數(shù)字孿生驅(qū)動(dòng)的火箭控制系統(tǒng)健康管理框架*

韓文婷 程 龍 韓文婧 楊林郁

航天工程大學(xué)，北京 101416

0 引言

火箭控制系統(tǒng)是運(yùn)載火箭維持姿態(tài)穩(wěn)定的核心部件，控制系統(tǒng)的高可靠性是火箭成功發(fā)射的重要保障[1]。近十年來(lái)火箭發(fā)射的失敗案例中，控制系統(tǒng)故障位居第二。由此可見(jiàn)，無(wú)論是地面測(cè)試階段對(duì)火箭單機(jī)設(shè)備的分系統(tǒng)測(cè)試，還是飛行階段的成功運(yùn)行，控制系統(tǒng)的故障診斷與健康管理都顯得尤為重要。

隨著當(dāng)今人工智能、物聯(lián)網(wǎng)、信息融合技術(shù)的快速發(fā)展，傳統(tǒng)故障診斷技術(shù)開(kāi)始與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù)相結(jié)合[2]。針對(duì)火箭的故障診斷技術(shù)可大致分為故障樹(shù)分析法、專家系統(tǒng)診斷法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)診斷法、數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)和模型驅(qū)動(dòng)診斷法。NASA等機(jī)構(gòu)聯(lián)合研制的Ares I-X地面故障診斷原型樣機(jī)項(xiàng)目，使用了3種故障診斷工具：基于模型的故障診斷、基于規(guī)則的專家系統(tǒng)、基于數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的故障診斷，用于射前診斷固體發(fā)動(dòng)機(jī)故障[3]。SMART-FDIR系統(tǒng)利用人工智能技術(shù)開(kāi)發(fā)了實(shí)時(shí)機(jī)載衛(wèi)星故障診斷系統(tǒng)，使用模糊歸納推理完成故障檢測(cè)工作[4]。日本新型固體火箭Epsilon使用了自主檢測(cè)診斷系統(tǒng)，順利達(dá)成快速響應(yīng)發(fā)射目標(biāo)，有效縮短發(fā)射準(zhǔn)備時(shí)間[5]。國(guó)內(nèi)關(guān)于運(yùn)載火箭故障診斷技術(shù)的研究也一直在迭代更新。陳璐璐等人為適應(yīng)新一代運(yùn)載火箭地面測(cè)發(fā)控系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)要求，將分布式故障診斷專家系統(tǒng)應(yīng)用到火箭的發(fā)射決策中，提出了分系統(tǒng)和全局系統(tǒng)診斷級(jí)的“三表制”知識(shí)表達(dá)方法[6]。李鑫等人提出了基于測(cè)發(fā)控流程信息和部件互聯(lián)知識(shí)的專家診斷系統(tǒng)。通過(guò)模擬控制系統(tǒng)測(cè)控?cái)?shù)據(jù)，將征兆注入專家系統(tǒng)測(cè)試，能夠完成單機(jī)故障定位[7]。尹茂君提出基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、測(cè)發(fā)數(shù)據(jù)鏈路和案例推理的復(fù)合故障診斷，達(dá)到了實(shí)時(shí)故障監(jiān)測(cè)和離線事后評(píng)估的雙重效果[8]。劉昆朋將故障診斷系統(tǒng)分為建模平臺(tái)和運(yùn)行平臺(tái)兩部分，實(shí)現(xiàn)了專家系統(tǒng)知識(shí)庫(kù)和推理機(jī)的獨(dú)立[9]。

數(shù)字孿生作為物理信息融合的關(guān)鍵技術(shù)，通過(guò)構(gòu)建虛擬數(shù)字化模型，描述物理設(shè)備的運(yùn)行狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)對(duì)物理對(duì)象的狀態(tài)監(jiān)測(cè)、實(shí)時(shí)映射、壽命預(yù)測(cè)、故障診斷等應(yīng)用[10]。未來(lái)發(fā)射場(chǎng)朝著數(shù)字化、智能化、信息化方向發(fā)展，提高火箭控制系統(tǒng)的故障診斷效率，滿足高密度、高可靠性的任務(wù)需求，是控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)注重點(diǎn)。針對(duì)火箭測(cè)試發(fā)射數(shù)據(jù)少、同型火箭試驗(yàn)次數(shù)少、故障數(shù)據(jù)樣本小的控制系統(tǒng)故障診斷難題，本文將數(shù)字孿生驅(qū)動(dòng)的故障診斷方法引入火箭控制系統(tǒng)的健康管理與故障診斷。借助控制系統(tǒng)數(shù)字孿生體，獲取大量孿生仿真數(shù)據(jù)，選取典型單機(jī)設(shè)備完成故障場(chǎng)景模擬和故障注入，從而解決故障樣本小的問(wèn)題。首先按照系統(tǒng)工程理論對(duì)火箭控制系統(tǒng)進(jìn)行系統(tǒng)級(jí)分析，梳理了控制系統(tǒng)的典型故障模式及診斷難點(diǎn)分析，提出控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生體的功能需求。在此基礎(chǔ)上，提出火箭控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生體的五維系統(tǒng)組成和四維模型結(jié)構(gòu)，完成該健康管理數(shù)字孿生體的初步設(shè)想。之后，分析了該健康管理數(shù)字孿生體的六維系統(tǒng)架構(gòu)和相關(guān)故障診斷的三階運(yùn)行機(jī)制，完成數(shù)字孿生體的總體系統(tǒng)設(shè)計(jì)。基于數(shù)字孿生的火箭控制系統(tǒng)健康管理框架研究，為日后火箭控制系統(tǒng)的智能化和數(shù)字化健康管理提供了理論借鑒，有力推動(dòng)發(fā)射場(chǎng)的數(shù)字化建設(shè)。

1 運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)健康管理的數(shù)字孿生體系結(jié)構(gòu)

健康管理與故障診斷對(duì)火箭的成功發(fā)射具有重要意義，數(shù)字孿生是實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)健康管理與故障診斷的有效途徑。數(shù)字孿生技術(shù)可以利用物理實(shí)體的虛擬空間模型和分析孿生數(shù)據(jù)的方法來(lái)模擬物理實(shí)體的實(shí)時(shí)運(yùn)行狀態(tài)，利用3D建模軟件實(shí)現(xiàn)物理實(shí)體的數(shù)字化映射[9]。建模完成后對(duì)系統(tǒng)的關(guān)鍵部件進(jìn)行故障分析和故障模擬，注入孿生模型。故障診斷多采用模型驅(qū)動(dòng)與數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)相融合、深度學(xué)習(xí)、平行故障等方法[11]，從而實(shí)現(xiàn)小樣本數(shù)據(jù)的有效故障診斷。

首先從系統(tǒng)工程的角度出發(fā)，完成數(shù)字孿生對(duì)象的系統(tǒng)級(jí)分析。分別從控制系統(tǒng)的系統(tǒng)組成、飛行任務(wù)剖面、故障模式、故障診斷難點(diǎn)進(jìn)行分析，形成數(shù)字孿生驅(qū)動(dòng)的健康管理體系結(jié)構(gòu)。

1.1 健康管理體系結(jié)構(gòu)制定思路

系統(tǒng)工程領(lǐng)域從系統(tǒng)分析、系統(tǒng)設(shè)計(jì)、系統(tǒng)決策、系統(tǒng)實(shí)施評(píng)價(jià)幾個(gè)角度分析一個(gè)完整系統(tǒng)的功能和狀態(tài)。按照該理論，對(duì)火箭控制系統(tǒng)的健康管理進(jìn)行系統(tǒng)級(jí)分析，包括控制系統(tǒng)的時(shí)空維度分析、典型故障模式、故障診斷難點(diǎn)、數(shù)字孿生相關(guān)技術(shù)與功能分析。在此基礎(chǔ)上，制定基于數(shù)字孿生的健康管理方案，形成數(shù)字孿生驅(qū)動(dòng)的故障診斷流程。

圖1 基于數(shù)字孿生的健康管理體系結(jié)構(gòu)制定思路

1.2 火箭控制系統(tǒng)的系統(tǒng)分析

首先，分析數(shù)字孿生研究對(duì)象—火箭控制系統(tǒng)的特點(diǎn)，再梳理其典型故障模式和故障診斷難點(diǎn)，最后由上述分析得出數(shù)字孿生驅(qū)動(dòng)的火箭控制系統(tǒng)應(yīng)用于健康管理的功能需求。下面，從火箭控制系統(tǒng)的系統(tǒng)組成層面和飛行任務(wù)剖面進(jìn)行多維系統(tǒng)分析。

1)系統(tǒng)組成層面分析

控制系統(tǒng)一般由慣組、速率陀螺、箭載計(jì)算機(jī)、功率放大器、火工品、電磁閥、伺服機(jī)構(gòu)等執(zhí)行機(jī)構(gòu)組成[12]。從系統(tǒng)組成層面分析，控制系統(tǒng)由以下子系統(tǒng)組成：姿態(tài)控制系統(tǒng)、制導(dǎo)系統(tǒng)、電源供配電系統(tǒng)和飛行時(shí)序指令系統(tǒng)[12]，各分系統(tǒng)下又可劃分出不同組件，如圖2所示。

圖2 火箭控制系統(tǒng)的系統(tǒng)組成

在姿態(tài)控制系統(tǒng)中，慣組和速率陀螺實(shí)時(shí)獲取火箭的角速度和加速度信息，箭載計(jì)算機(jī)對(duì)其進(jìn)行分析處理，得出偏差量，輸出的控制信號(hào)經(jīng)過(guò)功率放大器成比例放大，作用于伺服機(jī)構(gòu)，進(jìn)而完成對(duì)火箭的姿態(tài)控制，形成一個(gè)負(fù)反饋控制回路，達(dá)到一定的制導(dǎo)精度[13]。

2)飛行任務(wù)剖面分析

從飛行任務(wù)剖面分析，火箭控制系統(tǒng)運(yùn)行期間可以分為發(fā)射前的測(cè)試階段、發(fā)射階段和火箭飛行階段，如圖3所示?；鸺淝皽y(cè)試階段大致分為單元測(cè)試、分系統(tǒng)測(cè)試、匹配測(cè)試和總檢查4個(gè)階段[14]。測(cè)試發(fā)射階段火箭的常見(jiàn)故障包括：?jiǎn)螜C(jī)、分系統(tǒng)或系統(tǒng)性能參數(shù)超出合格范圍、功能異?；蚪涌诓黄ヅ涞??；鸺l(fā)射階段包括射前監(jiān)測(cè)和發(fā)射控制兩部分?；鸺陌l(fā)射控制主要由地面測(cè)發(fā)控系統(tǒng)完成，包括射前狀態(tài)檢查、射前功能測(cè)試和執(zhí)行發(fā)射程序[15]。火箭飛行階段以神舟十二號(hào)載人飛船為例，CZ-2F火箭經(jīng)歷起飛、程序轉(zhuǎn)彎、逃逸塔與火箭分離、助推器分離、一二級(jí)分離、二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)、整流罩分離、二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)停止工作這幾個(gè)階段。

由火箭控制系統(tǒng)的系統(tǒng)組成層面和飛行任務(wù)剖面分析可知，控制系統(tǒng)是一個(gè)時(shí)空維度復(fù)雜的耦合系統(tǒng)。各分系統(tǒng)和不同的飛行任務(wù)階段對(duì)應(yīng)的故障模式各不相同，增加了火箭控制系統(tǒng)故障診斷的難度。

圖3 火箭控制系統(tǒng)的飛行任務(wù)剖面

1.3 火箭控制系統(tǒng)故障分析

為制定準(zhǔn)確的火箭控制系統(tǒng)健康管理方案，需要從各個(gè)子系統(tǒng)的故障部位、故障模式、故障表征參數(shù)對(duì)其進(jìn)行故障分析[16]。在此，選取典型的故障部位：伺服機(jī)構(gòu)、箭載計(jì)算機(jī)和激光慣組，其典型故障模式如表1所示。

表1 火箭控制系統(tǒng)典型故障模式

1.4 火箭控制系統(tǒng)故障診斷難點(diǎn)分析

由上述火箭控制系統(tǒng)典型故障模式分析可知，控制系統(tǒng)的故障類型與故障部位多樣，故障原因各不相同，其故障診斷具有一定的難度，具體難點(diǎn)分析如下：①針對(duì)同一型號(hào)火箭的發(fā)射次數(shù)較少，其測(cè)試發(fā)射數(shù)據(jù)積累不足[17]，故障數(shù)據(jù)為典型的小樣本數(shù)據(jù)，無(wú)法直接用于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)或深度學(xué)習(xí)故障診斷訓(xùn)練。工程中無(wú)法獲取大量故障數(shù)據(jù)，一般通過(guò)故障模擬的方法獲取故障樣本；②火箭控制系統(tǒng)自身具有復(fù)雜性，各故障模式之間相互牽連影響，增加了故障的辨識(shí)難度和誤判風(fēng)險(xiǎn)[18]；③受火箭實(shí)際測(cè)試環(huán)境與飛行條件影響，獲取的故障信息存在不完整和錯(cuò)誤的可能性，要求故障診斷系統(tǒng)具有較強(qiáng)的自適應(yīng)能力；④實(shí)際測(cè)試發(fā)射過(guò)程，受測(cè)試系統(tǒng)可靠性、現(xiàn)場(chǎng)環(huán)境、電磁干擾等影響，存在漏檢、虛警現(xiàn)象，給故障定位帶來(lái)一定難度[19]。

火箭控制系統(tǒng)具有故障模式多樣化，故障部位和故障時(shí)間不確定的特點(diǎn)，針對(duì)該系統(tǒng)的故障診斷與健康管理具有一定的難度。在此，我們借助數(shù)字孿生技術(shù)，構(gòu)建火箭控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生平臺(tái)，利用虛擬信息空間解決其故障診斷難題。

2 火箭控制系統(tǒng)數(shù)字孿生體的功能需求分析

針對(duì)上述火箭控制系統(tǒng)故障診斷的難點(diǎn)分析，對(duì)數(shù)字孿生驅(qū)動(dòng)的火箭控制系統(tǒng)進(jìn)行功能需求分析。

2.1 基于數(shù)字孿生的健康管理需求分析

如圖4所示，本文建立的控制系統(tǒng)數(shù)字孿生體需從以下幾個(gè)方面進(jìn)行功能分析：多維傳感器的數(shù)據(jù)采集與傳輸、控制系統(tǒng)孿生模型的構(gòu)建、孿生仿真數(shù)據(jù)的獲取、典型故障模擬與故障注入、故障診斷預(yù)測(cè)和火箭健康管理系統(tǒng)的封裝開(kāi)發(fā)。①高保真一致性數(shù)字孿生模型：為實(shí)現(xiàn)火箭控制系統(tǒng)物理實(shí)體與虛擬信息空間的實(shí)時(shí)映射，更好地服務(wù)于故障診斷與健康管理，必須進(jìn)行虛擬-現(xiàn)實(shí)的一致性驗(yàn)證，確保模型的準(zhǔn)確性[20]；②控制系統(tǒng)孿生數(shù)據(jù)的產(chǎn)生與融合：為解決火箭測(cè)試發(fā)射數(shù)據(jù)少、故障樣本集小的問(wèn)題，借助數(shù)字孿生模型生成仿真數(shù)據(jù)，擴(kuò)充故障數(shù)據(jù)，為后期的故障模擬和故障注入作基礎(chǔ)[21]；③故障模擬與故障診斷：選取幾個(gè)火箭控制系統(tǒng)關(guān)鍵部件的典型故障模式，如激光慣組、伺服機(jī)構(gòu)和箭載計(jì)算機(jī)[22]，調(diào)整正常數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)故障模擬，并將其注入虛擬模型中，得到故障模型。在此基礎(chǔ)上，完成故障診斷與檢測(cè)；④控制系統(tǒng)健康管理系統(tǒng)的開(kāi)發(fā)：借助Unity3D平臺(tái)將上述幾種功能完成底層封裝[23]，實(shí)現(xiàn)故障實(shí)時(shí)智能診斷、輔助決策維修、事后故障復(fù)演與日常訓(xùn)練三大模塊集成，有效提高發(fā)射場(chǎng)技術(shù)人員的業(yè)務(wù)熟練度。

圖4 控制系統(tǒng)數(shù)字孿生體需求分析

2.2 基于數(shù)字孿生的健康管理方案制定

由上述分析可知，火箭控制系統(tǒng)的故障部位和故障原因多樣，制定數(shù)字孿生驅(qū)動(dòng)的健康管理方案需從控制系統(tǒng)的系統(tǒng)層次考慮。在此，我們建立數(shù)字孿生驅(qū)動(dòng)的故障診斷流程，作為其健康管理方案，如圖5所示。①搭建火箭控制系統(tǒng)實(shí)體；②數(shù)據(jù)采集：利用地面測(cè)試系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)模擬信號(hào)、時(shí)序信號(hào)、脈沖信號(hào)和時(shí)序信號(hào)的采集，獲取火箭的多源異構(gòu)數(shù)據(jù)；③孿生模型的建立與融合：在SolidWorks軟件中搭建火箭控制系統(tǒng)的幾何-物理-行為-規(guī)則模型[24],并在3ds Max軟件中實(shí)現(xiàn)模型的降價(jià)與簡(jiǎn)化；④建立推演-關(guān)聯(lián)-約束的規(guī)則模型，實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)各關(guān)鍵組件的模型融合，使之形成有機(jī)整體；⑤數(shù)據(jù)融合：建立控制系統(tǒng)孿生數(shù)據(jù)平臺(tái)，包括歷史測(cè)發(fā)數(shù)據(jù)、仿真數(shù)據(jù)、環(huán)境數(shù)據(jù)和融合新數(shù)據(jù)；⑥模型一致性檢驗(yàn)：保證建立的孿生體與控制系統(tǒng)實(shí)體間保持高度一致性，確保模型建立準(zhǔn)確；⑦故障診斷：將故障分為漸進(jìn)故障和突發(fā)故障，利用卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法，實(shí)現(xiàn)故障的訓(xùn)練與預(yù)測(cè)，包括故障模擬、故障特征提取、故障模式分類三部分[25]；⑧運(yùn)維策略支撐：針對(duì)故障模式和故障部位在事先建立的案例庫(kù)中尋找合適的運(yùn)維策略，在虛擬實(shí)體上進(jìn)行先行驗(yàn)證，最后在控制系統(tǒng)實(shí)體上執(zhí)行運(yùn)維策略，實(shí)現(xiàn)有效閉環(huán)。

圖5 數(shù)字孿生驅(qū)動(dòng)的控制系統(tǒng)故障診斷流程

3 控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生體的組成框架

在對(duì)火箭控制系統(tǒng)數(shù)字孿生體進(jìn)行功能需求分析和基本方案制定的基礎(chǔ)上，提出控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生體的組成框架，從五維系統(tǒng)組成和四維模型構(gòu)建兩個(gè)角度，實(shí)現(xiàn)該數(shù)字孿生平臺(tái)的初步設(shè)想。

3.1 控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生體系統(tǒng)組成

原有數(shù)字孿生體的建立是以三維模型為基礎(chǔ)，包括物理實(shí)體層、數(shù)字孿生模型層和信息交互層。物理實(shí)體層指火箭控制系統(tǒng)這個(gè)客觀存在的實(shí)體；模型層指與物理實(shí)體層高度一致的仿真模型；信息交互層指物理實(shí)體與模型層之間的交互連接與信息傳遞[26]。在三維模型基礎(chǔ)上，構(gòu)建火箭控制系統(tǒng)的數(shù)字孿生五維模型，更加完備地對(duì)數(shù)字孿生體進(jìn)行全方位的描述。該五維模型包括物理平臺(tái)、虛擬仿真平臺(tái)、支持服務(wù)平臺(tái)、孿生數(shù)據(jù)平臺(tái)和各組成之間的數(shù)據(jù)交互連接，如圖6所示。

圖6 火箭控制系統(tǒng)數(shù)字孿生五維模型

1)物理平臺(tái)

五維模型中的物理平臺(tái)指火箭控制系統(tǒng)實(shí)體?？刂葡到y(tǒng)是客觀存在的實(shí)體部分，是火箭的重要組成，由姿態(tài)控制系統(tǒng)、制導(dǎo)系統(tǒng)、供配電系統(tǒng)、時(shí)序控制系統(tǒng)組成。鑒于控制系統(tǒng)的閉環(huán)控制回路，我們?cè)诖诉x取箭載計(jì)算機(jī)、慣組、速率陀螺、伺服機(jī)構(gòu)、功率放大器等關(guān)鍵組件構(gòu)成控制系統(tǒng)的物理平臺(tái)。同時(shí)，在關(guān)鍵組件上布設(shè)各類傳感器，通過(guò)測(cè)試系統(tǒng)實(shí)時(shí)采集動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)，監(jiān)測(cè)控制系統(tǒng)的狀態(tài)和環(huán)境情況。

2)虛擬仿真平臺(tái)

虛擬仿真平臺(tái)在此指火箭控制系統(tǒng)的虛擬孿生模型。該虛擬平臺(tái)是在物理平臺(tái)的基礎(chǔ)上，完成幾何-物理-行為-規(guī)則模型的融合封裝，從而創(chuàng)建與物理實(shí)體相對(duì)應(yīng)的虛擬實(shí)體[27]。幾何模型著重完成控制系統(tǒng)關(guān)鍵組件的裝配關(guān)系搭建，描述其尺寸大小和形狀。物理模型反映控制系統(tǒng)的電磁、溫度、壓力、振動(dòng)等物理特性。行為模型再現(xiàn)控制系統(tǒng)的負(fù)反饋閉環(huán)控制回路，模擬火箭姿態(tài)控制的運(yùn)行原理。規(guī)則模型集成控制系統(tǒng)的相關(guān)專家知識(shí)，例如 1533B箭上總線系統(tǒng)的相關(guān)協(xié)議規(guī)則、火箭故障診斷的案例庫(kù)和故障樹(shù)分析法等。

3)支持服務(wù)平臺(tái)

支持服務(wù)平臺(tái)在此指火箭控制系統(tǒng)的故障診斷與健康管理系統(tǒng)。該系統(tǒng)借助Unity3D軟件完成場(chǎng)景渲染，并進(jìn)行模塊集成和功能開(kāi)發(fā)，包括:①控制系統(tǒng)運(yùn)行狀態(tài)監(jiān)測(cè)，能夠?qū)崟r(shí)獲取控制系統(tǒng)關(guān)鍵組件的數(shù)據(jù)信息；②控制系統(tǒng)孿生數(shù)據(jù)生成，為故障預(yù)測(cè)提供大量仿真數(shù)據(jù)，與測(cè)試發(fā)射歷史數(shù)據(jù)一起作為有效數(shù)據(jù)支撐；③控制系統(tǒng)的故障診斷與預(yù)測(cè)，作為一個(gè)信息化平臺(tái)，在數(shù)字孿生模型基礎(chǔ)上，配合智能算法實(shí)現(xiàn)故障預(yù)測(cè)與健康管理。④可視化交互平臺(tái)，方便發(fā)射場(chǎng)技術(shù)人員進(jìn)行運(yùn)維策略選取和日常模擬訓(xùn)練。

4)孿生數(shù)據(jù)平臺(tái)

孿生數(shù)據(jù)平臺(tái)指火箭控制系統(tǒng)的孿生數(shù)據(jù)庫(kù)，它是數(shù)字孿生體的核心大腦，用來(lái)驅(qū)動(dòng)整套系統(tǒng)平穩(wěn)運(yùn)行。火箭控制系統(tǒng)孿生數(shù)據(jù)庫(kù)主要包括五類數(shù)據(jù)：控制系統(tǒng)物理平臺(tái)數(shù)據(jù)、虛擬平臺(tái)仿真數(shù)據(jù)、服務(wù)平臺(tái)運(yùn)行數(shù)據(jù)、專家知識(shí)數(shù)據(jù)以及通過(guò)物理信息融合產(chǎn)生的融合新數(shù)據(jù)[28]。例如，火箭實(shí)時(shí)環(huán)境數(shù)據(jù)、仿真分析數(shù)據(jù)、控制系統(tǒng)實(shí)體幾何數(shù)據(jù)、測(cè)試發(fā)射數(shù)據(jù)、控制系統(tǒng)虛擬模型數(shù)據(jù)，以及各類融合新數(shù)據(jù)。

5)數(shù)據(jù)交互連接

數(shù)據(jù)的交互連接貫穿整個(gè)數(shù)字孿生平臺(tái)的各組成之間，包括物理平臺(tái)、虛擬仿真平臺(tái)、支持服務(wù)平臺(tái)、孿生數(shù)據(jù)平臺(tái)兩兩之間的六大類連接。它是貫穿系統(tǒng)的紐帶，負(fù)責(zé)數(shù)據(jù)交互、數(shù)據(jù)傳輸以及虛實(shí)映射的迭代更新工作。

3.2 控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生體的模型構(gòu)建

火箭是一個(gè)復(fù)雜的大型系統(tǒng)，由控制系統(tǒng)的系統(tǒng)組成可知，火箭姿態(tài)的準(zhǔn)確控制離不開(kāi)負(fù)反饋閉環(huán)回路的成功運(yùn)行，是箭載計(jì)算機(jī)、慣組、速率陀螺、功率放大器和伺服機(jī)構(gòu)共同作用的結(jié)果。因此，火箭控制系統(tǒng)數(shù)字孿生模型的搭建不僅需要刻畫各組件的基本幾何特征，還要反映其多維物理屬性，使其滿足動(dòng)力學(xué)知識(shí)、壓力、溫度、電磁等特性。通過(guò)建立“幾何-物理-行為-規(guī)則”四維模型融合，實(shí)現(xiàn)物理實(shí)體與虛擬模型的完美映射[29]。

如圖7所示，在虛擬仿真平臺(tái)中，幾何模型是一個(gè)三維實(shí)體模型，通常利用CAD軟件刻畫物理實(shí)體的幾何參數(shù)[30]，切實(shí)反映物理裝備的外觀形狀、尺寸大小、內(nèi)部結(jié)構(gòu)、空間位置姿態(tài)和裝配關(guān)系。具體包括火箭控制系統(tǒng)的重要組成部件：慣組模型、速率陀螺模型、箭載計(jì)算機(jī)模型、伺服機(jī)構(gòu)模型、程序配電器和功率放大器模型。在幾何模型構(gòu)建時(shí)，需要考慮控制系統(tǒng)之間的線路連接和組裝各部件的順序。

圖7 火箭控制系統(tǒng)數(shù)字孿生模型構(gòu)建

物理模型用來(lái)描述裝備的多學(xué)科屬性，負(fù)責(zé)解析裝備的運(yùn)行機(jī)理，包括火箭控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)、電場(chǎng)、磁場(chǎng)、壓力場(chǎng)、振動(dòng)與溫度等物理特性。同時(shí)，還包括加速度表和速率陀螺相關(guān)的姿態(tài)位置、角速率、俯仰角、偏航角和滾動(dòng)角[31]，測(cè)量系統(tǒng)的壓力、液位、振動(dòng)、電信號(hào)，以及飛行中各類載荷的干擾力矩等傳感器信息。

行為模型描述裝備的動(dòng)態(tài)性能、響應(yīng)機(jī)制、性能退化趨勢(shì)和隨機(jī)擾動(dòng)，具體指火箭控制系統(tǒng)的負(fù)反饋控制回路。首先，慣組和速率陀螺實(shí)時(shí)獲取火箭飛行的加速度和角速度信息，箭載計(jì)算機(jī)對(duì)其進(jìn)行計(jì)算處理，輸出控制指令，作用在伺服機(jī)構(gòu)上，驅(qū)動(dòng)噴管等機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)，進(jìn)而控制火箭的飛行姿態(tài)。

規(guī)則模型描述專家知識(shí)、歷史經(jīng)驗(yàn)和相關(guān)領(lǐng)域的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)則。首先，由頂事件逐層展開(kāi)建立的火箭控制系統(tǒng)故障樹(shù)可以作為推演規(guī)則[32]；控制系統(tǒng)知識(shí)庫(kù)可以作為關(guān)聯(lián)規(guī)則，例如控制系統(tǒng)的制導(dǎo)規(guī)則、分級(jí)供配電規(guī)則、程序角設(shè)計(jì)規(guī)則[33]；約束規(guī)則包括1533B總線的通信規(guī)則、系統(tǒng)級(jí)冗余設(shè)計(jì)規(guī)則和關(guān)機(jī)控制規(guī)則等[34]。各類規(guī)則相互集成，構(gòu)成完整的控制系統(tǒng)規(guī)則模型。

在3ds Max或者Simulink等軟件中完成“幾何-物理-行為-規(guī)則”模型融合的基礎(chǔ)上[35]，再對(duì)該控制系統(tǒng)虛擬模型進(jìn)行評(píng)估驗(yàn)證，保證模型自身的正確性和有效性。之后，分析各層模型之間的關(guān)聯(lián)與映射關(guān)系，使四層模型實(shí)現(xiàn)有機(jī)融合，變成一個(gè)完整的三維模型。最后，將物理實(shí)體與虛擬模型進(jìn)行一致性驗(yàn)證，判斷孿生體搭建是否與實(shí)際相符，若不符合則重新構(gòu)建模型[36]。

4 控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生體的總體設(shè)計(jì)

上文分析了火箭控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生平臺(tái)的組成框架，在此初步設(shè)想的基礎(chǔ)上，從健康管理數(shù)字孿生體的系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)和運(yùn)行機(jī)制兩個(gè)角度，分析火箭控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生平臺(tái)的系統(tǒng)總體方案設(shè)計(jì)。

4.1 健康管理數(shù)字孿生體的系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)

數(shù)字孿生驅(qū)動(dòng)的火箭控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生系統(tǒng)預(yù)期實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)智能化和實(shí)時(shí)化的故障診斷與狀態(tài)監(jiān)測(cè)。本文基于數(shù)字孿生技術(shù)，實(shí)現(xiàn)火箭控制系統(tǒng)數(shù)字空間與物理空間的互聯(lián)互通和交互映射。如圖8所示為火箭控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生體的六維系統(tǒng)架構(gòu)。該系統(tǒng)架構(gòu)由設(shè)備層、模型層、數(shù)據(jù)層、軟件技術(shù)層、支持服務(wù)層和功能應(yīng)用層組成。

該數(shù)字孿生體的六維系統(tǒng)架構(gòu)描述了物理數(shù)據(jù)在火箭控制系統(tǒng)物理實(shí)體、虛擬仿真平臺(tái)、孿生數(shù)據(jù)平臺(tái)和支持服務(wù)平臺(tái)等系統(tǒng)組成之間的迭代更新。數(shù)據(jù)的獲取與存儲(chǔ)是該系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的數(shù)據(jù)基礎(chǔ)，也是控制系統(tǒng)實(shí)體與虛擬信息系統(tǒng)之間連接的紐帶。利用多維傳感器完成控制系統(tǒng)的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)采集，并進(jìn)行數(shù)據(jù)特征提取與特征選擇，完成數(shù)據(jù)處理。通過(guò)TCP/IP協(xié)議將數(shù)據(jù)傳輸至軟件技術(shù)層[37]，借助模型與數(shù)據(jù)融合的故障診斷方法完成健康管理系統(tǒng)的搭建工作，從而完成該數(shù)字孿生平臺(tái)的功能實(shí)現(xiàn)。

1)設(shè)備層

物理設(shè)備層是數(shù)字孿生體的基礎(chǔ)，是該系統(tǒng)的底層對(duì)象和信息提供者。具體指火箭控制系統(tǒng)實(shí)體，其中包括控制系統(tǒng)的姿態(tài)控制系統(tǒng)、制導(dǎo)系統(tǒng)、電源供配電系統(tǒng)和飛行時(shí)序指令系統(tǒng)，同時(shí)還包括各系統(tǒng)活動(dòng)的集合。在部署傳感器和地面連接測(cè)試系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，具有數(shù)據(jù)采集與傳輸功能，能實(shí)時(shí)感知控制系統(tǒng)關(guān)鍵單機(jī)設(shè)備的結(jié)構(gòu)狀態(tài)、運(yùn)行性能等相關(guān)參數(shù)。另外，設(shè)備層還會(huì)接收模型層的反饋指令，在模型層完成運(yùn)維策略驗(yàn)證后，執(zhí)行運(yùn)維方案的實(shí)體操作，從而實(shí)現(xiàn)數(shù)字孿生體對(duì)物理實(shí)體的反饋控制。

圖8 火箭控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生體的六維系統(tǒng)架構(gòu)

2)模型層

模型層指火箭控制系統(tǒng)的虛擬模型搭建、虛擬仿真平臺(tái)集成以及后期利用虛擬模型進(jìn)行故障診斷與健康管理的仿真過(guò)程。模型層主要由控制系統(tǒng)數(shù)字模型、數(shù)據(jù)分析模型、故障診斷模型和健康評(píng)定知識(shí)模型組成。針對(duì)火箭控制系統(tǒng)的控制原理、故障診斷、日常運(yùn)維等進(jìn)行信息融合，形成虛擬數(shù)字模型。首先，利用建模軟件組裝控制系統(tǒng)單機(jī)設(shè)備的三維實(shí)體模型，并填充相關(guān)規(guī)則，再進(jìn)行正常工況下的有限元仿真[38]，最終實(shí)現(xiàn)火箭控制系統(tǒng)實(shí)體和虛擬仿真平臺(tái)的虛實(shí)映射。

3)數(shù)據(jù)層

數(shù)據(jù)層指火箭控制系統(tǒng)的孿生數(shù)據(jù)平臺(tái)，是整個(gè)孿生體的核心驅(qū)動(dòng)，是保證狀態(tài)監(jiān)測(cè)和故障診斷正常運(yùn)行的關(guān)鍵。主要由控制系統(tǒng)參數(shù)、仿真數(shù)據(jù)、正常數(shù)據(jù)、故障模擬數(shù)據(jù)、故障診斷模型數(shù)據(jù)、專家系統(tǒng)知識(shí)規(guī)則、環(huán)境數(shù)據(jù)組成。負(fù)責(zé)為控制系統(tǒng)實(shí)體、控制系統(tǒng)虛擬模型和控制系統(tǒng)健康管理服務(wù)系統(tǒng)提供數(shù)據(jù)支撐。在數(shù)字孿生模型準(zhǔn)確的基礎(chǔ)上，通過(guò)模擬仿真火箭控制系統(tǒng)的故障情況，積累故障仿真數(shù)據(jù)，完成故障模擬與故障注入，與歷史測(cè)發(fā)數(shù)據(jù)一起，共同為后續(xù)健康管理系統(tǒng)服務(wù)。

4)軟件技術(shù)層

軟件技術(shù)支撐層為健康管理系統(tǒng)提供技術(shù)支持。主要技術(shù)包括數(shù)字孿生的多領(lǐng)域模型構(gòu)建與融合技術(shù)、數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)與模型驅(qū)動(dòng)相融合的故障診斷技術(shù)、虛擬現(xiàn)實(shí)交互技術(shù)、孿生模型驗(yàn)證技術(shù)、深度學(xué)習(xí)重構(gòu)技術(shù)等[39]。所需要的軟件保障包括SolidWorks、3ds Max等建模軟件，前者搭建控制系統(tǒng)詳實(shí)模型，后者完成模型簡(jiǎn)化與降價(jià)[40]；Unity3D集成開(kāi)發(fā)健康管理系統(tǒng)的設(shè)計(jì)應(yīng)用；基于MATLAB進(jìn)行故障診斷算法的搭建和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的學(xué)習(xí)。

5)支持服務(wù)層

支持服務(wù)層指孿生數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的火箭控制系統(tǒng)的故障診斷服務(wù)。它將系統(tǒng)的功能應(yīng)用劃分為各項(xiàng)服務(wù)，包括觀察、分析、決策3個(gè)階段。在實(shí)現(xiàn)仿真交互的基礎(chǔ)上，進(jìn)行控制系統(tǒng)實(shí)體與虛擬模型的一致性判斷。若兩者一致，提出基于虛擬驗(yàn)證的運(yùn)維策略。

6)功能應(yīng)用層

應(yīng)用層將服務(wù)層的功能進(jìn)行集合封裝，直接面向用戶，向用戶提供可視化、集成化的操作界面，形成一套火箭控制系統(tǒng)的健康管理系統(tǒng)。在火箭的射前測(cè)試階段、發(fā)射階段和飛行階段的全周期實(shí)現(xiàn)狀態(tài)監(jiān)測(cè)評(píng)估、故障預(yù)測(cè)與診斷、維修策略、日常訓(xùn)練等智能化功能集合，達(dá)到智能故障診斷與健康管理的目標(biāo)。

4.2 健康管理數(shù)字孿生體的運(yùn)行機(jī)制

由于火箭控制系統(tǒng)的分系統(tǒng)復(fù)雜，部件繁多，常見(jiàn)故障診斷方法難度較大。在此建立數(shù)字孿生健康管理系統(tǒng)，對(duì)火箭控制系統(tǒng)進(jìn)行故障診斷，實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)在線監(jiān)測(cè)故障的目標(biāo)。如圖9所示是火箭控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生體的運(yùn)行機(jī)制。

圖9 火箭控制系統(tǒng)健康管理數(shù)字孿生體的運(yùn)行機(jī)制

本節(jié)從火箭控制系統(tǒng)運(yùn)維策略實(shí)體驗(yàn)證、運(yùn)維策略虛擬模型驗(yàn)證和虛實(shí)映射實(shí)時(shí)交互這三部分闡述基于數(shù)字孿生的火箭控制系統(tǒng)故障診斷三階運(yùn)行機(jī)制。圖中階段①是火箭控制系統(tǒng)運(yùn)維策略實(shí)體驗(yàn)證過(guò)程，刻畫了火箭控制系統(tǒng)和數(shù)字孿生健康管理系統(tǒng)的交互。當(dāng)火箭控制系統(tǒng)實(shí)體接收到火箭初始姿態(tài)信息時(shí)，健康管理系統(tǒng)在孿生數(shù)據(jù)平臺(tái)的驅(qū)動(dòng)下，生成初始運(yùn)維策略配置方案。健康管理系統(tǒng)通過(guò)多維傳感器獲得控制系統(tǒng)的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)?；鸺刂葡到y(tǒng)則獲得健康管理系統(tǒng)下達(dá)的故障分析控制指令。該過(guò)程反復(fù)迭代，最終實(shí)現(xiàn)故障定位。該階段產(chǎn)生的數(shù)據(jù)均存儲(chǔ)在火箭控制系統(tǒng)孿生數(shù)據(jù)平臺(tái)中，同時(shí)進(jìn)行數(shù)據(jù)融合，作為后續(xù)數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)基礎(chǔ)。

階段②是運(yùn)維策略的虛擬模型驗(yàn)證，體現(xiàn)了虛擬仿真平臺(tái)與數(shù)字孿生健康管理系統(tǒng)之間的交互。虛擬仿真平臺(tái)接收上一階段的故障定位，在歷史測(cè)發(fā)數(shù)據(jù)、控制系統(tǒng)實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)的驅(qū)動(dòng)下，建立多維孿生模型對(duì)控制系統(tǒng)工作過(guò)程進(jìn)行仿真分析。虛擬仿真平臺(tái)將仿真優(yōu)化結(jié)果傳至健康管理系統(tǒng)，修正優(yōu)化，并反饋至虛擬平臺(tái)。

階段③是虛實(shí)映射、實(shí)時(shí)交互過(guò)程，反映了火箭控制系統(tǒng)物理實(shí)體與虛擬仿真平臺(tái)之間的交互?；鸺刂葡到y(tǒng)接收階段②產(chǎn)生的姿態(tài)控制指令，伺服機(jī)構(gòu)產(chǎn)生相應(yīng)動(dòng)作。同時(shí)，控制系統(tǒng)將數(shù)據(jù)通過(guò)傳感器實(shí)時(shí)傳遞至虛擬仿真平臺(tái)。虛擬平臺(tái)及時(shí)自我更新迭代，實(shí)現(xiàn)與火箭控制系統(tǒng)的實(shí)時(shí)映射。它基于各類孿生數(shù)據(jù)，對(duì)控制系統(tǒng)發(fā)出實(shí)時(shí)調(diào)控指令。如此迭代優(yōu)化，直到最終確定運(yùn)維策略。

通過(guò)以上3個(gè)階段，火箭控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了故障診斷的運(yùn)維策略制定。同時(shí)，火箭控制系統(tǒng)的數(shù)字孿生平臺(tái)不斷完善更新和模型重構(gòu)，保證物理實(shí)體與孿生模型的高度一致性[41]。

5 結(jié)束語(yǔ)

基于數(shù)字孿生技術(shù)，優(yōu)化改進(jìn)運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)傳統(tǒng)的故障診斷方法，設(shè)計(jì)了火箭控制系統(tǒng)故障診斷的數(shù)字孿生模型。該方法預(yù)期能夠?qū)崿F(xiàn)火箭控制系統(tǒng)地面測(cè)試階段和飛行階段的實(shí)時(shí)故障診斷，解決控制系統(tǒng)故障數(shù)據(jù)不足的難題。

后續(xù)將針對(duì)運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的某型號(hào)光纖慣組開(kāi)展數(shù)字孿生的模型研究，完善控制系統(tǒng)故障診斷的數(shù)字孿生技術(shù)體系。針對(duì)光纖慣組的關(guān)鍵部件，如光纖陀螺儀和加速度計(jì)，基于MATLAB/Simulink建立其數(shù)字孿生模型和仿真模擬。之后，在慣組物理實(shí)體上進(jìn)行合理測(cè)點(diǎn)布局和傳感器選擇，便于獲取實(shí)時(shí)狀態(tài)數(shù)據(jù)，進(jìn)而完成慣組的數(shù)字孿生映射模型構(gòu)建。未來(lái)該數(shù)字孿生故障診斷系統(tǒng)將在慣組的基礎(chǔ)上，實(shí)現(xiàn)火箭控制系統(tǒng)總體的孿生映射和健康管理。