呂建偉,劉 欣,楊 勇

(中國運載火箭技術研究院 研發(fā)中心,北京 100076)

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美國航天器熱設計建模仿真標準分析及啟示

呂建偉,劉 欣,楊 勇

(中國運載火箭技術研究院 研發(fā)中心,北京 100076)

介紹了NASA于2008年發(fā)布的NASA-STD-7009建模與仿真標準。此標準內(nèi)容包括項目管理、模型發(fā)展、仿真執(zhí)行、結果驗證及不確定量分析、推薦學習案例、訓練方法、建模及仿真可信度評估、結果報告八個方面，對仿真建模過程建立了一系列可靠性評估方法，提升仿真結果的可信度和支撐項目的決策。基于噴氣推進實驗室(JPL)的火星探路者(MER)探測器熱設計案例，闡述了建模及仿真可信度評估中可信度評估因子分類、等級、打分方法，以及評估打分結果應用等過程。結合我國航天發(fā)展的需求，提出了相關標準建立、可信度評價體系發(fā)展和軟件基礎提升等建議，可為后續(xù)的相關研究和應用提供參考。

航天器； 熱設計； 建模與仿真； NASA-STD-7009建模與仿真標準； 風險評估； 可信度因子； 火星探路者探測器

0 引言

航天器熱設計建模仿真可分析不同熱控措施的效果，既能滿足總體設計過程快速迭代的要求，又可節(jié)省大量試驗費用的作用，對建模仿真的可靠性提出極嚴格的要求。目前，隨著空間探索的加速發(fā)展，認識到通過建立數(shù)學模型及仿真分析開展工作的狀況呈現(xiàn)更多、更復雜的趨勢，特別是項目需做重大決策的關鍵時刻，建模及仿真分析提供的結果是否可信至關重要。因此，需制定一個確保建模及仿真過程可信的標準方法，為項目論證、研制乃至應用階段的決策者提供保證。2008年，NASA發(fā)布了一份關于建模及仿真過程的標準(NASA-STD-7009)[1]。此標準內(nèi)容涵蓋了項目管理、模型發(fā)展、仿真執(zhí)行、結果驗證及不確定量分析、訓練方法、推薦學習案例、建模及仿真可信度評估、結果報告八個部分。美國噴氣推進實驗室(JPL)參與了該標準的制訂與研究，并首先應用于火星探路者(MER)巡航階段熱設計等項目的研制[2]。目前，該標準中的一系列驗證及評估等方法被食品藥品監(jiān)督管理局(FDA)、美國國立衛(wèi)生研究院(NIH)、美國機械工程師協(xié)會(ASME)借鑒并廣泛采用。本文結合JPL實驗室的一個MER熱設計案例，介紹了該標準的建模及仿真可信度評估。

1 航天器熱設計建模及仿真風險評價必要性

目前，建模及仿真分析是航天器熱設計過程中的重要工作之一，該工作產(chǎn)生的結果甚至直接對項目決策產(chǎn)生重要的影響[3]。因此，需要對建模及仿真分析造成的風險進行評估，建模及仿真風險評估矩陣見表1。 表中：R代表紅色區(qū)域，該區(qū)域意味建模及仿真分析非常重要，一旦結果出現(xiàn)問題將對項目產(chǎn)生災難性后果；Y代表黃色區(qū)域，該區(qū)域意味建模及仿真分析較為重要，一旦結果出現(xiàn)問題將對項目造成較嚴重的影響；G代表綠色區(qū)域，該區(qū)域意味建模及仿真分析對決策的影響微小。

表1 建模及仿真風險評估

目前，高低溫工況是熱控工程師在航天器熱分析建模與仿真過程中作為熱設計余量分析的基本概念。高低溫工況代表了熱分析建模及仿真結果的上、下邊界。但考慮建模及仿真分析中的各種不確定因素可能會造成相應的誤差，熱分析建模及仿真分析的溫度必然是一個近似的結果。如航天器熱分析中，熱交換的因素(內(nèi)部結構緊湊、形狀特殊，使各部分間換熱極為復雜，同時還有隨時間變化的內(nèi)、外熱源影響)、不確定的重要熱物參數(shù)(熱容、熱耗、表面光學特性、接觸熱阻等)等的疊加，必然成為熱分析建模及仿真過程中的影響因素。為保證熱設計的可信度，熱分析過程一般還應在熱設計上、下邊界留有一定余量。余量范圍(一般表現(xiàn)為建模及仿真的溫度結果不確定性)常通過敏感性分析進行估計。

過去，模型和仿真結果的可信度是通過高低溫工況的溫度范圍余量與允許的飛行溫度比較進行評估的，如圖1所示。根據(jù)上述分析，余量足夠大不一定能保證決策足夠安全，余量也不能代表影響可靠性的全部因素。此外，還有能量平衡、熱流的流動圖，以及試驗數(shù)據(jù)換算等多種檢查方法和仿真可信度的方法。

圖1 目前JPL熱設計要求Fig.1 JPL’s current thermal design requirements

但在多數(shù)情況下，對模型及仿真結果的解讀常通過工程師進行，沒有針對模型及仿真結果本身可信度的評估。顯然，這在工程師與決策者間的溝通過程中摻雜了過多主觀與客觀的相互作用。

2 NASA-STD-7009標準應用分析

2.1 火星探測器及任務

為尋找火星上液態(tài)水存在的痕跡，美國于2003年6、7月，先后發(fā)射了勇氣號(Spirit)和機遇號(Opportunity)的火星探測器。在經(jīng)歷了約7個月的飛行，兩個探測器順利到達了火星表面。它們的設計借鑒了1996年發(fā)射的火星探路者探測器的成功經(jīng)驗，包括了巡航級、著陸防護系統(tǒng)、著陸器和火星車四個部件，如圖2所示?；鹦翘綔y器幾何數(shù)學模型及實物如圖3所示。

圖2 火星探測器配置Fig.2 MER flight system configuration

圖3 火星探測器幾何數(shù)學模型及實物Fig.3 MER flight system and geometric math model (GMM)

2.2 探測器巡航級熱設計

在從地球飛向火星的途中，巡航級提供姿態(tài)控制、動力及電能。火星車被包覆在著陸防護系統(tǒng)中，提供飛行計算和通信功能。巡航熱設計的核心是熱排散系統(tǒng)(HRS)。這是一個單相機械泵流體回路，工質為CFC-11，位于巡航級。巡航段的主要熱源來自通信系統(tǒng)硬件、電池中6個放射性同位元素加熱單位(RHUs)，以及位于火星車內(nèi)的電子加熱設備(WEB)。流體回路將火星車的廢熱輸送至巡航級外部的輻射散熱器排散。

吸收了火星探路者熱設計的經(jīng)驗，巡航級動力系統(tǒng)的熱設計具備了新特點：飛行軟件控制加熱器，而不是機械的雙金屬自動調(diào)溫器；設置8個不同的加熱分區(qū)，而不是采用統(tǒng)一、均勻的加熱分區(qū)。每個控制區(qū)域有加熱器防止單點失效域2個。飛行軟件能控制16路加熱器，并設置了觸發(fā)設定裝置防止同一區(qū)域的兩路加熱器同時工作。采用雙金屬自動調(diào)溫器控制的加熱器用于飛行器其他需要控溫的區(qū)域。在太陽敏感器、太陽陣結構、輻射器上的特定加熱裝置用于維持允許的飛行溫度范圍。巡航階段的電子模塊(CEM)需要一個輻射散熱器以滿足不斷變化的功率的需求。隔熱組件用于多數(shù)的巡航級硬件，單層的隔熱組件用于防熱外殼減少熱損失。

2.3 探測器巡航級熱分析模型

巡航階段熱模型包括：幾何數(shù)學模型(GMM)，確定探測器的輻射耦合及環(huán)境加熱；熱數(shù)學模型(TMM)，確定探測器的溫度。火星探測器模型及實物如圖4所示。

圖4 火星探測器熱模型及實物Fig.4 MER CS flight system and thermal model

2.4 建模及仿真可信度評估

2.4.1 可信度評估因子分類

根據(jù)NASA-STD-7009標準，可信度的評估由三大類共8個因子組成，分別是模型建立類(驗證、確認)、仿真操作類(模型輸入表、結果的不確定性、結果的魯棒性)及其他類(應用歷史、模型及仿真管理、人員資格)。每個評估因子相互獨立，并能進行客觀的評估(分為5個等級)。8個因子說明如下。

a)正確性：模型建立及測試是否正確？數(shù)值的誤差是什么？

b)有效性：模型及仿真結果是否合理、有效？

c)模型輸入：目前輸入數(shù)據(jù)是否可靠？

d)結果的不確定性：當前模型及仿真結果中的不確定度是多少？

e)結果的魯棒性：當前模型及仿真結果的敏感性如何獲得？

f)應用歷史：當前模型及仿真是否應用過？

g)模型及仿真管理：如何很好地管理模型及仿真的過程？

h)人員資格：人員具備的資格？

其中，模型建立類(包括正確性和有效性)、仿真操作類(包括模型輸入、結果的不確定性、結果的魯棒性)因子還包括同行技術評價子因子。

2.4.2 可信度評估因子等級

根據(jù)NASA-STD-7009定義，可信度因子等級的評估見表2。

2.4.3 可信度評估打分方法

根據(jù)NASA-STD-7009定義，可信度因子的打分規(guī)則為：權重為[0，1]；每個因子的所有子因子之和為1；每個因子的技術評估權重不大于0.3。

對火星探測器巡航級熱設計進行打分，正確性的打分結果見表3。 每項因子按照上述表格打分后，匯總得到總分數(shù)，總分按全部因子最低的分數(shù)計算，見表4。 8個因子打分后，用雷達圖可直觀顯示每個因子的分布，如圖5所示。

表3 單項因子卷積打分

表4 全部因子總得分

圖5 因子分數(shù)雷達圖Fig.5 Radar pot for factor scores

表2 可信度因子等級的評估分數(shù)

2.4.4 評估打分結果應用

可信度評估分數(shù)作為可供決策的依據(jù)，需通過閾值的設置進行判斷。一般，影響模型及仿真可信度閾值的因素有：所從事項目全壽命周期變化；依賴于決策風險的嚴重程度。

一般，若可信度評估分數(shù)大于/等于閾值，則可信度評估的8個因子均滿足條件，模型及仿真分析的結果完全可使用；若可信度評估分數(shù)低于閾值但不低于閾值0.5，則認為可信度評估評估因子在可信度要求的范圍，建模及仿真結果可使用；若可信度評估分數(shù)低于閾值0.5但不低于閾值1.0，則建模及仿真結果需謹慎使用；若可信度評估分數(shù)低于閾值1.0，則建模及仿真結果不推薦使用(如圖6所示)。根據(jù)上述原則，若本案例模型及仿真的可信度閾值為3.0，由上述可信度評估結果1.7，可認為所用模型及仿真分析結果的可信度太低，不推薦應用，需對模型的魯棒性進行改進。

圖6 評估結果的應用Fig.6 Application of assessment results

綜上，NASA-STD-7009標準用途是確保建模及仿真的可信度，并將信息正確的傳遞給決策者。本文結合火星探測器的案例主要介紹了模型及仿真可信度的評估方法(即該標準的第7部分)。

該標準的具體要求涵蓋項目管理；模型建立；仿真分析；驗證、確認及不確定量；推薦練習案例；訓練方法；可信度評估；建模及仿真結果分析報告8個方面。此外，為更好地貫徹執(zhí)行該標準，NASA還發(fā)布了《NASA-HDBK-7009建模及仿真標準輔導手冊》，建立了基于表單的可信度管理方法。目前，在JPL內(nèi)部的Voyager，Galileo，Cassini等重要任務的建模及仿真過程中均采用了與此標準的主要目標完全一致的要求。

3 結束語

本文以JPL試驗室的一個火星探測器熱設計為案例，介紹了NASA建模及仿真的標準。通過分析其實施過程，發(fā)現(xiàn)它不但有助于提升建模及仿真分析提供的結果可信度，而且能以量化的方式為項目決策提供有效的支撐。結合我國航天發(fā)展的需求，可考慮采取以下措施。第一，為提高在未來航天型號設計方面軟實力，可建立具有我國航天特色的熱設計建模及仿真的標準規(guī)范。建模及仿真分析能力作為型號設計“軟實力”，在未來航天型號研制過程中所占比重將逐漸加大。特別是在事關項目決策的關鍵時刻，建模及仿真的重要作用日益凸顯。因此，應建立具中國航天特色的熱設計建模及仿真的標準規(guī)范，盡量涵蓋技術與管理兩條線，摒棄以主觀經(jīng)驗為主的結果評估，確保建模及仿真分析結果在決策過程中有高可信度。第二，可信度評估權重模型與計算打分方法是建立統(tǒng)一模型及仿真分析標準的關鍵，應根據(jù)實際情況確立合適的可信度評估體系?？尚哦仍u估體系涉及模型發(fā)展及維護、仿真過程執(zhí)行、結果分析及展示、模型及仿真訓練方法、標準學習案例、建模及仿真可信度評估方法、建模及仿真結果分析報告等。熱控制是航天型號研制過程中決定航天器工作任務成敗的重要、必不可少的技術保障系統(tǒng)之一，須建立相關的可信度評估權重模型、計算打分方法和規(guī)范，全面形成可信度評估體系，為航天器熱設計及優(yōu)化提供可靠的支撐。第三，積極開展基礎的熱分析應用軟件研究，重視自主熱分析建模及仿真軟件工具的可信度。過去40年航天熱設計的經(jīng)驗表明：高可信度的軟件是開展熱設計的基礎。隨著我國空間探索的加速發(fā)展，一方面可通過熱分析軟件在項目中的應用，不斷驗證軟件的有效性，另一方面開展熱分析應用軟件的基礎研究，進一步提高軟件工具自身的魯棒性，最終不斷提高熱分析建模及仿真的可信度。

[1] RYSCHKEWITSCH M G. NASA-STD-7009 standards for models and simulations[S]. NASA, 2008.

[2] ARTURO A. JPL thermal design modeling philosophy and NASA-STD-7009 standard for models and simulations——a case study[R]. AIAA, 2011-5268, 2011.

[3] GILMORE D G. Spacecraft thermal control handbook (Volume I)[M]. EL Segundo: The Aerospace Press, 2002.

American Standards Analysis of Models and Simulations for Spacecraft Thermal Design

LV Jian-wei, LIU Xin, YANG Yong

(Research & Development Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)

The NASA-STD-7009 standard for models and simulations released by NASA in 2008 was introduced in this paper. The standard covered 8 parts which were program and project management, models, simulations and analyses, verification and validation as well as uncertainty quantification, recommended practices, training, credibility assessment, and reporting results to decision makers. The series credibility assessment methods were established for M & S to improve the credibility of the simulation results and support the decision of the program. Based on a sample of thermal control system M&S activity for Mars Exploration Rover (MER) of JPL, the classification, level, grading of the credibility factor in evaluation were introduced, and so was the application of the evaluation result. Based on our spaceflight developments requirements, the suggestions on standard establishment, credibility assessment and technique foundation were put forward, which could be served as the reference for relative studies and applications.

Spacecraft; Thermal design; Models and simulations; NASA-STD-7009 standard for models and simulations; Risk assessment; Credibility factor; Mars Exploration Rover

1006-1630(2016)04-0119-05

2016-04-28；

2016-06-02

呂建偉(1978—)，男，博士，高級工程師，主要研究方向為航天器熱控制設計及優(yōu)化。

TP391.9； T-651

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.04.020