СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ МАРСОХОДОМ SPIRIT-OPPORTUNITY

1. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ МАРСОХОДОМ SPIRIT-OPPORTUNITY А. Астапкович Встроенные системы управления Лекция 1 Государственный университет аэрокосмического приборостроения, СПб, 2012

2. The Martian Chronicles 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

3. МАРИНЕР -9 Первыйискусственный спутник Марса выведен на орбиту 14.11.1971, NASA За 349 дней аппарат передал на Землю 7329 изображения, покрыв около 80 % поверхности планеты.

4. 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"

6. МОБИЛЬНЫЕ РОБОТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТАРНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ

7. Предшественники SPIRIT-OPPORTUNITY • НПО Лавочкина • Луноход (Луна-16/17) 1970 г • Вес 756 кг • Длительность исследований • планируемая 90 дней • фактическая 301 день • NASA (JPL) • МарсоходSojourner 1996 г • Вес 10.5 кг • Длительность исследований • фактическая 90 дней

8. МарсоходSojourner • Имел простейшую систему • обхода препятствий при следовании точки А в точку B • В наземный пункт передавались • стереоизображения

9. ПРОЕКТ MARS EXPLORATIONS ROVERS • Целью 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.

10. MARS EXPLORATION ROVER • Планировалось, что аппараты проработают на Красной планете 9 дней, однако они продержались более пяти лет. • В апреле 2009 года Spirit застрял в песке, потеряв второе из шести колес. В течение нескольких месяцевученые 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 официальнообъявило о прекращении попыток работы с марсоходом Spirit. • 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.

11. Проект Curiosity 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).

12. КОНЦЕПЦИЯ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ МАРСОХОДОВ SPIRIT-OPPORTUNITY

13. УСЛОВИЯ РАБОТЫ МАРСОХОДОВ • 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.

14. РАДИАЦИОННЫЕ ПОВРЕЖДЕНИЯ • Требуется обеспечить радиационную стойкость электронного • оборудования , которая характеризуется: • стойкостью к накопленной дозе • стойкостью к разовым воздействиям

15. ПЕРЕЛЕТ ЗЕМЛЯ-МАРС • При путешествии в открытом космосе аппарат подвергается воздействию радиациии бомбардировке высокоэнергетическими частицами двух возможных типов: • галактические космические лучи • солнечная радиация • Кроме этогооборудование подвергается интенсивному облучению при • пересечении радиационных поясов Земли • пересечении магнитосферы

16. 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.

17. КОНЦЕПТУАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ • Система управления марсохода должна обеспечить • выполнение программы исследований в автономном • и полуавтономномрежимах. • 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.

18. НАУЧНАЯ АППАРАТУРА • Панорамная стереокамера • Магнетометры • Миниатюрная камера высокого разрешения • Абразивная головка • Миниатюрный термоэмиссионный спектрометр • Спектрометр Мэссбауэра • Рентгеноскопический спектрометр

19. БАЗОВЫЕ ОПЕРАЦИИ • С помощью научной аппаратуры следовало проводить • исследования геологических обнажений в точках, который • выбирались в наземном центре управления

20. СТРУКТУРА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ Базовые функции системы управления Жизнеобеспечение Видеоизображения, телеметрическая и информация с приборов Марсоход Выбор маршрута Выполнение программы исследований Наземный пункт управления Высокоуровневые команды управления Передача данных

21. КОНТУР УПРАВЛЕНИЯ Операторы планировщики заданий Автономные операции Набор команд Научная команда Канал uplink Канал downlink Телеметрия Научные данные Изображения Текущее состояние Рекомендации Операторы (пилоты) марсохода

22. 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 • .

23. ЭНЕРГЕТИКА МАРСОХОДА Оценка энергетических возможностей марсохода при питании от солнечных батарей d(t) - расстояние от Солнца P - 3.85 1026 Вт поток энергии Jмарс= 600 Bт/м2 поток энергии Jземля = 1371 Bт/м2 • к.п.д современных солнечных панелей 10-15 % • Источником энергии для питания систем марсохода служат • солнечные батареи с буферными литиевыми аккумуляторами, • специальной конструкции. • 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.

24. КИНЕМАТИЧЕСКАЯ СИСТЕМА МАРСОХОДА

25. A B 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 • Решение задачи выбора маршрута требует наличия карты местности

26. Конструкция и параметры шасси Количество колес с двигателями 6 Количество колес с возможностью поворота 4 Диаметр колеса 25 см Максимальная скорость перемещения 5 см/сек Максимальная высота безопасного препятствия 20 см Минимальный радиус поворота 1 м

27. Конструкция шасси • Конструкция шасси обеспечивает подстройку под • рельеф местности

28. 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 вращенияи длительности • временного интервала

29. СИСТЕМА ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ

30. 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 двигателя • 4 шаговых двигателя • 4 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.

31. Трансформации системы • Вес системы в полете составлял 1065м кг • Вес марсохода 174 кг • В полете терморегулирование осуществлялось бортовым компьютером • ( 8 зон). • На Марсе управление температурой осуществлялась в двух зонах.

32. КЛИМАТ КОНТРОЛЬ • 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.

33. 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.

34. БОРТОВАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ

35. 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.

36. Связная АППАРАТУРА Электромех. АППАРАТУРА VMEbus RAD6000 Интерфейс VMEbus НАУЧНАЯ АППАРАТУРА СОЛНЕЧНЫЕ ПАНЕЛИ И БУФЕРНЫЙ АККУМУЛЯТОР Память видеобуфера Память видеобуфера Мульти- плексор буфер Мульти- плексор буфер СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПИТАНИЕМ Левые камеры с последовательным интерфейсом Правые камеры с последовательным интерфейсом СТРУКТУРА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ • Имелся целый ряд жестких ограничений по массе, • габаритам, энергопотреблению и надежности

37. СИСТЕМНАЯ ШИНА • 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.

38. ОДНОПЛАТНЫЙ КОМПЬЮТЕР RAD6000 • НОВОЕ ПОКОЛЕНИЕ 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.

39. ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ БЛОК-СХЕМА • Производитель BAE SYSTEMS (ISO 9001, AS9000, ISO 14001) • www.rad750.com

40. Спецификация базовых параметров RAD6000 • Среднее время наработки на отказ375 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 инженернойконфигурации 250A241

41. 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 МбайтаEEPROM. 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 200000-300000 $. • На Марсе системы на базе этого микропроцессора до этого были использованы • в проектах Mars Pathfinder, Mars Polar Lander, Mars Climate Orbiter, Phoenix • Polar Lander. • .

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

43. Арбитр шины (ARBITER) - включается в слот 1 -обеспечивает управление доступом к шине; - мониторинг текущего состояния шины ; Мастер-устройство (MASTER) -управляет обменом по шине данных; -осуществляет обмен данными (чтение-запись со слэйв –устройствами); Слэйв-устройство (SLAVE) - обеспечивает мастер-устройству возможность чтения-записи данных - для доступа к шине генерирует прерывания; Линии запроса - разрешения Линии прерываний Линии данных Линии адреса 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.

44. СПЕЦИФИКАЦИЯ VMEbus • 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

45. 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.

46. КОНСТРУКТИВ 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.

47. Системная поддержка шины VMEbus • Разработчики ОСРВ VxWorks Wind River c гордостью утверждают • на своих семинарах, что они контролируют 100 % рынка ОСРВ на • Марсе

48. ТЕЛЕКОММУНИКАЦИОННЫЙ КАНАЛ

49. 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 ПОМЕХ • ОТ СОЛНЦА.

50. 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%