基于數(shù)字孿生的火箭測試與發(fā)射過程健康管理技術(shù)研究

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

運載火箭健康管理功能是支撐運載火箭測試與發(fā)射過程自動化，以及容錯重構(gòu)能力的關(guān)鍵，負責(zé)地面測試階段和飛行段全箭數(shù)據(jù)綜合、處理、決策，并按照既定的故障模式進行決策處理及控制等功能。

航天系統(tǒng)具有研制難度大、產(chǎn)品價值高、制造批量小、技術(shù)復(fù)雜、試錯代價巨大的產(chǎn)品特點。NASA和美國空軍將飛行器數(shù)字孿生定義為：“一種集成的、多物理、多尺度、概率仿真模型，能夠利用物理模型、傳感器數(shù)據(jù)和歷史數(shù)據(jù)等來反映與該模型對應(yīng)的飛行實體的狀態(tài)”。美國國防部提出利用數(shù)字孿生技術(shù)，用于航空航天飛行器的健康維護與保障[1-2]。

火箭的測試發(fā)射過程涉及動力、電氣、能源、結(jié)構(gòu)、環(huán)境等專業(yè)，各系統(tǒng)各產(chǎn)品協(xié)調(diào)工作，才能完成火箭的測試與發(fā)射，將有效載荷成功送入軌道。整個過程技術(shù)狀態(tài)變化大，且地面試驗難以覆蓋飛行試驗，迫切需要通過數(shù)字孿生技術(shù)提升發(fā)射效率和可靠性[3-4]。

本文基于數(shù)字孿生技術(shù)，對數(shù)字孿生的火箭測試與發(fā)射過程健康管理技術(shù)應(yīng)用展開研究和探索。

1 火箭測試發(fā)射過程健康管理功能需求分析

1.1 地面測試數(shù)據(jù)綜合分析

運載火箭在點火發(fā)射前，需要在地面進行大量的測試工作，包括各類系統(tǒng)和全箭的模擬飛行測試，以確?；鸺w行過程正常?；鸺郎y試過程中，健康管理系統(tǒng)提供測試過程箭上、地面設(shè)備狀態(tài)監(jiān)測，測試過程數(shù)據(jù)綜合處理，測試結(jié)果監(jiān)測與判斷，并提供故障分析定位功能。

由于火箭沒有真實飛行，地面測試過程的外部激勵通常都是通過等效器進行模擬，測試數(shù)據(jù)和真實飛行數(shù)據(jù)均在較大的差異，地面測試數(shù)據(jù)的分析往往通過門限進行比對，數(shù)據(jù)的綜合分析能力較低，也不易發(fā)現(xiàn)潛在的問題，尤其是無法進行故障狀態(tài)模擬測試。因此，迫切需要一種在地面測試過程中有助于火箭飛行過程的數(shù)據(jù)綜合分析方法。

1.2 飛行過程故障診斷和預(yù)測分析

在火箭點火-起飛過程中，能源系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)等核心功能正常工作是起飛的關(guān)鍵，出現(xiàn)異常需進行緊急關(guān)機等預(yù)案措施，且全過程需提供快速判斷處理功能，因此射前緊急關(guān)機條件判斷與決策是點火起飛過程故障診斷的關(guān)鍵功能之一。

飛行過程中，火箭真實狀態(tài)往往和設(shè)計狀態(tài)有所差異，需要根據(jù)當前狀態(tài)數(shù)據(jù)對火箭進行監(jiān)測分析，對火箭未來狀態(tài)進行預(yù)測。此外，對于火箭發(fā)生的異常情況要快速發(fā)現(xiàn)和定位故障，并對故障影響進行分析，快速處理。

因此，火箭飛行過程中需要強大的故障診斷和預(yù)測能力，但是由于火箭箭上資源有限，部分工作需要通過地面實現(xiàn)，地面需要能模擬火箭真實飛行過程的孿生火箭，和真實火箭實現(xiàn)“伴飛”，便于及時發(fā)現(xiàn)故障和預(yù)測分析。

1.3 故障處理措施的快速推演決策

運載火箭的智能化是未來發(fā)展趨勢，其飛行過程中的故障診斷和容錯重構(gòu)能力是其重要標志之一。健康管理系統(tǒng)實現(xiàn)飛行過程總體關(guān)鍵參數(shù)采集、實時診斷與處理，為全箭容錯重構(gòu)處理等提供決策信息與指令輸出是其最為突出的作用。

任何故障的快速處理措施都需要進行充分的驗證分析，雖然現(xiàn)代火箭可以預(yù)置一些特定的故障處理措施，但是離火箭可能發(fā)生的故障數(shù)量還遠遠不夠?；鸺鎸嶏w行過程中，迫切需要根據(jù)當前特定故障，快速制定故障處理措施，并進行快速推演驗證。如果發(fā)現(xiàn)措施不正確或者有更好的處理措施，則可以通過各種途徑(如遙控通道)進行優(yōu)化處理。

2 基于數(shù)字孿生的健康管理功能設(shè)計

2.1 基于數(shù)字孿生技術(shù)的功能架構(gòu)設(shè)計

為更好的解決火箭測試發(fā)射過程中的數(shù)據(jù)綜合分析、故障診斷和預(yù)測，以及故障處理措施的快速推演等問題，采用基于數(shù)字孿生技術(shù)的健康管理系統(tǒng)設(shè)計，該設(shè)計的基礎(chǔ)為火箭的數(shù)字孿生模型，基于該模型與真實火箭數(shù)據(jù)的交互，便于完成火箭的狀態(tài)監(jiān)測、故障診斷和故障預(yù)測，以及故障干預(yù)功能。

圖1 基于數(shù)字孿生模型的健康管理架構(gòu)

火箭開展地面測試前，通過地面數(shù)字孿生模型故障注入方法來模擬正常和故障狀態(tài)系統(tǒng)測試，提升系統(tǒng)測試覆蓋性?；鸺郎y試發(fā)射過程中，健康管理實現(xiàn)箭載設(shè)備數(shù)據(jù)綜合處理與故障檢測，系統(tǒng)箭上各智能單機或功能單元上電后進行自檢，健康管理系統(tǒng)采集并綜合處理各系統(tǒng)或被測單元的自檢測試數(shù)據(jù)及狀態(tài)測試信息。

火箭點火-起飛過程中完成緊急關(guān)機診斷，由箭上健康管理模塊完成對動力系統(tǒng)和電氣系統(tǒng)工作狀態(tài)的判定，當檢測出問題時進行發(fā)動機緊急關(guān)機；同時地面采集到的聲音、光譜信息同步進行發(fā)動機推力狀態(tài)診斷，箭上和地面診斷均正常后，發(fā)動機推力爬升，火箭起飛。全過程需將信息送入地面數(shù)字孿生模型，采用故障診斷算法，得出放行與否的診斷結(jié)論。對于故障狀態(tài)，利用數(shù)字孿生模型，提供故障情況下的故障分析定位功能。

飛行過程中全箭利用數(shù)字孿生模型監(jiān)測火箭數(shù)據(jù)，判斷特定事件(可能是故障)的發(fā)生是否滿足設(shè)計要求，是否按設(shè)定程序依次采取進一步的動作。按照故障對象和故障模式的差異，故障檢測過程分為箭上檢測和地面檢測兩種模式。

飛行過程中地面基于數(shù)字孿生的故障診斷預(yù)測?；鸺w行中將火箭慣組、速率陀螺、壓力傳感器、溫度傳感器等實時產(chǎn)生的火箭飛行的位置、速度、姿態(tài)、壓力、溫度、載荷等信息通過下行天線下傳給地面故障診斷服務(wù)器中多策略故障診斷數(shù)字模型，通過數(shù)字孿生體與箭體產(chǎn)品真實狀態(tài)保持同步，實時解算箭體后續(xù)飛行的姿態(tài)穩(wěn)定性、載荷安全性、分離安全性、入軌精度等。

飛行過程中，檢測并判斷出飛行過程中各部段發(fā)動機故障(推力異常)、伺服機構(gòu)故障中的非災(zāi)難性模式，經(jīng)過診斷和數(shù)據(jù)綜合處理，盡可能通過軌道重規(guī)劃和重構(gòu)等措施使得火箭進入預(yù)定或其他合理軌道。地面診斷或預(yù)測的飛行故障結(jié)果，根據(jù)處置對策規(guī)則，通過天基測控鏈路上傳處理指令，或者通過安控通道上傳自毀指令。天基測控上傳指令通過數(shù)據(jù)管理模塊進行指令解析，分發(fā)給飛行控制模塊等進行處理。

2.2 箭上故障管理功能設(shè)計

箭上飛行過程中全箭故障診斷功能主要針對飛行過程中各部段發(fā)動機故障、伺服機構(gòu)故障中的非災(zāi)難性模式，力爭進入預(yù)定軌道。

全箭故障診斷工作流程見圖2。首先由參數(shù)測量系統(tǒng)根據(jù)關(guān)鍵參數(shù)要求對箭上傳感器、慣性器件參數(shù)進行采集，通過總線將數(shù)據(jù)傳輸至箭上故障診斷系統(tǒng)。箭上故障診斷根據(jù)預(yù)置的飛行動力學(xué)模型、電氣系統(tǒng)模型、動力系統(tǒng)模型等實時判斷火箭飛行狀態(tài)。當判斷火箭發(fā)生故障時，根據(jù)故障層級和危害程度(是否安全災(zāi)難性故障)及嚴重程進行風(fēng)險評估，在線決策是否繼續(xù)任務(wù)或進行安全控制。由控制系統(tǒng)對預(yù)置的措施集合進行選擇，執(zhí)行任務(wù)重規(guī)劃(包括大氣層內(nèi)的彈道重規(guī)劃、大氣層外的預(yù)測制導(dǎo)等)及系統(tǒng)重構(gòu)(容錯控制、控制力重分配等)。

圖2 箭上健康管理功能架構(gòu)

與此同時，地面運行健康管理系統(tǒng)，其中的數(shù)字孿生模型可根據(jù)飛行遙測數(shù)據(jù)進行實時狀態(tài)模擬和地面故障診斷，系統(tǒng)自動判斷為主人工干預(yù)為輔，如確定需要人工干預(yù)，則將診斷和決策結(jié)果通過遙控通道上傳至箭上故障診斷系統(tǒng)，由故障診斷系統(tǒng)進行有效性判別后將遙控指令轉(zhuǎn)換為故障模式后傳送至飛行控制系統(tǒng)，執(zhí)行任務(wù)重規(guī)劃及系統(tǒng)重構(gòu)。

2.3 地面健康管理功能設(shè)計

地面健康管理系統(tǒng)由地面測控組合、故障處理設(shè)備、數(shù)字孿生模型、以及服務(wù)器等組成，主要用于火箭測試發(fā)射和飛行過程中的射前必保條件監(jiān)測、流程監(jiān)測、數(shù)據(jù)監(jiān)測、設(shè)備監(jiān)測與故障診斷等。

地面健康管理系統(tǒng)利用信息化的技術(shù)手段，以信息、數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，重點解決信息的自動獲取、知識挖掘、綜合分析應(yīng)用的問題。實現(xiàn)基于火箭全生命周期數(shù)據(jù)的綜合管理、基于數(shù)據(jù)的知識挖掘。系統(tǒng)采用“一個模型/數(shù)據(jù)中心支撐多維應(yīng)用”的總體架構(gòu)，形成多職能范疇內(nèi)一體化技術(shù)體系和開放可擴展的貨架式產(chǎn)品體系結(jié)構(gòu)。

2.4 火箭測試發(fā)射階段數(shù)字孿生模型設(shè)計

2.4.1 鏡像仿真系統(tǒng)

運載火箭數(shù)字孿生系統(tǒng)由數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)、故障診斷系統(tǒng)、推理決策系統(tǒng)、數(shù)據(jù)庫系統(tǒng)和鏡像仿真系統(tǒng)六部分組成，系統(tǒng)架構(gòu)如圖3所示，其中數(shù)據(jù)庫系統(tǒng)和鏡像仿真系統(tǒng)作為整個飛行鏡像系統(tǒng)的數(shù)據(jù)支撐和仿真驗證環(huán)境，支撐其它4個系統(tǒng)完成整個地面飛行鏡像系統(tǒng)的功能。

鏡像仿真系統(tǒng)的核心是箭體動力學(xué)仿真模型、環(huán)境仿真模型、載荷仿真模型，以及箭機模擬器、伺服模擬器、故障診斷模擬器等，采用仿真和真實數(shù)據(jù)混合運行的方式，實現(xiàn)對火箭的高保真仿真分析。

其中動力學(xué)仿真模型的主要功能是對運載火箭的飛行動力學(xué)進行模擬仿真。通過結(jié)合彈道設(shè)計、動力學(xué)積分、載荷和氣動熱計算、干擾計算等模塊，模擬出運載火箭的實際飛行狀態(tài)。相關(guān)模塊關(guān)系如圖4所示。

圖3 運載火箭地面數(shù)字孿生系統(tǒng)架構(gòu)

圖4 運載火箭行仿真模塊關(guān)系

彈道設(shè)計模塊需具備彈道設(shè)計與計算功能，要求根據(jù)總體參數(shù)和作戰(zhàn)任務(wù)，生成標準彈道。彈道設(shè)計是運載火箭設(shè)計中的關(guān)鍵部分，彈道優(yōu)化是火箭總體設(shè)計的重要內(nèi)容，貫穿于火箭研制的各個階段，同一火箭選用不同的彈道會有不同的飛行軌跡和性能，對應(yīng)的過程變量也不同。

根據(jù)總體參數(shù)、約束條件和火箭真實的運動狀態(tài)，選定優(yōu)化參量，利用彈道優(yōu)化技術(shù)將彈道設(shè)計問題轉(zhuǎn)化為最優(yōu)控制問題進行求解，使火箭根據(jù)既定彈道模式完成主動段飛行同時使某種性能指標達到最優(yōu)。

動力學(xué)積分模塊是用于對火箭彈道進行積分的模塊，主要功能是根據(jù)當前運動狀態(tài)計算出新的飛行狀態(tài)(位置、速度、姿態(tài)角、姿態(tài)角速度等)。

針對火箭主動段飛行環(huán)境惡劣，耦合度強的特點，需分析彈道各點載荷、各截面氣動熱情況，是小回路設(shè)計的重要約束。小回路根據(jù)火箭總體外形及彈道包絡(luò)，完成全箭氣動熱環(huán)境計算模型。

2.4.2 數(shù)據(jù)庫系統(tǒng)

數(shù)據(jù)庫系統(tǒng)用于火箭地面測試階段測試數(shù)據(jù)、歷史飛行數(shù)據(jù)、飛行仿真數(shù)據(jù)、知識庫、故障樹等數(shù)據(jù)的存儲和仿真分析。該數(shù)據(jù)庫系統(tǒng)與現(xiàn)有數(shù)據(jù)庫系統(tǒng)結(jié)合，內(nèi)容包括如下。

1)設(shè)計數(shù)據(jù)：主要包括設(shè)計參數(shù)數(shù)據(jù)、圖紙及仿真數(shù)據(jù)。

2)試驗數(shù)據(jù)：各類地面試驗、出場測試、靶場測試及飛行試驗。

3)生產(chǎn)數(shù)據(jù)：主要為生產(chǎn)環(huán)節(jié)中的數(shù)據(jù)，用于修正數(shù)字孿生模型。

4)總裝數(shù)據(jù)：主要為總裝過程中產(chǎn)生的數(shù)據(jù)。

5)基礎(chǔ)環(huán)境數(shù)據(jù)：目前有風(fēng)場、海洋環(huán)境、海洋重力異常及地震這4類數(shù)據(jù)。

6)知識數(shù)據(jù)：設(shè)計生產(chǎn)過程中產(chǎn)生的顯性和隱性知識，以及通過數(shù)據(jù)學(xué)習(xí)形成的知識模型等。

3 地面測試階段數(shù)字孿生應(yīng)用

地面測試階段，箭上各智能單機或功能單元上電后進行自檢，地面健康管理系統(tǒng)完成測試過程中箭上、地面設(shè)備狀態(tài)健康監(jiān)測，測試過程數(shù)據(jù)管理，測試結(jié)果監(jiān)測與判斷，并提供故障情況下的故障分析定位功能。測試發(fā)射階段故障診斷功能為通過地面數(shù)字孿生系統(tǒng)對測試發(fā)射過程中的各系統(tǒng)數(shù)據(jù)(包括箭上和地面的流程信息、控制指令、狀態(tài)信息、模擬量等)進行自動監(jiān)測和判讀，對異常參數(shù)進行實時故障診斷定位分析，給出相應(yīng)的處理措施，輔助指揮人員進行發(fā)射決策。主要實現(xiàn)的功能包括如下。

3.1 測試過程實時監(jiān)測

1)流程監(jiān)測：

按照火箭測試流程要求，直觀顯示各系統(tǒng)工作流程，對控制指令、控制程序、電磁閥反饋狀態(tài)以及執(zhí)行時間等情況進行監(jiān)測，對執(zhí)行異常、亂序、精度超差現(xiàn)象進行故障報警，便于指揮員檢查程序控制中動作的是否執(zhí)行、執(zhí)行順序和控制精度是否滿足總體要求。

2)設(shè)備監(jiān)測：

對地面設(shè)備工作狀態(tài)進行監(jiān)測，主要包括實時監(jiān)測前端測控設(shè)備的內(nèi)部信息，可將故障定位在板卡級。實時監(jiān)測直流穩(wěn)壓電源、變頻電源電壓、電流、轉(zhuǎn)速、頻率、報警信息等內(nèi)容。

對網(wǎng)絡(luò)工作狀態(tài)進行監(jiān)測和采集，對于網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)故障和異常入侵等問題，進行系統(tǒng)報警。對地面配氣臺、連接器，以及發(fā)射支持系統(tǒng)故障模式狀態(tài)進行實時和顯示。

3.2 故障模擬與故障診斷

1)故障模擬：

地面測試階段通過地面數(shù)字孿生系統(tǒng)進行故障注入，測試不同故障狀態(tài)下火箭健康管理功能設(shè)計的正確性，以及箭上和地面故障診斷相關(guān)算法的健壯性。

2)故障診斷：

在火箭測試階段，故障診斷以地面為主，箭上為輔。數(shù)字孿生系統(tǒng)實時接收箭上各系統(tǒng)數(shù)據(jù)后進行自動監(jiān)測和判讀，對異常參數(shù)進行實時故障診斷定位分析，給出相應(yīng)的處理措施，輔助指揮人員進行發(fā)射決策。

3.3 事后大數(shù)據(jù)分析

數(shù)字孿生系統(tǒng)可通過數(shù)據(jù)驅(qū)動(無監(jiān)督學(xué)習(xí))的方法，對歷次測試數(shù)據(jù)開展進一步分析，實現(xiàn)各故障診斷參數(shù)閾值與耦合判斷方式的優(yōu)化，供箭上實時故障診斷使用。

通過調(diào)用歷史數(shù)據(jù)庫中的測試數(shù)據(jù)樣本，對數(shù)據(jù)進行預(yù)處理功能，包括時間對齊、抽樣、插值等。使用相關(guān)性分析算法訓(xùn)練測試發(fā)射階段測試數(shù)據(jù)的相關(guān)性模型，并將相關(guān)性模型存儲到模型庫中。相關(guān)性模型內(nèi)容包括：

1)模擬量參數(shù)在時間序列上的特征提取(例如曲線上升、下降、抖動等)；

2)模擬量參數(shù)在時間序列上與指令和狀態(tài)量的相關(guān)性(例如增壓指令與壓力上升之間的時間關(guān)系)；

3)模擬量參數(shù)與其它模擬量之間的相關(guān)性(例如正相關(guān)、負相關(guān)、不相關(guān))；

4)模擬量在時間序列上的包絡(luò)域，指令和狀態(tài)量在時間序列上的包絡(luò)域。

使用基于統(tǒng)計分布的參數(shù)趨勢分析算法，生成模擬量參數(shù)在時間序列上的預(yù)測曲線，存儲到模型庫中。

4 火箭飛行階段數(shù)字孿生應(yīng)用

4.1 箭地協(xié)同診斷

4.1.1 點火起飛階段

在火箭點火-起飛階段，全箭健康管理系統(tǒng)需要箭地采用協(xié)同診斷手段，分別同步完成緊急關(guān)機診斷。

箭上故障診斷功能模塊收集智能單機的電量參數(shù)完成電氣系統(tǒng)診斷，依據(jù)數(shù)據(jù)綜合模塊收集的非電量參數(shù)直接完成動力系統(tǒng)診斷，判定一級和助推器發(fā)動機推力是否在規(guī)定時間內(nèi)順利達到初級工況，當檢測出問題時通過飛行控制模塊進行發(fā)動機緊急關(guān)機。

同時，地面數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)根據(jù)箭上和地面收集到的數(shù)據(jù)，如地面采集到的發(fā)動機聲音、發(fā)動機光譜等間接信息，同步利用地面數(shù)字孿生系統(tǒng)進行發(fā)動機推力狀態(tài)故障診斷，當發(fā)現(xiàn)故障時，通過遙測遙控通道的上行鏈路發(fā)送關(guān)機指令，由箭上和地面同時執(zhí)行緊急關(guān)機動作。

只有當箭上診斷火箭啟動正常，同時地面數(shù)字孿生模型也判斷火箭啟動正常后，火箭執(zhí)行起飛流程。全過程需箭上和地面協(xié)同提供快速判斷處理功能。

緊急關(guān)機通常包括手動流程和自動流程兩部分，由于緊急關(guān)機通常發(fā)生在火箭點火-起飛的短暫過程，通常以自動流程為主，對地面人工操作的手動緊急關(guān)機環(huán)節(jié)進行限制。但隨著地面數(shù)字孿生模型的建立，地面對緊急關(guān)機條件的判斷更為準確和直觀，地面指揮員能更及時的對火箭狀態(tài)進行判斷，有利于地面實施手動緊急關(guān)機。

4.1.2 自主飛行段

飛行過程中全箭故障診斷功能主要針對飛行過程中各部段發(fā)動機故障(推力異常)、伺服機構(gòu)故障中的非災(zāi)難性模式，力爭進入預(yù)定軌道。

在火箭自主飛行階段，地面數(shù)字孿生系統(tǒng)需要同步開展故障診斷，根據(jù)鏡像系統(tǒng)研制可達到的性能指標，定期接收箭上下傳的遙測數(shù)據(jù)，以此為基線作為鏡像系統(tǒng)輸入開展實時仿真，利用地面豐富的計算資源，可以通過更復(fù)雜的故障診斷算法進行檢測和預(yù)測。如發(fā)現(xiàn)即將發(fā)生不可挽回的故障，經(jīng)發(fā)射人員確認后，通過上行通道發(fā)送逃逸指令。

地面數(shù)字孿生系統(tǒng)預(yù)留重構(gòu)指令上行接口，如遙測通道傳輸能力允許，地面檢測到非致命故障(特別是超出箭上控制模塊處理能力的故障)后，在短時間內(nèi)完成備選重構(gòu)策略的加速推演，根據(jù)結(jié)果確定最優(yōu)方案，經(jīng)發(fā)射人員確認后，通過遙測上行注入重構(gòu)指令。

基于數(shù)字孿生的平行鏡像系統(tǒng)是建立在數(shù)字世界的、可反映物理系統(tǒng)真實性的數(shù)字模型，建立在對全箭的機械、電氣和動力等領(lǐng)域系統(tǒng)全面、綜合、真實的描述能力的基礎(chǔ)上，具備對全箭全生命周期的映射能力，從而對全箭飛行段故障預(yù)測性提供有力的分析決策支持。

飛行過程中全箭故障診斷功能主要針對飛行過程中各部段發(fā)動機故障(推力異常)、伺服機構(gòu)故障中的非災(zāi)難性模式，提高任務(wù)完成率或降低損失。對于飛行過程中的故障模式，需要由箭上自身在不依賴(或少依賴)于地面的情況下，對診斷(檢測)出的飛行過程故障(或潛在故障)，根據(jù)其可能造成的影響(或潛在影響)，選擇當前的最佳處理措施，完成故障處理自主決策。

箭上健康管理系統(tǒng)根據(jù)飛行動力學(xué)模型、電氣系統(tǒng)模型、動力系統(tǒng)模型等實時判斷火箭飛行狀態(tài)。當判斷發(fā)生故障時，根據(jù)故障的危害程度(是否安全災(zāi)難性故障)及嚴重程進行風(fēng)險評估，在線決策是否繼續(xù)任務(wù)或進行安控，并將判斷結(jié)果發(fā)送至飛行控制系統(tǒng)。由飛行控制系統(tǒng)根據(jù)預(yù)置的處理措施，執(zhí)行任務(wù)重規(guī)劃[5](包括大氣層內(nèi)的彈道重規(guī)劃、大氣層外的預(yù)測制導(dǎo)等)及系統(tǒng)重構(gòu)(容錯控制、控制力重分配等)。

與此同時，地面健康管理系統(tǒng)利用數(shù)字孿生模型，根據(jù)飛行遙測數(shù)據(jù)進行實時狀態(tài)模擬和地面故障診斷，系統(tǒng)自動判斷為主人工干預(yù)為輔，如確定需要人工干預(yù)，則將診斷和決策結(jié)果通過遙控通道上傳至箭上故障管理系統(tǒng)，由故障管理系統(tǒng)進行有效性判別后將遙控指令轉(zhuǎn)換為故障模式后傳送至飛行控制系統(tǒng)，執(zhí)行任務(wù)重規(guī)劃及系統(tǒng)重構(gòu)。

4.2 預(yù)測與決策支持

4.2.1 能源預(yù)測

能源系統(tǒng)是火箭中最重要的分系統(tǒng)之一，負責(zé)在各階段向火箭各電氣設(shè)備提供穩(wěn)定可靠的電能?；鸺陲w行過程中有可能出現(xiàn)能源供給狀況惡化，或者用電設(shè)備消耗能量超出設(shè)計預(yù)期。當能源系統(tǒng)發(fā)生故障導(dǎo)致供電能力下降時，或者用電設(shè)備異常導(dǎo)致電能異常消耗時，如何及時發(fā)現(xiàn)和隔離故障變動尤為重要。發(fā)生問題的同時，如何預(yù)測未來供電能力，以及在當前有限的能源供給量下，如何通過優(yōu)化負載配置，保證火箭的正常運行。

現(xiàn)代火箭的能源系統(tǒng)采用鋰電池供電，通過在數(shù)字孿生系統(tǒng)中建立鋰電池剩余電量模型和各發(fā)電和用電設(shè)備耗電模型，即可實現(xiàn)對能源系統(tǒng)未來工作狀態(tài)的預(yù)測。

其具體工作過程如下：

1)箭上實時采集能源狀態(tài)信息和環(huán)境信息，并根據(jù)預(yù)先裝訂的能源預(yù)測模型(含性能預(yù)計、壽命預(yù)測等)，對能源(含發(fā)電機、蓄電池組等)后續(xù)狀態(tài)進行預(yù)計；

2)箭上實時采集各用電設(shè)備的用電狀態(tài)，并根據(jù)能源供給情況和負載狀態(tài)分析，結(jié)合任務(wù)階段，對后續(xù)能源供給及消耗情況進行預(yù)計；

3)火箭能源管理系統(tǒng)能根據(jù)當前供電能力預(yù)計結(jié)果、任務(wù)階段，地面快速模擬關(guān)閉如何調(diào)整負載，優(yōu)化能源系統(tǒng)工作狀態(tài)，保障火箭飛行任務(wù)需求；

4)必要時，則通過地面故障處理計算機向箭上發(fā)送控制指令進行人工干預(yù)。

4.2.2 動力預(yù)測

火箭動力系統(tǒng)正常運行是火箭正常入軌的基礎(chǔ)之一?；鸺细髻A箱均設(shè)置了液位傳感器，燃料輸送管路上設(shè)置有流速和壓力傳感器，火箭發(fā)動機上設(shè)置有轉(zhuǎn)速、壓力、溫度等傳感器，可實現(xiàn)對火箭動力系統(tǒng)的實時監(jiān)測。

火箭飛行過程中，箭上采集的動力系統(tǒng)數(shù)據(jù)通過無線遙測下傳，地面檢測站可實時監(jiān)測火箭上各貯箱、管路和發(fā)動機情況。

在地面數(shù)字孿生系統(tǒng)中建立動力系統(tǒng)模型，動力系統(tǒng)模型實時接收箭上貯箱、管路和發(fā)動機參數(shù)，實時解算出推力、推進劑消耗量等指標，通過圖形化形式進行顯示。根據(jù)發(fā)動機工作狀態(tài)和剩余推進劑計算出動力系統(tǒng)剩余沖量，并與設(shè)計指標進行對比，分析差異和優(yōu)化彈道。

在動力系統(tǒng)建模時，通過構(gòu)造仿真的基本單元式模塊，并基于系統(tǒng)的物理聯(lián)接，用適當?shù)姆绞桨迅鞣N基本模塊連接在一起就能夠建立系統(tǒng)的模型，實現(xiàn)系統(tǒng)建模與仿真。模型運行時，可將箭上部分真實動力系統(tǒng)參數(shù)作為模型輸入，另一部分參數(shù)作為對比參數(shù)，與模型輸出參數(shù)進行對比分析，以便優(yōu)化和修正動力系統(tǒng)模型參數(shù)，對動力系統(tǒng)后續(xù)工作狀態(tài)進行預(yù)測。

4.2.3 彈道預(yù)測

對智能化的運載火箭而言，火箭入軌在在線智能預(yù)測與彈道重構(gòu)尤為關(guān)鍵。對于火箭類飛行器而言，飛行仿真模型準確性的有效驗證可充分通過飛行軌跡重構(gòu)來實現(xiàn)。

利用已有的試驗數(shù)據(jù)，數(shù)學(xué)仿真模型及半實物仿真數(shù)據(jù)，完成針對火箭彈道特性的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)訓(xùn)練。在火箭真實飛行任務(wù)時，地面數(shù)字孿生系統(tǒng)通過遙測數(shù)據(jù)進行快速分析計算，實時修正得出未來一段時間的飛行曲線，可有效辨識和預(yù)測可能發(fā)生和已經(jīng)發(fā)生的故障類型。

4.2.4 故障處理決策支持

火箭在飛行過程中，如發(fā)生故障，將根據(jù)箭上的診斷情況、風(fēng)險評估和預(yù)置的故障預(yù)案發(fā)出重構(gòu)指令，但對于重構(gòu)后是否能夠完成飛行任務(wù)缺乏驗證。

地面數(shù)字孿生系統(tǒng)能很好的解決該問題。依靠地面強大的運算資源的優(yōu)勢，地面數(shù)字孿生系統(tǒng)以重構(gòu)時刻的火箭狀態(tài)和重構(gòu)策略為輸入，根據(jù)全箭數(shù)字模型，加速推演預(yù)測得到采用該重構(gòu)策略后火箭的后續(xù)飛行狀態(tài)，對重構(gòu)措施的效果進行評估。如判斷需要對重構(gòu)策略進行修改和優(yōu)化，可快速修改驗證，并將修改后的重構(gòu)策略上傳至箭上執(zhí)行；如判斷火箭已無法滿足任務(wù)要求后，則將人工上行自毀或逃逸指令。

5 關(guān)鍵技術(shù)及發(fā)展趨勢

5.1 耦合模型的建立與優(yōu)化

火箭飛行過程包含大量熱、氣動、結(jié)構(gòu)、強度等多學(xué)科耦合現(xiàn)象，這既有火箭內(nèi)部結(jié)構(gòu)、動力、電氣各系統(tǒng)之間的耦合，也有火箭與外部不斷變化的環(huán)境的耦合，如氣動、噪聲、電磁等，要通過單一模型實現(xiàn)對于火箭產(chǎn)品實際物理現(xiàn)象的描述是不可能實現(xiàn)的。

除了高保真的模型外，火箭產(chǎn)品數(shù)字孿生體仿真的有效性還高度依賴于火箭實際運行過程的數(shù)據(jù)采集。目前，由于運載能力和采集手段的限制，火箭自身的參數(shù)采集的數(shù)量和精度都非常有限，需要引入更多類型更高精度的在線監(jiān)測技術(shù)，如應(yīng)力分布、氣流速度、噪聲等。與之相矛盾的是，受到火箭箭上資源的限制，狀態(tài)參數(shù)采集不能無限制增加，只能通過綜合分析和優(yōu)化，利用有限的箭上狀態(tài)參數(shù)，配合地面采集的數(shù)據(jù)進行火箭數(shù)字孿生仿真。

5.2 基于虛實空間映射的模型優(yōu)化技術(shù)

數(shù)字孿生需實現(xiàn)數(shù)字-物理空間精準映射，但真實數(shù)據(jù)通常包含大量噪聲或被污染，需要研究優(yōu)化參數(shù)和特征變量確定方法，提升數(shù)字模型對實際數(shù)據(jù)的適應(yīng)性，即對數(shù)字孿生模型進行優(yōu)化。

由于火箭實際使用過程涉及地面和空中任務(wù)剖面環(huán)境變化，如何將大量不同類型的數(shù)據(jù)過濾噪聲與數(shù)字孿生模型參數(shù)進行匹配也是亟需解決的難題。目前許多研究人員都在致力于上述問題研究，提出了很多有用的方法，對特定類型的真實數(shù)據(jù)和虛擬模型進行優(yōu)化。但是，多類型、多剖面的數(shù)據(jù)還難以確保數(shù)字孿生模型對狀態(tài)變化的響應(yīng)與物理系統(tǒng)的響應(yīng)保持完全一致。

5.3 基于數(shù)字孿生的剩余壽命預(yù)測技術(shù)

重復(fù)使用火箭逐漸成為未來火箭技術(shù)發(fā)展的重點，為了重復(fù)使用，在數(shù)字孿生模型基礎(chǔ)上，進一步研究產(chǎn)品的壽命或損傷模型，如研究關(guān)鍵結(jié)構(gòu)有限元與損傷模型集成方法等。一方面，通過建立單機產(chǎn)品全壽命周期壽命模型，實時/周期計算單機產(chǎn)品在實際任務(wù)剖面下各類累積損傷；另一方面，通過建立全箭壽命模型，實現(xiàn)重復(fù)使用火箭的剩余壽命實時/周期預(yù)測[6-8]。

目前許多研究人員正在開展單機或部件的壽命預(yù)測研究，已有部分產(chǎn)品的壽命預(yù)測模型，未來隨著運載火箭重復(fù)使用技術(shù)的發(fā)展[9-10]，剩余壽命預(yù)測也將會稱為發(fā)展趨勢。

6 結(jié)束語

本文基于數(shù)字孿生技術(shù)，對運載火箭健康管理功能進行了設(shè)計和優(yōu)化，設(shè)計了運載火箭測試發(fā)射階段數(shù)字孿生模型。利用真實火箭和數(shù)字孿生火箭的信息交互，可有效解決當前火箭地面測試過程數(shù)據(jù)綜合分析，飛行過程的故障診斷和預(yù)測功能，以及故障處理措施的快速推演決策等需求。與此同時，該技術(shù)在運載火箭健康管理上的應(yīng)用也面臨一些關(guān)鍵技術(shù)還需要進一步突破和發(fā)展。