邢 濤， 孫樂豐， 王 為， 羅文成

1. 中國空間技術(shù)研究院總體設(shè)計部, 北京 100094

2. 南京航空航天大學(xué), 南京 210000

0 引 言

自1998年11月第一個模塊發(fā)射升空，國際空間站(ISS)已成功在軌運(yùn)行20余年，在軌運(yùn)行管理積累了豐富經(jīng)驗，將數(shù)字化仿真技術(shù)、人工智能技術(shù)在健康管理、任務(wù)規(guī)劃與調(diào)度、任務(wù)操作和人機(jī)交互過程等領(lǐng)域開展應(yīng)用，針對噪聲控制、熱環(huán)境分析等專業(yè)開展了在軌運(yùn)行任務(wù)仿真驗證[1].國際空間站機(jī)械臂SSRMS由加拿大研制，在地面測試和試驗數(shù)據(jù)及在軌飛行試驗數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，建立了機(jī)械臂數(shù)字仿真模型，地面依靠機(jī)械臂數(shù)字仿真模型完成國際空間站機(jī)械臂任務(wù)分析與驗證.

我國空間站核心艙于2021年4月29日發(fā)射升空并穩(wěn)定運(yùn)行，中國空間站組裝建造拉開序幕.中國空間站由核心艙、實驗艙I、實驗艙II三個艙段及載人飛船、貨運(yùn)飛船組成組合體，是我國規(guī)模最龐大系統(tǒng)最復(fù)雜的超大型航天器系統(tǒng).空間站在軌演化構(gòu)型繁多，能源、信息、載人環(huán)境控制、熱管理、姿軌控、推進(jìn)、機(jī)械臂等系統(tǒng)工作模式復(fù)雜.空間站在軌運(yùn)行時間長達(dá)十年以上，運(yùn)行期間長期有人在軌照料，飛控操作任務(wù)復(fù)雜.空間站任務(wù)復(fù)雜性一方面為空間站研制驗證全面性帶來挑戰(zhàn)，另一方面也為后續(xù)空間站在軌運(yùn)行控制提出了高要求.

面向空間站長期穩(wěn)定可靠在軌運(yùn)行要求，在充分利用空間站數(shù)字化智能化建設(shè)成果的基礎(chǔ)上，依據(jù)基于模型的系統(tǒng)工程(model based system engineering, MBSE)思想，開展了數(shù)字空間站建設(shè)與應(yīng)用，構(gòu)建多學(xué)科集成的數(shù)字空間站仿真模型，實現(xiàn)對空間站能源、環(huán)熱控、信息、姿軌控、有效載荷支持、機(jī)械臂等任務(wù)的監(jiān)視、動態(tài)評估、動態(tài)管理，將數(shù)字空間站應(yīng)用于空間站飛控，為空間站飛控任務(wù)提供有效支撐和技術(shù)保障.

1 數(shù)字空間站組成

1.1 數(shù)字空間站概述

在空間站研制階段，采用MBSE思想，在中國空間技術(shù)研究院航天器數(shù)字化研制流程下開展數(shù)字空間站建設(shè)，采取邊建設(shè)邊應(yīng)用的模式，實現(xiàn)型號需求促數(shù)字化建設(shè)，數(shù)字化建設(shè)促空間站研制質(zhì)量與效率提升的目標(biāo)，確保空間站系統(tǒng)設(shè)計正確.

數(shù)字空間站建設(shè)遵循系統(tǒng)工程V字形過程，經(jīng)歷了模型需求分析、系統(tǒng)設(shè)計、詳細(xì)設(shè)計、生產(chǎn)制造與軟件開發(fā)、系統(tǒng)集成、測試驗證、運(yùn)行支持等7個步驟.

基于需求分析，數(shù)字空間站以基于功能模型的多學(xué)科仿真系統(tǒng)為核心，與產(chǎn)品信息查詢系統(tǒng)、三維場景構(gòu)建與分析系統(tǒng)、在軌遙測信息接口等有機(jī)集成.

多學(xué)科仿真系統(tǒng)實現(xiàn)對空間站能源、環(huán)熱控、信息、姿軌控、推進(jìn)等各專業(yè)領(lǐng)域?qū)嵨锂a(chǎn)品的精細(xì)化建模和多學(xué)科集成仿真，能反映各個空間站專業(yè)領(lǐng)域之間的耦合.三維場景構(gòu)建與分析系統(tǒng)是對產(chǎn)品三維構(gòu)型、電纜管路三維布局等信息的綜合集成應(yīng)用，支持開展全三維仿真場景演示、幾何干涉分析、視場仿真分析等工作.產(chǎn)品信息查詢系統(tǒng)對空間站各功能指標(biāo)信息、IDS接口信息、產(chǎn)品數(shù)據(jù)包等產(chǎn)品研制信息進(jìn)行綜合管理，實現(xiàn)面向在軌運(yùn)行的研制信息快速查詢分析.在軌遙測信息接口軟件實現(xiàn)實時遙測、空間站在軌信息管控，支持空間站在軌狀態(tài)監(jiān)視、空間站在軌數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析、平臺健康狀態(tài)評估、設(shè)備壽命預(yù)測等工作.

數(shù)字空間站是空間站研制數(shù)據(jù)、系統(tǒng)狀態(tài)數(shù)據(jù)的綜合集成.數(shù)字空間站作為真實空間站的數(shù)字化映像，為研制和在軌實時任務(wù)評估與規(guī)劃、故障快速處置、載荷資源綜合調(diào)配等全周期工作提供支持，具體任務(wù)包括：研制階段，數(shù)字空間站支持通過數(shù)字化仿真對系統(tǒng)設(shè)計和系統(tǒng)工作模式進(jìn)行綜合驗證；飛行任務(wù)前開展系統(tǒng)仿真和系統(tǒng)狀態(tài)預(yù)示；飛行任務(wù)中開展空間站狀態(tài)監(jiān)視、實時數(shù)字伴飛、在軌故障定位和故障預(yù)案驗證，飛行任務(wù)后評估任務(wù)效能.

圖1 數(shù)字空間站研制模式

1.2 多學(xué)科仿真系統(tǒng)

空間站屬于高度復(fù)雜系統(tǒng)，能源、環(huán)熱控、信息、動力學(xué)與控制等各專業(yè)領(lǐng)域相互耦合，如航天員出艙任務(wù)中機(jī)械臂運(yùn)動與姿態(tài)控制耦合，也將導(dǎo)致能源系統(tǒng)帆板發(fā)電變化、環(huán)熱控系統(tǒng)外熱流及整艙散熱能力變化、控制系統(tǒng)CMG角動量積累、機(jī)械臂根部受力變化.單科學(xué)仿真難以模擬真實的仿真邊界條件和學(xué)科間耦合影響，開展多學(xué)科綜合集成仿真驗證，可以解決多學(xué)科耦合問題.

基于功能模型的空間站多學(xué)科仿真系統(tǒng)是數(shù)字空間站的核心，采用Modelica建模語言為主，結(jié)合C語言建模等其他建模方式設(shè)計開發(fā)，從系統(tǒng)、分系統(tǒng)、單機(jī)設(shè)備級等3個層級，建立能源、環(huán)熱控、信息、動力學(xué)與控制等專業(yè)功能層面的數(shù)字功能樣機(jī)模型，并以數(shù)字功能樣機(jī)模型為基礎(chǔ)，建立數(shù)字空間站多學(xué)科仿真系統(tǒng).

采用數(shù)字化技術(shù)[2-3]，數(shù)字功能樣機(jī)模型與空間站真實產(chǎn)品狀態(tài)一致，同步更新.4個專業(yè)功能層面的仿真模型是相互關(guān)聯(lián)的有機(jī)整體，既可開展各專業(yè)的獨(dú)立仿真驗證，也可開展多學(xué)科集成的綜合仿真驗證.

數(shù)字空間站基于Modelica建模語言和C語言建模開發(fā)，在MWorks軟件環(huán)境下進(jìn)行集成與仿真應(yīng)用.Modelica是面向?qū)ο?、基于方程、采用層次化組件模型和具有可重用性的物理建模語言，支持多領(lǐng)域物理系統(tǒng)，提供連續(xù)域和離散域混合建模功能，并可適用于半物理仿真和嵌入式控制系統(tǒng)[4-5].

數(shù)字空間站多學(xué)科仿真系統(tǒng)采取邊建設(shè)邊應(yīng)用的技術(shù)路線，建立核心艙正常模型建模，包括能源系統(tǒng)仿真模型、環(huán)熱控系統(tǒng)仿真模型、信息系統(tǒng)仿真模型、動力學(xué)與控制仿真模型.然后將能源、環(huán)熱控、動力學(xué)與控制、信息等專業(yè)層面模型進(jìn)行綜合集成，建立各專業(yè)模型間的數(shù)據(jù)交互關(guān)系，如能源系統(tǒng)發(fā)電能力及能量平衡仿真與動力學(xué)與控制系統(tǒng)軌道姿態(tài)、飛行程序有數(shù)據(jù)交互，環(huán)熱控系統(tǒng)整艙散熱能力仿真根據(jù)飛行姿態(tài)和軌道實時計算.

數(shù)字空間站多學(xué)科仿真系統(tǒng)基于真實發(fā)射窗口、入軌軌道參數(shù)，按在軌飛行程序驅(qū)動開展空間站任務(wù)多學(xué)科綜合仿真，并驅(qū)動三維場景構(gòu)建與分析系統(tǒng)進(jìn)行空間站綜合仿真場景展示.多學(xué)科仿真系統(tǒng)模型示意如圖3所示.

2 數(shù)字空間站動力學(xué)與控制建模

動力學(xué)與控制仿真模型實現(xiàn)軌道仿真、姿態(tài)軌道控制仿真、機(jī)械臂運(yùn)動仿真.

2.1 動力學(xué)與控制仿真模型構(gòu)成

動力學(xué)與控制仿真模型包含姿態(tài)敏感器模型、姿態(tài)動力學(xué)及控制仿真、柔性動力學(xué)仿真模型、機(jī)械臂運(yùn)動學(xué)與動力學(xué)仿真模型、軌道仿真模型、環(huán)境力矩仿真模型等：

1)測量敏感器，如地球敏感器、太陽敏感器、星敏感器、慣導(dǎo)組件等，重點(diǎn)對其測量過程進(jìn)行數(shù)學(xué)建模；

2)執(zhí)行機(jī)構(gòu)，如發(fā)動機(jī)、控制力矩陀螺、太陽翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)、推力器等，對其控制執(zhí)行過程進(jìn)行數(shù)學(xué)建模，并在功能子模型中考慮機(jī)電類設(shè)備的機(jī)電耦合關(guān)系；

3)控制器，如GNC控制器，對其控制律進(jìn)行數(shù)學(xué)建模；

4)活動部件，例如太陽翼、機(jī)械臂、轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)，對其運(yùn)動特征進(jìn)行數(shù)學(xué)建模；

5)外部環(huán)境，如軌道、干擾力矩等，集成已有高精度模型；

6)柔性部件，例如柔性太陽翼、機(jī)械臂、轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)等，集成已有高精度模型;

7)艙體，主要建立艙體動力學(xué)模型.

通過對各設(shè)備及部件功能分析，GNC敏感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、控制器等設(shè)備模型采用C語言建立，基于FMI接口標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行封裝集成；外部環(huán)境模型、活動部件模型、艙體動力學(xué)模型、機(jī)械臂動力學(xué)模型等采用Modelica語言建模.

2.2 姿態(tài)軌道控制仿真建模

空間站姿態(tài)軌道控制仿真模型是基于C++語言開發(fā)，集成了敏感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、控制器模型及姿態(tài)軌道控制算法，功能及接口復(fù)雜，無法直接使用Modelica進(jìn)行集成仿真，采用FMI接口標(biāo)準(zhǔn)[1-2]通過模型規(guī)范-模型封裝-模型測試-模型管理-模型應(yīng)用-模型重用等方面規(guī)范化開展GNC仿真模型的系統(tǒng)建模工作，然后再與其他基于Modelica語言建立的模型進(jìn)行集成仿真，實現(xiàn)仿真工具之間的交互仿真，實現(xiàn)數(shù)字空間站的數(shù)學(xué)仿真、半物理實時仿真、超實時仿真等不同場景應(yīng)用.

基于FMI接口標(biāo)準(zhǔn)，空間站GNC仿真模型的封裝分為動態(tài)鏈接庫DLL封裝、FMU文件發(fā)布、FMU導(dǎo)入應(yīng)用3個步驟.

2.2.1 動態(tài)鏈接庫封裝

FMI 標(biāo)準(zhǔn)化接口包括聯(lián)合仿真函數(shù)和狀態(tài)信息兩個部分.聯(lián)合仿真函數(shù)分控制器函數(shù)、子系統(tǒng)執(zhí)行函數(shù)、子系統(tǒng)狀態(tài)函數(shù)；聯(lián)合仿真狀態(tài)共有控制器執(zhí)行信息、子系統(tǒng)執(zhí)行信息、子系統(tǒng)狀態(tài)信息三類.仿真控制器函數(shù)包括實例化函數(shù)、初始化函數(shù)、終止函數(shù)、重置系統(tǒng)函數(shù)、釋放實例函數(shù)；子系統(tǒng)執(zhí)行函數(shù)包括仿真執(zhí)行函數(shù)、仿真中斷函數(shù)、輸入?yún)?shù)設(shè)置函數(shù)、輸出參數(shù)獲取函數(shù)[4-7].

基于FMI接口的GNC模型封裝過程如圖4所示.

圖4 GNC仿真模型動態(tài)鏈接庫封裝流程

2.2.2 FMU文件發(fā)布

FMU文件包含模型描述xml文件、模型接口實現(xiàn)等，模型接口實現(xiàn)為源文件形式或二進(jìn)制文件形式，存儲在zip壓縮文件中，結(jié)構(gòu)形式如下：

modelDescription.xml∥描述模型 (必須)

model.png∥模型圖標(biāo)(可選)

documentation∥包含模型文檔的文件夾(可選)

_main.html∥文檔入口

<其他文件>

sources∥包含C源代碼的接口實現(xiàn)文件夾(可選)

∥編譯和連接模型所需的C源代碼和C頭文件

binaries∥包含二進(jìn)制文件的接口實現(xiàn)文件夾(可選)

win32∥32位Windows平臺二進(jìn)制文件(可選)

.dll∥模型接口實現(xiàn)的DLL文件

∥特定編譯器所需的庫文件(可選)

VisualStudio8∥Microsoft Visual Studio 8 (2005)

.lib∥庫文件

gcc3.1∥gcc 3.1.

…

win64∥64位Windows平臺二進(jìn)制文件(可選)

…

linux32∥32位Linux平臺二進(jìn)制文件(可選)

…

linux64∥64位Linux平臺二進(jìn)制文件(可選)

…

resources∥模型所需的資源(可選)

<模型初始化時需讀取的數(shù)據(jù)文件>

FMI API定義存取聯(lián)合仿真從屬軟件的輸入輸出數(shù)據(jù)和狀態(tài)信息的C語言接口函數(shù)，用于FMU實例的創(chuàng)建、銷毀，模型的初始化，模型數(shù)據(jù)的交換和狀態(tài)信息的獲取等.FMI模型描述XML保存模型的變量屬性(如變量名、單位)等靜態(tài)數(shù)據(jù).

2.2.3 FMU導(dǎo)入應(yīng)用

利用MWorks軟件實現(xiàn)FMU模型的導(dǎo)入，在MWorks仿真軟件中實現(xiàn)對FMU模型的調(diào)用和求解，其主要包括兩個方面：模型描述文件XML文件解析及模型動態(tài)鏈接庫DLL調(diào)用.

GNC仿真模式導(dǎo)入至MWorks軟件平臺后如圖5所示.

圖5 封裝完成后的GNC仿真模型

2.3 動力學(xué)模型建模

基于Modelica語言構(gòu)建核心艙、實驗艙I、實驗艙II、載人飛船、貨運(yùn)飛船艙體動力學(xué)模型，并通過不同飛行器的艙體動力學(xué)模型的靈活組裝構(gòu)建不同空間站組合體構(gòu)型下的艙體動力學(xué)模型.建立了各艙段的發(fā)動機(jī)推力模型，并按發(fā)動機(jī)在艙體上的實際安裝關(guān)系與艙體動力學(xué)模型進(jìn)行集成.

圖6 艙體動力學(xué)模型

利用Mwork柔性動力學(xué)模型庫，導(dǎo)入柔性太陽翼模態(tài)中性文件，開展柔性太陽翼動力學(xué)建模工作.

基于Modelica語言建立機(jī)械臂動力學(xué)模型，基于路徑規(guī)劃數(shù)據(jù)驅(qū)動進(jìn)行機(jī)械臂動力學(xué)仿真，并將機(jī)械臂動力學(xué)模型與艙體動力學(xué)模型進(jìn)行集成.

圖7 機(jī)械臂動力學(xué)模型

2.4 動力學(xué)與控制異構(gòu)模型集成

將基于FMI接口標(biāo)準(zhǔn)的GNC仿真模型、基于Modelica語言建立的艙體動力學(xué)模型、機(jī)械臂動力學(xué)模型、柔性太陽翼模型、軌道模型、氣動力矩分析模型等在MWorks軟件平臺中導(dǎo)入和加載，按系統(tǒng)集成接口的輸入輸出關(guān)系進(jìn)行拖拽連線式集成，見圖8.

圖8 動力學(xué)與控制系統(tǒng)集成模型

3 數(shù)字空間站應(yīng)用

3.1 巡檢任務(wù)動力學(xué)與控制仿真

在機(jī)械臂巡檢任務(wù)過程中，核心艙姿態(tài)由CMG控制，太陽翼停止轉(zhuǎn)動，發(fā)動機(jī)禁止噴氣.任務(wù)前利用數(shù)字空間站開展了機(jī)械臂巡檢任務(wù)過程中動力學(xué)與控制綜合仿真，綜合判斷機(jī)械臂運(yùn)動對姿態(tài)控制、CMG角動量、能源平衡、敏感器視場、天線視場的影響，為飛控任務(wù)實施提供決策支持.

(1)仿真工況設(shè)置

機(jī)械臂從適配器HB爬行至適配器HA并以HA為固定端巡檢.

核心艙姿態(tài)：慣性飛行姿態(tài)

推力器：無噴氣

(2)姿態(tài)及角動量仿真值與遙測值比對

姿態(tài)仿真預(yù)示曲線與實際遙測曲線見圖9，結(jié)果表明，姿態(tài)角預(yù)示仿真結(jié)果與遙測偏差較小，趨勢基本一致.

圖9 艙體姿態(tài)仿真值與遙測值比對(藍(lán)：遙測，紅：仿真)

CMG角動量仿真預(yù)示曲線與實際遙測曲線見圖10，可以看出，機(jī)械臂運(yùn)動期間短時間內(nèi)CMG角動量發(fā)生變化，角動量仿真預(yù)示趨勢與遙測值基本一致，數(shù)值比較接近.

圖10 CMG角動量仿真值與遙測值比對(藍(lán)：遙測，紅：仿真)

3.2 出艙任務(wù)動力學(xué)與控制仿真

在航天員出艙任務(wù)過程中，機(jī)械臂支持航天員運(yùn)動，核心艙姿態(tài)由CMG控制，太陽翼停止轉(zhuǎn)動，發(fā)動機(jī)禁止噴氣.任務(wù)前利用數(shù)字空間站開展了航天員出艙任務(wù)全過程動力學(xué)與控制綜合仿真預(yù)示，綜合分析機(jī)械臂支持航天員出艙活動對姿態(tài)控制、CMG角動量、能源平衡、敏感器視場、天線視場、機(jī)械臂運(yùn)動速度、機(jī)械臂根部受力的影響，為任務(wù)實施提供支持.

(1)仿真工況設(shè)置

核心艙飛行姿態(tài)為三軸穩(wěn)定姿態(tài).機(jī)械臂以適配器HA為固定端支持航天員出艙活動.推力器不工作.

(2)CMG角動量仿真值與遙測值比對

出艙活動期間CMG角動量仿真預(yù)示曲線與實際遙測曲線見圖11，可以看出，航天員出艙活動期間CMG角動量周期性波動，角動量仿真預(yù)示趨勢與遙測值基本一致，數(shù)值基本相當(dāng)，數(shù)字空間站模型可以為飛控提供支撐，后續(xù)需結(jié)合飛行任務(wù)進(jìn)行模型校核.

圖11 CMG角動量仿真值與遙測值比對(藍(lán)：遙測，紅：仿真)

4 結(jié) 論

面向空間站長期在軌飛行控制需求，采取MBSE思想進(jìn)行了數(shù)字空間站建設(shè).數(shù)字空間站按邊建設(shè)邊應(yīng)用的思路開發(fā)建設(shè)，數(shù)字空間站在核心艙飛控過程中得到了全面應(yīng)用和驗證，動力學(xué)與控制仿真模型已用于平臺在軌測試、機(jī)械臂任務(wù)、出艙活動任務(wù)等飛控工作，驗證了建模方法的正確性，可以有效支持空間站飛控.