阅读说明：本技术 基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制系统及方法 (Space station solar wing reliable redundancy control system and method based on multi-instruction input ) 是由 岑启锋 付培华 吴鹏飞 王有波 丁承华 于 2019-11-15 设计创作，主要内容包括：本发明提供一种基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制系统,包含：太阳翼锁定机构,用于锁紧、解锁太阳翼；太阳翼驱动机构,用于驱动太阳翼进行对日定向运动；控制器,包含太阳翼锁定机构控制模块和太阳翼驱动机构控制模块；所述太阳翼锁定机构控制模块根据总线指令锁紧信号、硬线指令锁紧信号驱动太阳翼锁定机构锁紧太阳翼,太阳翼锁定机构控制模块还根据总线指令解锁信号、硬线指令解锁信号驱动太阳翼锁定机构解锁太阳翼；所述太阳翼驱动机构控制模块根据总线指令驱动信号、GNC指令驱动信号、硬线指令驱动信号驱动所述太阳翼驱动机构,实现太阳翼的对日定向运动。本发明还提供一种基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制方法。(The invention provides a space station solar wing reliable redundancy control system based on multi-instruction input, which comprises: the solar wing locking mechanism is used for locking and unlocking the solar wing; the solar wing driving mechanism is used for driving the solar wings to do sun-oriented motion; the controller comprises a solar wing locking mechanism control module and a solar wing driving mechanism control module; the solar wing locking mechanism control module drives the solar wing locking mechanism to lock the solar wing according to the bus instruction locking signal and the hard line instruction locking signal, and drives the solar wing locking mechanism to unlock the solar wing according to the bus instruction unlocking signal and the hard line instruction unlocking signal; the solar wing driving mechanism control module drives the solar wing driving mechanism according to the bus instruction driving signal, the GNC instruction driving signal and the hard line instruction driving signal, so that the sun-facing directional movement of the solar wing is realized. The invention also provides a space station solar wing reliable redundancy control method based on multi-instruction input.)

基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制系统及方法

技术领域

本发明涉及航天系统太阳翼驱动控制领域，特别涉及一种基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制系统及方法。

背景技术

航天系统里，无论是飞船还是卫星，维持其在轨正常运行的主要动力为电能。早期卫星有效载荷容量小，精度低，控制方案简单。卫星外形结构呈圆筒状，太阳能电池贴在圆筒的外表面上。由于卫星自旋，在星体转一圈的过程中，太阳能电池只有很短一段时间与太阳光束直射。因此卫星可供有效载荷使用的电能较少。

现有技术中为了充分利用太阳能电池产生的电能，通常在卫星上安装太阳翼。太阳翼是从卫星上伸出两翼船帆似的板，板上布满了太阳能电池。通过太阳翼对日定向转换太阳光能为电能，为卫星提供动力。安装在卫星或飞船上的太阳翼翼展大多为几米，太阳翼的运动控制模式相对简单、指令形式较少、冗余控制要求简单、可靠性不高。

由于空间站多舱段运行对电能的需求巨大，因此空间站所采用的均为大型太阳翼，其翼展约30米。空间站在轨时间较长，对太阳翼的可靠性控制要求高，需要实现太阳翼的对日定向高精度伺服控制。由于太阳翼的运动模式复杂，通常要求太阳翼能够响应多种类型的指令，根据各种指令改变自身姿态。对大型太阳翼进行可靠冗余控制，尚无可直接参考的技术方案。

发明内容

本发明的目的是提供基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制系统及方法，通过在各种响应模式下切换，实现响应多种类型的控制指令，满足空间站大型太阳翼基于多指令的可靠冗余控制要求，保证了空间站大型太阳翼锁紧、解锁、对日定向的工作稳定性。

为了达到上述目的，本发明提供一种基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制系统，包含：

太阳翼锁定机构，连接太阳翼，用于锁紧、解锁太阳翼；

太阳翼驱动机构，连接太阳翼，用于驱动太阳翼进行对日定向运动；

控制器，设置在空间站内，其包含太阳翼锁定机构控制模块和太阳翼驱动机构控制模块；

所述太阳翼锁定机构控制模块信号连接设置在控制中心与太阳翼锁定机构之间，根据控制中心发送的总线指令锁紧信号、硬线指令锁紧信号驱动太阳翼锁定机构锁紧太阳翼；太阳翼锁定机构控制模块还根据控制中心发送的总线指令解锁信号、硬线指令解锁信号驱动太阳翼锁定机构解锁太阳翼；太阳翼锁定机构控制模块还根据控制中心发送的总线指令停转信号、硬线指令停转信号驱动太阳翼锁定机构停止运动；

所述太阳翼驱动机构控制模块信号连接设置在控制中心与太阳翼驱动机构之间；根据控制中心发送的总线指令驱动信号、GNC指令驱动信号、硬线指令驱动信号驱动所述太阳翼驱动机构，实现太阳翼的对日定向运动。

一种基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制方法，本发明所述的基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制系统实现的，包含步骤：

S1、锁紧太阳翼，进入S2；解锁太阳翼，进入S3；驱动太阳翼对日定向，进入S4；

S2、太阳翼锁定机构控制模块根据控制中心发送的总线指令锁紧信号或硬线指令锁紧信号实时驱动太阳翼锁定机构锁紧太阳翼；

S3、太阳翼锁定机构控制模块根据控制中心发送的总线指令解锁信号或硬线指令解锁信号实时驱动太阳翼锁定机构解锁太阳翼；

S4、太阳翼驱动机构控制模块根据控制中心发送的GNC指令驱动信号或总线指令驱动信号或硬线指令驱动信号驱动太阳翼驱动机构，实现太阳翼的对日定向运动。

步骤S2中还包含：

锁紧过程中，若太阳翼锁定机构控制模块接收到控制中心发送的总线指令停转信号或硬线指令停转信号，太阳翼锁定机构控制模块实时驱动太阳翼锁定机构停止工作。

步骤S3中还包含：

解锁过程中，若太阳翼锁定机构控制模块接收到控制中心发送的总线指令停转信号或硬线指令停转信号，太阳翼锁定机构控制模块实时驱动太阳翼锁定机构停止工作。

步骤S4具体包含：

S41、GNC指令控制模式、总线指令控制模式、硬线指令控制模式三种指令模式互为冗余备份，太阳翼驱动机构控制模块可在其中的任意一种模式下驱动太阳翼驱动机构实现太阳翼的对日定向运动；当太阳翼驱动机构控制模块工作在GNC指令控制模式下，进入S42；当太阳翼驱动机构控制模块工作在总线指令控制模式下，进入S43；当太阳翼驱动机构控制模块工作在硬线指令控制模式下，进入S44；

S42、当太阳翼驱动机构控制模块工作在GNC指令控制模式下，能够根据需要切换到总线指令控制模式或硬线指令控制模式，进入总线指令控制模式或硬线指令控制模式后，自动屏蔽GNC指令控制模式，不执行GNC指令；若需要恢复到GNC指令控制模式，需要通过发送总线GNC控制模式恢复指令，立即恢复到GNC指令控制模式；

S43、当太阳翼驱动机构控制模块工作在总线指令控制模式下，若发生总线指令接收故障，切换到硬线指令控制模式；

S44、当太阳翼驱动机构控制模块工作在硬线指令控制模式下，若发生硬线指令接收故障，切换到总线指令控制模式。

所述GNC指令驱动信号为持续发送的信号，其发送周期为200ms；所述硬线指令驱动信号为脉宽80ms的低脉冲电平信号；所述的总线指令驱动信号为随机发送的单次总线指令信号。

与现有技术相比，本发明的优点在于：本发明的基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制系统可接收处理多种指令信号(GNC指令信号、总线指令信号、硬线指令信号)，不同类型的指令互为冗余备份，且不同模式的指令之间可以互相切换，实现了对大型太阳翼高可靠性的冗余控制，保证了太阳翼工作的稳定性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明技术方案，下面将对描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一个实施例，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为本发明的基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制系统结构示意图；

图2为本发明的基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制方法流程图；

图中：1、太阳翼锁定机构控制模块；2、太阳翼驱动机构控制模块；3、太阳翼锁定机构；4、太阳翼驱动机构；5、太阳翼。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明提供一种基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制系统，如图1所示，包含：太阳翼锁定机构3、太阳翼驱动机构4、控制器。

所述太阳翼锁定机构3连接太阳翼5，用于锁紧、解锁太阳翼5；

所述太阳翼驱动机构4连接太阳翼5，用于驱动太阳翼5进行对日定向运动；

所述控制器设置在空间站内，其包含太阳翼锁定机构3控制模块1和太阳翼驱动机构控制模块2；

所述太阳翼锁定机构3控制模块1信号连接设置在控制中心与太阳翼锁定机构3之间，根据控制中心发送的总线指令锁紧信号、硬线指令锁紧信号驱动太阳翼锁定机构3锁紧太阳翼5；太阳翼锁定机构3控制模块1还根据控制中心发送的总线指令解锁信号、硬线指令解锁信号驱动太阳翼锁定机构3解锁太阳翼5；太阳翼锁定机构3控制模块1还根据控制中心发送的总线指令停转信号、硬线指令停转信号驱动太阳翼锁定机构3停止运动；

本发明的太阳翼锁定机构3控制模块1可以在总线模式、硬线模式两种模式下工作，并可以随时的在两种模式下互相切换。总线模式下，太阳翼锁定机构3控制模块1根据总线指令锁紧信号、总线指令解锁信号、总线指令停转信号工作；硬线模式下，太阳翼锁定机构3控制模块1根据硬线指令锁紧信号、硬线指令解锁信号、硬线指令停转信号工作。

具体的，在锁紧太阳翼5时，通过太阳翼锁定机构3控制模块1接受的总线指令锁紧信号或硬线指令锁紧信号锁紧太阳翼5，此时总线指令锁紧信号、硬线指令锁紧信号具有相同的优先级，太阳翼锁定机构3控制模块1接受到总线指令锁紧信号、硬线指令锁紧信号中的任一个，立即执行锁紧太阳翼5。在锁紧的过程中，若接收到总线指令停转信号、硬线指令停转信号中的任一个，则太阳翼锁定机构3立即驱动太阳翼锁定机构3停止工作。

同样的，在解锁太阳翼5时，通过太阳翼锁定机构3控制模块1接受的总线指令解锁信号或硬线指令解锁信号解锁太阳翼5，此时总线指令解锁信号、硬线指令解锁信号具有相同的优先级，太阳翼锁定机构3控制模块1接受到总线指令解锁信号、硬线指令解锁信号中的任一个，立即执行解锁太阳翼5。在解锁的过程中，若接收到总线指令停转信号、硬线指令停转信号中的任一个，则太阳翼解锁机构立即驱动太阳翼锁定机构3停止工作。

所述太阳翼驱动机构控制模块2信号连接设置在控制中心与太阳翼驱动机构4之间；根据控制中心发送的总线指令驱动信号、GNC(Guidance Navigation and Control制导/导航与控制)指令驱动信号、硬线指令驱动信号驱动所述太阳翼驱动机构4，实现太阳翼5的对日定向运动。所述GNC指令驱动信号为持续发送的信号，其发送周期为200ms；所述硬线指令驱动信号为脉宽80ms的低脉冲电平信号；所述的总线指令驱动信号为随机发送的单次总线指令信号。

太阳翼5的对日定向运动主要包含：太阳翼5对日定向跟踪、捕获、伺服、启动、归零等动作。本发明的太阳翼驱动机构控制模块2可以在GNC模式、总线模式、硬线模式共三种模式下，分别根据接收的总线指令驱动信号、GNC指令驱动信号、硬线指令驱动信号驱动太阳翼驱动机构4，实现太阳翼的对日定向运动。三种模式下可以随时互相切换。

本发明还提供了一种基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制方法，采用本发明所述的基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制系统实现的，如图2所示，包含步骤：

S1、锁紧太阳翼5，进入S2；解锁太阳翼5，进入S3；驱动太阳翼5对日定向，进入S4；

S2、太阳翼锁定机构3控制模块1根据控制中心发送的总线指令锁紧信号或硬线指令锁紧信号实时驱动太阳翼锁定机构3锁紧太阳翼5；

锁紧过程中，若太阳翼锁定机构3控制模块1接收到控制中心发送的总线指令停转信号或硬线指令停转信号，太阳翼锁定机构3控制模块1实时驱动太阳翼锁定机构3停止工作。

S3、太阳翼锁定机构3控制模块1根据控制中心发送的总线指令解锁信号或硬线指令解锁信号实时驱动太阳翼锁定机构3解锁太阳翼5；

解锁过程中，若太阳翼锁定机构3控制模块1接收到控制中心发送的总线指令停转信号或硬线指令停转信号，太阳翼锁定机构3控制模块1实时驱动太阳翼锁定机构3停止工作。

S4、太阳翼驱动机构控制模块2根据控制中心发送的GNC指令驱动信号或总线指令驱动信号或硬线指令驱动信号驱动太阳翼驱动机构4，实现太阳翼5的对日定向运动。

步骤S4具体包含：

S41、GNC指令控制模式、总线指令控制模式、硬线指令控制模式三种指令模式互为冗余备份，太阳翼驱动机构控制模块2可在其中的任意一种模式下驱动太阳翼驱动机构4实现太阳翼的对日定向运动；当太阳翼驱动机构控制模块2工作在GNC指令控制模式下，进入S42；当太阳翼驱动机构控制模块2工作在总线指令控制模式下，进入S43；当太阳翼驱动机构控制模块2工作在硬线指令控制模式下，进入S44；

S42、当太阳翼驱动机构控制模块2工作在GNC指令控制模式下，能够根据需要切换到总线指令控制模式或硬线指令控制模式，进入总线指令控制模式或硬线指令控制模式后，自动屏蔽GNC指令控制模式，不执行GNC指令；若需要恢复到GNC指令控制模式，需要通过发送总线GNC控制模式恢复指令，立即恢复到GNC指令控制模式；

S43、当太阳翼驱动机构控制模块2工作在总线指令控制模式下，若发生总线指令接收故障，切换到硬线指令控制模式；

S44、当太阳翼驱动机构控制模块2工作在硬线指令控制模式下，若发生硬线指令接收故障，切换到总线指令控制模式。

在本发明的另一个应用实施例中，步骤S43中，太阳翼驱动机构控制模块2在接收到控制中心发送的硬线指令驱动信号的同时，还继续检测是否接收到GNC指令驱动信号，一旦接收到GNC指令驱动信号，太阳翼驱动机构控制模块2自动进入GNC模式，不响应接收的硬线指令驱动信号，而是根据GNC指令控制信号驱动太阳翼5。此时，GNC指令驱动信号的优先级高于硬线指令驱动信号。

与现有技术相比，本发明的优点在于：本发明的基于多指令输入的空间站太阳翼可靠冗余控制系统可接收处理多种指令信号(GNC指令信号、总线指令信号、硬线指令信号)，不同类型的指令互为冗余备份，且不同模式的指令之间可以互相切换，实现了对大型太阳翼5高可靠性的冗余控制，保证了太阳翼5工作的稳定性。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。