高实时性航天器自主保障故障定位平台制造技术

本发明专利技术公开高实时性航天器自主保障故障定位平台，解决故障模式知识获取瓶颈，实现大规模复杂系统高时效性故障定位，并作为核心功能开发可供工程应用的实时故障定位平台。结合航天器设计需要、设计人员习惯、对航天器故障模式的知识积累，在前期故障模式分析基础上，完成标准化故障模式知识采集录入模板、与采集数据周期匹配的实时故障定位算法模块开发，并以此开发满足国际标准、模块化开放架构的实用化高实时性故障定位平台。化高实时性故障定位平台。化高实时性故障定位平台。

【技术实现步骤摘要】
高实时性航天器自主保障故障定位平台


[0001]本专利技术涉及高实时性航天器自主保障故障定位平台，尤其涉及故障模式与信号关系配置平台开发技术以及高实时条件下基于三元组的故障定位技术。

技术介绍

[0002]航天器长时间工作，各子系统协调工作，相互耦合，这对于保证航天器在不同工作状态下稳定运行提出了重要挑战，而准确、有效的航天器参数异常检测与故障定位，对于航天器维护与安全保障起到了重要作用。然而，由于航天器结构复杂，交联关系繁多，且受到指令、工况和自身状态的约束，航天器的异常检测与故障定位规则复杂且多变。用户难以直观地通过表格的方式进行梳理和归纳，同时由于部件存在冗余和主备设定，异常结果与故障定位判定规则的逻辑超越“与”关系，需要更加复杂的表达式对逻辑关系进行识别和描述。
[0003]另一方面，根据上述发展趋势，航天器结构的复杂、状态的多样化以及逻辑关系的扩展，间接制约了异常检测与故障定位的效率，在航天器在线运行的工作场景下，需要同时保证故障定位的准确性和高实时性。特别是以相关性矩阵为代表的一类故障定位算法，随着矩阵规模增加，故障实时定位的效率成规律性下降。解决故障实时定位效率的问题，亟需提出新的故障定位算法。
[0004]目前，国内对于航天器故障定位算法及平台开发已经拥有一定的技术积累，但是仍然存在故障模式梳理单一的问题，同时对于复杂航天器的故障定位模式，还处于低实时性的发展阶段。因此，本专利技术针对多故障模式梳理，快速高效故障定位技术开发，提供有效的技术支持。

技术实现思路

[0005]本专利技术针对航天器系统实时故障定位需求，解决故障模式知识获取瓶颈，实现大规模复杂系统高时效性故障定位，并作为核心功能开发可供工程应用的实时故障定位平台。结合航天器设计需要、设计人员习惯、对航天器故障模式的知识积累，在前期故障模式分析基础上，完成标准化故障模式知识采集录入模板、与遥测数据周期匹配的实时故障定位算法模块开发，并以此开发满足国际标准、模块化开放架构的实用化实时故障定位平台。所述的航天器故障定位平台，其特征在于：航天器故障定位平台包含故障模式模板配置工具以及高实时故障定位模块两个子模块。故障模式模板配置工具的主要功能包括以软件形式向用户提供可视化的参数异常检测规则、故障定位规则配置，配置文件的导入导出等功能；故障定位模块功能包括以实时接收信号为基础，判定信号是否处于异常状态，进一步对发生的故障进行定位，返回定位结果和定位过程结果。
[0006]所述的故障模式模板配置工具，其特征主要在于：模板配置工具包含两个子功能：参数判读设置功能和故障模式配置功能。参数判读设置功能主要任务是为用户提供参数异常判定所需的参数信息、判定规则、起始和终止条件，并提供参数判定规则信息的导入与导
出；故障模式配置功能主要任务是为用户提供故障模式判定所需的参数信息、故障信息、起始和终止条件、判定逻辑规则，并支持故障模式的导入与导出。
[0007]所述的高实时故障定位模块，其特征主要在于：高实时故障定位模块，将相关性矩阵进行压缩，形成三元组，定位策略采用基于三元组的故障定位模式，并输出良好、怀疑、故障以及未知四种状态，同时输出定位过程中异常参数列表。本专利技术的优点在于：
[0008]1.所述开发平台采用基于C#语言的客户端/服务器架构，运行稳定，适合大规模故障模式与测试管理。用户操作简便，能够综合考虑航天器在不同工况、指令和自身状态下的参数异常与故障定位之间的关系。
[0009]2.故障定位算法以故障模式与参数的相关性矩阵为基础，考虑到实际航天器设计与运行环境中相关性矩阵的稀疏性，将相关性矩阵转换为三元组的形式存储和计算，有效压缩了系统存储相关性矩阵的容量以及降低计算时间，满足
[0010]10毫秒数量级的故障诊断时效性。
[0011]3.故障模式模板配置工具，充分考虑异常判定与故障定位在航天器不同工况、指令和自身状态下规则的差异，以及测试与故障模式复杂判定逻辑，提供可视化、人机交互友好的异常判定和故障定位规则配置。
附图说明
[0012]图1为时序规则列表
[0013]图2为参数判定起始条件和终止条件配置
[0014]图3为故障信息配置
[0015]图4为故障模式关系表格
[0016]图5为测试模式关系表格示意图
[0017]图6为故障配置信息表XML实例
[0018]图7为相关性矩阵转化三元组示意图
[0019]图8为自主保障故障定位定位平台流程图
具体实施方案
[0020]下面对本专利技术提供的一种航天器自主保障故障定位平台的设计及其实现进行详细说明：
[0021]1.参数判读及故障定位配置
[0022]在已有FMECA表格基础上，为方便直观为用户提供知识录入，同时考虑对于多种工况、多种阈值判定条件，本专利技术以各系统FMECA表格为原始模板进行扩展。配置模板文件包括故障模式、故障现象(测点/遥测参数信息)、故障定位系统、分系统、子系统、组件分级，故障传播影响、故障阈值参数。同时，表格中包含流程、指令、时序信息约束，用于区分在不同情况下采用的参数判定及故障定位规则。表格参数项可以根据用户需要进行分解。
[0023]在此基础上，考虑到航天器诊断知识复杂且多样，各种条件约束、阈值设定为建立统一、通用的知识编辑、录入模板造成困难。同时，由于设计人员未能普及和掌握全面的测试性分析、FMECA建模等专业知识，使得知识获取过程变得更为困难，知识获取瓶颈问题非常突出。总之，确定航天器故障发生、发展不仅与故障模式在系统中的传播、耦合相关，也受
到工作流程、控制指令和时序的直接影响，不同系统状态下测点阈值的判定条件也千差万别。因此，开发一套通用、便捷、无遗漏与无冲突地获取全面描述航天器诊断知识的方法具有重要意义，也是复杂航天器高效故障定位的首要解决难题。
[0024]本专利技术中，针对参数判定和故障定位，首先考虑到指令、时序和自身状况作为判定规则的开启与关闭条件。作为描述航天器运行状态的重要一环，时序用于描述航天器操作之间的时间顺序，用于对航天器进行更加准确的控制。不同的时序下，需要执行的异常值检测和故障诊断也是不同的。
[0025]条件类型不同，分类也有所差异。时序模板如图1所示，对于时序，有不同的触发类型：前序时序、触发指令和触发参数。对于不同的触发类型，时序分为零点时序和普通时序。一般来说，零点时序是某一条时间线的起始时序，通常由指令和参数来触发；而普通时序一般有前序时序进行触发，这样构成一条完整的时序链。
[0026]由于系统的复杂性，参数判读是否有效与参数的实际物理意义、系统运行状态和系统接收到的命令有关。所以，在实际中，是否进行参数判读，默认情况是在系统整个运行周期中不间断的判断参数是否异常。特殊情况下，参数判读需要设置起始和终止条件：满足起始条件时，系统自动对相应的参数值进行判断；满足终止条件时，系统停止受到终止条件约束的参数。对于起始条件和终止条件的配置，如图2所示。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.高实时性航天器自主保障故障定位平台，其特征在于：主要包括故障模式与信号关系配置平台以及高实时性条件下基于三元组的故障定位算法模块：故障模式模板配置工具主要负责用户依据研究对象和自身先验知识，配置和导出故障模式和信号之间的关系；高实时故障定位算法模块基于三元组形式的相关性矩阵，结合实时数据帧，实现参数异常监测和故障诊断。2.根据权利要求1所述的故障模式模板配置工具，其特征在于：以现有用户诊断知识采集表格为基础，按流程、指令、时序进行诊断知识的组织；基于强相关和强互斥，形成特殊的逻辑描述方式；基于复杂逻辑，实现由逻辑描述向相关性矩阵的转化。3.根据权利要求1所述的高实时故障定位算法模块，其特征在于：高实时性故障定位算法，基于由故障模式与信号关系配置平台导出的故障与测试关系模...

【专利技术属性】
技术研发人员：于劲松，韩丹阳，刘浩，唐荻音，李鑫，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：