航天器供配電系統(tǒng)數(shù)字伴飛技術(shù)應(yīng)用研究

劉治鋼 夏寧 杜青

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

航天器在軌的運(yùn)行狀態(tài)主要通過遙控指令和遙測參數(shù)與地面進(jìn)行交互。以嫦娥五號(hào)(Chang’e-5)、“國際空間站”(ISS)為代表的復(fù)雜航天器，具有在軌工作模式多、航天器組合狀態(tài)多、機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)復(fù)雜等特點(diǎn)，加之受到測控弧段、測控資源的限制，難以通過遙測參數(shù)實(shí)時(shí)連續(xù)地了解整個(gè)航天器的在軌運(yùn)行狀態(tài)。針對(duì)上述問題，需要有一套地面模擬(或稱為數(shù)字孿生)系統(tǒng)能夠?qū)教炱鞯倪\(yùn)行狀態(tài)進(jìn)行高精度實(shí)時(shí)連續(xù)仿真或模擬。另外，在變軌、調(diào)姿、載荷開機(jī)等重要指令執(zhí)行前，也需要通過地面模擬系統(tǒng)對(duì)指令執(zhí)行情況和結(jié)果進(jìn)行模擬仿真和預(yù)示。

2003年，文獻(xiàn)[1]提出了數(shù)字孿生早期的一個(gè)定義，即物理產(chǎn)品的虛擬/數(shù)字等價(jià)物，也可理解為凡是用于模擬真實(shí)環(huán)境下系統(tǒng)狀態(tài)的樣機(jī)或模型，都可以被稱為“孿生體”[2]。2011年，文獻(xiàn)[3]重新豐富了數(shù)字孿生的概念，它包含3個(gè)部分：物理空間的實(shí)體產(chǎn)品；虛擬空間的虛擬產(chǎn)品；虛擬產(chǎn)品和實(shí)體產(chǎn)品之間的數(shù)據(jù)和信息通道。數(shù)字孿生應(yīng)具有“全生命周期”、“實(shí)時(shí)/準(zhǔn)實(shí)時(shí)”和“雙向”等特征。2011年，美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室和NASA合作提出了構(gòu)建未來飛行器的數(shù)字孿生體，并定義數(shù)字孿生為一種面向飛行器或系統(tǒng)的高度集成的物理場、多尺度、多概率的仿真模型，能夠利用物理模型、傳感器數(shù)據(jù)和歷史數(shù)據(jù)等反映與該模型對(duì)應(yīng)的實(shí)體的功能、實(shí)時(shí)狀態(tài)及演變趨勢等。在故障預(yù)測與健康管理方面，NASA將物理系統(tǒng)與其等效的虛擬系統(tǒng)相結(jié)合，研究了基于數(shù)字孿生的復(fù)雜系統(tǒng)故障預(yù)測與消除方法[4]。

數(shù)字孿生概念在航天領(lǐng)域的引入最早可追溯到NASA的阿波羅工程，在該項(xiàng)目中，NASA制造了兩臺(tái)完全相同的飛行器，留在地面的一臺(tái)即稱為“孿生體”[5]。在任務(wù)準(zhǔn)備階段，“孿生體”可用于航天員訓(xùn)練；在飛行任務(wù)期間，“孿生體”被“鏡像”為在軌狀態(tài)，用于任務(wù)方案的高精度仿真[6]。在空間站任務(wù)中，由于空間站電源系統(tǒng)規(guī)模太大，無法通過完整的系統(tǒng)實(shí)物聯(lián)試方法來驗(yàn)證電源系統(tǒng)的能力，因此，NASA的劉易斯研究中心能源和推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室開發(fā)了航天器電能評(píng)估分析(Space System Power Analysis for Capability Evaluation，SPACE)軟件系統(tǒng)，用于電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與運(yùn)行評(píng)估[7]。國內(nèi)也開展了地面模擬器對(duì)航天器地面仿真、測試或在軌航天器飛控模擬相關(guān)實(shí)踐，通常是圍繞航天器的某種特性或行為開展。如文獻(xiàn)[8]針對(duì)航天器交會(huì)對(duì)接控制開展了半物理仿真研究；文獻(xiàn)[9]設(shè)計(jì)了一種用于航天器飛控演練的數(shù)管模擬器；文獻(xiàn)[10]提出一種推進(jìn)劑補(bǔ)加飛控模擬器；文獻(xiàn)[11]針對(duì)硬X射線調(diào)制望遠(yuǎn)鏡(HXMT)衛(wèi)星控制系統(tǒng)進(jìn)行的數(shù)字伴飛研究，初步嘗試解決該衛(wèi)星飛控策略、動(dòng)作執(zhí)行和狀態(tài)評(píng)估問題；文獻(xiàn)[12]針對(duì)模塊化航天器采用Simulink軟件建立了電源系統(tǒng)模型開展仿真研究。

本文以航天器供配電系統(tǒng)為研究對(duì)象，采用“數(shù)字孿生”技術(shù)思想開展航天器供配電數(shù)字伴飛技術(shù)研究，目的是建立航天器供配電系統(tǒng)數(shù)字化模型，將數(shù)字模型與實(shí)物航天器關(guān)聯(lián)，通過遙控遙測數(shù)據(jù)、飛行程序等外部資源接口，實(shí)現(xiàn)地面仿真系統(tǒng)與在軌航天器的同步運(yùn)行，實(shí)現(xiàn)航天器供配電狀態(tài)實(shí)時(shí)監(jiān)測和狀態(tài)預(yù)示，同時(shí)通過仿真結(jié)果與遙測數(shù)據(jù)的對(duì)比和分析，對(duì)在軌航天器供配電系統(tǒng)任務(wù)進(jìn)行干預(yù)。

1 航天器供配電數(shù)字伴飛系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 航天器數(shù)字伴飛的概念與功能

航天器數(shù)字伴飛是借助航天器的“數(shù)字孿生體”模擬航天器實(shí)體在空間環(huán)境中的行為，通過虛實(shí)交互技術(shù)，利用在虛擬環(huán)境中運(yùn)行的孿生體開展決策迭代優(yōu)化，解決航天器實(shí)體策略制定、動(dòng)作執(zhí)行和狀態(tài)評(píng)估等問題。若要對(duì)整個(gè)航天器的在軌行為進(jìn)行準(zhǔn)確模擬，就需建立多學(xué)科集成化的模擬環(huán)境。

通過航天器在軌狀態(tài)的數(shù)字伴飛，可實(shí)現(xiàn)以下功能。

1)航天器在軌運(yùn)行狀態(tài)實(shí)時(shí)評(píng)估

對(duì)實(shí)時(shí)遙測數(shù)據(jù)、實(shí)時(shí)仿真數(shù)據(jù)、歷史遙測數(shù)據(jù)、地面測試數(shù)據(jù)等信息進(jìn)行綜合處理，既可以實(shí)現(xiàn)對(duì)超范圍參數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)提醒和報(bào)警，也可以對(duì)航天器在軌性能衰降情況進(jìn)行評(píng)估。如對(duì)蓄電池組電壓、蓄電池組放電深度、太陽電池陣輸出功率、母線電壓等重要參數(shù)遙測值與仿真值的實(shí)時(shí)比對(duì)，包括數(shù)值比對(duì)、曲線比對(duì)等方式，對(duì)超范圍的參數(shù)進(jìn)行提醒和報(bào)警。

2)輔助制定航天器在軌運(yùn)行策略

將航天器物理實(shí)體運(yùn)行的約束條件、動(dòng)作時(shí)序、參與設(shè)備等信息作用于航天器數(shù)字孿生體，根據(jù)仿真結(jié)果預(yù)示執(zhí)行策略后的運(yùn)行狀態(tài)，從而可以制定并優(yōu)化航天器在軌運(yùn)行策略。這樣，可以實(shí)現(xiàn)數(shù)字孿生體與物理實(shí)體的雙向作用，為航天器物理實(shí)體在軌運(yùn)行策略制定提供有效的信息支持。

3)故障狀態(tài)模擬與故障預(yù)案快速推演

通過修改數(shù)字孿生體的參數(shù)或運(yùn)行時(shí)序，數(shù)字伴飛系統(tǒng)可用于模擬故障模式下故障的演進(jìn)情況，同時(shí)對(duì)制定的故障預(yù)案進(jìn)行快速仿真模擬驗(yàn)證，輔助分析故障預(yù)案的可行性和有效性。如調(diào)整太陽電池陣對(duì)日定向角度、限定充電電流等進(jìn)行仿真，快速推演其對(duì)整星能量平衡的影響。

1.2 航天器數(shù)字伴飛的基礎(chǔ)

要實(shí)現(xiàn)航天器在軌飛行狀態(tài)的精確模擬和數(shù)字伴飛，可信的數(shù)字化模型和基于飛行事件/程序驅(qū)動(dòng)的仿真策略二者缺一不可。

1)可信的數(shù)字化模型

可信的數(shù)字化模型是開展數(shù)字伴飛的前提。通常，構(gòu)建航天器系統(tǒng)、設(shè)備或部組件模型的方法包括：數(shù)學(xué)建模、物理機(jī)理建模和試驗(yàn)數(shù)據(jù)建模等方式，在實(shí)際應(yīng)用中根據(jù)仿真顆粒度和對(duì)物理實(shí)體描述方式進(jìn)行選擇。對(duì)于部分無法或難以實(shí)現(xiàn)正向建模的參數(shù)，如自主控溫策略引起的加熱功率變化等，可以通過控溫狀態(tài)進(jìn)行逆向建模。為保證模型的完備性，還需要明確模型的置信度和置信區(qū)間。完成建模后需要通過電性能測試、熱試驗(yàn)等地面測試或試驗(yàn)中對(duì)模型進(jìn)行修正，確保數(shù)字化模型輸出與實(shí)際輸出一致。另外，由于航天器在軌運(yùn)行狀態(tài)和地面測試狀態(tài)存在差異，還需要結(jié)合同類型衛(wèi)星歷史在軌數(shù)據(jù)或自身飛行的歷史數(shù)據(jù)對(duì)模型進(jìn)一步進(jìn)行修正。

2)飛行事件/程序驅(qū)動(dòng)的仿真策略

數(shù)字孿生體與航天器實(shí)體運(yùn)行保持時(shí)鐘同步是開展數(shù)字伴飛的重要保證。因此，系統(tǒng)必須采用高效的求解算法，以確保在飛行事件或飛行程序驅(qū)動(dòng)下實(shí)時(shí)狀態(tài)同步更新。在軌不可見弧段，孿生體通過預(yù)置飛行程序的方式實(shí)現(xiàn)與航天器實(shí)體同步運(yùn)行；在進(jìn)入可見弧段后，能夠快速對(duì)仿真狀態(tài)和遙測狀態(tài)進(jìn)行評(píng)估，并能夠?qū)Ψ抡鏍顟B(tài)/參數(shù)進(jìn)行修正，確保孿生體的狀態(tài)與航天器實(shí)體狀態(tài)同步。

1.3 航天器供配電數(shù)字伴飛系統(tǒng)設(shè)計(jì)

航天器供配電數(shù)字伴飛系統(tǒng)組成及功能邏輯如圖1所示。以航天器供配電系統(tǒng)級(jí)仿真模型為核心，依據(jù)地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)模型進(jìn)行校核；由飛行程序事件驅(qū)動(dòng)供配電系統(tǒng)模型建立數(shù)字伴飛狀態(tài)，利用準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型以及高精度的求解器，對(duì)全任務(wù)周期內(nèi)的供配電系統(tǒng)工作狀態(tài)進(jìn)行伴飛仿真分析；建立星上遙測數(shù)據(jù)輸入通道，達(dá)到地面數(shù)字模型與實(shí)際航天器同步運(yùn)行效果，對(duì)遙測數(shù)據(jù)和數(shù)字伴飛系統(tǒng)實(shí)時(shí)仿真結(jié)果進(jìn)行比對(duì)，實(shí)現(xiàn)在線數(shù)據(jù)判讀；同時(shí)結(jié)合飛行任務(wù)需要，通過曲線、圖表、STK動(dòng)畫等形式對(duì)數(shù)字伴飛的結(jié)果進(jìn)行展示。數(shù)字伴飛系統(tǒng)還可以通過輸入下一階段的飛行程序，對(duì)航天器供配電系統(tǒng)的未來狀態(tài)進(jìn)行仿真預(yù)示；另外，還可以對(duì)預(yù)置故障模式(如一路太陽電池陣分陣開路、一節(jié)蓄電池單體失效等)下進(jìn)行仿真，輔助進(jìn)行故障分析、排查和故障預(yù)案制定等。

圖1 航天器數(shù)字伴飛系統(tǒng)組成與功能邏輯Fig.1 Composition and function logic diagram of spacecraft digital companion system

2 航天器數(shù)字伴飛關(guān)鍵技術(shù)

2.1 數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的模型動(dòng)態(tài)修正方法

現(xiàn)有模型驗(yàn)證一般都是依賴調(diào)節(jié)參數(shù)，得到仿真模型的輸出響應(yīng)與真實(shí)物理系統(tǒng)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，通過最小二乘或優(yōu)化方法獲得模型的最佳參數(shù)。然而，如果一個(gè)模型結(jié)構(gòu)存在缺陷，那么通過調(diào)整模型參數(shù)無法使得其輸出響應(yīng)與真實(shí)響應(yīng)趨向一致。例如，供配電系統(tǒng)中鋰離子蓄電池組，通過擬合常溫充放電曲線得到蓄電池組模型，但如果實(shí)際工作溫度、充放電電流大范圍變化時(shí)固定的充放電曲線就會(huì)出現(xiàn)較大的誤差，需要通過不同溫度、不同倍率充放電的曲線族的方式進(jìn)行建模，通過調(diào)整模型結(jié)構(gòu)來獲得較好的仿真結(jié)果。針對(duì)常規(guī)依賴調(diào)節(jié)參數(shù)開展模型驗(yàn)證方法的不足，采用數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的模型動(dòng)態(tài)修正方法，通過動(dòng)態(tài)響應(yīng)曲線逼真度度量方法面向模型結(jié)構(gòu)(粗調(diào))和參數(shù)(細(xì)調(diào))的同步驗(yàn)證，在對(duì)地面測試海量數(shù)據(jù)分析的基礎(chǔ)上，使之與在軌飛行真實(shí)系統(tǒng)輸出趨于一致，提高模型置信度。實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的供配電系統(tǒng)模型動(dòng)態(tài)修正技術(shù)邏輯如圖2所示。

圖2 實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的供配電系統(tǒng)模型動(dòng)態(tài)修正技術(shù)Fig.2 Dynamic correction technology of real-time data-driven electrical system model

(1)粗調(diào)階段：在實(shí)際模型結(jié)構(gòu)搭建過程中，模型結(jié)構(gòu)均是由各功能或結(jié)構(gòu)單元組成，對(duì)模型結(jié)構(gòu)進(jìn)行調(diào)整可以轉(zhuǎn)化為不同類子模型之間的組合優(yōu)化問題。組合優(yōu)化的目標(biāo)是尋找最優(yōu)的子模型組合方案，使研究對(duì)象的模型整體的仿真結(jié)果與實(shí)際物理系統(tǒng)的真實(shí)輸出間的差值最小。在時(shí)間序列上對(duì)仿真結(jié)果和實(shí)際物理系統(tǒng)的真實(shí)輸出進(jìn)行離散，則最小化兩者之間的差值A(chǔ)即為優(yōu)化目標(biāo)，如式(1)

(1)

式中：Si代表仿真結(jié)果，Ri代表實(shí)際物理系統(tǒng)的真實(shí)輸出結(jié)果，N代表時(shí)間序列的離散數(shù)。

(2)細(xì)調(diào)階段：當(dāng)粗調(diào)階段完成后，細(xì)調(diào)階段則針對(duì)模型參數(shù)進(jìn)行調(diào)整優(yōu)化。優(yōu)化的目標(biāo)仍然是仿真結(jié)果與實(shí)際物理系統(tǒng)輸出值的最小化差值。大型復(fù)雜系統(tǒng)模型通常會(huì)同時(shí)包含數(shù)字量和模擬量兩種類型的參數(shù)變量，針對(duì)其構(gòu)造的優(yōu)化問題是一個(gè)混合離散優(yōu)化問題，如式(2)。

(2)

式中：x是數(shù)字量變量，y是模擬量變量。

2.2 航天器系統(tǒng)飛行狀態(tài)仿真估計(jì)與預(yù)示技術(shù)

基于航天器飛行任務(wù)程序，采用在線與離線仿真相結(jié)合的技術(shù)手段，通過在軌遙測數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)解析與供配電系統(tǒng)相關(guān)的飛行事件，實(shí)現(xiàn)航天器供配電系統(tǒng)“數(shù)字伴飛”：一方面進(jìn)行航天器供配電系統(tǒng)在軌飛行健康狀態(tài)評(píng)估；另一方面綜合在軌遙測、在線仿真、離線仿真、歷史數(shù)據(jù)的結(jié)果對(duì)比分析，對(duì)后續(xù)飛行狀態(tài)進(jìn)行預(yù)示。

通過在軌遙測數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)解析飛行器姿態(tài)、軌道光照條件、飛行事件等，將外部條件的變化實(shí)時(shí)注入供配電系統(tǒng)模型，并基于遙測在線判讀知識(shí)庫，對(duì)在線遙測數(shù)據(jù)進(jìn)行閾值或者偏差分析判讀，識(shí)別當(dāng)前供配電系統(tǒng)的功能和性能狀態(tài)情況，評(píng)估航天器在軌飛行能源健康狀態(tài)。同時(shí)能夠通過提前置入下一階段的飛行程序，提前預(yù)算并評(píng)估系統(tǒng)的未來的運(yùn)行狀態(tài)，輔助對(duì)航天器運(yùn)行管理策略的決策。根據(jù)對(duì)仿真結(jié)果數(shù)據(jù)的處理分析，及時(shí)調(diào)整優(yōu)化航天器的飛行程序，使得電氣系統(tǒng)處于更好的良性工作狀態(tài)。

在實(shí)時(shí)遙測數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的電氣系統(tǒng)模型仿真求解過程中，獲取求解器特定時(shí)刻求解狀態(tài)并另行開辟計(jì)算分支，以最近時(shí)段的空間姿態(tài)、飛行狀態(tài)等在軌遙測數(shù)據(jù)通過濾波算法(限幅濾波法、消抖濾波法、中位值濾波法等)濾波后作為求解計(jì)算初值，然后導(dǎo)入下一階段的飛行任務(wù)程序，結(jié)合在軌遙測值、當(dāng)前仿真值、仿真預(yù)示值的數(shù)值曲線實(shí)時(shí)對(duì)比分析，對(duì)后續(xù)的飛行狀態(tài)進(jìn)行預(yù)示。基于模型的供配電系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)測與預(yù)示技術(shù)邏輯圖如圖3所示。

建立系統(tǒng)的工作模型為

xk+1=f(xk,u,w,Δ)

(3)

式中：xk為k時(shí)刻模型計(jì)算值，xk+1為k+1時(shí)刻模型計(jì)算值，u為按飛行程序指令輸入，w為外部干擾信號(hào)，Δ為模型不確定度。

考慮模型不確定度Δ，利用航天器的在軌遙測數(shù)據(jù)，使用高斯過程對(duì)模型的不確定度進(jìn)行建模為

Δ(·)～GP(m(·)，j(·,·))

(4)

式中：GP()表示高斯過程模型，m(·)表示高斯過程的均值函數(shù)，j(·,·)表示高斯過程的協(xié)方差函數(shù)。

圖3 基于模型的供配電系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)測與預(yù)示技術(shù)Fig.3 Model-based electrical system state monitor and prediction technology

通過學(xué)習(xí)歷史遙測數(shù)據(jù)的特點(diǎn)，訓(xùn)練高斯過程模型對(duì)具有周期特性的不確定度進(jìn)行估計(jì)與預(yù)測，實(shí)時(shí)更新與補(bǔ)償仿真系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)模型，從而使仿真系統(tǒng)接近航天器電氣系統(tǒng)真實(shí)的工作情況。通過高斯過程補(bǔ)償不確定度Δ可以提高系統(tǒng)模型精度，能夠進(jìn)一步提高卡爾曼濾波器性能。利用基于高斯過程學(xué)習(xí)的改進(jìn)擴(kuò)展卡爾曼濾波算法為

(5)

通過在軌遙測數(shù)據(jù)對(duì)仿真估計(jì)值進(jìn)行實(shí)時(shí)估計(jì)和更新，從而能夠獲得參數(shù)的預(yù)測值。再通過對(duì)歷史數(shù)據(jù)的學(xué)習(xí)來補(bǔ)償模型不確定度，從而提高仿真模型的估計(jì)精度，進(jìn)一步基于貝葉斯理論可以得到未來系統(tǒng)狀態(tài)運(yùn)行的預(yù)測區(qū)間，取未來狀態(tài)預(yù)測的均值作為預(yù)測結(jié)果，進(jìn)而可以對(duì)航天器供配電系統(tǒng)的在軌健康狀況進(jìn)行預(yù)示。

3 航天器供配電系統(tǒng)數(shù)字伴飛應(yīng)用實(shí)踐

依據(jù)Chang’e-5供配電系統(tǒng)電路拓?fù)洌捎肕odelica多學(xué)科建模語言建立了在軌數(shù)字伴飛系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，如圖4所示。航天器供配電數(shù)字伴飛系統(tǒng)在Chang’e-5的整器熱試驗(yàn)和無線聯(lián)試中進(jìn)行了應(yīng)用。

在地面測試期間，按照2.1節(jié)模型修正方法，針對(duì)不同的模型參數(shù)，結(jié)合設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)、測試數(shù)據(jù)和熱試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)模型結(jié)構(gòu)或參數(shù)進(jìn)行修正。以負(fù)載功率參數(shù)為例，設(shè)計(jì)階段采用設(shè)計(jì)值進(jìn)行建模；在產(chǎn)品研制后采用驗(yàn)收數(shù)據(jù)對(duì)設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)進(jìn)行更新；在熱試驗(yàn)期間，通過對(duì)設(shè)備加斷電時(shí)序進(jìn)行分析，獲得用電負(fù)載在高低溫條件下的功耗，建立溫度與功耗之間的關(guān)系，修正原有模型中常溫下用電負(fù)載功耗數(shù)據(jù)，通過不斷修正和調(diào)整，得到更加精確的負(fù)載模型。不同階段測試數(shù)據(jù)對(duì)負(fù)載模型修正方法如表1所示。

整器熱試驗(yàn)過程，對(duì)Chang’e-5著陸器-上升器組合體在環(huán)月段及動(dòng)力下降段低溫循環(huán)工況進(jìn)行了仿真分析，并根據(jù)飛行程序?qū)?dòng)力下降過程的太陽電池陣輸出功率、蓄電池組電壓、蓄電池組放電深度等供配電系統(tǒng)重要參數(shù)進(jìn)行了實(shí)時(shí)仿真，參數(shù)仿真結(jié)果與實(shí)際測試結(jié)果間的平均誤差小于2%。

在與飛行控制中心無線聯(lián)試期間，按照Chang’e-5飛行程序?qū)Ω黠w行階段供配電數(shù)字模型進(jìn)行了全面驗(yàn)證。一方面通過仿真值與遙測值比對(duì)，對(duì)超出閾值范圍的參數(shù)進(jìn)行提示，如圖5(a)所示。另一方面，通過對(duì)關(guān)鍵參數(shù)的地面歷史測試數(shù)據(jù)、實(shí)時(shí)仿真數(shù)據(jù)和實(shí)時(shí)遙測數(shù)據(jù)進(jìn)行比對(duì)。如圖5(b)所示，以蓄電池組電壓為例，綠色曲線代表在熱試驗(yàn)期間相同工況的測試數(shù)據(jù)曲線，紅色曲線代表實(shí)時(shí)遙測數(shù)值，藍(lán)色曲線表示實(shí)時(shí)仿真數(shù)據(jù)曲線，黃色曲線代表基于實(shí)時(shí)遙測數(shù)據(jù)和后續(xù)飛行程序的預(yù)示曲線，其中測試數(shù)據(jù)僅作為參考。從圖5中可以看出，蓄電池組電壓仿真值與實(shí)時(shí)遙測數(shù)據(jù)具有較好的一致性，穩(wěn)態(tài)工況下最大誤差小于5%，平均誤差小于2%，驗(yàn)證了伴飛系統(tǒng)及模型的正確性、穩(wěn)定性，為后續(xù)在軌應(yīng)用奠定了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

注：GNC為制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制。圖4 嫦娥五號(hào)數(shù)字伴飛系統(tǒng)示意圖Fig.4 Digital companion system for Chang’e-5 probe

表1 不同階段測試數(shù)據(jù)對(duì)負(fù)載模型修正方法示例Table 1 Model adjustment method of electrical load using test data during different period

圖5 數(shù)字伴飛仿真數(shù)據(jù)與遙測數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)判讀比對(duì)Fig.5 Real-time comparison of digital companion simulation data and telemetry data

4 結(jié)束語

本文提出了航天器供配電數(shù)字伴飛系統(tǒng)的概念、內(nèi)涵與功能要點(diǎn)，明確了可行的數(shù)字化模型和飛行事件/程序驅(qū)動(dòng)的仿真策略是開展“數(shù)字伴飛”的基礎(chǔ)，實(shí)現(xiàn)“數(shù)字伴飛”的2項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。通過建立Chang’e-5供配電數(shù)學(xué)模型，并在整器熱試驗(yàn)和無線聯(lián)試中進(jìn)行了應(yīng)用驗(yàn)證，對(duì)開展航天器供配電系統(tǒng)“數(shù)字伴飛”做了有益的嘗試，具有如下應(yīng)用價(jià)值。

(1)采用“數(shù)字孿生”思想，將航天器供配電系統(tǒng)數(shù)字模型與物理實(shí)物相關(guān)聯(lián)，可有效輔助供配電系統(tǒng)地面測試及在軌飛控過程的數(shù)據(jù)判讀，有助于全面掌握各飛行階段航天器供配電系統(tǒng)狀態(tài)。

(2)可信的模型是開展“數(shù)字伴飛”的基礎(chǔ)，通過地面測試階段的海量數(shù)據(jù)，對(duì)航天器供配電系統(tǒng)仿真模型進(jìn)行修正；基于可信的模型，可用于輔助地面測試方案分析與驗(yàn)證、飛行程序演練、在軌飛行過程參數(shù)判讀、在軌故障預(yù)案仿真驗(yàn)證等，為基于模型的供配電數(shù)字化設(shè)計(jì)與驗(yàn)證提供參考。

隨著航天任務(wù)復(fù)雜程度的日趨提升，數(shù)字伴飛系統(tǒng)將在航天器飛控過程中將發(fā)揮越來越重要的作用。后續(xù)可進(jìn)一步深入開展數(shù)學(xué)模型可信度評(píng)估、供配電系統(tǒng)在軌健康度評(píng)估與預(yù)測等方面研究，對(duì)航天器供配電數(shù)字伴飛系統(tǒng)的進(jìn)一步更新和完善，為航天供配電系統(tǒng)設(shè)計(jì)與在軌管理任務(wù)的實(shí)施提供更有力的支撐和保障。