周 東，徐曉偉，賈 陽，郭 堅，李 珂，朱 瑪，張紅軍

（1. 北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094；2. 山東航天電子技術(shù)研究所，煙臺 264000）

引 言

火星車作為典型的深空探測器，其機構(gòu)控制系統(tǒng)需要具有集成化、自主管理、容錯控制等特性?；鹦擒嚺鋫涠喾N伺服機構(gòu)，實現(xiàn)整車移動、懸架調(diào)整、通信天線指向、太陽翼對日定向、桅桿轉(zhuǎn)動等功能[1-2]，機構(gòu)控制系統(tǒng)所需完成的功能均包括運動規(guī)劃、電機驅(qū)動控制、傳感器解算、故障檢測及應(yīng)急處置等功能。其中移動裝置包括驅(qū)動機構(gòu)、轉(zhuǎn)向機構(gòu)、懸架調(diào)整機構(gòu)等，采用直流無刷電機；天線、太陽翼、桅桿機構(gòu)采用步進電機。角度傳感器均采用旋轉(zhuǎn)變壓器。

在以往航天器機構(gòu)控制系統(tǒng)中，機構(gòu)組件數(shù)量較小，機構(gòu)控制器分別設(shè)置在多個相關(guān)分系統(tǒng)中。每個控制器中均設(shè)置電源變換、規(guī)劃運算、控制運算、驅(qū)動電路、傳感器采集等部件[3-5]。按照傳統(tǒng)方式設(shè)計火星車機構(gòu)控制系統(tǒng)，存在較多冗余資源，無法滿足火星車集成化、輕量化的設(shè)計要求[6]。

另外，在近地航天器或月球車中，通信延時不長，如地月單程通信時延僅為1 s左右。機構(gòu)控制系統(tǒng)的任務(wù)規(guī)劃、狀態(tài)監(jiān)控、故障檢測及應(yīng)急處置主要通過地面遙操作實現(xiàn)[7-8]。而在火星探測任務(wù)中，最遠地火距離時單程通信時延長達幾十min?；鹦擒囆枰跓o人干預(yù)情況下完成自主任務(wù)規(guī)劃、自主故障檢測及處置、降級運行等功能。這些都對火星車的自主特性提出了更高的要求[1]。

與以往研究相比，本研究針對火星車多樣的控制需求，開展了任務(wù)分析，制定了機構(gòu)控制系統(tǒng)的整體架構(gòu)，從集成化、自主管理、故障檢測與降級運行等方面開展了優(yōu)化設(shè)計。創(chuàng)新性地將火星車上所有機構(gòu)的控制功能集中在一臺控制器上實現(xiàn)。采用多種資源復(fù)用方法達到了顯著的集成化、輕量化效果。同時提出并實現(xiàn)了運動規(guī)劃、控制運算、故障檢測及應(yīng)急處置、降級運行等策略，滿足了火星車機構(gòu)控制系統(tǒng)高度自主、容錯控制的任務(wù)需求。

1 系統(tǒng)設(shè)計

1.1 火星車伺服機構(gòu)簡介

火星車配備多種伺服機構(gòu)，在巡視區(qū)域內(nèi)開展探測活動，并將探測數(shù)據(jù)傳回。如圖1所示，火星車配備了移動裝置、定向天線、太陽翼、桅桿4類機構(gòu)，實現(xiàn)的具體功能包括：整車移動、懸架調(diào)整、通信天線指向、太陽翼指向、桅桿轉(zhuǎn)動等。

圖1 火星車伺服機構(gòu)簡圖Fig. 1 Diagram of Mars rover mechanism

1）移動裝置。實現(xiàn)火星車在著陸平臺和火星表面的姿態(tài)調(diào)整、移動、脫離危險狀況等功能。采用主副搖臂式主動懸架和一體化減振車輪及六輪獨立驅(qū)動、獨立轉(zhuǎn)向的方式。標(biāo)稱運動模式完成直線行走、轉(zhuǎn)向行走、蟹行等功能。主動懸架模式完成車體升降、車輪升降、蠕動等功能。移動裝置配備驅(qū)動、轉(zhuǎn)向、夾角、離合、差動等5類伺服機構(gòu)組件[9-11]。

2）定向天線。實現(xiàn)火星車X頻段通信的二維指向調(diào)節(jié)功能?？蓪崿F(xiàn)對地低速應(yīng)急數(shù)據(jù)傳輸、對環(huán)繞器中速數(shù)據(jù)傳輸。當(dāng)環(huán)繞器位于近火弧段時，由于其方位角和高度角快速變化，要求定向天線具備連續(xù)位置或速度跟蹤能力。定向天線配備展開機構(gòu)、雙軸驅(qū)動機構(gòu)組件。由于遙遠的地火距離，火星車采用了高增益、窄波束的定向天線[10]，要求轉(zhuǎn)軸執(zhí)行偏差不超過0.4°。

3）太陽翼。火星車配備了A、B兩組太陽翼，其中A組太陽翼配備了兩套驅(qū)動軸，用于A組太陽翼的重復(fù)收展。B組太陽翼使用鉸鏈驅(qū)動展開、配備兩組到位開關(guān)用于監(jiān)視狀態(tài)。

4）桅桿。在感知和探測等模式中為導(dǎo)航地形相機提供支撐、運動、指向定位等功能。桅桿機構(gòu)配備了展開軸、偏航軸、俯仰軸3種組件。

1.2 控制需求分析

考慮到各類機構(gòu)的功能特點和產(chǎn)品繼承性，定向天線、太陽翼、桅桿機構(gòu)選用步進電機，各組件由步進電機、諧波減速器、角度傳感器及到位開關(guān)組成。移動裝置選用直流無刷電機，各組件由直流無刷電機、電機角度傳感器、諧波減速器、組件角度傳感器及到位開關(guān)組成?？刂葡到y(tǒng)需要完成的功能如下：

1）狀態(tài)采集。機構(gòu)控制系統(tǒng)的控制目標(biāo)為運動速度或角度，因此需要采集運動相關(guān)狀態(tài)，比如電流、速度、角度、到位情況。其中電機速度可通過電機轉(zhuǎn)子角度做微分運算獲得。

2）電機驅(qū)動。天線、太陽翼、桅桿所選用的步進電機采用兩相雙四拍、恒流斬波驅(qū)動方式，移動裝置所選用的直流無刷電機需要實現(xiàn)速度閉環(huán)控制，轉(zhuǎn)向機構(gòu)、夾角機構(gòu)還需要實現(xiàn)角度閉環(huán)控制。

3）零位和極性處理。各類機構(gòu)安裝過程中，角度傳感器與火星車坐標(biāo)系的零位和極性很難達到一致，需要進行零位修正和極性修正。同時電機旋轉(zhuǎn)極性一般定義為面向電機逆時針轉(zhuǎn)動為正轉(zhuǎn)，而機構(gòu)組件安裝到火星車上后，可能與整車旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系的極性不一致，同樣需要對電機旋轉(zhuǎn)極性進行轉(zhuǎn)換。

4）運動范圍變換。各機構(gòu)組件運動角度范圍差異性較大，大部分組件的運動角度均不超過 ±180°。太陽翼機構(gòu)組件采用了非標(biāo)準(zhǔn)角度范圍，需要對角度范圍進行擴展。另外，為保證定向天線的指向精度，角度傳感器使用了兩對級旋轉(zhuǎn)變壓器，運動角度更是超過了兩對級旋轉(zhuǎn)變壓器能表達的范圍 ± 90°，需要軟件輔助進行二義性轉(zhuǎn)換，實現(xiàn)角度范圍的擴展。

5）運動規(guī)劃。在底層控制完成速度或位置控制后，上層需要完成運動規(guī)劃相關(guān)功能，包括：直線行走、轉(zhuǎn)向行走、懸架調(diào)整、天線跟蹤、太陽翼指向、桅桿轉(zhuǎn)動等功能。

6）故障檢測與緊急處置。為保證系統(tǒng)安全性，應(yīng)在機構(gòu)運動過程中實時監(jiān)測運動范圍、工作電流、通信狀態(tài)、工作溫度等狀態(tài)。故障發(fā)生時，及時將機構(gòu)置于安全狀態(tài)。所設(shè)計的故障檢測方法和處置策略應(yīng)覆蓋機構(gòu)控制系統(tǒng)各部件的故障模式。

7）降級運行?；鹦擒囋诎l(fā)射、奔火、EDL和火面探測各階段均要承受惡劣環(huán)境的影響，機構(gòu)控制系統(tǒng)中各組件均存在失效的可能。在局部失效的情況下，機構(gòu)控制系統(tǒng)應(yīng)能夠基于剩余正常部件實現(xiàn)降級運行，實現(xiàn)一定的容錯控制能力。

8）通用化要求。為達到系統(tǒng)優(yōu)化的目的，通過分析各機構(gòu)性能要求及工作模式，在保證機構(gòu)伺服驅(qū)動功能的前提下進行通用化設(shè)計。所有步進電機組件選用相同的細分驅(qū)動模式、步距角和旋轉(zhuǎn)變壓器勵磁頻率，移動裝置的機構(gòu)組件采取相同的控制算法、驅(qū)動電路和旋轉(zhuǎn)變壓器勵磁頻率。在通用化的基礎(chǔ)上，制定硬件資源、計算資源的分時復(fù)用策略，提高資源利用率。

1.3 系統(tǒng)優(yōu)化

如圖2所示，在以往航天器中，每類機構(gòu)組件均需要配置相應(yīng)的控制器。每個控制器中均設(shè)置電源變換、控制運算、驅(qū)動電路、傳感器采集等部件。傳統(tǒng)的設(shè)計方式存在較多冗余資源，無法滿足火星車集成輕量化的要求。同時一般通過遙操作的方式發(fā)送運動指令并進行狀態(tài)監(jiān)視[8]，無法滿足火星車機構(gòu)控制系統(tǒng)的自主化、容錯控制的需求。因此需要在集成化、自主管理、故障檢測與降級運行等各方面進行系統(tǒng)優(yōu)化。

圖2 機構(gòu)控制系統(tǒng)優(yōu)化前的組成框圖Fig. 2 Block diagram of mechanism control system before optimization

圖3為經(jīng)過優(yōu)化后火星車機構(gòu)集成控制系統(tǒng)組成框圖，主要由控制器、驅(qū)動器、采集電路、復(fù)用電路等部件組成，數(shù)管計算機為控制系統(tǒng)提供二次電源，并提供部分計算資源。

圖3 集成控制系統(tǒng)優(yōu)化后的組成框圖Fig. 3 Block diagram of integrated control system after optimization

所采取的主要優(yōu)化措施如下：

1）供電資源優(yōu)化。機構(gòu)控制系統(tǒng)放置到數(shù)管計算機的機箱中，與數(shù)管計算機共用二次電源，可減少DC/DC變換器、濾波器的使用量，同時能在一定程度上減少電源變換損耗。

2）計算資源優(yōu)化。梳理集成控制系統(tǒng)各項功能中實時性要求。將高實時性功能、時序控制功能放置到電機控制器中實現(xiàn)，如角度傳感器采集、AD采集、電機閉環(huán)控制等功能。實時性要求較低的功能，通過數(shù)管軟件完成，實現(xiàn)計算資源的共享，比如：零位和極性處理、自主運動規(guī)劃、故障檢測等。

3）熱控功能優(yōu)化。機構(gòu)溫度統(tǒng)一由數(shù)管計算機通用資源進行采集，并在數(shù)管計算機中實現(xiàn)自主熱控，實現(xiàn)各類機構(gòu)溫度調(diào)節(jié)。

4）電機側(cè)旋變解算復(fù)用。移動裝置電機側(cè)角度傳感器全部采用旋轉(zhuǎn)變壓器，數(shù)量較多，對硬件資源消耗較大。根據(jù)飛行程序梳理各類機構(gòu)工作時段，采取繼電器分時段接通的策略。如通過飛行程序中可知，移動裝置的轉(zhuǎn)向機構(gòu)和夾角機構(gòu)不同時動作。在標(biāo)稱移動模式接入轉(zhuǎn)向機構(gòu)旋變，在懸架調(diào)整模式接入夾角機構(gòu)旋變，減少旋變解算芯片數(shù)量。

5）電機驅(qū)動器復(fù)用。方法4同樣適用于電機驅(qū)動器。各時段需要同時工作的組件數(shù)量的最大值，即為需要設(shè)置的電機驅(qū)動器數(shù)量，如天線、太陽翼、桅桿不同時工作?？刂葡到y(tǒng)中僅設(shè)置3套驅(qū)動器，分時切換，可以完成8套機構(gòu)組件的驅(qū)動功能。

6）組件側(cè)旋變解算復(fù)用。機構(gòu)組件輸出端的旋變，角度變化率較小，可采用多路開關(guān)分時接通的策略，通過同一個旋變解算芯片同時實現(xiàn)多路旋變的解算。如轉(zhuǎn)向機構(gòu)組件輸出端的6路旋變信號，通過多路開關(guān)分時接入旋變解算芯片，一套解算芯片實現(xiàn)6路旋變的角度解算。

7）系統(tǒng)備份。移動裝置6套車輪具有系統(tǒng)備份功能。單一車輪失效后，可將故障輪抬起，其他車輪組合仍能夠完整實現(xiàn)火星車移動的功能。因此對車輪上的驅(qū)動、轉(zhuǎn)向組件僅設(shè)置單份的電機驅(qū)動器。

8）故障檢測及應(yīng)急處置。梳理各部件的故障模式，制定相應(yīng)的故障檢測與應(yīng)急處置策略。將其中實時性要求較高的部分通過電機控制器實現(xiàn)，實時性要求較低的部分通過數(shù)管計算機軟件兼顧。故障觸發(fā)后，將機構(gòu)置于安全狀態(tài)，等待進一步地面分析。

9）降級運行。當(dāng)發(fā)生不可恢復(fù)的故障后，支持降級容錯運行。除了采取常規(guī)的主備份策略外，還需要設(shè)計旋轉(zhuǎn)變壓器、到位開關(guān)、繞組故障后的容錯運行策略。

2 硬件設(shè)計

根據(jù)集成化、通用化的設(shè)計原則，開展機構(gòu)控制系統(tǒng)硬件設(shè)計。圖4為集成控制系統(tǒng)硬件架構(gòu)，主要由遙測采集、驅(qū)動電路、數(shù)管CPU、控制FPGA組成。

1）計算資源優(yōu)化

機構(gòu)控制系統(tǒng)中的計算資源通過“CPU+FPGA”的方式實現(xiàn)。宇航CPU中一般具有浮點運算、EDAC校驗功能，通過C語言編程實現(xiàn)，適合于浮點運算及復(fù)雜流程控制。但由于抗輻照工藝的限制，宇航CPU工作頻率遠低于商業(yè)CPU，一般不高于100 MHz，軟件中每條代碼的執(zhí)行均要經(jīng)過取指、譯碼、執(zhí)行、存儲等過程。火星車要同時完成多達十幾路電機的控制，因此宇航CPU并不太適合于這種高實時的并行運算。而FPGA具有大規(guī)?？删幊掏ㄓ眠壿嬞Y源，所有邏輯單元均可同時執(zhí)行，更適合于實現(xiàn)并行計算、定點運算、時序控制等功能。

圖4 硬件架構(gòu)設(shè)計Fig. 4 The design of hardware architecture

所以將實時性要求較低的功能通過數(shù)管計算機CPU完成，實現(xiàn)計算資源的共享，比如：零位和極性處理、自主運動規(guī)劃、故障檢測等；將高實時性控制算法、并行運算、時序控制等功能通過FPGA實施，實現(xiàn)火星車全部電機的獨立運動控制。

2）旋變勵磁電路復(fù)用

旋轉(zhuǎn)變壓器解算功能由勵磁電路、解算電路組成。勵磁電路產(chǎn)生正弦波，作為旋轉(zhuǎn)變壓器的激勵信號，同時勵磁信號傳遞到解算電路，作為解算電路II型跟蹤伺服環(huán)路的參考信號[12-13]。

勵磁電路尺寸較大，傳統(tǒng)方法中需要在主備控制器中為每只旋變各配置一套勵磁電路。本系統(tǒng)中采用旋變集中勵磁的方法，勵磁信號經(jīng)功率放大后，同時驅(qū)動多路旋轉(zhuǎn)變壓器的勵磁繞組。旋變勵磁電路復(fù)用方法如圖5所示。采用復(fù)用方法后，主備控制器勵磁電路所占面積、重量和功耗顯著減少。由于公共點的存在，任意旋變勵磁繞組異常時，可能發(fā)生故障擴散，導(dǎo)致該勵磁電路所連接的全部旋變失效。因此需要在保證信號質(zhì)量的前提下，采取限流措施。保證在單個旋變故障情況下，其它旋變能夠正常工作。

圖5 旋變勵磁電路復(fù)用設(shè)計Fig. 5 Multiplex design of resolver excitation circuit

3）旋變解算芯片復(fù)用

宇航用旋變解算芯片封裝尺寸較大。傳統(tǒng)方法中需要在主備控制器中為每只旋變各配置一只解算芯片，將占用可觀的尺寸、重量、功耗。復(fù)用方法主要分為組件側(cè)旋變解算復(fù)用和電機側(cè)旋變解算復(fù)用。

組件側(cè)旋變采用多路開關(guān)進行分時采集，通過一片解算芯片完成多路旋變信號的解算功能。FPGA中設(shè)置定時器，將各路旋變按順序循環(huán)接入到旋變解算芯片中。多路開關(guān)通道切換間隔時間的下限取決于解算芯片最大角度差情況下的跟蹤響應(yīng)時間，上限取決于機構(gòu)角度變化率和采集精度。

為防止外部線路故障對電路的影響，在信號輸入端采取限流措施，并通過運算放大器將信號增強后送入旋變解算芯片。組件側(cè)旋變解算電路復(fù)用設(shè)計如圖6所示。

圖6 組件側(cè)旋變解算電路復(fù)用設(shè)計Fig. 6 Multiplex design of resolver circuit for mechanism

由于跟蹤速率的差異，多路開關(guān)選通的方式并不適用于電機側(cè)旋變。電機側(cè)旋變主要采取繼電器選通的方式。根據(jù)不同的運動模式，通過繼電器分階段接通特定分組的電機側(cè)旋變，電機運動期間繼電器保持接通狀態(tài)，從而實現(xiàn)一組旋變解算芯片服務(wù)多組旋變的功能。

采用上述2種旋變解算芯片復(fù)用方法后，主備控制器旋變解算芯片數(shù)量顯著減少。

4）驅(qū)動電路復(fù)用

直流無刷電機的驅(qū)動電路采用三相六橋式驅(qū)動芯片實現(xiàn)[14]，步進電機的驅(qū)動電路采用H橋式驅(qū)動芯片實現(xiàn)[15]。根據(jù)不同的運動模式，通過繼電器分階段接入特定分組的電機繞組，電機運動期間繼電器保持接通狀態(tài)，從而實現(xiàn)一組驅(qū)動芯片服務(wù)多組電機的功能。如：設(shè)置3套步進電機驅(qū)動芯片，可以分階段完成天線、太陽翼、桅桿的8套組件的驅(qū)動。如圖7所示，為保證系統(tǒng)安全性，為驅(qū)動芯片的數(shù)字電源、功率電源均設(shè)置保護措施。如果驅(qū)動芯片自身故障或外部線路故障造成短路，驅(qū)動芯片電源信號將自動保護，其它驅(qū)動芯片仍可以正常工作。

5）其它

利用數(shù)管計算機實現(xiàn)溫度采集、加熱功率輸出和自主溫控算法。機構(gòu)工作溫度通過熱敏電阻采集，加熱功能采用加熱片實現(xiàn)。

到位開關(guān)為無源金屬觸點式。為避免外界異常造成電路損傷，采集電路中設(shè)置防反二極管、限流電阻、濾波電容進行保護。

3 軟件設(shè)計

根據(jù)集成化、自主化的設(shè)計原則，開展機構(gòu)控制系統(tǒng)的軟件設(shè)計。軟件整體架構(gòu)如圖8所示。

圖8 軟件架構(gòu)設(shè)計Fig. 8 The design of software architecture

將控制系統(tǒng)軟件按照功能特點劃分為4層：運動規(guī)劃層主要根據(jù)飛行程序或地面指令完成各類機構(gòu)的運動規(guī)劃和協(xié)同動作；中間變換層主要實現(xiàn)范圍變換、極性處理、零位處理、換算角度等運算功能，還包括整車坐標(biāo)系浮點角度與控制系統(tǒng)定點運算之間的轉(zhuǎn)換功能；控制運算層主要完成機構(gòu)組件的角度閉環(huán)控制、速度閉環(huán)控制，同時還需完成速度運算、電機步數(shù)累計等功能；采樣與驅(qū)動層主要完成涉及底層時序的傳感器信息采集、電機驅(qū)動PWM斬波信號生成等功能。

運動規(guī)劃層、中間變換層主要涉及復(fù)雜流程控制和浮點運算；控制運算層、采樣驅(qū)動層主要涉及強實時計算和時序波形生成。因此根據(jù)前述宇航用CPU和FPGA的各自優(yōu)勢，運動規(guī)劃層和中間變換層的功能統(tǒng)一由數(shù)管計算機實現(xiàn)，控制運算層和采取驅(qū)動層的功能統(tǒng)一由FPGA實現(xiàn)。

1）運動規(guī)劃層

運動規(guī)劃層根據(jù)各類機構(gòu)動力學(xué)特性、指向目標(biāo)特性，進行加減速控制、指向跟蹤、多機構(gòu)協(xié)同控制。其中車體移動功能包括直行、轉(zhuǎn)向、行進間轉(zhuǎn)向、蟹行等功能，懸架調(diào)整功能包括車體抬升、車體下降、抬輪、離合嚙開、離合嚙合等功能。天線跟蹤主要包括自主展開、對地指向、對軌道器指向，跟蹤模式包括角速度跟蹤、角位置跟蹤。桅桿轉(zhuǎn)向主要包括：自主展開、偏航指向、俯仰指向等功能。

2）中間變換層

中間變換層主要實現(xiàn)范圍變換、極性處理、零位處理、換算角度運算等功能。零位處理主要修正角度傳感器安裝誤差。極性處理分為角度傳感器極性、電機驅(qū)動極性。角度范圍主要實現(xiàn)非標(biāo)準(zhǔn)角度范圍的擴展，以及通信天線角度二義性處理。換算角度運算是通過電機步數(shù)換算得到機構(gòu)角度。

3）控制運算層

控制運算層主要分為步進電機控制算法和直流無刷電機控制算法。步進電機的控制算法采取開環(huán)控制、角度到位停機的策略。

直流無刷電機采取雙閉環(huán)嵌套控制算法，如圖9所示。位置環(huán)的給定值為期望角度。傳感器所采集的機構(gòu)角度作為位置閉環(huán)的反饋信號。位置環(huán)主要包括死區(qū)控制、比例超限控制等控制環(huán)節(jié)。速度環(huán)的給定值來自于指令或位置環(huán)的補償值，電機角度經(jīng)過差分運算得到實際速度，作為速度變換的反饋信號，電機角度還用于PWM斬波換相控制。速度環(huán)還包括比例積分控制器、驅(qū)動放大環(huán)節(jié)。

圖9 電機閉環(huán)控制算法Fig. 9 Motor control algorithm

4）采樣和驅(qū)動層

采樣和驅(qū)動層完成的功能包括：根據(jù)旋變解算芯片接口要求，生成解算芯片采集時序，獲取電機側(cè)旋變角度、機構(gòu)側(cè)旋變角度；根據(jù)模數(shù)轉(zhuǎn)換器AD芯片時序要求，生成采集啟動信號、通道選擇信號，并接收轉(zhuǎn)換結(jié)果，主要用于電機工作電流的采集；根據(jù)直流無刷電機繞組驅(qū)動時序要求生成PWM斬波信號，控制驅(qū)動芯片內(nèi)功率開關(guān)的開通、關(guān)斷和死區(qū)控制。

4 故障檢測與處置

故障檢測與診斷是實現(xiàn)火星車安全運行、故障容錯的基礎(chǔ)。必須適時準(zhǔn)確地檢測出故障信息，并采取應(yīng)急處理措施，將機構(gòu)系統(tǒng)置于安全狀態(tài)。在發(fā)生局部故障的情況下，將故障區(qū)域隔離，實現(xiàn)容錯運行[16-17]。

4.1 故障檢測

機構(gòu)控制系統(tǒng)由運動規(guī)劃、運算控制、傳感器、驅(qū)動電路、伺服機構(gòu)等部件組成，各部件均由眾多元器件組成，每個元器件具有自身的失效模式。對每個元器件進行故障檢測的代價過高。根據(jù)各類元器件耦合程度進行功能分組，對各分組進行故障檢測設(shè)計。機構(gòu)控制系統(tǒng)具體分組情況如表1所示。

表1 基于關(guān)聯(lián)性分析的故障分組Table 1 Fault grouping based on correlation analysis

在硬件電路中設(shè)置限流或過流保護電路，將故障限定在局部區(qū)域；在軟件中設(shè)置故障檢測功能，故障發(fā)生后，及時將伺服機構(gòu)置于零速或停機等安全狀態(tài)。機構(gòu)控制系統(tǒng)中制定多種故障檢測方法，與分組故障模式的對應(yīng)關(guān)系如表2所示。

表2 故障模式與故障檢測對應(yīng)關(guān)系Table 2 Relevance between fault mode and fault detection

4.2 降級運行

當(dāng)發(fā)生不可恢復(fù)的故障后，將局部故障隔離，并實施降級容錯運行，除了采取常規(guī)的主備份策略外，還制定了旋轉(zhuǎn)變壓器、到位開關(guān)、電機、熱控故障后的容錯運行策略。表3為火星車機構(gòu)控制系統(tǒng)采取主要降級運行策略。

表3 降級運行策略Table 3 Strategy of fault tolerance control

其中組件側(cè)旋變故障情況下，CPU運動規(guī)劃的輸出值為電機步數(shù)，F(xiàn)PGA根據(jù)期望步數(shù)執(zhí)行位置環(huán)保持功能。步數(shù)累計值傳遞到CPU，進行步數(shù)換算角度的運算。

電機側(cè)旋變故障情況下的，降級運行策略為：不使用故障旋變的反饋角度，將給定速度進行積分，獲得電機轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)的理論角度，用于速度計算和PWM斬波換相。電機無傳感器開環(huán)運行原理框圖如圖10所示。

圖10 電機無傳感器開環(huán)運行Fig. 10 Motor sensorless open loop control

5 驗證情況

根據(jù)集成化、通用化的思路，從硬件資源、計算資源兩方面制定了多項優(yōu)化措施，經(jīng)過工程實施，火星車機構(gòu)控制系統(tǒng)的體積、重量和功耗分別降低了42%、36%、35%，關(guān)鍵指標(biāo)均優(yōu)于整車指標(biāo)要求。主要關(guān)鍵指標(biāo)的優(yōu)化效果見表4。

表4 火星車機構(gòu)控制系統(tǒng)集成設(shè)計優(yōu)化效果Table 4 Optimization effect of rover mechanism control system

為驗證機構(gòu)控制系統(tǒng)的可行性和有效性，開展了火星車內(nèi)場試驗、外場試驗及高低溫循環(huán)試驗，對行進功能、轉(zhuǎn)向功能、懸架調(diào)整功能、天線跟蹤功能、太陽翼收展功能、桅桿指向等自主任務(wù)進行了驗證試驗。各階段試驗驗證中機構(gòu)控制系統(tǒng)均滿足設(shè)計要求。圖11為火星車機構(gòu)控制系統(tǒng)自主任務(wù)試驗場景。

圖11 火星車機構(gòu)控制系統(tǒng)自主任務(wù)試驗Fig. 11 Autonomous function test of mechanism control system

同時，針對故障檢測與降級運行制定了相應(yīng)的驗證策略，模擬故障所需的觸發(fā)條件，在整車環(huán)境中完成了全部故障模式和降級運行模式的驗證。

6 結(jié)束語

火星車作為典型的深空探測器，機構(gòu)控制系統(tǒng)需要具有集成輕量化、自主管理、容錯控制等特性?；鹦擒嚺鋫涠喾N伺服機構(gòu)，實現(xiàn)整車移動、懸架調(diào)整、通信天線指向、太陽翼對日定向、桅桿轉(zhuǎn)動等功能，機構(gòu)控制系統(tǒng)需要完成運動規(guī)劃、驅(qū)動控制、傳感器解算、故障檢測及應(yīng)急處置等功能。傳統(tǒng)設(shè)計方式中，各類機構(gòu)分散控制，通過地面遙操作進行控制和監(jiān)視，無法滿足火星車集成化、自主化、容錯控制的需求。

本文針對火星車多樣的控制需求，開展了任務(wù)分析，制定了機構(gòu)控制系統(tǒng)的整體架構(gòu)，從集成化、自主管理、故障檢測與降級運行等方面開展了優(yōu)化設(shè)計。將火星車上所有的機構(gòu)控制功能集中在一臺控制器上實現(xiàn)。采用多種資源復(fù)用方法達到了顯著的集成化、輕量化效果。同時提出并實現(xiàn)了運動規(guī)劃、控制運算、故障檢測及應(yīng)急處置、降級運行等策略，滿足了火星車機構(gòu)控制系統(tǒng)高度自主、容錯控制的任務(wù)需求。在滿足多項約束的前提下，各項指標(biāo)達到了最優(yōu)，驗證了設(shè)計方法的正確性和合理性。對功能復(fù)雜、約束嚴(yán)格的探測器機構(gòu)控制系統(tǒng)具有一定的參考價值。