所述高速实时无冲突传输方法为：

(i)航天器姿态控制机电系统运行前，根据传输节点个数将航天器姿 态控制机电系统每个控制周期的总线传输时间划分为多个长度不等的时间 槽，每两个时间槽之间设置时隙，每个传输节点只在定义的时间槽内收发数 据，各个传输节点之间保持同步；所述时间槽与传输节点一一对应，且每个 控制周期内时间槽与传输节点的对应关系不变；

(ii)根据步骤(i)中建立的时间槽分配情况为每个传输节点构建控制 调度数据表，并将控制调度数据表进行存储，所述控制调度数据表包括不同 时间槽中对应的发送节点、接收节点和发送信息，任意时间槽内发送节点均 只有一个，所述控制调度数据表在运行过程中不能更改；

(iii)在每个控制周期内，当任意一个传输节点的时间槽到来时，该节 点成为消息发送节点，其余传输节点均为接收节点，该传输节点根据步骤(ii) 中构建的自身控制调度数据表选择对应的发送节点、接收节点和发送信息， 发送节点通过传输通道将发送信息传输给接收节点，实现预先设定的通信操 作。

所述航天器姿态控制机电系统总线采用基于TDMA即Time Division  Multiple Access的时间调度机制。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明通过多余度外部接口实现机电控制器与管理控制计算机间 的高速实时双向数据交互，在满足飞行器姿控稳态、动态性能和可靠性指标 的前提下可实现设备的小型化、轻质化设计；

(2)本发明的每个管理计算机独立地进行机电控制器的反馈数据采集， 进行各自控制律解算，并且相互独立地完成数据处理，通过数据同步算法确 保多个管理计算机的同步，确保高速实时双向数据交互的可实现性、高可靠 性，最大限度提高了飞行任务的可靠性与安全性，满足大动态响应的控制需 求；

(3)本发明系统中的各节点分时复用带宽，不会产生带宽争用现象， 也不会产生延迟和抖动现象；在时间触发中每个节点均在自己的时间槽内完 成相应的任务，从而达到无冲突、高可靠的数据传输效果。

附图说明

图1本发明中利用传输节点构建交叉增强传输示意图；

图2本发明中交叉增强传输示意图；

图3姿轨控用交叉传输方法示意图；

图4本发明系统组成框图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

本发明系统组成框图如附图4所示，其硬件电路主要包括如下几个部 分：

通信电路：通信电路主要由DSP控制芯片及外围电路，通讯接口芯片 等组成，机电控制器与管理计算机的通信利用6个通信子节点构建三余度双 向交叉传输方式。

控制电路：控制电路主要由DSP控制芯片及其外围电路，电源管理芯 片等组成。

过流保护电路：当两个电流采样信号中有任何一个电流超过硬件设定的 阀值时，四路比较器中的相应比较器输出低电平，致使开关管有效导通输出 低电平，控制芯片DSP对电路进行保护，切断6路PWM驱动信号的输出。

电机转子位置检测：采用旋转变压器检测电机转子位置。

位置信号采样处理电路：位置信号以差动方式输入到运算放大器，经过 PI调节后将信号送至下一级放大器的反相输入端。经过二级放大器的处理 后，位置信号被送至DSP的模数转换单元。

电流采样与处理：电机的三相电流之和为零，所以只需对其中两相进行 采样，将电流传感器串联于逆变桥与电机绕组之间进行采集。

驱动与功率模块：功率模块采用双片MOSFET并联方式实现。

利用图4中的系统，本发明提出了一种适用于航天器姿态控制机电系统 的交叉传输方法，所述航天器姿态控制机电系统包括至少两个管理计算机、 至少两个机电控制器和至少两个作动器，所述管理计算机为第一管理计算机 和第二管理计算机，机电控制器为第一机电控制器和第二机电控制器，作动 器为第一作动器和第二作动器，所述管理计算机、机电控制器和作动器的数 量相同且为奇数；所述交叉传输方法的特征在于包括双向交叉传输方法、数 据同步方法和高速实时无冲突传输方法；

所述双向交叉传输方法为：

(1)将第一机电控制器与第一作动器电连接，将第二机电控制器与第 二作动器电连接，依此类推；

(2)在第一管理计算机与第一机电控制器之间建立两个传输节点，分 别为第一节点和第二节点，在第二管理计算机与第二机电控制器之间建立两 个传输节点，分别为第三节点和第四节点，依此类推；

(3)将第一管理计算机通过第一节点和第二节点与第一机电控制器连 接，将第二管理计算机通过第三节点和第四节点与第二机电控制器连接，依 此类推；

(4)将第一节点和第三节点连接，第二节点与第四节点连接，使得第 一节点、第二节点、第三节点和第四节点形成闭环，其他节点依次类推，所 有节点之间的连接形成闭环且不交叉；

(5)所有管理计算机互相进行连接，实现控制指令的交换，每一个管 理计算机将相同的控制指令发送给所有的机电控制器；

(6)每个作动器进行动作后，通过与作动器连接的机电控制器将相同 的作动器位置信息传输给每一个管理计算机；

(7)管理计算机接收到相同的作动器位置信息后进行数据交换，若所 有管理计算机接收到的作动器位置信息均相同，则所有管理计算机均工作 正常，继续进行交叉数据传输；若所有管理计算机接收到的作动器位置信 息不完全相同，则进一步确定接收到相同作动器位置信息的管理计算机数 量最大值的个数，若最大值只有一个，则最大值对应的管理计算机工作正 常，若最大值的数量大于一个，则最大值所对应的管理计算机中预先设定 优先级最高的管理计算机工作正常，利用该管理计算机进行交叉数据传输；

每个管理计算机独立地进行机电控制器的反馈数据采集，进行各自控制 律解算，并且相互独立地完成数据处理，通过数据同步方法确保三个管理计 算机的同步，确保高速实时双向数据交互的可实现性、高可靠性，最大限度 提高飞行任务的可靠性与安全性，满足大动态响应的控制需求。

数据同步方法采用软件为主，软硬件相结合的方式实现计算同步。通过 消除管理计算机累计时钟误差，保证各通道实现同一时刻的采样，具体方法 为：

所述数据同步方法为：

(a)每一个管理计算机进入预先设定的监控周期后，保持关中断，在 监控周期中预先设定的时间段内向其余管理计算机输出一个逻辑高同步离 散量；

(b)若某一个管理计算机收到了一个或者多个管理计算机的逻辑高同 步离散量，则进入步骤(c)，进行同步检测；否则该管理计算机上报自身 同步故障，退出数据同步；

(c)管理计算机对收到的逻辑高同步离散量的上升沿进行采样，计算 自身的同步离散量与接收到的同步离散量上升沿之间的时间差，若时间差小 于等于100us，则该管理计算机同步成功，进入步骤(d)；

若时间差大于100us，则该管理计算机同步失败，管理计算机中的失步 计数器加1，重新进行采样和时间差判断，若失步计数器的数值等于5，则 启动同步恢复；进入步骤(e)，所述同步恢复具体为：在相同监控周期内 对同步失败的管理计算机的输出通道施加500us的延时；

(d)同步成功后的管理计算机各输出通道均保持逻辑低状态，输出一 个逻辑低离散量；

(e)若同步恢复成功，则失步计数器清零，重新开始计数，返回步骤 (a)，若同步恢复失败，则记录同步永久故障，该管理计算机的输出通道 停止输出；

同步过程中，禁止中断，在同步完成后，开启中断。在对系统正常运行 过程中，每一小帧都需进行同步。

由于机电系统采用三通道，同步过程中，可能出现两种不同步情况:只 收到某一通道的同步信号、没有收到通道同步信号。针对第一种情况，假设 A通道只收到B通道同步信号，没有收到C通道同步信号，则认为A通道 同步成功，进入下一阶段；对于第二种情况，A通道没有收到其他任何通道 的同步信号，进入下一阶段后A通道上报自身同步故障，本通道失步计数器 加1，当该值大于允许连续失步值(设为5次)时启动同步恢复。如果在允许 值内同步成功，则失步计数器清零，重新开始计数。若同步恢复失败，则记 录同步永久故障，该通道停止输出。

为确保双向交叉传输数据的高实时性和高可靠性，总线系统采用基于 TDMA(Time Division Multiple Access)的时间调度机制，

所述高速实时无冲突传输方法为：

(i)航天器姿态控制机电系统运行前，根据传输节点个数将航天器姿 态控制机电系统每个控制周期的总线传输时间划分为多个长度不等的时间 槽，每两个时间槽之间设置时隙，每个传输节点只在定义的时间槽内收发数 据，各个传输节点之间通过全局时钟机制保持同步；所述时间槽与传输节点 一一对应，且每个控制周期内时间槽与传输节点的对应关系不变；所有发送 节点均发送过一次的时间槽系列组成一个TDMA轮，一个TDMA轮即为一 个数据交换周期。数据交换周期满足如下：

Tround＝tslot1+tgap1+tslot2+tgap2+…+tslotn+tgapn

其中：Tround为一个数据交换周期；tslot1为第1节点的时间槽；tgap1 为1、2节点间的时隙；tslot2为第2节点的时间槽；tgap2为2、3节点间 的时隙；tslotn为第n节点的时间槽；tgapn为n-1、n节点间的时隙。

(ii)根据步骤(i)中建立的时间槽分配情况为每个传输节点构建控制 调度数据表，并将控制调度数据表进行存储，所述控制调度数据表包括不同 时间槽中对应的发送节点、接收节点和发送信息，任意时间槽内发送节点均 只有一个，所述控制调度数据表在运行过程中不能更改；

(iii)在每个控制周期内，当任意一个传输节点的时间槽到来时，该节 点成为消息发送节点，其余传输节点均为接收节点，该传输节点根据步骤(ii) 中构建的自身控制调度数据表选择对应的发送节点、接收节点和发送信息， 发送节点通过传输通道将发送信息传输给接收节点，实现预先设定的通信操 作。

具体实施例

以三余度机电作动机构为例，所述三余度机电作动机构采用非冗余数字 控制器，尽管姿态控制系统的性能可通过采用先进的控制律算法得到改善， 但系统的任务可靠度却因串入多个单点环节而大大降低，按照1小时的飞行 任务进行可靠性计算，任务可靠性约0.998996，故障率为6.697835×104h， 如表1所示。经分析，管理计算机与机电作动器间的通信信道成为提高可靠 性的“瓶颈”，为最大限度提高飞行任务的可靠性与安全性，通过附图1所 示的基于时间触发的6个通信子节点构建附图2所示的三余度外部接口实现 机电控制器与管理计算机间的实时高速双向数据交互，同时机电控制器与管 理计算机间采用三通道交叉传输的控制方式保证机电系统较强的容错能力。 当采用三余度实时高速双向数据交互结构，并用软件技术实现多重多数表决 之后，系统的任务可靠度提高到0.999636，故障率降低到2.428163×10⁴h， 可靠性得到了提高，而引入6个通信节点增加的重量约为2kg，在提高可靠 性的同时也保证了机电控制系统的轻质化设计，具体可靠性数据比对如表1 所示。

表1

与传统的三余度机电系统控制方法相比，不会因一个信号源的故障而损 失整个通道，具体的交叉增强传输示意图如附图1和附图2所示。在附图1 中，以管理计算机1为例，管理计算机1与机电控制器1间的通信存在3 条路径，分别如下，其他管理计算机与机电控制器间通信冗余与其类似。

1)管理计算机1→节点1→节点2→机电控制器1；

2)管理计算机1→节点1→节点3→节点4→节点2→机电控制器1；

3)管理计算机1→节点1→节点3→节点5→节点6→节点4→节点2 →机电控制器1。

在每一个周期进行两次交叉传输，管理计算机1、管理计算机2和管理 计算机3采集到数据后进行第一次交叉传输，将各自收到的机电控制器反馈 数据及执行机构状态的判断数据等封存在自身的交叉通道数据链CCDL (Cross Channel Data Link)数据包中。每个管理计算机均通过总线接收另 外两个管理计算机的CCDL数据包，对采集到的数据进行表决，确保传输数 据的正确性。

第二次交叉传输是控制律计算后，每个管理计算机将各自的机电控制指 令封存在自身的CCDL数据包中，每个计算机均通过总线接收另外两个计算 机的CCDL数据包，通过对控制律计算结果的表决，确保了机电控制指令的 正确性。机电控制指令数据传输时，管理计算机识别出不同作动器的控制指 令，分别发送相应的指令至不同的机电控制器。比如，管理计算机1、管理 计算机2和管理计算机3分别发送相同的控制指令至机电控制器1。同时， 作动器位置数据反馈传输时，管理计算机识别出不同作动器的位置指令，分 别接收相应的位置信息至不同的寄存器。比如，管理计算机1同时接收作动 器1，作动器2和作动器3的不同位置信息。

本发明通过多余度外部接口实现机电控制器与管理控制计算机间的高 速实时双向数据交互，可应用在高可靠性要求的数据交互中，在航天航空、 工业控制领域的高可靠数据交互中均可得到应用。

本发明系统中的各节点分时复用的方式可应用在多路高速实时数据交 互中，从而达到无冲突、高可靠的数据传输效果，在航天航空、工业控制领 域以及大数据量的网络传输中均可得到应用。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知 技术。