宋 研，邢 濤，鞏朝陽

(1.中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京100094； 2.南京航空航天大學(xué)，南京210000)

1 引言

載人航天器往往由多個艙段連接而成，每個艙段都由數(shù)百至數(shù)千臺設(shè)備組成，艙段間、設(shè)備間信息傳遞、連接關(guān)系復(fù)雜；各艙段、組合體需承擔(dān)機(jī)械、能源、熱控、環(huán)控生保、信息等諸多功能。 在載人航天器研制過程中，建立航天器仿真模型，在實(shí)物產(chǎn)品投產(chǎn)前開展仿真驗(yàn)證，從而減少對方案的實(shí)物驗(yàn)證，將研制重心前移，可提高產(chǎn)品研制效率，確保研制質(zhì)量。

但目前，在載人航天器研制過程中，各專業(yè)往往以單學(xué)科仿真分析為主，多學(xué)科集成的系統(tǒng)級仿真較少[1]。 單一專業(yè)仿真分析可對分系統(tǒng)及單機(jī)的設(shè)計方案進(jìn)行有效的仿真驗(yàn)證支持，但不同專業(yè)仿真工具在建模語言、接口、軟件平臺等諸多方面都存在差異，導(dǎo)致進(jìn)行多軟件多專業(yè)間的集成仿真非常困難[2]。 而對于載人航天器這樣的復(fù)雜系統(tǒng)，單一專業(yè)領(lǐng)域的仿真并不足以對航天器全系統(tǒng)進(jìn)行準(zhǔn)確全面的驗(yàn)證，開展多學(xué)科集成仿真，仿真過程中考慮多專業(yè)的相互影響是必不可少的。

本文基于統(tǒng)一建模語言Modelica，建立系統(tǒng)各部分的單機(jī)設(shè)備模型，并將單機(jī)設(shè)備模型進(jìn)行組裝，構(gòu)建多學(xué)科集成的系統(tǒng)模型，以對航天器系統(tǒng)方案進(jìn)行全面的仿真分析。

2 統(tǒng)一建模語言Modelica

Modelica 是一種采用層次化組件模型、具有可重用性的物理建模語言，采用基于廣義基爾霍夫原理的連接機(jī)制進(jìn)行統(tǒng)一建模，可以滿足多領(lǐng)域需求，其主要特點(diǎn)如下[3-4]：

1)基于方程的非因果建模：非因果建模是一種陳述式建模方式，意味著基于方程而不基于賦值語句。 基于方程的模型其因果特性是不明確的，只有在方程系統(tǒng)求解時才確定變量的因果關(guān)系。 非因果建模更適于表達(dá)復(fù)雜系統(tǒng)的物理結(jié)構(gòu)，基于方程的Modelica 模型也比傳統(tǒng)包含賦值語句的模型具有更直觀、更簡單的表述性。

2)多領(lǐng)域統(tǒng)一建模：Modelica 能夠支持電氣、機(jī)械、熱力學(xué)、液壓、生物、控制等多領(lǐng)域模型開發(fā)，通過統(tǒng)一語言來表述各個專業(yè)的模型，可大大減小模型集成的難度，尤其可以很好的避免不同類型模型聯(lián)合仿真所帶來的進(jìn)程和求解耦合，更好的提高模型的求解精度。

3)面向?qū)ο蠼＃篗odelica 提供了面向?qū)ο蠼５耐暾С?，通過類和對象概念表示各種模型、組件或變量及變量類型，支持public 和protected兩級訪問控制，通過繼承支持模型或類型的數(shù)據(jù)與行為重用，提供變型、重聲明、操作符重載等機(jī)制支持模型多態(tài)特性。 面向?qū)ο蟮慕７绞娇纱蟠蠛喕Ｐ蛶斓募軜?gòu)，增強(qiáng)模型庫的易讀性，也可以很好的支持模型庫后續(xù)的擴(kuò)展。

4)連續(xù)離散混合建模：Modelica 語言通過引入when、if 等邏輯判斷機(jī)制，實(shí)現(xiàn)連續(xù)時間與離散事件的混合建模，針對復(fù)雜系統(tǒng)狀態(tài)突變的情況，無需用戶對每個階段分別建立一套模型，只需改變同一套模型的狀態(tài)條件，就可分析得到一個完整時間域上所有狀態(tài)的信息。

3 基于Modelica 的多學(xué)科集成建模

3.1 方法概述

系統(tǒng)模型在物理架構(gòu)上與真實(shí)航天器保持一致，設(shè)備模型與真實(shí)物理設(shè)備在行為上保持一致，是仿真正確性的保證。 要保證系統(tǒng)模型在物理架構(gòu)上與真實(shí)航天器一致，須以設(shè)備為最小粒度建立仿真模型，再將設(shè)備模型集成為系統(tǒng)模型。 系統(tǒng)模型中各設(shè)備間的連接關(guān)系與真實(shí)產(chǎn)品設(shè)備之間的連接關(guān)系保持一致，主要包括機(jī)械安裝連接、電纜連接和管路連接。 與真實(shí)航天器一致的機(jī)械、電纜、管路連接關(guān)系保證了系統(tǒng)模型與真實(shí)航天器在物理架構(gòu)上的一致性。

物理設(shè)備的行為可歸納為機(jī)、電、熱、信息4個主要層面。 機(jī)即設(shè)備的動力學(xué)與控制特性，設(shè)備的質(zhì)量慣量等機(jī)械特性、姿態(tài)軌道控制特性都屬于機(jī)的范疇；電即設(shè)備的能源特性，帆板的發(fā)電功能、能源控制器的管理控制功能、用電設(shè)備的能源功耗都屬于電的范疇；熱即設(shè)備的環(huán)熱控特性，設(shè)備的產(chǎn)熱、風(fēng)機(jī)的散熱、載人環(huán)境控制設(shè)備的環(huán)境控制功能，都屬于熱的范疇；信息即設(shè)備的信息聯(lián)通屬性，數(shù)管設(shè)備的信息管理功能、測控設(shè)備的信息收發(fā)功能、其他設(shè)備的指令、數(shù)據(jù)收發(fā)相關(guān)功能，都屬于信息范疇。 大多數(shù)設(shè)備都同時具備機(jī)、電、熱、信息4 項(xiàng)功能，少數(shù)設(shè)備如艙門、艙體主結(jié)構(gòu)等只具備機(jī)械或其他部分功能。 建立設(shè)備模型時，建立與真實(shí)設(shè)備一致的機(jī)、電、熱、信息功能，可保證設(shè)備模型與真實(shí)物理設(shè)備在行為上保持一致性。

基于Modelica 的多學(xué)科集成建模，首先采用Modelica 語言建立單機(jī)設(shè)備機(jī)、電、熱、信息各專業(yè)通用組件，作為建模與系統(tǒng)集成的基礎(chǔ)。 通用組件需能反映設(shè)備在該專業(yè)的主要屬性并具有系統(tǒng)集成所需的通用接口。 然后根據(jù)單機(jī)設(shè)備功能特點(diǎn)，建立該設(shè)備的主專業(yè)模型，該主專業(yè)模型比通用組件模型詳細(xì)復(fù)雜，能夠反映該設(shè)備的主要功能。 如控制力矩陀螺(Control Moment Gyroscope，CMG)，主要建立設(shè)備的動力學(xué)與控制專業(yè)模型，該模型能反映陀螺儀的定軸性和進(jìn)動性，借助于控制設(shè)備和阻尼設(shè)備，自主調(diào)節(jié)航天器姿態(tài)；再將主專業(yè)模型與其他專業(yè)的通用組件進(jìn)行集成，建立設(shè)備的多學(xué)科集成模型。 最后，按航天器真實(shí)物理架構(gòu)，以機(jī)械連接、電纜連接、管路連接將各設(shè)備模型集成，得到多學(xué)科集成的航天器全系統(tǒng)模型，以此開展航天器全系統(tǒng)仿真，對系統(tǒng)設(shè)計方案進(jìn)行全面驗(yàn)證。 動力學(xué)與控制、能源、信息、推進(jìn)、熱控等主要專業(yè)的單機(jī)設(shè)備都適合采用這種方法建立仿真模型，對于羽流、通風(fēng)流場等具有“場”性質(zhì)的模型，不適合采用這種方法，可將其他方法建立的場模型制作成代理模型，與該方法建立的模型集成，進(jìn)行聯(lián)合仿真。

3.2 通用組件建模

3.2.1 動力學(xué)與控制

CMG 利用陀螺儀的定軸性和進(jìn)動性，借助于控制設(shè)備和阻尼設(shè)備，自主調(diào)節(jié)航天器姿態(tài)。 假設(shè)在某一時刻控制力矩陀螺的框架角為δ，動量飛輪沿其轉(zhuǎn)子軸向的角速度為ω，框架及陀螺轉(zhuǎn)子繞xg軸的轉(zhuǎn)動慣量之和Jt，動量飛輪繞yg軸的轉(zhuǎn)動慣量Jh。 陀螺群中，陀螺i 的力矩計算方法如式(1)～(3)[2-3]：

動量飛輪的角動量矩：

CMG 在基座坐標(biāo)系下的角動量矩：

CMG 相對基座坐標(biāo)系的輸出力矩：

陀螺群總輸出轉(zhuǎn)矩為式(6)：

基于以上控制力矩陀螺工作原理，其動力學(xué)與控制主專業(yè)模型如圖1 所示。

圖1 控制力矩陀螺動力學(xué)與控制專業(yè)模型Fig.1 Mechanical and control model of CMG

3.2.2 機(jī)

CMG 可以看作一個質(zhì)量塊，其通用組件主要體現(xiàn)設(shè)備質(zhì)量慣量特征，可建模如圖2 所示。

圖2 控制力矩陀螺“機(jī)”通用組件模型Fig.2 General purpose module model of CMG

3.2.3 電

CMG 可以看作一個用電器，其電通用組件主要體現(xiàn)電負(fù)載特征，可建模如圖3 所示。

圖3 控制力矩陀螺能源專業(yè)模型Fig.3 Electrical model of CMG

3.2.4 熱

CMG 可以看作一個散熱器，其通用組件模型主要體現(xiàn)熱負(fù)載特征，可建模如圖4 所示。

圖4 控制力矩陀螺環(huán)熱控專業(yè)模型Fig.4 Thermal model of CMG

3.2.5 信息

CMG 具備接入總線收發(fā)指令功能，其通用組件模型主要體現(xiàn)指令、數(shù)據(jù)的收發(fā)特征，可建模如圖5 所示。

圖5 控制力矩陀螺信息專業(yè)模型Fig.5 Information model of CMG

3.3 系統(tǒng)級多學(xué)科集成

基于Modelica 的圖形建模功能，建立CMG 動力學(xué)與控制主專業(yè)層面模型和機(jī)、電、熱、信息等專業(yè)通用組件模型并裝訂對應(yīng)參數(shù)后，建立多學(xué)科集成模型對外的接口關(guān)系及各專業(yè)模型間的輸入輸出關(guān)系，完成各學(xué)科組件的系統(tǒng)級集成。 集成模型如圖6 所示。

圖6 CMG 集成模型Fig.6 Multi-discipline coupling model of CMG

基于CMG 集成模型，再依次建立艙體動力學(xué)、GNC 控制器、地球敏感器模型、太陽敏感器模型、推力器模型、軌道模型等各單機(jī)設(shè)備、算法的多學(xué)科集成模型，并將模型集成，組建多學(xué)科集成的載人航天器動力學(xué)與控制系統(tǒng)如圖7 所示。

圖7 控制與動力學(xué)系統(tǒng)集成模型Fig.7 Integrated model of control and dynamic system

基于動力學(xué)與控制系統(tǒng)繼承模型，加入載人航天器各分系統(tǒng)核心設(shè)備如太陽帆板、蓄電池、密封艙體、航天員代謝組件、溫濕度控制系統(tǒng)、數(shù)管計算機(jī)等，并集成為載人航天器能源分系統(tǒng)、環(huán)熱控分系統(tǒng)、推進(jìn)分系統(tǒng)、信息分系統(tǒng)模型，將各系統(tǒng)模型進(jìn)行集成，組建可用于載人航天器系統(tǒng)級方案仿真的載人航天器整艙集成模型如圖8 所示。

圖8 多學(xué)科集成的載人航天器整艙模型Fig.8 Multi-discipline integrated system model of manned spacecraft

4 仿真應(yīng)用

載人航天器艙段轉(zhuǎn)位過程中，航天器姿態(tài)會發(fā)生漂移，轉(zhuǎn)位結(jié)束后航天器需在設(shè)計指標(biāo)要求的時間內(nèi)完成姿態(tài)消初偏調(diào)整直至穩(wěn)定；姿態(tài)調(diào)整過程中姿態(tài)變化會影響太陽帆板對日定向狀態(tài)，進(jìn)而影響帆板發(fā)電能力；姿態(tài)變化會影響艙體受陽光輻射狀態(tài)，進(jìn)而影響艙內(nèi)溫度。 該過程是典型的多學(xué)科集成復(fù)雜過程，仿真必須考慮各專業(yè)相互影響[4-5]。

本文采用上文建立的基于Modelica 的航天器整艙多學(xué)科集成系統(tǒng)模型開展航天器轉(zhuǎn)位結(jié)束后的姿態(tài)消初偏仿真，考察載人航天器艙段轉(zhuǎn)位結(jié)束后，航天器消初偏工況下的姿態(tài)控制能力、消初偏大姿態(tài)角機(jī)動情況下的能源保障能力、大姿態(tài)角機(jī)動情況下密封艙內(nèi)溫濕度控制能力。 基于工程經(jīng)驗(yàn)，仿真參數(shù)設(shè)置如下：

1)初始姿態(tài)角[-20， 20， 20]，deg；

2)初始姿態(tài)角速度 [- 0.005， 0.02，0.015]，rad/s；

3)核心艙主軸慣量設(shè)置為Ixx＝1×105kg·m2，Iyy＝4×105kg·m2，Izz＝5×105kg·m2。

姿態(tài)控制仿真結(jié)果如圖9～13 所示。

圖9 軌道系下角速度曲線Fig.9 Angle velocity

圖10 軌道系下姿態(tài)角曲線Fig.10 Euler angles

能源保障能力仿真結(jié)果如圖14～15，密封艙內(nèi)溫濕度控制能力仿真結(jié)果如圖16～17。 通過仿真結(jié)果可見，在前25 s 內(nèi)艙段角速度收斂，姿態(tài)角度發(fā)散，25 s 后角速度基本穩(wěn)定。 開啟相平面算法，進(jìn)行姿態(tài)消初偏由各通道相平面圖可以看出，各通道相點(diǎn)均收斂入極限環(huán)，滿足角度、角速度精度的姿態(tài)控制能力要求。 在大姿態(tài)角度機(jī)動情況下，帆板發(fā)電及艙內(nèi)溫濕度情況都受到姿態(tài)變化影響，但通過艙體能源系統(tǒng)及環(huán)熱控系統(tǒng)得到了修正。 仿真模型較好地反映了載人航天器艙段轉(zhuǎn)位結(jié)束的姿態(tài)控制、能源保障和艙內(nèi)溫濕度控制的特性。

圖11 滾動通道收斂過程Fig.11 Yaw convergence process

圖12 俯仰通道收斂過程Fig.12 Pitch convergence process

圖13 偏航通道收斂過程Fig.13 Roll convergence process

圖14 光照強(qiáng)度輸入Fig.14 Input of illumination intensity

圖15 太陽帆板輸出功率Fig.15 Output power of the solar array

圖16 核心艙艙體溫度曲線Fig.16 Temperature curve of the core module

圖17 核心艙艙體濕度曲線Fig.17 Humidity curve of the core module

5 結(jié)論

提出的多學(xué)科集成建模方法，統(tǒng)一采用Modelica語言建模，所有模型基于同一套方程系統(tǒng)求解，經(jīng)帶控制力矩陀螺的航天器整艙多學(xué)科集成系統(tǒng)模型所做的轉(zhuǎn)位后姿態(tài)消初偏仿真，可反映載人航天器該過程基本特性，模型和方法可行。

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