Page 317 - 《软件学报》2026年第3期

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线为动力学仿真计算结果, 开始仿真时选用星敏 A 定姿, 飞行器星上真实姿态和地面计算结果一致. 当飞行器运
行至第 300 s 时, 通过图 12 中的仿真系统注入星敏 A 常值故障, 遥测界面显示星地姿态发生偏差. 此时在建立好
的 ECA 规则库的基础上, 在第 330 s 时修改 ECA 规则, 将星敏常值故障作为数据无效原子事件 Sts[i]DataInValid
的一种并完成规则上注. 发现当星敏常值故障连续发生 50 s 后, 触发了星敏数据无效故障的 ECA 规则, 即故障事件 1.
由于星敏 A 数据无效, 飞行器选用星敏 B 定姿, 星地姿态偏差减小, 飞行器恢复正常.

原始规则 定义的原子事件 原子事件的算术表达式表示 与原始规则等效的LTL公式
飞行阶段值恒定为11 p 1 : 飞行阶段值为11 p 1 : flightPhase=11 G(p 1 )
对日定向阶段标志按照 p 2 , p 3 , p 4 : 对日定向阶段标 p 2 : phaseMark=0
时间先后顺序0→1→2, 志分别为0, 1, 2 p 3 : phaseMark=1 G(p→X(F(p→X(F(p 4 )))))
不可跨越或者颠倒顺序 可以改为G(p 2 →) G(p 3 →)
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p 4 : phaseMark=2
左模拟太阳敏感器有效 p 5 : 左模拟太阳敏感器有效
标志和右模拟太阳敏感 标志有效 p 5 : leftSimulationSunMark=true
器有效标志这两个标志 p 6 : 右模拟太阳敏感器有效 G((p 3 Xp 4 )→(p 5 p 6 ))
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均有效后, “对日定向阶 标志有效 p 6 : rightSimulationSunMark=true
段标志”Ҍ߶1→2
船时值单调递增 p 7 : 船时值随时刻单调递增 p 7 : shiptime++ G(p 7 )
“对日定向成功标志”由 p 8 : “对日定向成功标志”ູ G(( p 8 Xp 8 )→p 4 )
未成功变为成功必须在 成功 p 8 : successMark=true ^
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子模式2下 子模式2, 即对日定向阶段 G(( p 8 Xp 8 )→p 4 Xp 4 )
标志为2, 对应原子事件p 4
对日定向成功后, 子模
式保持在2下 － － G(p 8 → G(p 4 ))
图 16 在轨动态验证 LTL 规则知识实例

图 17 空间飞行器控制软件在轨自适应演化仿真系统界面

在实验过程中加入未知的星敏常值故障的测试验证, 通过对比传统固化策略与本文自适应方法的表现, 验证
软件自适应控制逻辑的有效性. 实验设置两种场景: (a) 已知故障: 注入表 1 定义的 III 级星敏数据无效事件; (b) 非
预期故障: 模拟未预定义的星敏常值故障. 实验结果表明, 传统方法没有非预期故障的处理能力, 需地面人工分析
后注入新规则, 耗时为小时级; 而本文方法通过基于人工智能方法的动态规则扩展, 成功识别大部分非预期故障,
平均响应时间维持在毫秒级. 实验结果表明, 本文方法使系统对新故障类型的响应效率提升 3 个数量级, 且减少了