СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ МАРСОХОДОМ SPIRIT-

OPPORTUNITY

А. Астапкович

Государственный университет аэрокосмического приборостроения, СПб, 2012

Встроенные системы управления

Лекция 1

People of Earth came to Mars. They came because they were afraid or unafraid, happy or unhappy. There was a reason for each man. They were coming to find something or get something, or to dig up something or bury something. They were coming with small dreams or big dreams or none at all.

Ray Bradbury,  1950 

The Martian Chronicles

МАРИНЕР -9Первый искусственный спутник Марса выведен на орбиту 14.11.1971, NASA

За 349 дней аппарат передал на Землю 7329 изображения, покрыв около 80 % поверхности планеты.

ПОСАДКА НА МАРС

Марс-4", "Марс-5", "Марс-6" и "Марс-7" запущены 21 июля, 25 июля, 5 и 9 августа 1973 года

Изображение поверхности, переданное Марс-5"

АМЕРИКАНСКИЕ МИССИИ ПО ИССЛЕДОВАНИЮ МАРСАПРОЕКТ Дата запуска Основные результаты Стоимость,

млн. $Mars Observer 25.09.1992 Утрачен на подлете к Марсу 980

Mars Global Surveyor (MGS) 07.11.1996

Аэродинамическое торможение для перехода на рабочую орбиту. Съемка и зондирование поверхности и атмосферы Марса с орбиты в течение 9 лет (1997-2006). Составил трехмерную карту рельефа планеты, обнаружил залежи гидратированных минералов и овраги, промытые водой

219

Mars Pathfinder (MPF) 04.12.1996

Мягкая посадка на Марс. Съемка и исследование грунта с использованием аппаратуры посадочного аппарата и малого марсохода Sojourner 266

Mars Climate Orbiter (MCО) 11.12.1998 Сгорел в атмосфере Марса из-за навигационной ошибки 328

Mars Polar Lander (MPL) 03.01.1999 Утрачены при аварийной посадке на Марс в районе 76°ю.ш., 165°в.д. 3Deep Space 1

Mars Odyssey 07.04.2001Съемка и зондирование поверхности и атмосферы Марса с орбиты до настоящего времени.' Открыл обширные зоны наличия подповерхностного льда

297

Mars Exploration

Rover-A (Spirit)

10.06.2003Марсоходы среднего класса. Съемка и исследование фунта Марса по маршруту движения. Spirit работал с января 2004 до марта 2010 г. Opportunity работает по настоящее время 830Mars

Exploration Rover-B

(Opportunity)

08.07.2003До настоящего времени к 1 декабря 2011 г. прошел 34 км. Обнаружены минералы, образовавшиеся в водной среде, изучены слоистые отложения

Mars Reconnaissance Orbiter (MRO)

12.08.2005Высокодетальная съемка поверхности Марса с орбиты, изучение следов воды на его поверхности и выполнение атмосферной программы КА МСО 540

Phoenix 04.08.2007Аналитическое исследование фунта в северной полярной зоне Марса в районе 68.22°с.ш. и 125.75°з.д. Обнаружил лед под слоем грунта на глубине около 5 см

386

Mars Science Laboratory 26.11.2011

Исследовательский марсоход тяжелого класса - мобильная долговременная автоматическая научная лаборатория 2476

MAVEN 31.10.2013Детальное исследование эволюции атмосферы Марса, истории ее климата и возможной обитаемости 655

МОБИЛЬНЫЕ РОБОТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТАРНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ

NASA (JPL)Марсоход Sojourner 1996

гВес 10.5 кг Длительность

исследований фактическая 90 дней

НПО ЛавочкинаЛуноход (Луна-16/17)

1970 гВес 756 кг Длительность

исследований планируемая 90 дней фактическая 301 день

Предшественники SPIRIT-OPPORTUNITY

Марсоход Sojourner

Имел простейшую систему обхода препятствий при следовании точки А в точку B

В наземный пункт передавались стереоизображения

ПРОЕКТ MARS EXPLORATIONS ROVERSЦелью экспедиции было обнаружение

доказательств наличия воды на Марсе в его

геологической истории.

Марсоходы-близнецы Opportunity и Spirit были

запущены к Красной планете в 2003 году в рамках

миссии Mars Exploration Rovers.

Основная задача была успешно выполнена –

были обнаружены доказательства наличия воды.

В апреле 2009 года Spirit застрял в песке, потеряв второе из шести колес. В течение нескольких месяцев ученые пытались спасти аппарат - для этого, например, они моделировали сложившуюся ситуацию с точной копией марсохода на Земле. Ничего сделать не удалось и в начале 2010 года NASA официально объявило о прекращении попыток работы с марсоходом Spirit.

Планировалось, что аппараты проработают на Красной планете 9 дней, однако они продержались более пяти лет.

MARS EXPLORATION ROVER

В январе 2012 марсоход Opportunity встал на очередную зимнюю стоянку. Аппарат припаркован на северном склоне кратера Индевор. Место получило неофициальное название гавань Грили в честь скончавшегося в 2011 году геолога Рональда Грили, входившего в команду ученых, работающих с аппаратом. В бухте аппарат проведет несколько месяцев. Самого кратера он достиг летом 2011 года после трех лет пути.

Запуск Curiosity к Марсу состоялся 26 ноября 2011 года. Прибудет на Марс 6 августа 2012. Срок службы на Марсе составит 1 марсианский год (686 земных дней).

Проект Curiosity

КОНЦЕПЦИЯ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

МАРСОХОДОВ SPIRIT-OPPORTUNITY

Расстояние между наземным пунктом управления и марсоходом варьируется от 56 до 401 млн. км.

Время прохождения сигнала меняется от 3 до 22 мин.

Из-за вращения Марса передача данных возможна лишь в определенных временных интервалах и требует надежного канала связи из-за помех от Солнца.

УСЛОВИЯ РАБОТЫ МАРСОХОДОВ

РАДИАЦИОННЫЕ ПОВРЕЖДЕНИЯ

Требуется обеспечить радиационную стойкость электронного оборудования , которая характеризуется: стойкостью к накопленной дозе стойкостью к разовым воздействиям

ПЕРЕЛЕТ ЗЕМЛЯ-МАРС

При путешествии в открытом космосе аппарат подвергается воздействию радиации и бомбардировке высокоэнергетическими частицами двух возможных типов: галактические космические лучи солнечная радиация

Кроме этого оборудование подвергается интенсивному облучению при пересечении радиационных поясов Земли пересечении магнитосферы

ТРЕБОВАНИЯ К МАРСОХОДУ

Требовалось обеспечить возможность детального исследования геометрически сложных объектов (обломки скал).

Перемещение от одной точки исследования к другой требовало перемещения по местности, на которой препятствия встречались в среднем каждые 5 метров.

При этом нельзя было допустить ни переворота марсохода, ни повреждения шасси от столкновения с препятствиями. Аналогичные требования возникали при использовании манипулятора и его инструментов.

Система управления марсохода должна обеспечить выполнение программы исследований в автономном и полуавтономном режимах. Формулировка задачи автономного перемещения: марсоход за день должен быть способен без угрозы потери функциональности преодолеть ощутимое расстояние по местности с некоторым заданным уровнем сложности, не отклоняясь от заданного маршрута сверх установленных пределов.

КОНЦЕПТУАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ

Панорамная стереокамера

Магнетометры

Миниатюрная камера высокого разрешения

Абразивная головка

Миниатюрный термоэмиссионный спектрометр

Спектрометр Мэссбауэра

Рентгеноскопический спектрометр

НАУЧНАЯ АППАРАТУРА

С помощью научной аппаратуры следовало проводить

исследования геологических обнажений в точках, который

выбирались в наземном центре управления

БАЗОВЫЕ ОПЕРАЦИИ

СТРУКТУРА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Наземный пункт

управления

Высокоуровневые

команды управления

Видеоизображения, телеметрическая и информация с приборов Марсоход

Выбор маршрута

Выполнениепрограммы

исследований

Передачаданных

Жизнеобеспечение

Базовые функции системы

управления

Научнаякоманда

Операторы(пилоты) марсохода

Каналuplink

Каналdownlink

Автономныеоперации

Набор команд

Телеметрия Научные данные Изображения

Операторыпланировщикизаданий

Текущее состояниеРекомендации

КОНТУР УПРАВЛЕНИЯ

Аппаратное-программное обеспечение системы управления

Система управления имеет многослойную и многокомпонентную

структуру, которая включает в себя :

аппаратно-программный комплекс (АПК) наземного центра

АПК системы управления ретранслятора связи и посадочной ступени; АПК марсохода.

Условия эксплуатации марсохода подразумевают использования

бортовой аппаратуры в радиационно-стойком исполнении

При этом имелся ряд существенных ограничений по массе, габаритам,

энергопотреблению, температурному режиму и надежности

.

ЭНЕРГЕТИКА МАРСОХОДА

Источником энергии для питания систем марсохода служат

солнечные батареи с буферными литиевыми аккумуляторами,

специальной конструкции.

d(t) - расстояние от СолнцаP - 3.85 1026 Втпоток энергии Jмарс = 600 Bт/м2

поток энергии Jземля = 1371 Bт/м2

В результате ограничений по энергетике марсоход может

перемещаться лишь по открытым пространствам. При этом утро и

сумерки исключались из-за положения низкого положения Солнца

над горизонтом и туманов.

к.п.д современных солнечных панелей 10-15 %

Оценка энергетических возможностей марсохода при питании от солнечных батарей

КИНЕМАТИЧЕСКАЯ СИСТЕМА МАРСОХОДА

ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ БАЗА

Решение задачи выбора оптимального обхода маршрута обхода круглого озера, не промочив ноги Кратчайший путь состоит из дуг, которые представляют собой кратчайшие пути в пространстве

A B

Решение задачи выбора маршрута требует наличия карты местности

Количество колес с двигателями 6Количество колес с возможностью поворота 4Диаметр колеса 25

смМаксимальная скорость перемещения 5

см/сек Максимальная высота безопасного препятствия 20

смМинимальный радиус поворота 1 м

Конструкция и параметры шасси

Конструкция шасси

Конструкция шасси обеспечивает подстройку под

рельеф местности

НИЗКОУРОВНЕВОЕ УПРАВЛЕНИЕ

Вращение на месте вправо Движение по прямой

Управление перемещением вдоль выбранной траектории требует

решения задачи оценки текущего состояния относительно

выбранной траектории.Низкоуровневое управление перемещением

подразумевает задание положений шести колес, скоростей их вращения и

длительности временного интервала

СИСТЕМА ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ

Система жизнеобеспечения

Система жизнеобеспечения включает в себя систему питания и систему термостабилизации.

Система питания обеспечивает энергией все подсистемы марсохода, каждая из которых представляла собой сложный комплекс. Например, электромеханическая система включала в себя : 36 коллекторных двигателя4 шаговых двигателя4 бесколлекторных двигателя.

Подсистема термоконтроля обеспечивала сохранение работоспособности аппарата на стадии перелета, посадки на Марс и его функционирования на поверхности. Эти стадии существенно отличаются друг от друга внешними условиями.

Трансформации системы

Вес марсохода 174 кг

В полете терморегулирование осуществлялось бортовым компьютером

( 8 зон).На Марсе управление температурой осуществлялась в

двух зонах.

Вес системы в полете составлял 1065м кг

Бортовые компьютеры сохраняют работоспособность в диапазоне

температур -40 С - +40С.

В течение марсианского дня максимальная температура составляла 22 С

и особых проблем с обеспечение температурного режима не возникало.

После захода Солнца температура опускается до -130 С, и обеспечение

температурного режима оказывается критически важным.

Для обеспечения комфортного температурного режима бортовой

компьютер был помещен в термокожух, подогреваемый с помощью

электрообогревателей, восьми радиоизотопных источников и выделяемого

собственного тепла.

КЛИМАТ КОНТРОЛЬ

СИСТЕМА ПИТАНИЯ

Система питания включает в себя солнечные панели,

Li-Ion буферный аккумулятор и автономную систему управления.

Аккумулятор был специально разработан для этого проекта и

обеспечивал возможность работы при пониженных температурах.

Состоит из двух параллельных секций, каждая из которых состояла

из восьми ячеек.

Аккумулятор для обеспечения 30В питания с мощностью 16 А*ч

(480 Вт), разрабатывался под обеспечение 500 циклов перезарядки.

БОРТОВАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ

БАЗОВЫЕ ФУНКЦИИ

Система управления должна обеспечить функционирование системы жизнеобеспечения, что являлось как необходимым

условием возможности выполнения научной программы исследований;

Для выполнения научной программы требовалось обеспечить:

• решение комплекса задач безопасного перемещения марсохода в автономном режиме;• управление манипулятором для установки сенсорных элементов измерительной аппаратуры в заданные положения; • управление приборами полезной нагрузки и сбор получаемых данных; • передачу данных и прием команд с центра управления.

Правые камеры споследовательным

интерфейсом

Левые камеры споследовательным

интерфейсом

НАУЧНАЯ

АППАРАТУРА

Связная

АППАРАТУРА

Электромех.

АППАРАТУРА

RAD6000VMEbus

СИСТЕМА

УПРАВЛЕНИЯ

ПИТАНИЕМ

СОЛНЕЧНЫЕ

ПАНЕЛИ И

БУФЕРНЫЙ

АККУМУЛЯТОР

Интерфейс VMEbus

Память видеобуфера

Мульти-плексор

буфер

Мульти-плексор

буфер

Память видеобуфера

СТРУКТУРА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Имелся целый ряд жестких ограничений по массе, габаритам, энергопотреблению и надежности

Система управление моторами, связной аппаратурой,

видеокамерами и научными приборами была

реализовано с использованием стандарта VME bus.

Для ряда устройств платы сопряжения имели

последовательные интерфейсы и контроллер шины

VME bus, реализованный на FPGA.

Последовательные интерфейсы использовались как

для связи с бортовым компьютером, так и для связи

плат расширения между собой.

СИСТЕМНАЯ ШИНА

ОДНОПЛАТНЫЙ КОМПЬЮТЕР RAD6000

Одноплатный 25 MIPS компьютер на процессоре RAD6000 в радиационно – стойком исполнении реализован в стандарте COMPACT PCI версия 2.0. Содержит чип контроля c возможностями коррекции ошибок для SRAM памяти , 4 Мбайт локального EEPROM и 512 Кбайт загрузочной памяти.Интерфейсы выполнены в стандарте MIL-STD-1553B ( трансформаторные развязки). Имеет конфигурируемый FPGA модуль для настраиваемых пользовательских интерфейсов.

НОВОЕ ПОКОЛЕНИЕ RAD6000

ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ БЛОК-СХЕМА

Производитель BAE SYSTEMS (ISO 9001, AS9000, ISO 14001) www.rad750.com

Спецификация базовых параметров RAD6000

Среднее время наработки на отказ 375 тысяч часов

Рабочая температура в крейте -30С - +65

Потребление < 7.5 Вт ( 3.3 В -5 В )

Форм-фактор CompactPCI 6U 233мм * 160 мм

Вес 849 грамм

Поставляется с загрузочной ROM и VxWorks Board Support Package в полетной конфигурации 250A242 в инженерной конфигурации 250A241

Бортовой компьютер марсохода

Аппаратно система управления марсохода реализована на базе одноплатного компьютер с 32 битным RISC процессором RAD6000 с рабочей частотой 20 Мгц.

Разработка процессора для космических применений была выполнена подразделением

IBM Federal System в сотрудничестве с лабораторией Air Force Research Laboratory. Процессор разрабатывался на базе PowerPC 750. Максимальная частота процессора составляет 33 Мгц, а производительность 35 МIPS.

Бортовой компьютер марсоходов имеет 128 Мбайт память DRAM, 256 Мбайт памяти флэш и 3 Мбайта EEPROM. Размеры платы компьютера составляет 15*23 см.

К июню 2008 г. в использовании находилось более 200 бортовых систем космического

класса, реализованных на базе этого компьютера. Компьютер появился на открытом рынке в 1996 году и стоит 200 000-300 000 $.

На Марсе системы на базе этого микропроцессора до этого были использованы в проектах Mars Pathfinder, Mars Polar Lander, Mars Climate Orbiter, Phoenix Polar Lander.

.

Стандарт VMEbus представляет собой стандарт архитектуры для магистрально-модульных систем управления, разработанной около 25 лет назад. Финансирование разработки этого стандарта осуществляли MOTOROLA и SUN Microsystems.

Встроенные системы на основе VMEbus выпускает около 140 компаний, и их продукты находят применение в самых различных отраслях.

В число наиболее распространенных типов модулей входят процессорные платы с различными микропроцессорами (INTEL 80386,MC 68020 и др.), модули каналов аналоговых и цифровых входов/выходов, интерфейсы локальных сетей и сетей ЭВМ и многое другое.

СТАНДАРТ VMEbus

Линии данных 

Линии прерываний

Линии адреса 

Арбитр шины(ARBITER)

- включается в слот 1-обеспечивает управление доступом к шине;

- мониторинг текущего состояния шины ;

Слэйв-устройство(SLAVE)

- обеспечивает мастер-устройству возможность чтения-записи данных

- для доступа к шине генерирует прерывания;

Мастер-устройство (MASTER)

-управляет обменом по шине данных;

-осуществляет обмен данными (чтение-запись со слэйв –устройствами);

Линии запроса - разрешения

ОБМЕН ДАННЫМИ В VMEbus

В простом варианте конфигурации в крейте находится модуль арбитра шины,одно мастер-устройство и несколько слэйв-

устройств.

     

Для реализации функций арбитража шины и обработки прерываний

часто используют одноплатные компьютеры.

Базовая спецификация VMEbus (IEEE-1014-1987) имеет отличительные особенности :

шина стандарта состоит из параллельной шин адреса (16-32 бита), шины данных (8-32бита ) и шины управления

шина управления разбита на группы (также используется термины “bus”,”

sub-bus”) для обеспечения следующих функций: арбитража шины передачи данных задания приоритета (до 7 уровней) мониторинга состояния (контроль на наличие ошибок)

дополнительно имеется последовательная шина управления

СПЕЦИФИКАЦИЯ VMEbus

Используется структуры типа MASTER-SLAVE c поддержкой режима с несколькими мастер-устройствами.

Обмен по шине асинхронный (отсутствует источник тактирования шины).

Регулируемая скорость обмена информацией c автоматической подстройкой.

Скорость обмена до 40 Мбайт/сек.

СПЕЦИФИКАЦИЯ VMEbus

Система управления на основе VMEbus компонуется из функциональных

модулей VME, устанавливаемых в крейты, реализованных в соответствии

со стандартом Eurocard . Крейт представляет собой стандартный каркас с

объединительной магистралью VME, источниками м питания ( 3-5 В) и

вентиляцией. Объединительная магистраль представляет собой плату с

размещенными на ней разъемами со специфицированными параметрами. 

КОНСТРУКТИВ VMEbus

Операционные системы для VMEbus

OC UNIX OC WINTEL OC реального времени

Solaris DOS VxWorksSunOs OS-2 pSOS

Berkley Windows LynxOS 3.1

At&T Windows 95/98 QNX

Linux Windows NT RTLinux

Системная поддержка шины VMEbus

Разработчики ОСРВ VxWorks Wind River c гордостью утверждают на своих семинарах, что они контролируют 100 % рынка ОСРВ на Марсе

ТЕЛЕКОММУНИКАЦИОННЫЙ КАНАЛ

ФУНКЦИОНАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ

В БАЗОВОМ РЕЖИМЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ КАНАЛ НЕСИММЕТРИЧНЫЙ

ВЫСОКОУРОВНЕВЫЕ КОМАНДЫ ( DOWN-LINK), КАК ПРАВИЛО, ПЕРЕДАВАЛИСЬ РАЗ В СУТКИ С МАРСОХОДА ТРЕБОВАЛОСЬ ПРИНИМАТЬ ВИДЕО И ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКУЮ ИНФОРМАЦИЮ

ТРЕБОВАЛОСЬ ОБЕСПЕЧИТЬ ПОМЕХОУСТОЙЧИВОСТЬ КАНАЛА В УСЛОВИЯХ ВЫСОКОИНТЕНСИВНЫХ ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫХ ПОМЕХОТ СОЛНЦА.

КОНЦЕПЦИЯ ПОСТРОЕНИЯ

Канал передачи высокоуровневых команд, с помощью которых формировались задания на проведение исследований мог быть реализован несколькими способами

Непосредственная связь с наземным центром управления обеспечивала скорость передачи данных несколько килобит/сек с помощью узконаправленной антенны, но при этом требовалось соответствующая ориентация антенны и несколько десятков ватт потребления

Имелась возможность обмена через орбитальный ретранслятор или посадочный модуль, требовавшие меньшего потребления энергии. На этапе проектирования вероятность неудачи при использовании ретрансляторов оценивалась на уровне 40%