焦洪臣,雷 勇,張宏宇,張國斌,王耀東

(中國空間技術研究院遙感衛(wèi)星總體部,北京 100094)

0 引 言

系統(tǒng)工程理論和方法已用于工業(yè)、農業(yè)、航空航天、社會等多個領域,并取得了重要應用成果,其中載人航天、深空探測、北斗導航等重大航天任務的圓滿完成就是系統(tǒng)工程的成功應用[1-3]。航天器任務具有系統(tǒng)組成復雜、設計約束苛刻、設計與驗證周期長、任務風險高、系統(tǒng)成本高、可靠性要求高等特點,因此航天器任務的設計、研制和測試驗證尤為重要[4-5]。傳統(tǒng)航天器研制主要采用基于文檔的系統(tǒng)工程方法,以自然語言描述系統(tǒng)設計、傳遞系統(tǒng)指標和要求等[6-7],該方式具有諸多不便:① 自然語言描述的設計文檔一致性差、很難保證準確性;② 自然語言容易引入模糊描述語句,很難消除二義性;③ 文本描述的設計內容之間無法產生追溯和關聯關系,出現設計變更時易出現變更傳遞不到位以及影響域分析不充分的情況;④ 設計方案與詳細設計階段和產品研制階段的模型無直接關聯;⑤ 系統(tǒng)驗證無法與系統(tǒng)設計緊密對應和關聯。因此,迫切需要引入基于模型的系統(tǒng)工程(model based system engineering,MBSE)理論和方法。

MBSE概念由系統(tǒng)工程國際委員會提出,以SysML(systems modeling language)作為建模語言,是系統(tǒng)工程領域的一種基于模型表達和驅動的方法[8-11]。該方法將模型作為描述系統(tǒng)的信息載體,從概念設計階段開始支撐系統(tǒng)的需求分析、功能與系統(tǒng)架構設計、參數分析、系統(tǒng)仿真驗證與確認等活動,貫穿系統(tǒng)全生命周期[12-16]。MBSE概念提出后,美國航空航天局、洛克希德·馬丁、達索等歐美企業(yè)紛紛積極開展對MBSE的研究,并逐步在多個航天器任務的不同階段進行了應用[17-19]。經過歐美對MBSE理論和方法的實踐,證明其可顯著提升航天器任務的經濟可承受性,縮短了開發(fā)時間,有效管理系統(tǒng)的復雜性,提升了整體質量水平[20-22]。通過國內外MBSE的研究探索和應用實踐,表明MBSE是解決目前航天器設計與研制中協同設計、綜合集成仿真以及全流程數字化研制與飛行驗證的最佳解決途徑[23-27]。

然而,不同于傳統(tǒng)汽車、飛機等工程成熟度極高的行業(yè),航天器具有參考樣本少、設計約束性強、型號間差異性大等突出特點,航天器設計與特定任務需求強耦合[28-29]。同時,航天器系統(tǒng)的規(guī)模大,技術難度高,難以通過全物理試驗驗證并完善設計,對可靠性又存在苛刻要求[30]。因此,在MBSE模型體系和設計流程等方面,需針對航天器任務特點進行特異化調整,重點解決航天器在軌任務規(guī)劃與編排模擬、星上任務流與數據流仿真等任務效能評估分析和演示難題,后續(xù)可進一步結合星載實物產品,在航天器研制所必經的大型空間環(huán)境模擬試驗中,開展航天器設計、研制、在軌運控等階段的基于MBSE的數字化半物理仿真。

本文對MBSE方法在航天器設計中的應用進行了探索,同時以一個假想的月球水資源探測任務為例詳細講述了MBSE方法在航天器任務分析、系統(tǒng)架構和行為設計、約束條件分析以及仿真驗證等階段的應用。

1 模型體系與設計流程

1.1 航天器任務MBSE模型體系

采用MBSE方法支撐航天器研制,需要建立完整的模型體系,包括需求模型、功能模型、架構模型、產品模型、工藝模型以及驗證模型，各類模型間的相互關系如圖1所示。各類模型在航天器設計階段可用于航天器的需求定義、工作模式定義、指標分配、系統(tǒng)功能定義、體系結構定義、接口定義、系統(tǒng)仿真分析等,在航天器研制階段用于硬件設計研制、軟件設計研制、系統(tǒng)集成測試驗證等,在航天器在軌飛行階段用于在軌飛行支持、在軌操作模擬以及數字伴飛。

圖1 系統(tǒng)模型體系及相互關系Fig.1 System-model system and its relationships

由此可見,MBSE模型可為航天器研制的全過程提供統(tǒng)一的基礎支撐,不僅是各階段研制工作的基礎,還是航天器總體、分系統(tǒng)、單機、軟件以及地面測試相關產品研制的基礎。通過統(tǒng)一的模型打通了各階段、各系統(tǒng)、產品之間的接口,實現了基于模型的航天器協同設計與研制。

1.2 基于MBSE的航天器設計流程

基于MBSE的航天器系統(tǒng)研制過程包括需求分析、方案設計、詳細設計、產品制造、總裝集成、系統(tǒng)測試、在軌運行等,通過建立各個研制過程對應的MBSE模型,可實現航天器基于模型的全流程研制,如圖2所示。

在需求分析階段,通過建立航天器需求模型,可實現對系統(tǒng)需求、使用模式、約束條件的分析,并可進行早期航天器系統(tǒng)的運行仿真驗證。在方案設計階段,通過建立與需求模型相關聯的系統(tǒng)功能模型和架構模型,可實現對航天器的結構、功能和功能分配情況的準確描述,并可在此基礎上開展全系統(tǒng)的功能聯合仿真驗證。在詳細設計階段,通過建立產品模型、工藝模型作為軟、硬件產品研制的輸入,用于產品的研制和生產。在總裝集成階段,可通過工藝模型和產品模型開展虛擬裝配與操作仿真。在測試試驗階段,以功能模型、架構模型、產品模型為基礎,輔助建立地面測試驗證系統(tǒng),或開展虛擬/數字化測試與驗證。航天器在軌運行階段,需求模型、功能模型以及產品模型可用于航天器在軌運行任務模式仿真和使用培訓等。

基于MBSE的航天器研制是以模型為核心,通過對跨學科的專業(yè)知識統(tǒng)一表示來支撐航天器復雜的研制過程,強調的是系統(tǒng)工程各過程中信息傳遞的模型化,需求、設計、產品研制、測試、在軌運行等所有環(huán)節(jié)都依靠統(tǒng)一的模型緊密聯系。各類模型所能實現的功能如表1所示。

圖2 采用MBSE方法的航天器系統(tǒng)研制流程Fig.2 Development process of spacecraft system using MBSE method

表1 航天器MBSE的模型功能Table 2 Functions of spacecraft MBSE models

2 月球水資源探測任務MBSE建模

為驗證上述基于模型的航天器研制方法的有效性,本文建立了如下假想任務:為了人類能夠長期安全的在月球表面生活和進行科學研究,需要對月球極地區(qū)域內或附近的永久陰影區(qū)域(permanently shaded region,PSR)進行水資源的探測和分析,以最大可能利用月球本身的原位資源。

針對此假想任務,擬設計一種月球探測器,用來對PSR區(qū)域進行水資源的探測、采集和分析,設定探測器系統(tǒng)的性能性約束如下。

(1)總質量:≤25 kg;

(2)總體積:≤36 000 cm2;

(3)總功率:常態(tài)≤8 W,瞬態(tài)≤40 W。

2.1 模型體系說明

針對上述航天器假象任務,開展了需求分析、方案設計和部分詳細設計階段的研究工作,使用到的模型工具主要有需求模型、功能模型、架構模型和驗證模型。與實際工程任務密切相關的總裝集成、測試試驗和在軌運行階段工作,以及與之對應的產品模型、工藝模型等的研究,將在我們后續(xù)文章中發(fā)表。本文在SysML語言環(huán)境下開展月球水資源探測任務MBSE建模設計,后文研究內容及對應模型使用情況如圖3所示。

在需求分析階段,主要使用了需求模型和功能模型;在方案設計階段,主要使用了需求模型、功能模型和架構模型;在詳細設計階段,主要使用了需求模型、架構模型和驗證模型。

針對不同類型的模型,使用了不同的分析工具進行模型的輔助設計和分析。本文使用到的模型分析工具如下。

需求模型:任務需求圖、需求追溯矩陣。

功能模型:任務用例圖、功能分配矩陣、外部接口塊圖。

架構模型:系統(tǒng)架構塊圖、內部接口塊圖、狀態(tài)機圖、活動圖。

驗證模型:參數圖、系統(tǒng)仿真工具。

圖3 各設計階段模型使用情況及對應分析工具Fig.3 Models usage and corresponding analysis tools in each design stage

2.2 需求分析

2.2.1 任務分析

探測器的頂層任務需求為：對月球PSR區(qū)域進行水資源探測和分析。結合任務特點對頂層需求進行分解,得出月球探測器的功能需求如下。

(1)月球PSR區(qū)域長期工作——生存需求;

(2)月球PSR區(qū)域行走——行動需求;

(3)采集、運輸和儲存收集的水冰——作業(yè)需求;

(4)與地球地面通信——通信需求。

建立月球探測器任務需求圖如圖4所示,為白盒階段的設計提供了輸入和可追溯源,建立了系統(tǒng)的需求模型。

圖4 探測器任務需求圖Fig.4 Demand map of detector task

2.2.2 概念設計

在任務分析的基礎上,建立了月球PSR區(qū)域水資源探測與分析任務的用例,梳理了月表樣本采集流程中所有參與者的全鏈路關系，任務用例圖如圖5所示。其中,根據任務需求,將探測器任務用例劃分為運動、采集和通信3個部分。同時對各部分進行了功能分解,歸納探測器核心通用功能為測控、動作控制、供電、雷達探測、探測器熱控、樣本采集封裝、綜合控制,上述功能將在下文系統(tǒng)設計環(huán)節(jié)對照各分系統(tǒng)功能進行分配,從而保證系統(tǒng)功能設計的可追溯性,完成任務中探測器系統(tǒng)的功能模型設計。

圖5 探測器任務用例圖Fig.5 Use case diagram of detector task

2.3 方案設計

2.3.1 探測器系統(tǒng)上下文

探測器系統(tǒng)上下文主要完成對探測器和外部環(huán)境間的關系進行建模,針對任務背景進行了外部環(huán)境的梳理,將任務背景歸納為月球探測器、地球、月球表面環(huán)境、月球著陸器、空間環(huán)境以及中繼衛(wèi)星系統(tǒng)6部分。

通過分析不同部分間的信息交換和物質交換關系,可得其間的接口定義,也為設計目標(月球探測器)建立了可追溯的外部輸入。建立探測器與外部環(huán)境的接口關系模型如圖6所示。

圖6 探測器與外部環(huán)境接口塊圖Fig.6 Block diagram of the interface between detector and external environment

從圖6中可知,空間環(huán)境與探測器間存在溫度感知接口,探測器與著陸器間存在通信接口,著陸器與中繼衛(wèi)星連接建立與地面的通信鏈路,探測器與月球表面存在地形環(huán)境感知、采樣等接口。以上部分完成了任務問題域的分析,相關內容可作為后續(xù)解決方案域等系統(tǒng)工程設計階段的輸入。

2.3.2 探測器系統(tǒng)架構

在任務分解和功能分配過程中,根據信號流、物質流傳遞過程,探測器根據用例特點進行系統(tǒng)架構分解,綜合傳統(tǒng)航天器系統(tǒng)架構[5,29],形成了由供配電分系統(tǒng)、測控分系統(tǒng)、雷達探測分系統(tǒng)、樣本采集分系統(tǒng)、結構熱控分系統(tǒng)、控制與動力分系統(tǒng)、綜合電子分系統(tǒng)7部分組成的月球探測器系統(tǒng)架構模型,如圖7所示。其中，各分系統(tǒng)均根據其工況特點建立了功率、質量等特性參數,并在探測器總體層進行了統(tǒng)計和歸納,為后續(xù)的核心指標約束分析等參數化仿真過程提供數據接口。

至此階段,完成了從需求到系統(tǒng)架構的分解,為了驗證系統(tǒng)設計與任務需求的契合性,建立了兩者的需求追溯關系表以描述其間的追溯和精化關系,如圖8所示。可以看到,月球探測器分系統(tǒng)設計完全覆蓋任務需求條目,實現了任務需求的完全滿足,同時驗證了系統(tǒng)架構設計的合理性。

圖7 月球探測器系統(tǒng)架構塊圖Fig.7 Block diagram of lunar detector system architecture

圖8 系統(tǒng)設計與任務需求追溯關系矩陣Fig.8 Traceability matrix between system design and task requirements

2.3.3 探測器內部接口

根據前節(jié)任務問題域分析的結果,在上文所示探測器系統(tǒng)架構與外部環(huán)境接口塊圖基礎上,建立了探測器系統(tǒng)的內部接口,重點描述各分系統(tǒng)間的信號、物質傳輸關系,如圖9所示。

供配電分系統(tǒng)沿圖中紅色曲線箭頭方向為其他分系統(tǒng)供給能源。

結構與熱控分系統(tǒng)具有月面環(huán)境溫度感知功能,并將溫度信息傳遞給綜合電子分系統(tǒng),同時起到維持探測器各部組件工作溫度的作用。

雷達探測分系統(tǒng)主要負責感知月面地形,并將地形信息傳遞給綜合電子分系統(tǒng)。

測控分系統(tǒng)通過著陸器射頻組件中繼實現與地球地面站雙向通信,一方面從綜合電子分系統(tǒng)采集探測器系統(tǒng)狀態(tài)遙測信息并傳遞給著陸器;另一方面通過著陸器中繼接收地球地面站遙控信息并傳遞給綜合電子分系統(tǒng),用以控制探測器執(zhí)行任務動作程序。

控制與動力分系統(tǒng)接收由綜合電子分系統(tǒng)發(fā)出的動作指令,完成探測器姿態(tài)調整和移動。

樣本采集分系統(tǒng)接收綜合電子分系統(tǒng)發(fā)出的樣本采集指令,完成月面樣本的采集、分析和貯存。

綜合電子分系統(tǒng)作為探測器系統(tǒng)的“大腦”,實現對各分系統(tǒng)的綜合控制和內/外部信息的處理與分發(fā)。

結合任務需求可知,上述探測器的設計、功能及其信息、能源和物質傳遞流程,可滿足月球PSR區(qū)域生存、移動、樣本采集和分析,以及與著陸器通信的需求,實現了系統(tǒng)解決方案域設計對需求域的嚴格追溯。

根據任務用例分析,建立了探測器核心通用功能體系與各分系統(tǒng)的關聯和對應關系,實現了功能的合理分配,如圖10所示。

圖9 探測器系統(tǒng)內部接口塊圖Fig.9 Block diagram of detector system internal interface

圖10 探測器核心通用功能與系統(tǒng)設計分配矩陣Fig.10 Assignment matrix of core general function of detector and system design

2.4 詳細設計

2.4.1 探測器系統(tǒng)行為

探測器主要完成月面行走、采樣分析、樣本封存等行為,并且存在各類行為間的狀態(tài)切換或與待機狀態(tài)間的切換。探測器具有4個狀態(tài),分別為待機、探測器行走、樣本采集分析以及樣本封裝存儲。針對狀態(tài)變化建立了探測器的狀態(tài)機圖以及對應的狀態(tài)轉換觸發(fā)條件(信號),如圖11所示。

探測器行走活動中,主要包括行走前自檢、行走路線規(guī)劃、探測器移動、避障、停止等動作。探測器樣本采集分析活動中,主要包括樣本采樣準備、樣本采集、樣本成份分析、采集結束等動作。探測器樣本封裝儲存活動中,主要包括樣本切片、樣本封裝前確認、樣本封裝、樣本儲存等動作。活動間設置了必要的條件判斷,同時為了動態(tài)反映探測器系統(tǒng)功率在系統(tǒng)各個狀態(tài)、活動中均能滿足約束條件,在活動中建立了與行為狀態(tài)耦合的分系統(tǒng)功耗模型。以樣本采集分析活動為例,其活動模型如圖12所示。

2.4.2 核心指標約束分析

針對任務指標要求,主要建立了能源平衡精細化分析、質量分配分析、體積約束分析等分析模型。3個模型均通過參數圖對約束滿足性進行檢查。以能源平衡精細化模型的建立過程為例:任務對能源相關要求為連續(xù)功耗不超過8 W、峰值功耗不超過40 W。由于不同工作模式或工作狀態(tài)下,各分系統(tǒng)的功耗不同,同時處于工作狀態(tài)的分系統(tǒng)數量也不同,因此為了更加精細化選擇能源系統(tǒng)方案和準確模擬系統(tǒng)各工作狀態(tài)下的功耗情況,將系統(tǒng)的功耗模型與系統(tǒng)不同工作狀態(tài)進行了關聯,如圖13所示。

2.4.3 模型仿真驗證

為了檢驗探測器系統(tǒng)工作模式設計、行為設計以及關鍵核心約束是否滿足要求,同時驗證約束和行為邏輯的正確性,使用了建模工具提供的仿真驗證模塊對本探測器進行了仿真。

針對體積、質量等系統(tǒng)靜態(tài)特性,通過改變各分系統(tǒng)設計參數,驗證了頂層設計約束的有效性及其與具體設計參數之間的關聯關系,如圖14所示。

針對功耗等系統(tǒng)動態(tài)特性,通過將仿真結果與需求、約束相關聯,不僅可檢查各約束條件是否滿足,同時可動態(tài)地檢查實時設計結果對需求的滿足情況,如圖15所示,驗證了探測器功耗設計對任務約束的符合性。

為了更好地反映系統(tǒng)工作過程中功耗的動態(tài)變化,建立了功耗隨系統(tǒng)模式的動態(tài)變化模型,仿真結果如圖16所示,與系統(tǒng)設定功能、動作及信號流程相符,驗證了所設計探測器在全生命周期內各個工況下對應行為邏輯的設計正確性與指標合理性。

圖11 探測器狀態(tài)機模型Fig.11 State machine diagram of detector

圖12 樣本采集分析活動模型Fig.12 Activity diagram for sample collection and analysis

圖13 功率約束檢查參數圖模型Fig.13 Parametric graph model of power constraint check

圖14 靜態(tài)約束及需求滿足情況仿真Fig.14 Simulation of static constraints and requirement satisfaction

圖15 動態(tài)約束及需求滿足情況仿真Fig.15 Simulation of dynamic constraints and requirement satisfaction

圖16 不同模式功耗仿真結果Fig.16 Simulation results of power consumption in different modes

3 結 論

本文在提出基于MBSE的航天器模型體系和研制流程的基礎上,以假想任務為例對航天器設計階段的MBSE建模和仿真過程進行了詳細講述。

文中實踐了由需求分析到方案設計,由方案設計再至詳細設計的自上而下的MBSE系統(tǒng)工程方法論。基于假想任務梳理了在基于MBSE的航天器設計過程中使用到的需求模型、功能模型、架構模型、驗證模型等,完成了航天器系統(tǒng)研制流程的初步探索,為后續(xù)MBSE在航天器系統(tǒng)設計領域的進一步探索應用提供了極具價值的參考。

MBSE模型可用于航天器研制的各個階段,同時基于MBSE的研制模式也將堅決貫徹系統(tǒng)工程自頂向下的設計思想,貫通需求、設計、研制、集成以及驗證環(huán)節(jié)間的傳統(tǒng)壁壘。MBSE模型可對航天器系統(tǒng)需求、設計狀態(tài)進行準確描述和傳遞,在設計初期快速實現對航天器系統(tǒng)方案的仿真和驗證,也可將模型轉化用于航天器軟件、硬件產品的快速開發(fā)以及測試系統(tǒng)的快速構建,在軌運行過程中系統(tǒng)模型可用于數字伴飛或使用場景演練等。

MBSE在航天領域目前仍處于學習研究和探索階段,有鑒于MBSE相對目前廣泛采用的基于文本的總體設計方法的差異化優(yōu)勢,未來MBSE及其在航天領域的應用必然是下一代航天工程總體技術的研究熱點和發(fā)展方向。