Page 318 - 《软件学报》2026年第3期

李晓锋 等: 空间飞行器控制软件在轨自适应可信演化框架 1281

人工干预需求, 直接印证了框架在经验归纳与推理机制方面的改进.
在实验过程加入星敏常值故障的性质验证, 可以检测到性质不通过的验证结果, 实现空间飞行器在轨动态验
证. 经过实验测试, 运行时验证工具能够准确高效地检测到被违反的规则, 具体结果如图 19 所示.
真实值 真实值 真实值
星敏A滚动角 (º) 故障 ECA 星敏A俯仰角 (º) 故障 ECA 星敏A偏航角 (º) 故障 ECA
测量值
测量值
测量值
触发
触发
注入
注入
注入
触发
仿真时间 (s) 仿真时间 (s) 仿真时间 (s)
图 18 空间飞行器控制软件在轨遥测显示界面

图 19 星敏常值性质验证动态验证结果

在相同的实验条件下, 对本文所研究的空间飞行器控制软件在轨自适应演化仿真系统进行了 10 次任务仿真
测试. 表 3 展示了控制软件在轨自适应演化仿真系统的仿真结果. 在测试中, 对于知识库中存在的所有故障均能够
做到 100% 识别. 对于 I 级故障, 故障响应的平均时间为 0.26 ms, 远低于可接受响应时间标准. 对于 II 级和 III 级
故障, 相比 I 级故障, 用时会相对较久, 造成该现象的原因主要是该系统采用严格的分级检测机制, 按照 I 级 (最
高)→II 级→III 级 (最低) 的固定顺序执行故障判断. 当存在高优先级故障时, 必须完成当前优先级的全流程判断
后, 才会进入下一级检测. 这种串行处理模式导致 II/III 级故障检测耗时包含其之前所有优先级任务的判断时间.
同时, 系统在每个优先级判断周期内存在反馈时隙, 用于执行状态同步、结果回传等操作. 当连续处理多个优先级
任务时, 这些离散的反馈时段会形成累积延迟. 总体而言, 本文所研究的自适应演化仿真系统将故障响应的时间控
制在毫秒级, 证明该方法具有高效的故障检测能力.

表 3 控制软件在轨自适应演化仿真系统测试结果

故障优先级 故障检测成功率 (%) 故障响应平均时间 (ms) 故障检测平均时间 (ms) 平均延迟时间 (ms) 可接受的响应时间 (ms)
I 100 0.26 0.21 0.05 1.28
II 100 4.85 0.62 4.23 10.24
III 100 6.34 0.47 5.87 38

在保障实时故障诊断的同时, 该系统在内存管理方面展现出卓越的优化成效. 卫星数据处理采用流式处理模
式, 配合基于优化数据结构的性质公式解析方案, 使得核心功能的内存开销接近理论下限. 然而, 在扩展规范性质
处理范围时, 系统面临数据类型支持广度与二进制文件体积、运行效率之间的本质性矛盾. 为此, 本文设计了分层
式轻量级数学公式解析架构: 基础层通过整型、浮点型等基本数据类型的逻辑运算模块 (涵盖大小比较等核心操
作) 保障基础功能; 增强层则采用指定位宽的原码/补码精准解析技术, 实现对复杂数据类型的扩展支持. 该架构在
维持 800 KB 紧凑体积的前提下, 成功平衡了功能扩展性与存储效率.
为实现上述性能指标, 相较于传统基于预构建自动机的验证范式, 本文在技术实现层面采用公式传播
(formula progression) 动态计算方法. 该方法通过 3 项核心机制显著提升系统效能: 1) 按需计算机制仅在实际需求
触发时展开性质公式运算, 避免冗余计算; 2) 即时内存回收策略确保内存占用严格与当前处理的性质公式复杂度
成正比; 3) 并行处理不同的性质, 保障毫秒级实时响应能力. 实验数据显示, 与传统方法相比, 该技术在典型应用场