一种基于逻辑模型的航天器系统故障定位方法技术方案

本发明专利技术涉及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。本发明专利技术解决了人工传统的故障定位方法中故障模式漏项的隐患，缩短了航天器系统故障的定位时间，提高了故障定位准确性。

【技术实现步骤摘要】
一种基于逻辑模型的航天器系统故障定位方法
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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。为实现上述专利技术目的，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。在根据本专利技术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专利技术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专利技术的一些实施例，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专利技术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专利技术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专利技术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专利技术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
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专利技术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，本专利技术并不特别地限定于优选的实施方式。本专利技术的范围由权利要求书所界定。图1是示意性表示根据本专利技术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，根据本专利技术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专利技术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本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于逻辑模型的航天器系统故障定位方法，其特征在于，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。

【技术特征摘要】
1.一种基于逻辑模型的航天器系统故障定位方法，其特征在于，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。2.根据权利要求1所述的航天器系统故障定位方法，其特征在于，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式；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。3.根据权利要求2所述的航天器系统故障定位方法，其特征在于，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。4.根据权利要求2所述的航天器系统故障定位方法，其特征在于，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的匹配；控推系统子模型，用于表征飞...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈丹，王玮，程伟，张森，南洪涛，
申请(专利权)人：北京空间技术研制试验中心，
类型：发明
国别省市：北京,11