彭 坤，韓 冬，劉 霞，梁 魯

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

0 引 言

載人月球探測(cè)工程是近地軌道空間站任務(wù)后又一載人航天領(lǐng)域重大工程,世界航天大國都著手新世紀(jì)載人月球探測(cè)總體方案研究[1-2]。載人月球探測(cè)工程飛行模式復(fù)雜[3]、航天器狀態(tài)多、技術(shù)指標(biāo)要求高,如果仍采用基于文檔的系統(tǒng)工程方法會(huì)導(dǎo)致文檔數(shù)量激增、技術(shù)狀態(tài)一致性差、需求驗(yàn)證覆蓋不全面、無法在方案階段進(jìn)行充分仿真驗(yàn)證等風(fēng)險(xiǎn),急需進(jìn)行系統(tǒng)工程方法革新以適應(yīng)復(fù)雜航天任務(wù)的設(shè)計(jì)要求。

基于模型的系統(tǒng)工程[4](MBSE)方法由于其數(shù)據(jù)源同一性、模型間可關(guān)聯(lián)、模型表達(dá)無歧義、從需求分析到產(chǎn)品設(shè)計(jì)的正向設(shè)計(jì)、設(shè)計(jì)初期模型可仿真驗(yàn)證等特點(diǎn),已在航天領(lǐng)域[5-26]得到廣泛應(yīng)用。語言、工具和方法是MBSE的3大核心內(nèi)容。目前MBSE應(yīng)用較多的語言為系統(tǒng)建模語言SysML[5]和系統(tǒng)驗(yàn)證語言Modelica[6]兩類,前者重點(diǎn)關(guān)注需求分析和系統(tǒng)構(gòu)建,后者側(cè)重于系統(tǒng)方案的仿真驗(yàn)證。基于SysML語言的軟件工具主要為MagicDraw[7-9]和Rhapsody[10],基于Modelica語言的軟件工具主要有Dymola[6]和MWorks[11]。而在MBSE方法方面還比較欠缺,特別是緊密結(jié)合型號(hào)任務(wù)的全流程應(yīng)用方法。

在航天領(lǐng)域的MBSE應(yīng)用方面,國外學(xué)者側(cè)重利用SysML語言開展需求分析和方案設(shè)計(jì)優(yōu)化。Wagner等[9]開展了“門戶”(Gateway)空間站的MBSE應(yīng)用,開展系統(tǒng)需求和功能接口設(shè)計(jì)。Bijan等[12]基于SysML中參數(shù)圖對(duì)需求進(jìn)行量化分析。Chadzynski等[8]和Bleakley等[13]都基于SysML語言規(guī)則開展系統(tǒng)方案的權(quán)衡優(yōu)化分析,并全面考慮系統(tǒng)易遺漏的問題。Kretzenbacher等[14]開展小行星著陸系統(tǒng)的MBSE方法應(yīng)用,利用活動(dòng)圖進(jìn)行各分系統(tǒng)下降過程分析。Kaslow等[15]提出一套立方星參考模型,快速設(shè)計(jì)特定任務(wù)立方星,并開展Matlab和STK的集成仿真驗(yàn)證[16]。Morkevicius等[17]基于SysML和MagicDraw軟件提出一套MagicGrid方法,利用矩陣視角引導(dǎo)系統(tǒng)建模。此外,國外也開展了星間通信和地面系統(tǒng)的MBSE應(yīng)用[18-19]。

國內(nèi)研究主要側(cè)重融合現(xiàn)有流程的MBSE應(yīng)用。張有山等[20]以載人飛船對(duì)接任務(wù)為例開展了載人航天器需求分析及系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程MBSE應(yīng)用探討。邵健[7]以FireSAT任務(wù)為例由需求和用例推導(dǎo)邏輯架構(gòu),并進(jìn)行成本估算、參數(shù)分析和物理架構(gòu)方案優(yōu)選。韓鳳宇等[21]則從多專業(yè)協(xié)同設(shè)計(jì)角度闡述MBSE理論在航天器研制中的實(shí)踐,提出了航天器數(shù)字化研制標(biāo)準(zhǔn)體系框架。盧志昂等[22]以微重力科學(xué)實(shí)驗(yàn)衛(wèi)星系統(tǒng)為例,利用MagicGrid方法對(duì)衛(wèi)星任務(wù)的需求、行為、結(jié)構(gòu)、參數(shù)進(jìn)行建模。何巍等[23]利用MBSE思想提出了運(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)方法和框架,以適應(yīng)運(yùn)載火箭研制模式發(fā)展需求。張柏楠等[24]以某型號(hào)載人航天器為應(yīng)用基礎(chǔ),系統(tǒng)闡述了載人航天器全生命周期6類模型體系及其研制流程。彭坤等[25]以載人登月飛船為研究對(duì)象,基于SysML從需求、架構(gòu)、行為和參數(shù)仿真4方面進(jìn)行MBSE應(yīng)用探討。在仿真驗(yàn)證上,張慧靜[6]基于Modelica語言針對(duì)衛(wèi)星姿控飛輪開展控制、電氣和力學(xué)多領(lǐng)域仿真驗(yàn)證。劉志鋼等[26]則基于Modelica語言開展了航天器電源分系統(tǒng)建模和仿真研究。目前MBSE應(yīng)用研究以設(shè)計(jì)框架和分系統(tǒng)仿真驗(yàn)證居多,缺乏融合現(xiàn)有項(xiàng)目研制任務(wù)的系統(tǒng)總體全流程應(yīng)用落地方案和設(shè)計(jì)方法流程。

本文緊密結(jié)合型號(hào)研制流程,基于SysML和Modelica語言規(guī)則,給出了載人月球探測(cè)航天器系統(tǒng)總體層面的設(shè)計(jì)流程和落地方案,將整個(gè)設(shè)計(jì)過程分為需求分析、系統(tǒng)行為分析、系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)、系統(tǒng)仿真驗(yàn)證以及技術(shù)要求分解5部分內(nèi)容。從用戶需求和目標(biāo)出發(fā),自頂向下地開展需求分析。同時(shí),利用行為圖開展載人月球探測(cè)正常和應(yīng)急飛行方案分析和動(dòng)態(tài)邏輯仿真,明確大系統(tǒng)間接口信號(hào)以及詳細(xì)功能需求。進(jìn)而根據(jù)系統(tǒng)行為分解航天器功能模塊及對(duì)應(yīng)的系統(tǒng)架構(gòu),賦予物質(zhì)、能量和信息描述,設(shè)計(jì)設(shè)備間接口。此外,根據(jù)SysML架構(gòu)搭建各分系統(tǒng)的Modelica模型開展航天器系統(tǒng)參數(shù)的仿真驗(yàn)證和優(yōu)化。最后,將經(jīng)過仿真驗(yàn)證確認(rèn)的系統(tǒng)級(jí)需求按照分系統(tǒng)進(jìn)行分解,形成對(duì)各分系統(tǒng)的技術(shù)要求模型,并基于模型自動(dòng)生成型號(hào)技術(shù)要求文件,對(duì)標(biāo)傳統(tǒng)研制流程利用MBSE方法完成系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)任務(wù)。相對(duì)傳統(tǒng)研制流程,MBSE方法的優(yōu)勢(shì)為需求覆蓋全面和同源性好,需求追溯和影響域分析快速清晰,技術(shù)要求報(bào)告不用手寫直接由需求模型生成;其不足為航天器首次數(shù)字化建模時(shí),需要統(tǒng)一設(shè)計(jì)流程和要求、統(tǒng)一平臺(tái)工具,明確建模責(zé)任人,投入更多精力。

1 MBSE設(shè)計(jì)流程

載人月球探測(cè)航天器設(shè)計(jì)基本過程遵循MBSE方法的“V”字模型。“V”字模型強(qiáng)調(diào)對(duì)需求和系統(tǒng)設(shè)計(jì)進(jìn)行仿真驗(yàn)證的重要性,仿真驗(yàn)證活動(dòng)與開發(fā)活動(dòng)并行進(jìn)行,允許在每個(gè)階段對(duì)需求進(jìn)行修改。每個(gè)階段結(jié)束后,要對(duì)其進(jìn)行審核和評(píng)價(jià),其設(shè)計(jì)流程如圖1所示。

圖1 載人月球探測(cè)航天器“V”字模型流程Fig.1 V-shaped model flow ofmanned lunar exploration spacecraft

該設(shè)計(jì)流程適用于載人月球探測(cè)傳統(tǒng)研制流程的方案設(shè)計(jì)、初樣研制、正樣研制階段的設(shè)計(jì)工作,并隨著研制流程的推進(jìn)逐步細(xì)化完善。主要步驟如下:

1)方案論證:以需求模型為基礎(chǔ),開展功能指標(biāo)分析,構(gòu)建飛行器的需求指標(biāo)體系。

2)功能設(shè)計(jì):以功能模型為基礎(chǔ),開展飛行器架構(gòu)設(shè)計(jì)、功能模塊設(shè)計(jì)以及分系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)等系統(tǒng)設(shè)計(jì),并開展分系統(tǒng)和系統(tǒng)級(jí)集成多學(xué)科仿真,驗(yàn)證系統(tǒng)方案的正確性和性能指標(biāo)確認(rèn)。

3)產(chǎn)品設(shè)計(jì):以產(chǎn)品模型為基礎(chǔ),開展飛行器三維設(shè)計(jì)。以工程模型為基礎(chǔ),開展力、熱、電、軌道等專業(yè)仿真確認(rèn)性能指標(biāo)滿足情況。

4)總裝及工藝設(shè)計(jì):以制造模型為基礎(chǔ),開展飛行器的總裝工作以及制造工藝設(shè)計(jì)。

5)總裝集成:以制造模型為基礎(chǔ),開展飛行器的總裝集成設(shè)計(jì)工作。

6)產(chǎn)品試驗(yàn):以實(shí)做模型為基礎(chǔ),開展產(chǎn)品測(cè)試試驗(yàn),并反饋到需求模型、功能模型、產(chǎn)品模型和工程模型中。

7)綜合測(cè)試:以實(shí)做模型為基礎(chǔ),開展系統(tǒng)級(jí)綜合測(cè)試驗(yàn)證,與地面試驗(yàn)進(jìn)行比對(duì),同時(shí)驗(yàn)證飛行器實(shí)物在地面無法模擬的各種工況,全面測(cè)試飛行器的各項(xiàng)性能。

8)發(fā)射運(yùn)行:以實(shí)做模型為基礎(chǔ),在飛行器發(fā)射運(yùn)行階段為飛行器提供數(shù)字伴飛、故障方案演示、運(yùn)行狀態(tài)預(yù)示等。

載人月球探測(cè)任務(wù)設(shè)計(jì)系統(tǒng)工程過程貫穿于系統(tǒng)的全生命周期,涵蓋由工程總體(System of systems, SoS)到系統(tǒng)再到分系統(tǒng)及單機(jī)不同層級(jí)的設(shè)計(jì)、生產(chǎn)過程,每個(gè)層級(jí)上都需要應(yīng)用“V”字模型的過程,各層次上工作的關(guān)注點(diǎn)有所不同。對(duì)系統(tǒng)的各個(gè)層級(jí)重復(fù)進(jìn)行需求分析、系統(tǒng)設(shè)計(jì)、產(chǎn)品設(shè)計(jì)和仿真驗(yàn)證確認(rèn)的過程,如圖2所示,按從整體到部分,一級(jí)一級(jí)向下開展設(shè)計(jì);同時(shí)從部分到整體,向上集成進(jìn)行驗(yàn)證。

圖2 載人月球探測(cè)數(shù)字化多維度研制流程Fig.2 Multi-dimensional digital development flow for manned lunar exploration

本文主要考慮基于SysML和Modelica語言,開展航天器系統(tǒng)總體級(jí)的需求分析、系統(tǒng)設(shè)計(jì)和仿真驗(yàn)證,暫不考慮三維建模等產(chǎn)品設(shè)計(jì)。對(duì)于系統(tǒng)總體級(jí)任務(wù),主要是接收來自工程總體的需求,通過航天器總體方案初步設(shè)計(jì),形成航天器分系統(tǒng)組成及其功能性能要求,下發(fā)給分系統(tǒng)。對(duì)應(yīng)到MBSE方法上,可分解為需求分析、系統(tǒng)行為分析、系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)、系統(tǒng)仿真驗(yàn)證和技術(shù)要求分解5步基于模型來逐步設(shè)計(jì)航天器系統(tǒng)總體方案,如圖3所示。

圖3 MBSE設(shè)計(jì)流程Fig.3 MBSE design process

2 需求分析

按照基于模型的系統(tǒng)工程設(shè)計(jì)思路,首先從業(yè)務(wù)層出發(fā),針對(duì)利益相關(guān)方和核心業(yè)務(wù)目標(biāo),識(shí)別利益相關(guān)者,并確定任務(wù)所需要解決的問題,逐項(xiàng)分解出任務(wù)需求。對(duì)于載人月球探測(cè)任務(wù),利益相關(guān)者首先包括工程總體,應(yīng)將工程總體下發(fā)的航天器技術(shù)要求、飛行任務(wù)規(guī)劃作為頂層輸入,進(jìn)行結(jié)構(gòu)化分解,開展需求分析。使工程總體的每一條需求都有對(duì)應(yīng)的系統(tǒng)級(jí)需求,滿足工程總體需求的覆蓋性;同時(shí)通過任務(wù)場(chǎng)景分析、功能模塊分析和飛行方案建模分析進(jìn)行航天器固有需求和任務(wù)需求的分解,形成航天器功能需求和性能需求;最后加入航天器通用需求,形成系統(tǒng)總體條目化需求,如圖4所示。

圖4 航天器需求分析過程Fig.4 Spacecraft requirements analysis process

其中,工程總體需求分解的具體方法為將工程總體需求模型導(dǎo)入到系統(tǒng)總體工程模型中作為引用模型,再通過需求圖對(duì)工程總體需求逐項(xiàng)分解為系統(tǒng)總體需求,并建立追溯關(guān)系。

3 系統(tǒng)行為分析

根據(jù)工程總體給定的載人月球探測(cè)飛行模式要求,對(duì)載人月球探測(cè)航天器進(jìn)行行為分析和飛行方案詳細(xì)建模。從工程總體提供的飛行模式中截取出新一代載人飛船、月面著陸器所涉及的飛行階段,采用分層建模思想,按照4個(gè)層級(jí)進(jìn)行對(duì)新一代載人飛船和月面著陸器各飛行階段進(jìn)行層層分解,0級(jí)為飛行階段,A級(jí)為飛行子階段,B級(jí)為飛行事件,C級(jí)為飛行動(dòng)作。以下以月面著陸器為例,給出其近月制動(dòng)段→近月制動(dòng)子階段→太陽帆板歸零→驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)工作的分解示例,如圖5所示。

圖5 正常飛行方案設(shè)計(jì)Fig.5 Design of nominal flight schemes

按照“同規(guī)劃、同設(shè)計(jì)”思路,在正常飛行模式分解的同時(shí),開展故障模式和應(yīng)急救生方案設(shè)計(jì)。應(yīng)急飛行模式應(yīng)覆蓋整個(gè)飛行任務(wù),確保無遺漏?；谙到y(tǒng)行為模型的故障模式分析主要以飛行事件為線索,分析導(dǎo)致飛行事件執(zhí)行異常的具體原因。其難點(diǎn)在于正常飛行事件建模的全面性以及與FMEA等產(chǎn)品特性分析的結(jié)合性?；谙到y(tǒng)行為模型的應(yīng)救生方案設(shè)計(jì)以得到的故障模式為起點(diǎn),結(jié)合故障后果影響,以“盡力回到正常飛行過程”為原則建立故障后的行為模型序列,完成故障處置設(shè)計(jì)。

可利用泳道圖分配各大系統(tǒng)的功能,在活動(dòng)圖分解飛行子階段的同時(shí),對(duì)大系統(tǒng)的接口關(guān)系進(jìn)行梳理、確認(rèn)和關(guān)聯(lián)。

同時(shí),可利用時(shí)序圖對(duì)某些關(guān)鍵飛行環(huán)節(jié)的飛行時(shí)序進(jìn)行動(dòng)態(tài)邏輯仿真,確保信息交互正確和時(shí)序匹配。

4 系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)

根據(jù)航天器的系統(tǒng)行為模型、工程總體任務(wù)要求和固有功能需求可以梳理出各航天器的完整功能模塊。首先總結(jié)新一代載人飛船的3大主要任務(wù)為航天員往返運(yùn)輸、載荷往返運(yùn)輸及環(huán)月軌道航天員和載荷轉(zhuǎn)移。從中可以推導(dǎo)出新一代載人飛船除具備航天器基本功能外,還需具備載人、返回與回收、交會(huì)對(duì)接、組合體控制等任務(wù)增加的功能。在進(jìn)行功能模塊聚合,形成承載與密封、能源管理、信息管理、姿軌控、載人環(huán)境和回收著陸6大類功能模塊。

將6大類功能模塊結(jié)合任務(wù)分工和方案優(yōu)化(如電氣一體化等)確定對(duì)應(yīng)的系統(tǒng)架構(gòu)和分系統(tǒng)組成,實(shí)現(xiàn)航天器系統(tǒng)正向的一體化設(shè)計(jì)。圖6通過塊定義圖給出了新一代載人飛船的分系統(tǒng)初步組成,并自動(dòng)生成內(nèi)部塊圖中各分系統(tǒng)的組成,通過連線定義系統(tǒng)總體的各分系統(tǒng)間的機(jī)、電、信息、熱等接口和連接關(guān)系,作為分系統(tǒng)人員進(jìn)行分系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)的輸入和約束。

圖6 分系統(tǒng)組成及接口關(guān)系Fig.6 Subsystem composition and interface relations

系統(tǒng)總體完成各分系統(tǒng)組合和接口關(guān)系定義后,將各分系統(tǒng)的外部接口和框架下發(fā)給各分系統(tǒng)進(jìn)行方案設(shè)計(jì)。以GNC分系統(tǒng)為例,在圖11的基礎(chǔ)上可以開展GNC分系統(tǒng)內(nèi)部組成和單機(jī)間接口設(shè)計(jì),建立GNC分系統(tǒng)內(nèi)部塊圖,并滿足分系統(tǒng)外部接口約束。完成GNC分系統(tǒng)方案內(nèi)部塊圖建模后,可利用內(nèi)部塊圖模型和WhiteBox ICD Table自動(dòng)生成各單機(jī)設(shè)備的接口表,初步形成型號(hào)研制所需要的單機(jī)接口數(shù)據(jù)表單(IDS)。

同時(shí),可以賦予系統(tǒng)架構(gòu)物質(zhì)、能量、信息等描述,比傳統(tǒng)方式承載更多信息,可以利用參數(shù)圖進(jìn)行分系統(tǒng)技術(shù)指標(biāo)的分解和仿真驗(yàn)證。例如分系統(tǒng)的質(zhì)量分配,可以用參數(shù)圖建立分系統(tǒng)與其單機(jī)設(shè)備質(zhì)量的關(guān)聯(lián)關(guān)系。

與GNC分系統(tǒng)同樣的建模流程,可以建立推進(jìn)分系統(tǒng)方案的內(nèi)部塊圖模型。圖7給出了月面著陸器推進(jìn)分系統(tǒng)組成傳統(tǒng)Visio圖描述方式和基于SysML模型(內(nèi)部塊圖模型)的描述方式,重點(diǎn)對(duì)比了推進(jìn)分系統(tǒng)4臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的描述。相對(duì)于傳統(tǒng)描述,基于模型可賦予發(fā)動(dòng)機(jī)與閥門的氧化劑、燃燒劑和增壓流量壓力等物理量,以及發(fā)動(dòng)機(jī)噴口溫度和產(chǎn)生的力?；谀Ｐ偷拿枋龅牟蛔闶悄壳皢螜C(jī)設(shè)備圖標(biāo)比較單一,如果載入原Visio圖中的單機(jī)圖標(biāo),模型可讀性會(huì)更強(qiáng),設(shè)計(jì)師也可以無縫切換。

圖7 推進(jìn)分系統(tǒng)的架構(gòu)模型和傳統(tǒng)方式對(duì)比Fig.7 Comparison between architecture model ofthe propulsion subsystem and the traditional approach

此外,還可基于系統(tǒng)架構(gòu)模型的內(nèi)部塊圖,通過活動(dòng)圖進(jìn)行指令發(fā)送,開展動(dòng)態(tài)邏輯仿真,可以多維度展示單機(jī)設(shè)備間力熱電信息傳輸關(guān)系、單機(jī)當(dāng)前狀態(tài)以及行為當(dāng)前步驟。

5 系統(tǒng)仿真驗(yàn)證

前幾節(jié)中建立的需求模型、系統(tǒng)行為模型和系統(tǒng)架構(gòu)模型均為SysML模型,若不調(diào)用外部算法,則只能進(jìn)行邏輯仿真和簡(jiǎn)單計(jì)算。載人月球探測(cè)航天器是復(fù)雜系統(tǒng),存在機(jī)電熱信息多學(xué)科信息間的交叉,制造實(shí)體物理樣機(jī)周期長(zhǎng)、成本高,因此需要利用多學(xué)科聯(lián)合仿真進(jìn)行復(fù)雜產(chǎn)品虛擬樣機(jī)的分析。在接近實(shí)際飛行物理環(huán)境的虛擬環(huán)境下驗(yàn)證設(shè)計(jì)方案,暴露系統(tǒng)級(jí)、分系統(tǒng)、單機(jī)級(jí)功能性能設(shè)計(jì)問題。為此,可參照SysML架構(gòu)模型搭建Modelica多學(xué)科仿真體系,對(duì)航天器系統(tǒng)的參數(shù)進(jìn)行仿真驗(yàn)證,確保參數(shù)合理、方案可行。Modelica多學(xué)科仿真相對(duì)傳統(tǒng)專業(yè)仿真,能夠進(jìn)行機(jī)電熱信息和姿軌耦合聯(lián)動(dòng)的系統(tǒng)級(jí)仿真,發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)涌現(xiàn)性問題,更加全面準(zhǔn)確,如可以實(shí)時(shí)仿真飛行全過程中航天器的能量平衡和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑消耗問題。其不足為僅能進(jìn)行一維仿真,不能進(jìn)行場(chǎng)域的三維仿真。

目前簡(jiǎn)單的SysML模型可以直接保存成.mo文件轉(zhuǎn)換為Modelica模型。對(duì)于規(guī)模大的復(fù)雜SysML模型,采用人工對(duì)照的方式進(jìn)行建模。SysML模型和Modelica模型接口描述的顆粒度不一致,SysML描述接口完備性,可粗可細(xì),可以細(xì)到電連接器級(jí),以便生成IDS;Modelica需要根據(jù)整體仿真速度進(jìn)行適當(dāng)優(yōu)化調(diào)整,只用做到邏輯級(jí),因此復(fù)雜SysML模型最好采用人工對(duì)照進(jìn)行建模。

為了便于系統(tǒng)總體和分系統(tǒng)開展Modelica的協(xié)同建模和集成,系統(tǒng)總體在建模之初需要制定實(shí)施方案,如圖8所示。1)系統(tǒng)總體制定分系統(tǒng)建模要求、單機(jī)接口模型庫和系統(tǒng)總體仿真架構(gòu);2)系統(tǒng)總體根據(jù)架構(gòu)開展機(jī)電熱信息4大總體建模;3)分系統(tǒng)根據(jù)分系統(tǒng)建模要求、單機(jī)接口模型庫以及自身方案搭建分系統(tǒng)模型;4)系統(tǒng)總體依據(jù)4大總體模型提煉出分系統(tǒng)測(cè)試模型;5)分系統(tǒng)將自身模型與系統(tǒng)總體提供的測(cè)試模型連接仿真,驗(yàn)證其接口和功能性能正確性;6)分系統(tǒng)模型驗(yàn)證無誤后,集成到系統(tǒng)總體模型中,形成整個(gè)航天器的多學(xué)科Modelica模型,并進(jìn)行仿真和調(diào)試,開展多工況仿真。

圖8 Modelica建模實(shí)施方案Fig.8 Modelicamodeling implementation

其中,系統(tǒng)總體模型包括機(jī)電熱信息4大總體模型:1)機(jī)械與動(dòng)力學(xué)總體模型負(fù)責(zé)收集各分系統(tǒng)的質(zhì)量慣量信息、航天器外力,輸出實(shí)時(shí)姿軌信息;2)熱總體模型負(fù)責(zé)收集各分系統(tǒng)熱流,通過熱控分系統(tǒng)溫度計(jì)算后,通過熱總體反饋熱流到各分系統(tǒng);3)信息總體模型將測(cè)控分系統(tǒng)及數(shù)管分系統(tǒng)的指令發(fā)送到各分系統(tǒng)中;4)能源總體模型收集電源分系統(tǒng)的供電電流,分配到各分系統(tǒng)電接口中。各分系統(tǒng)模型分別有機(jī)電熱信息接口,通過通信模塊與系統(tǒng)總體模型連接進(jìn)行同步數(shù)據(jù)交互。分系統(tǒng)模型提交前,在4大總體的測(cè)試模型中進(jìn)行調(diào)試無誤后,才能接入最終的系統(tǒng)總體模型。系統(tǒng)總體模型通過多個(gè)通信模塊可以連接航天器所有分系統(tǒng),形成航天器系統(tǒng)級(jí)Modelica仿真模型。

基于整個(gè)航天器系統(tǒng)級(jí)Modelica仿真模型,通過飛行程序驅(qū)動(dòng)開展系統(tǒng)級(jí)功能仿真驗(yàn)證,完成系統(tǒng)功能和參數(shù)的評(píng)估,分系統(tǒng)間接口協(xié)調(diào)與匹配性驗(yàn)證,確保系統(tǒng)整體方案可行、指標(biāo)分配合理、功能基線正確。圖9描述了新一代載人飛船和月面著陸器完成奔月過程環(huán)月交會(huì)對(duì)接后,船器組合體環(huán)月飛行過程的多學(xué)科仿真數(shù)據(jù)。其輸入量為船器組合體在環(huán)月飛行初始時(shí)刻(UTCG)各單機(jī)機(jī)電熱特性初值、推進(jìn)劑剩余量、初始軌道姿態(tài)參數(shù),設(shè)置仿真時(shí)間和步長(zhǎng),進(jìn)行環(huán)月飛行多學(xué)科仿真,并實(shí)時(shí)輸出船器組合體的姿態(tài)軌道信息及各單機(jī)設(shè)備的質(zhì)量、信息指令、溫度、熱流、用電功率以及電源分系統(tǒng)的發(fā)電功率等機(jī)電熱信息特性數(shù)據(jù)。

圖9 航天器機(jī)電熱信息多學(xué)科聯(lián)動(dòng)仿真Fig. Spacecraft multidisciplinary interaction simulation with mechanics, electricity, thermology and information

環(huán)月飛行過程發(fā)送的信息指令,用于控制新一代載人飛船的各項(xiàng)動(dòng)作。通過飛行程序設(shè)置其姿控模式和組合體軌道維持變軌,并傳輸?shù)綔y(cè)控通信分系統(tǒng),由數(shù)管分系統(tǒng)進(jìn)行識(shí)別和分發(fā),通過信息總體模型傳送到對(duì)應(yīng)分系統(tǒng)的信息接口上。

圖9(a)為環(huán)月飛行過程組合體在月心慣性系下的三軸位置數(shù)據(jù),也可同步輸出姿態(tài)數(shù)據(jù)。機(jī)械與動(dòng)力學(xué)總體模型根據(jù)初始的質(zhì)量、軌道、姿態(tài)和當(dāng)前發(fā)動(dòng)機(jī)推力數(shù)據(jù),通過自身的地月動(dòng)力學(xué)軌道模型和姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型,推導(dǎo)下一時(shí)刻的質(zhì)量、軌道、姿態(tài)以及太陽方位矢量數(shù)據(jù),并傳輸?shù)礁鞔蠓窒到y(tǒng)。

圖9(b)為新一代載人飛船2塊太陽翼的發(fā)電功率,其實(shí)時(shí)考慮月球陰影及自身艙體遮擋影響,發(fā)電功率呈現(xiàn)周期性。電源分系統(tǒng)接收機(jī)械與動(dòng)力學(xué)總體模型的太陽方位矢量,計(jì)算太陽翼光照遮擋關(guān)系和發(fā)電功率,并通過能源總體模型將電流分配到不同的分系統(tǒng)中,平衡發(fā)電功率和用電功耗。

圖9(c)為新一代載人飛船設(shè)備溫度曲線,設(shè)備溫度最后均趨于穩(wěn)定。熱控分系統(tǒng)接收軌道、姿態(tài)和太陽方位矢量數(shù)據(jù),計(jì)算外熱流,通過熱總體模型收集各分系統(tǒng)的熱耗,進(jìn)行熱平衡計(jì)算并將控后熱流通過熱總體模型傳送到各分系統(tǒng)中實(shí)現(xiàn)溫度控制。

通過此工況仿真可以確定組合體環(huán)月飛行過程是否能量平衡和熱平衡,從而判斷電源分系統(tǒng)和熱控分系統(tǒng)的性能參數(shù)是否滿足任務(wù)需求。

6 技術(shù)要求分解

經(jīng)仿真確認(rèn)后,將功能、性能需求進(jìn)行條目化分解,同時(shí)結(jié)合航天器設(shè)計(jì)固有的接口要求、通用要求,形成總體對(duì)分系統(tǒng)的需求,構(gòu)建系統(tǒng)需求模型,按照分系統(tǒng)共分解出1 500余條分系統(tǒng)技術(shù)要求,并與工程總體需求形成追溯關(guān)系,如圖10所示。

圖10 航天器分系統(tǒng)技術(shù)要求Fig.10 Technical requirements of spacecraft subsystems

以電子信息分系統(tǒng)為例,按照第1節(jié)中圖4所示的需求分解流程,首先提取工程總體需求中涉及電子信息方面的需求,并進(jìn)行分解和精化,形成第1部分電子信息需求;其次,根據(jù)第3節(jié)飛行方案中的飛行動(dòng)作模型,推導(dǎo)出完成該動(dòng)作需要的電子信息方面的需求,形成第2部分電子信息需求;最后,加入電子信息方面的通用需求和各類規(guī)范要求,形成第3部分電子信息需求,從而綜合形成電子信息分系統(tǒng)的技術(shù)要求,并建立條目化需求模型。以模型為載體來承載分系統(tǒng)技術(shù)要求,當(dāng)需要查看報(bào)告時(shí)由模型自動(dòng)生成文檔。技術(shù)要求需要修改時(shí),只能在模型中進(jìn)行修改再重新生成文檔,保證數(shù)據(jù)的同源性。

當(dāng)分系統(tǒng)接收系統(tǒng)總體的技術(shù)要求作為輸入,按照以上步驟進(jìn)行分解則可得出分系統(tǒng)對(duì)單機(jī)的技術(shù)要求,形成分系統(tǒng)級(jí)需求追溯和關(guān)聯(lián)。進(jìn)而,可自動(dòng)生成工程總體需求→系統(tǒng)總體需求→分系統(tǒng)需求→單機(jī)需求的多層需求追溯關(guān)系,便于后續(xù)需求變更的影響域分析。

7 結(jié) 論

本文基于SysML和Modelica語言將載人月球探測(cè)航天器正向設(shè)計(jì)過程按照需求、行為、架構(gòu)、仿真驗(yàn)證和技術(shù)要求分解5個(gè)步驟,進(jìn)行了方法應(yīng)用的初步探討,為后續(xù)其它航天器的MBSE應(yīng)用提供參考。

1)利用SysML的需求圖進(jìn)行工程總體級(jí)需求分解,并建立工程總體需求與系統(tǒng)總體需求之間的追溯關(guān)系;

2)利用SysML的狀態(tài)機(jī)圖、活動(dòng)圖和序列圖建立載人月球探測(cè)航天器的正常和應(yīng)急飛行方案模型并對(duì)關(guān)鍵環(huán)節(jié)進(jìn)行動(dòng)態(tài)時(shí)序仿真,同時(shí)分析大系統(tǒng)接口關(guān)系;

3)結(jié)合需求和行為分析得到功能模塊,在塊定義圖中進(jìn)行航天器架構(gòu)建模,分解出各分系統(tǒng),并利用內(nèi)部塊圖分析分系統(tǒng)之間的接口關(guān)系,形成接口模型;

4)基于SysML模型構(gòu)建Modelica仿真模型,對(duì)飛船總體參數(shù)技術(shù)指標(biāo)進(jìn)行仿真驗(yàn)證,確保參數(shù)合理、方案可行;

5)基于模型下達(dá)分系統(tǒng)技術(shù)要求并自動(dòng)生成文檔,同時(shí)可基于需求模型建立多級(jí)需求之間的追溯和關(guān)聯(lián)關(guān)系,便于后續(xù)影響域分析。

總結(jié)載人月球探測(cè)航天器方案階段的MBSE全流程應(yīng)用經(jīng)驗(yàn),MBSE方法相對(duì)傳統(tǒng)方式可以全面驗(yàn)證工程總體需求是否100%覆蓋,并建立追溯關(guān)系;系統(tǒng)行為建模和架構(gòu)建?？啥嗑S度展現(xiàn)航天器方案特性,并通過動(dòng)態(tài)仿真驗(yàn)證邏輯正確性;多學(xué)科仿真驗(yàn)證可驗(yàn)證航天器機(jī)電熱信息特性耦合情況下的系統(tǒng)級(jí)功能性能仿真,在投產(chǎn)前全面確認(rèn)總體方案可行性。同時(shí),MBSE方法也存在一些問題需要完善解決,如多學(xué)科系統(tǒng)仿真算力要求高、模型版本管控和傳遞問題、大規(guī)模模型協(xié)同建模匹配問題等。