一种基于逻辑模型的航天器系统故障定位方法与流程

本发明涉及航天器系统设计领域，尤其涉及一种基于逻辑模型的航天器的故障定位方法。

背景技术：

长期以来，我国航天器的故障模式设计工作主要是依靠设计人员的主观认知和经验，航天器在轨运行和故障应对主要是由地面工作人员实时观测并通过上传控制指令来完成的。随着航天器任务复杂程度的增加，部组件以及航天器之间的设计耦合增多，依靠人工传统设计故障模式的方式容易出现故障模式漏项，在漏项故障发生时需要耗费大量时间进行故障定位并开展对策的制定，延误了故障的处置时间，使航天器的稳定运行存在隐患。

技术实现要素：

本发明的目的在于解决上述技术问题，提供一种基于逻辑模型的航天器系统故障定位方法，解决人工传统的故障定位方法中故障模式漏项的隐患，缩短航天器系统故障定位时间，提高故障定位准确性。

为实现上述发明目的，提供一种基于逻辑模型的航天器系统故障定位方法，所述方法包括以下步骤：S1，建立航天器系统逻辑模型；S2，实时接收航天器遥测信息，并将所述航天器遥测信息与所述系统逻辑模型中设置的状态值进行比较，从而实现故障定位。

优选地，步骤S1包括：S11，根据航天器的系统功能建立多个航天器系统子模型，并确定所述多个航天器系统子模型包括的部件以及部件之间的逻辑关系，从而建立所述多个航天器系统子模型包括的部件模型；S12，设计所述多个航天器系统子模型以及它们包括的部件模型的变量，并对变量进行分层级定性处理；S13，确定所述多个航天器系统子模型以及它们包括的部件模型的输入和输出逻辑关系；S14，确定所述多个航天器系统子模型以及它们包括的部件模型的正常模型；以及S15，确定所述多个航天器系统子模型以及它们包括的部件模型的故障模式。

优选地，步骤S12中的变量分层级定性处理包括：判断所述多个航天器系统子模型以及它们包括的部件各个状态的区分点，从而将变量值划分为多个表示不同状态的区间。

优选地，所述多个航天器系统子模型包括：能源系统子模型，用于表征帆板发电分流、电池充放电、母线负载等能源功能相关设计逻辑的匹配；热控系统子模型，用于表征电加热回路通断和温度趋势等热控功能相关设计逻辑的匹配；控推系统子模型，用于表征飞行姿态、飞行轨道与飞行模式等控推功能相关设计逻辑的匹配；配电系统子模型，用于表征整器电压降、电流与加电设备状态等配电功能相关设计逻辑的匹配；信息系统子模型，用于表征各信息流上的通信设备状态等信息功能相关设计逻辑的匹配。

优选地，所述步骤S2包括：冲突识别处理，将实时接收到的遥测信息与所述航天器系统逻辑模型中的正常模式的状态值进行比较，得到故障部件集合；故障定位处理，在所述故障部件集合中寻找与当前状态匹配的故障模式，从而完成故障定位。

优选地，所述冲突识别处理包括：确定实时接收到的遥测信息状态与所述多个航天器系统子模型以及它们包括的部件模型的正常状态的设置值是否一致，如果不一致则建立系统冲突集；通过修改多个航天器系统子模型以及它们包括的部件模型的状态值来对所述系统冲突集执行减运算，从而在所述冲突集中仅包括故障部件。

优选地，修改多个航天器系统子模型以及它们包括的部件模型的状态值包括：减除一个或多个航天器系统子模型及其部件模型，以确定减除一个或多个航天器系统子模型及其部件模型之后的状态值是否与实时接收到的遥测信息状态一致。

优选地，所述故障定位处理包括：将故障部件的部件模型修改为特定故障模式，确定修改之后得到的状态值是否与实时接收到的遥测信息状态一致，如果一致则实现了故障定位。

在根据本发明的基于逻辑模型航天器系统故障定位方法中，通过建立系统逻辑模型并在航天器系统逻辑模型中设置正常模式和故障模式，然后通过实时接收遥测信息来与航天器系统逻辑模型进行比较，以此实现航天系统的故障定位，相比于现有技术中人工故障定位而言，避免了人工故障定位出现漏判错判的问题，提高了故障定位效率，为后续故障处理赢得了大量的时间。

此外，在航天器系统逻辑模型中设置正常模式和故障模式，并通过修改部件模型的特定故障模式与实时接收到的遥测信息状态值进行匹配，保证了实时接收到的遥测信息状态值唯一对应一个特定故障模式，使得故障定位时不会出现定位错误的情况，提高故障定位效率的同时，也提高了故障定位的准确性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是示意性表示根据本发明的基于逻辑模型的航天器系统故障定位方法的流程图；

图2是示意性表示根据本发明的航天器系统逻辑模型的建立流程图；

图3是示意性表示根据本发明的航天器系统逻辑模型的组成图；

图4是示意性示出根据本发明的基于逻辑模型的航天器系统故障定位方法的具体流程图。

具体实施方式

此说明书实施方式的描述应与相应的附图相结合，附图应作为完整的说明书的一部分。在附图中，实施例的形状或是厚度可扩大，并以简化或是方便标示。再者，附图中各结构的部分将以分别描述进行说明，值得注意的是，图中未示出或未通过文字进行说明的元件，为所属技术领域中的普通技术人员所知的形式。

此处实施例的描述，有关方向和方位的任何参考，均仅是为了便于描述，而不能理解为对可能都在忙本发明保护范围的任何限制。以下对于优选实施方式的说明会涉及到特征的组合，这些特征可能独立存在或者组合存在，本发明并不特别地限定于优选的实施方式。本发明的范围由权利要求书所界定。

图1是示意性表示根据本发明的基于逻辑模型的航天器系统故障定位方法的流程图。如图1所示，根据本发明的基于逻辑模型的航天器系统故障定位方法包括以下步骤：S1，建立航天器系统逻辑模型；S2，实时接收航天器遥测信息，并将接收到的航天器遥测信息与建立的航天器系统逻辑模型中设置的状态值进行比较，从而实现航天器系统的故障定位。

图2是示意性表示根据本发明的航天器系统逻辑模型的建立流程图。如图2所示，建立航天器系统逻辑模型包括以下步骤：S11，根据航天器的系统功能建立多个航天器系统子模型，并确定多个航天器系统子模型包括的部件以及部件之间的逻辑关系，从而建立多个航天器系统子模型包括的部件模型；S12，设计多个航天器系统子模型以及它们包括的部件模型变量，并对变量进行分层级定性处理；S13，确定多个航天器系统子模型以及它们包括的部件模型的输入和输出逻辑关系；S14，确定多个航天器系统子模型以及它们包括的部件模型的正常模型；S15，确定多个航天器系统子模型以及它们包括的部件模型故障模式。

图3是示意性表示航天器系统模型层级图。如图3所示，按照系统级、功能级和部件级三个层级来构件航天器系统逻辑模型，每一个层级的逻辑模型均由下级逻辑模型按照逻辑进行组合。

具体地，航天器系统逻辑模型包括能源系统子模型、热控系统子模型、控推系统子模型、配电系统子模型和信息系统子模型。其中能源系统子模型用于表征帆板发电分流、电池充放电、母线负载等能源功能相关设计逻辑的匹配。热控系统子模型用于表征电加热回路通断和温度趋势等热控功能相关设计逻辑的匹配。控推系统子模型用于表征飞行姿态、飞行轨道与飞行模型等控推功能相关设计逻辑的匹配。配电系统子模型用于表征整器电压降电流与加电设备状态等配电功能相关设计逻辑的匹配。信息系统子模型用于表征各信息流上的通信设备状态等信息功能相关设计逻辑的匹配。

功能级模型(即，能源系统子模型、热控系统子模型、控推系统子模型、配电系统子模型和信息系统子模型)和部件级逻辑模模型均包括输入、输出、正常模式、故障模式。它们的定义如下表1所示：

表1

上面提及的对变量进行分层级定性处理可以包括：判断多个航天器系统子模型以及它们所包含的部件的各个状态的区分点，从而将变量值划分为多个表示不同状态的区间。例如，正常范围0～40V的供电电压可以分为低电压区间(低于24V)、中低电压区间(24V～28.5V)、中电压区间(28.5V～31V)和高电压区间(高于31V)。

建立完成航天器系统逻辑模型后，进行步骤S2，实现对航天器系统故障的定位。步骤S2进一步包括冲突识别处理和故障定位处理。

图4是示意性示出根据本发明的基于逻辑模型的航天器系统故障定位方法的具体流程图。

冲突识别处理是指将从航天器实时接收到的遥测信息与航天器系统逻辑模型中的正常模式的状态值进行比较，由此得到故障部件集合。具体来说，首先确定实时接收的遥测信息状态与航天器系统子模型以及它们包含的部件模型的正常状态的设置值是否一致，如果不一致则建立系统冲突集，然后通过修改多个航天器系统子模型以及它们所包含的部件模型的状态值来对系统冲突集执行减运算。例如，这种修改过程可以减除一个或多个航天器系统子模型及其部件模型，以确定减除一个或多个航天器系统子模型及其部件模型之后的状态值是否与实时接收到的遥测信息状态一致，使得系统冲突集中由含有故障部件和正常部件缩减到仅含有故障部件。

例如，假设在信息模型中存在故障，在冲突识别过程中，首先可以减除能源模型，如果减除能源模型之后得到的状态与当前的状态相同，则表明故障并没有发生在能源模型中。如此，可以再减除热控模型、热推模型、配电模型或信息模型，直到减除某一模型之后得到的状态值与当前状态不一致，如减除信息模型之后得到的状态与当前状态不一致，则表明在信息模型中存在故障。利用相同方法也可以找到在信息模型中的哪个或哪些部件模型中存在故障。

然后，进行故障定位处理。故障定位处理是指在故障部件集合中寻找与当前状态匹配的故障模式，从而完成故障定位。具体来说，在得到的系统冲突集中只含有故障部件之后，将故障部件的部件模型修改为特定的一种故障模式，确定修改后得到的状态值是否与实时接收到的遥测信息状态一致，如果一致，则表明在该部件中存在这种特定的故障，由此实现故障定位和诊断，如果不一致，则继续修改部件模型的故障模式，直至找到与实时接收到的遥测信息状态一致的故障模式。

在根据本发明的基于逻辑模型航天器系统故障定位方法中，通过建立系统逻辑模型并在航天器系统逻辑模型中设置正常模式和故障模式，然后通过实时接收遥测信息来与航天器系统逻辑模型进行比较，以此实现航天系统的故障定位，相比于现有技术中人工故障定位而言，避免了人工故障定位出现漏判错判的问题，提高了故障定位效率，为后续故障处理赢得了大量的时间。

此外，在航天器系统逻辑模型中设置正常模式和故障模式，并通过修改部件模型的特定故障模式与实施接收到的遥测信息状态值进行匹配，保证了实时接收到的遥测信息状态值唯一对应一个特定故障模式，使得故障定位时不会出现定位错误的情况，提高故障定位效率的同时，也提高了故障定位的准确性。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。