卫星在轨故障全数字仿真平台设计

杨海峰 张发家 刘吉霞 刁奇

（山东航天电子技术研究所，山东烟台 264003）

1 引言

卫星长时间工作于复杂的太空环境中，虽然在研制过程中采用了先进的管理手段和高质量的软硬件技术，但不可避免地还会出现在轨故障。在轨故障的发生，造成卫星性能下降，功能丧失，甚至报废，影响了卫星的寿命与应用，给用户带来不可估量的损失。整理、总结这些故障信息，分析其变化趋势，比较不同卫星的故障模式及其差异，对于发现该类卫星的薄弱环节，提高卫星设计水平，验证卫星的可靠性增长等具有重要意义［1］，因此，进行故障诊断和对策技术研究十分重要［2］。在卫星仿真软件领域，目前已有美国的飞行器仿真系统SPASIM、欧洲EurnSim 仿真平台等商业软件，但这些软件价格昂贵，而且由于技术秘密和商业秘密等原因，还不能应用于国内卫星仿真与故障验证工作。本文提出了一种适用于卫星在轨故障定位、分析和解决方案验证的全数字仿真平台的设计方法。

2 卫星故障分析

在全数字仿真平台的设计过程中，首先对卫星在轨故障信息进行分析，以对卫星在轨故障的可仿真性与仿真方式提供依据，并作为全数字仿真的基本输入信息，为故障解决方案的构建提供思路。

2．1 故障危害分析

根据故障危害的程度，卫星故障可以分为灾难性故障、关键性故障、非主要故障和轻度故障四级，具体说明如下：

（1）灾难性故障。导致航天器分系统功能丧失或基本丧失，进而使卫星任务失败或出现不可接受的任务降级，工作寿命严重减少，造成人员伤亡，财产重大损失的故障。

（2）关键性故障。导致航天器分系统性能下降或分系统功能丧失，影响或部分影响有效载荷任务的完成，处理后可以保障部分任务完成的故障。

（3）非主要故障。分系统设备（部、组件）主要功能退化或丧失，通过地面控制或系统内部设备重组，不影响分系统完成功能，或设备失去备份的故障。

（4）轻度故障。相对独立的设备出现异常，但不影响分系统性能，经过地面控制，即可恢复其功能、性能的故障。

对卫星各种在轨故障危害程度进行分类，便于进行故障原因分析、仿真程度确认和仿真方法制定。灾难性故障发生的原因及其复杂，机理难以描述，只进行现象仿真；关键性故障与非主要性故障，发生原因比较复杂，机理描述难度较大，但对卫星的运行影响大，需要进行深入仿真；轻度故障，发生原因简单，机理清楚，进行机理性的真实仿真。

2．2 故障级别分析

依据卫星的构成［3］，卫星在轨故障可分为整星级故障、分系统级故障与单机设备级故障三种：

（1）整星级故障。对整星造成影响，卫星功能部分或全部丧失，一般都是灾难性故障，如卫星在寿命期内失去电源［4］等。

（2）分系统级故障。发生在卫星的某分系统，使分系统的部分功能丧失，如遥测故障［5］等。

（3）单机设备故障。发生在卫星的某单机设备，使设备的全部或部分功能丧失，如热控分系统中的加热器故障［6］等。

分析故障发生部位的信息，确定故障模型与仿真模型之间的关联关系，可为构建通用全数字卫星在轨故障仿真平台架构，故障仿真输入信息包设计，以及故障的仿真程度与仿真方式提供依据。

3 故障全数字仿真设计

卫星在轨故障全数字仿真平台的设计和开发的目的，是为了提供仿真卫星在轨故障现象和执行故障解决策略。仿真平台依据卫星工作机理和故障模式来构建，生成符合卫星在轨故障发生和排除过程的遥测数据信息，包括平台框架、故障注入信息、故障仿真等模块的设计。

3．1 仿真平台框架设计

在设计中，首先依据卫星功能及用户需求构建基本模块。在此基础上，结合故障模型形成仿真平台框架。由于卫星的差异和新故障的产生，仿真平台框架的设计应具备可扩展性。

本仿真平台的设计采用了面向对象、数据库和可扩展标记语言（XML）等软件技术，图1通过统一建模语言（UML）的组件图描述了总体框架。仿真平台的各部分都设计为独立功能模块，每一个功能模块都用一个组件来描述，组件通过动态库来实现，组件间通过接口和主应用程序模块进行信息交互以避免产生直接依赖关系，这样可提高仿真平台的通用性、可靠性和可扩展性。

图1 仿真平台组件图Fig．1 Component diagram of simulator platform

经过对仿真平台功能的分析，将其划分为卫星模型（包括遥控、遥测、跟踪、热控、供配电、有效载荷、数管等子／分系统等组件），功能模块（包括主应用程序、故障设置、数据库管理等组件）、对外接口等。系统运行时对外接口进行外部信息交互，功能模块和卫星模型动态库进行用户所需信息的仿真。

3．2 故障注入信息设计

根据故障通用属性信息编制，故障注入信息应全面涵盖卫星故障仿真所需的输入条件。

3．2．1 故障注入信息格式设计

由于平台的通用性，故障注入信息必须采用通用格式，通过对故障的通用属性信息的分析与总结，对故障注入信息数据块做如下的编制约定：

（1）将故障依据故障属性进行分级。

（2）对每一个故障编号，并且每个故障编号是唯一的。

（3）故障编号由大写字母与数字和点组成，长度不超过30byte。

卫星信息表示卫星的名称，如“XX 卫星”；分系统代号表示该故障发生的分系统，如“热控分系统”；故障类型有四级，如“关键性故障”等；故障代号为故障的顺序号，如“001”等。

不同类型故障的属性和状态各不相同，其属性与状态信息记录在XML［7］文件。

3．2．2 故障注入信息块设计采用XML编辑故障输入信息，具体格式如下：

3．3 故障信息数据结构设计

根据故障仿真功能实现的需要，采用数据库来记录仿真平台接收到的故障注入信息块，并设计故障分配信息表、故障仿真信息表、故障设置信息表等数据结构表［8-9］，它们称为故障信息表，为仿真模型提供故障信息的输入与存取。

（1）故障分配信息表。记录故障注入的基本信息，用于解析后的故障注入信息发送到对应的分系统进行仿真。

（2）故障仿真信息表。记录故障仿真信息，用于仿真时设置仿真的具体状态。

（3）故障设置信息表。记录故障仿真中对于模型进行修改的规则。

3．4 卫星故障仿真的设计

卫星故障仿真过程设计如下：按照故障模型接收用户的故障信息注入，进行卫星故障现象仿真；接收并执行用户注入的故障解决方案，将故障现象及故障解决过程以遥测参数值的形式显示于平台界面，为用户提供了故障分析、故障解决方案的制定与验证。具体流程如图2所示。

图2 卫星故障全数字仿真流程图Fig．2 Flow chart for simulating faults of satellite

在卫星故障仿真过程中，首先把规定格式的故障信息注入仿真台。仿真平台对该信息进行综合解析，解析后的故障信息发送到分系统的故障仿真模块；仿真模块接收到后，调用故障仿真模型，仿真所需卫星故障状态，并通过遥测下传卫星故障信息；用户分析遥测数据，制定故障解决方案并向仿真平台输入，进行故障解决方案验证；仿真平台接收故障解决方案，仿真故障解决的过程和结果，并遥测下传故障解决方案，验证其正确性。

4 故障仿真过程示例

以某通信卫星供配电分系统的蓄电池组温度／电压控制（T／V）曲线充电自控功能失效故障为例，进行故障仿真过程演示。图3显示了卫星出影后蓄电池组T／V曲线充电自控功能失效故障注入前、注入后及故障解决方案注入后的相关卫星遥测参数值的变化。

图3 故障仿真与预案验证过程Fig．3 Process of fault simulating and resolution validating

设终止充电电压为40．14V，注入T／V曲线充电自控功能失效故障，仿真卫星出影后状态。

在正常仿真状态下，卫星出影后，蓄电池进入充电状态，在蓄电池（A＋B）组的电压V1小于充电终止电压V0（V0＝40．14V）时蓄电池处于倍流（充电电流Ⅰ＝3．29A）充电状态，充电开关Z 的A、B、C三路均闭合，如图3（a）所示；V1随着蓄电池充电电量P的增加而增加，当V1＞V0时充电开关Z的B、C两路断开，蓄电池进入涓流充电状态（Ⅰ＝0．29A）继续充电直到蓄电池充满为止。在V1＜V0时注入T／V曲线充电自控功能失效故障后，进入蓄电池故障仿真状态，当充电到V1＞V0时，蓄电池组未进入涓流充电状态（Ⅰ＝3．29A），充电开关全部闭合，如图3（b）所示。此时，以指令的形式给仿真平台注入解决方案，蓄电池组终止倍流充电，转入涓流充电的状态（Ⅰ＝0．29A），充电开关B、C 断开，蓄电池组状态恢复正常充电状态，该故障仿真与预案验证结束，如图3（c）所示。

5 结束语

研究表明，卫星故障持续时间越长，任务损失的可能性就越大［10］，尽早处理故障，有利于卫星任务的完成。本文设计的全数字在轨故障仿真平台，在实际使用中，可进行在轨故障的辅助分析与定位、故障解决预案的验证，并为卫星操作人员提供熟悉卫星故障及解决故障操作流程的演练环境，提高了卫星故障解决的效率和安全性。在以后的研究工作中，卫星在轨故障仿真平台将继续增加图像和三维图形显示功能，提高人机交互能力和制定故障解决预案的效率，进一步提高故障仿真的真实性与通用性，以验证更完善的故障解决预案和适用于更多的卫星平台。

（References）

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