李 濤，蔣 敏，葉 波

（航空工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，成都 610092）

航空企業(yè)一直在為研制更舒適、高效、可靠、智能和更低成本的飛機(jī)付出巨大的努力。在新一代飛機(jī)研制過(guò)程中，配備先進(jìn)功能的機(jī)載系統(tǒng)對(duì)滿足舒適、高效、智能等產(chǎn)品研制頂層需求起到了重要作用?，F(xiàn)代飛機(jī)系統(tǒng)是一個(gè)典型的復(fù)雜系統(tǒng)[1-2]，高度集成的系統(tǒng)架構(gòu)和系統(tǒng)間交聯(lián)關(guān)系顯著增加了產(chǎn)品復(fù)雜程度，使得飛機(jī)設(shè)計(jì)、裝配、測(cè)試過(guò)程的復(fù)雜程度大大提高。飛機(jī)總裝集成設(shè)計(jì)呈現(xiàn)出更明顯的多領(lǐng)域、多專業(yè)需求驅(qū)動(dòng)與技術(shù)約束的特征，造成工藝設(shè)計(jì)與產(chǎn)品實(shí)物集成過(guò)程的困難程度隨之增加。系統(tǒng)工程（Systems engineering,SE）是解決復(fù)雜系統(tǒng)集成問(wèn)題的典型方法論，但現(xiàn)有的實(shí)踐應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)SAE ARP4754A《航空推薦實(shí)踐：民用飛機(jī)和系統(tǒng)研制推薦導(dǎo)則》中針對(duì)機(jī)載復(fù)雜系統(tǒng)在制造階段集成與驗(yàn)證的應(yīng)用并未提出具體可操作的實(shí)施內(nèi)容[3]。飛機(jī)總裝集成是復(fù)雜系統(tǒng)的技術(shù)特性形成的主要階段，上述復(fù)雜技術(shù)特性在復(fù)雜生產(chǎn)系統(tǒng)中的形成和傳遞過(guò)程也是航空復(fù)雜產(chǎn)品正向研制、正向工藝設(shè)計(jì)的關(guān)鍵之一。本文嘗試從系統(tǒng)工程的角度出發(fā)，識(shí)別飛機(jī)總裝安裝與集成測(cè)試的具體集成特征要素，采用基于模型的方式來(lái)支撐產(chǎn)品復(fù)雜特性、交聯(lián)關(guān)系的分解、構(gòu)建與信息復(fù)用，并將制造領(lǐng)域關(guān)注的有效信息納入飛機(jī)總裝集成工藝設(shè)計(jì)的過(guò)程中。

認(rèn)識(shí)飛機(jī)總裝集成

1 飛機(jī)總裝生產(chǎn)線與工藝布局

飛機(jī)總裝的范疇因不同的產(chǎn)品市場(chǎng)策略與技術(shù)特性、不同的公司制造能力而不同。例如一些飛機(jī)的主要系統(tǒng)部件隨主要結(jié)構(gòu)段進(jìn)行集成安裝與單元測(cè)試，隨后再進(jìn)行總裝階段系統(tǒng)補(bǔ)充安裝與集成測(cè)試；而另一些飛機(jī)的系統(tǒng)安裝主要在總裝階段進(jìn)行，其結(jié)構(gòu)裝配階段基本不進(jìn)行系統(tǒng)集成。但總體上，飛機(jī)總裝活動(dòng)可以一般性地歸納為：主要結(jié)構(gòu)段件的對(duì)合，安裝不適宜于在早期制造階段進(jìn)行的機(jī)載系統(tǒng)和整機(jī)集成測(cè)試[4]。為縮小研究范疇，本研究假設(shè)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)大部件對(duì)合之后具備可達(dá)性的機(jī)載系統(tǒng)均在飛機(jī)總裝階段進(jìn)行安裝與測(cè)試。

從制造運(yùn)營(yíng)和生產(chǎn)管理的角度，一般可以將飛機(jī)裝配的布局類型劃分為固定位置布局和流水線布局。在部分文獻(xiàn)以及工程實(shí)踐中，也常將固定位置布局稱為“固定站位”布局或“傾斜”布局，而流水線布局通常又可以根據(jù)生產(chǎn)節(jié)拍運(yùn)行的節(jié)奏快慢分為“脈動(dòng)式”布局和“連續(xù)移動(dòng)”布局[5]。圖1 展示了目前國(guó)內(nèi)外民用、軍用飛機(jī)常見(jiàn)的飛機(jī)總裝工藝布局。固定位置工藝布局中產(chǎn)品定點(diǎn)而資源流動(dòng)，流水線工藝布局中產(chǎn)品流動(dòng)而資源定點(diǎn)。這樣，流水線工藝布局具備更好的生產(chǎn)能力提升性能、供應(yīng)鏈顯性化和資源的可控性，一般認(rèn)為更適宜于大批量生產(chǎn)；而固定位置工藝布局更適宜于飛機(jī)研制、試生產(chǎn)、小批量生產(chǎn)階段。這些工藝布局的差異主要造成了總裝工藝流程局部安裝與測(cè)試工作串行、并行關(guān)系或執(zhí)行時(shí)機(jī)的變化。但總體上飛機(jī)總裝主線工藝流程仍基本保持不變。圖1（b）中的波音737 飛機(jī)在早期移動(dòng)生產(chǎn)線建立時(shí)，總裝主線工藝流程就可以同時(shí)支撐兩種類型工藝布局下的生產(chǎn)。

圖1 飛機(jī)總裝生產(chǎn)線典型工藝布局Fig.1 Layout examples of aircraft final assembly

2 飛機(jī)功能在總裝過(guò)程中的實(shí)現(xiàn)

現(xiàn)代大型民用、軍用飛機(jī)由于用戶需求、使用環(huán)境、目標(biāo)任務(wù)的復(fù)雜性和多樣性，配備了越來(lái)越多的先進(jìn)系統(tǒng)功能。這些功能的實(shí)現(xiàn)不僅依賴一項(xiàng)或多項(xiàng)新的機(jī)載設(shè)備，往往需要多個(gè)設(shè)備、子系統(tǒng)、系統(tǒng)共同工作互相協(xié)同來(lái)完成某一項(xiàng)飛機(jī)功能。圖2 展示了現(xiàn)代飛機(jī)各系統(tǒng)之間是如何協(xié)同工作的。該示例中利用8個(gè)不同的熱交換器，以飛機(jī)燃油和沖壓空氣作為冷源散熱介質(zhì)，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)工作時(shí)各系統(tǒng)之間的熱交換[6]。圖2中參與工作協(xié)同的飛機(jī)系統(tǒng)包括環(huán)境控制系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)及燃油系統(tǒng)[6]。值得注意的是飛機(jī)結(jié)構(gòu)作為燃油貯存、設(shè)備艙和客艙的密封環(huán)境包絡(luò)、主要設(shè)備和管路支撐的介質(zhì)，實(shí)際也參與到了熱交換過(guò)程中。由此可見(jiàn)，飛機(jī)的一項(xiàng)功能不僅涉及多個(gè)裝機(jī)的部件，其產(chǎn)品層級(jí)復(fù)雜，更涉及多個(gè)系統(tǒng)的互相交聯(lián)和互相影響。

圖2 現(xiàn)代飛機(jī)熱交換功能示例Fig.2 Example of modern aircraft heat exchange

從飛機(jī)功能實(shí)現(xiàn)的角度，在飛機(jī)材料加工、零件制造、組件裝配等制造過(guò)程中無(wú)法直接實(shí)現(xiàn)上述復(fù)雜的產(chǎn)品功能，僅在飛機(jī)總裝的工藝過(guò)程中產(chǎn)品的各項(xiàng)功能才逐步“浮現(xiàn)”和集成，飛機(jī)的整體設(shè)計(jì)性能才開(kāi)始具備在真實(shí)的實(shí)物裝機(jī)環(huán)境下進(jìn)行驗(yàn)證與評(píng)估的可能。飛機(jī)總裝的一般主干工藝流程順序，即系統(tǒng)部件安裝、子系統(tǒng)試驗(yàn)、系統(tǒng)補(bǔ)充安裝、系統(tǒng)試驗(yàn)、整機(jī)集成試驗(yàn)、整機(jī)交付，也服從系統(tǒng)工程復(fù)雜產(chǎn)品集成的一般技術(shù)約束規(guī)律。如波音737 飛機(jī)即使從固定位置裝配布局改為移動(dòng)裝配布局，只要主線工藝流程中的飛機(jī)功能和物理技術(shù)依賴關(guān)系、產(chǎn)品關(guān)鍵技術(shù)特性等剛性約束不變，飛機(jī)總裝的功能實(shí)現(xiàn)過(guò)程就基本不變。此時(shí)不同的工藝布局主要影響生產(chǎn)制造效率、運(yùn)營(yíng)管控的成本。因此，飛機(jī)總裝是產(chǎn)品功能逐漸形成的過(guò)程，也是產(chǎn)品各種整機(jī)關(guān)鍵特性形成的主要階段，在整個(gè)制造過(guò)程中扮演兩方面的角色，即集成制造策略和運(yùn)營(yíng)需求、集成產(chǎn)品實(shí)物與功能。2004年，Whitney[7]按照廣義裝配、狹義裝配兩大類型，對(duì)裝配涉及的活動(dòng)進(jìn)行了分類（表1）。從表1 可以看出，飛機(jī)總裝集成設(shè)計(jì)主要對(duì)應(yīng)了裝配領(lǐng)域的系統(tǒng)層面、技術(shù)層面的活動(dòng)，包括子裝配、裝配順序、工藝布局、裝配模式選擇及人因工程分析等。

表1 廣義裝配與狹義裝配分類Table 1 Classification of assembly in the large and small

3 飛機(jī)總裝集成研究現(xiàn)狀和問(wèn)題

目前國(guó)內(nèi)的飛機(jī)總裝集成設(shè)計(jì)研究在面向制造運(yùn)營(yíng)的集成設(shè)計(jì)方面，主要關(guān)注基于精益制造的飛機(jī)總裝生產(chǎn)線設(shè)計(jì)、飛機(jī)總裝物流設(shè)計(jì)、工廠工藝布局與流程仿真設(shè)計(jì)、數(shù)字化管理與應(yīng)用等。這些研究與應(yīng)用往往假設(shè)已有現(xiàn)成的飛機(jī)總裝工藝流程可供使用，或在現(xiàn)有飛機(jī)總裝流程基礎(chǔ)上開(kāi)展進(jìn)一步研究應(yīng)用。很多研究基本不涉及飛機(jī)總裝集成工藝流程的形成機(jī)理，即在總裝集成的另一方面：飛機(jī)裝配集成順序的設(shè)計(jì)、安裝與測(cè)試約束關(guān)系分析、飛機(jī)復(fù)雜特性在總裝過(guò)程中的驗(yàn)證與評(píng)估等研究較少，存在差距。即使一些研究涉及了總裝裝配順序，也僅僅關(guān)注飛機(jī)結(jié)構(gòu)大部件的對(duì)合順序分析[8]，或基于三維外形數(shù)字模型的流程順序設(shè)計(jì)。事實(shí)上，在國(guó)外一些研究中已經(jīng)注意到了飛機(jī)總裝過(guò)程中系統(tǒng)集成、功能實(shí)現(xiàn)的重要性與復(fù)雜性及其對(duì)流程帶來(lái)的影響[9-10]。按照Whitney[7]的觀點(diǎn)，飛機(jī)裝配工藝設(shè)計(jì)應(yīng)首要關(guān)注裝配的技術(shù)實(shí)現(xiàn)，再面向制造運(yùn)營(yíng)開(kāi)展設(shè)計(jì)與優(yōu)化，二者隨后進(jìn)一步迭代設(shè)計(jì)。類似的，飛機(jī)總裝集成設(shè)計(jì)也應(yīng)優(yōu)先關(guān)注具體工藝流程形成的機(jī)理與約束，特別是產(chǎn)品功能關(guān)鍵特性形成的剛性技術(shù)約束。復(fù)雜系統(tǒng)總裝集成的難點(diǎn)往往來(lái)自于產(chǎn)品設(shè)計(jì)信息之間的交聯(lián)與依賴關(guān)系。如果在飛機(jī)總裝工藝設(shè)計(jì)中一旦對(duì)此識(shí)別不夠，或僅以生產(chǎn)運(yùn)營(yíng)需求驅(qū)動(dòng)總裝集成設(shè)計(jì)，容易出現(xiàn)產(chǎn)品功能實(shí)現(xiàn)過(guò)程中有效集成、有效驗(yàn)證不夠的風(fēng)險(xiǎn)，甚至影響飛機(jī)后續(xù)使用安全。

飛機(jī)復(fù)雜系統(tǒng)在總裝過(guò)程中的集成與應(yīng)用框架

1 飛機(jī)總裝的集成對(duì)象與工藝流程

系統(tǒng)的系統(tǒng)（System of Systems）是現(xiàn)代飛機(jī)的典型特征，如果將飛機(jī)結(jié)構(gòu)也看作飛機(jī)的一個(gè)分系統(tǒng)，則傳統(tǒng)上整機(jī)可以分解為結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)、機(jī)電分系統(tǒng)、航電分系統(tǒng)和任務(wù)分系統(tǒng)[11]。結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)、機(jī)電分系統(tǒng)表現(xiàn)出了很強(qiáng)的物理依賴特性，部件/子系統(tǒng)之間的物理連接尺寸、空間交聯(lián)依賴關(guān)系較多，比如起落架裝置與飛機(jī)結(jié)構(gòu)的物理協(xié)調(diào)關(guān)系、機(jī)翼與機(jī)身連接的協(xié)調(diào)關(guān)系等。而航電分系統(tǒng)、任務(wù)分系統(tǒng)更偏向于基于信息集成的交聯(lián)特性，比如導(dǎo)航控制與顯示控制的信息交聯(lián)、傳感器/載荷/環(huán)境與任務(wù)計(jì)算之間的信息交聯(lián)等。隨著飛機(jī)系統(tǒng)綜合化、一體化的發(fā)展趨勢(shì)，機(jī)電分系統(tǒng)由原來(lái)以物理集成為主，開(kāi)始具備越來(lái)越多的信息集成特性和功能集成特性，新一代飛機(jī)機(jī)電分系統(tǒng)的燃油系統(tǒng)不但與飛機(jī)結(jié)構(gòu)整體油箱、環(huán)境控制系統(tǒng)存在較強(qiáng)的物理連接關(guān)系，更將燃油油量、溫度、流量等信息融入到了飛機(jī)重心控制、飛行控制、綜合任務(wù)管理中，具備了更多的功能性集成特性?，F(xiàn)在更多的飛機(jī)開(kāi)始將傳統(tǒng)的機(jī)電分系統(tǒng)改為飛行器管理分系統(tǒng)。

飛機(jī)總裝工藝流程中的兩大類工作安裝與試驗(yàn)，可以分別對(duì)應(yīng)上述的物理性集成與功能性集成。安裝類的物理性集成主要涉及飛機(jī)產(chǎn)品真實(shí)物理實(shí)體的安裝，一般包括結(jié)構(gòu)部件/段件、大型裝置（如發(fā)動(dòng)機(jī)）、機(jī)械管線、電氣網(wǎng)絡(luò)、電氣設(shè)備的安裝；功能性集成主要涉及產(chǎn)品功能實(shí)現(xiàn)的交聯(lián)關(guān)系的測(cè)試驗(yàn)證，其交聯(lián)類別可總結(jié)為能源類、熱交換類、控制類與數(shù)據(jù)類[12]。上述兩種集成在飛機(jī)總裝主線工藝流程中，其表達(dá)如圖3所示。

在圖3 中，從左至右是飛機(jī)總裝集成的主線工藝流程及其對(duì)應(yīng)的集成類型的大體分布。在脈動(dòng)式工藝布局時(shí)，站位1 至站位5 同時(shí)代表飛機(jī)在生產(chǎn)線上的物理位置和工藝流程階段；而在采用固定位置工藝布局時(shí)，圖3 中站位1 至站位5 僅表示主工藝流程的5 個(gè)順序階段。從飛機(jī)總裝集成的工藝流程特點(diǎn)上看，流程前期安裝工藝流程多，后期試驗(yàn)測(cè)試工藝流程多，安裝與試驗(yàn)在主線流程上是交替進(jìn)行的，即物理性集成與功能性集成互相交替。

圖3 物理性與功能性集成在飛機(jī)總裝工藝流程中的一般關(guān)系示例Fig.3 General illustration of relationship between physical and functional integration in aircraft final assembly processes

2 從技術(shù)依賴關(guān)系的集成到生產(chǎn)運(yùn)營(yíng)需求的集成

“產(chǎn)品特性—工藝流程—生產(chǎn)運(yùn)營(yíng)”是產(chǎn)品研制在制造系統(tǒng)中技術(shù)分解的一般過(guò)程，包括了產(chǎn)品信息分解、工藝技術(shù)適配、制造集成再到運(yùn)營(yíng)執(zhí)行的活動(dòng)。這一過(guò)程也是“如同規(guī)格（As-specified）,如同設(shè)計(jì)（Asdesigned），如同計(jì)劃（As-planned），如同制造（As-manufactured）”的工程信息傳遞過(guò)程的一部分。飛機(jī)復(fù)雜系統(tǒng)總裝集成機(jī)理的分析研究，應(yīng)面向上述技術(shù)分解的一般過(guò)程，首先對(duì)總裝工藝流程形成的過(guò)程以及飛機(jī)產(chǎn)品的技術(shù)依賴關(guān)系進(jìn)行研究和識(shí)別。空客公司的Altfeld[13]提出了一種從產(chǎn)品結(jié)構(gòu)分解（PBS）到工作結(jié)構(gòu)分解（WBS）的方法，即將產(chǎn)品裝配設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)（Product &assembly tree,PAT）旋轉(zhuǎn)90°，同時(shí)引入時(shí)間軸的方法得到面向計(jì)劃運(yùn)營(yíng)的甘特圖（圖4）[13]。

圖4所示產(chǎn)品裝配結(jié)構(gòu)PAT 是產(chǎn)品架構(gòu)的組成部分，包括飛機(jī)結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)、主要飛機(jī)分系統(tǒng)及其下級(jí)子系統(tǒng)、部件/組件等。在Altfeld[13]的方法中，通過(guò)90°旋轉(zhuǎn)PAT 的方式，將待集成的物理部件及其關(guān)聯(lián)的試驗(yàn)驗(yàn)證映射到時(shí)間軸上，形成基于PAT 構(gòu)成架構(gòu)的單個(gè)產(chǎn)品分系統(tǒng)（結(jié)構(gòu)或系統(tǒng)）的初始集成順序。由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的產(chǎn)品設(shè)計(jì)工藝分離面與設(shè)計(jì)分離面在空間布置、容差分配、裝配順序等方面可以通過(guò)產(chǎn)品信息的架構(gòu)與層次較好地統(tǒng)一和組織起來(lái)，上述簡(jiǎn)易方法在獲取初始結(jié)構(gòu)裝配順序時(shí)易于實(shí)現(xiàn)。相對(duì)的，由于飛機(jī)總裝階段除了一些結(jié)構(gòu)補(bǔ)充安裝、結(jié)構(gòu)大部件對(duì)合外，主要進(jìn)行多個(gè)飛機(jī)系統(tǒng)的安裝、調(diào)試與試驗(yàn)，涉及多領(lǐng)域、多專業(yè)的飛機(jī)機(jī)載系統(tǒng)特性，且飛機(jī)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)分離面與飛機(jī)總裝的工藝分離面往往不一致，無(wú)法直接通過(guò)產(chǎn)品裝配結(jié)構(gòu)樹(shù)（如PAT）統(tǒng)一起來(lái)。因此，在獲取飛機(jī)復(fù)雜系統(tǒng)的初始集成順序時(shí)，就需要在Altfeld[13]的簡(jiǎn)易方法的基本原則上進(jìn)一步改進(jìn)。

圖4 從產(chǎn)品結(jié)構(gòu)分解到工作結(jié)構(gòu)分解的簡(jiǎn)易方法Fig.4 A simplified method to generate WBS from PBS

如圖5所示，假設(shè)已有飛機(jī)系統(tǒng)A、系統(tǒng)B、系統(tǒng)C 按照?qǐng)D4（b）的方法得到了單個(gè)系統(tǒng)的安裝與試驗(yàn)初始工藝流程，即“如同計(jì)劃（Asplanned）”的流程結(jié)果。對(duì)于每一個(gè)系統(tǒng)而言，其物理性集成與功能性集成關(guān)系都正確地表達(dá)出自身的流程結(jié)果。但知道了每一個(gè)系統(tǒng)的初始工藝流程，并不等同于能夠直接獲取飛機(jī)復(fù)雜系統(tǒng)總裝的完整工藝流程。在引入了總裝工藝過(guò)程完整時(shí)間維度的情況下，其集成結(jié)果示例如圖6所示，在保留了系統(tǒng)A、系統(tǒng)B、系統(tǒng)C 基本安裝與試驗(yàn)工藝流程邏輯關(guān)系的基礎(chǔ)上，進(jìn)行了二次集成和流程重構(gòu)。在這一集成過(guò)程中，包括了基于各系統(tǒng)技術(shù)依賴關(guān)系的集成和制造生產(chǎn)運(yùn)營(yíng)需求的集成，最終得到“如同制造（As-manufactured）”的總裝工藝流程。由技術(shù)依賴關(guān)系決定的單個(gè)系統(tǒng)安裝與試驗(yàn)工藝流程，以及多系統(tǒng)二次集成后的安裝與試驗(yàn)工藝流程是后續(xù)面向生產(chǎn)運(yùn)營(yíng)集成的基礎(chǔ)[14]。

圖5 基于單個(gè)系統(tǒng)PBS得到的安裝與試驗(yàn)工藝流程WBSFig.5 Installation and test process WBS generated from a single system PBS

2.1 基于技術(shù)依賴關(guān)系的集成

如上文所介紹，在飛機(jī)總裝工藝過(guò)程中既有物理性的機(jī)載系統(tǒng)安裝集成，又有功能性的單系統(tǒng)、多系統(tǒng)功能試驗(yàn)驗(yàn)證。從圖6 中還可以看出，物理性集成是功能性集成的支撐，裝機(jī)系統(tǒng)、部件是進(jìn)行階段性功能性試驗(yàn)（Functional test）的基礎(chǔ)，而功能性集成又是物理性集成質(zhì)量好壞的驗(yàn)證、評(píng)價(jià)手段。要使飛機(jī)多系統(tǒng)環(huán)境下的兩種集成有序進(jìn)行，在承接飛機(jī)多系統(tǒng)交聯(lián)方面，還需要產(chǎn)品功能實(shí)現(xiàn)層面的頂層功能性牽引和組織。一般來(lái)說(shuō)，物理性集成對(duì)應(yīng)于傳統(tǒng)飛機(jī)裝配專業(yè)中的空間位置、物理尺寸、材料應(yīng)用；功能性集成對(duì)應(yīng)于飛機(jī)特設(shè)專業(yè)中的機(jī)電、動(dòng)力、航電等專業(yè)。按照系統(tǒng)工程對(duì)于功能性交聯(lián)關(guān)系的分類，可以分為能源、熱交換、控制、數(shù)據(jù)等幾種技術(shù)依賴關(guān)系[12,14-16]。因此，安裝與安裝、試驗(yàn)與試驗(yàn)、安裝與試驗(yàn)之間的技術(shù)依賴關(guān)系可以細(xì)分歸納為表2所示關(guān)系。

表2 技術(shù)依賴關(guān)系分類Table 2 Classification of technology dependencies

圖6 從技術(shù)依賴關(guān)系的集成到生產(chǎn)運(yùn)營(yíng)需求的集成Fig.6 Integrations from technical interdependences to production operations requirements

2.2 基于生產(chǎn)運(yùn)營(yíng)需求的集成

在圖6 中，按照技術(shù)依賴關(guān)系獲得了飛機(jī)總裝各系統(tǒng)初始工藝流程后，開(kāi)始對(duì)生產(chǎn)運(yùn)營(yíng)需求進(jìn)行集成，經(jīng)過(guò)進(jìn)一步完善、多次迭代得到可供實(shí)際運(yùn)營(yíng)的總裝工藝流程。這一迭代既包括由產(chǎn)品設(shè)計(jì)新增變更帶來(lái)的初始工藝流程調(diào)整，也包括關(guān)鍵生產(chǎn)運(yùn)營(yíng)需求變化引起的工藝流程適配。但總體來(lái)說(shuō)，產(chǎn)品技術(shù)特征，以及由于產(chǎn)品功能實(shí)現(xiàn)的關(guān)鍵技術(shù)要求帶來(lái)的工藝流程中的工藝要求、流程節(jié)點(diǎn)是剛性的、保持不變的。從這個(gè)意義上看，生產(chǎn)運(yùn)營(yíng)需求影響的始終是工藝流程關(guān)鍵節(jié)點(diǎn)之外的部分。這些生產(chǎn)運(yùn)營(yíng)需求包括：制造策略、生產(chǎn)能力、資源條件、運(yùn)營(yíng)執(zhí)行，具體如制造策略確定、供應(yīng)商選擇、供應(yīng)鏈匹配、生產(chǎn)節(jié)拍平衡、人力資源配置、安全生產(chǎn)等。

在圖6 的初始工藝流程中，紅色部分框線表達(dá)了制造策略的選擇結(jié)果，即根據(jù)具體的制造生產(chǎn)能力對(duì)飛機(jī)總裝主線工藝過(guò)程階段、部件裝配/子裝配階段、試飛試驗(yàn)階段的界面選擇：紅色框線內(nèi)是飛機(jī)總裝階段，框線前端外部為子裝配（部件/供應(yīng)商），框線外部后端為試飛地面/飛行試驗(yàn)?？傃b之外的子裝配工作的劃定，支撐了主要結(jié)構(gòu)段件供應(yīng)商的選擇與能力匹配的集成。而在年度飛機(jī)生產(chǎn)任務(wù)目標(biāo)作為輸入的基礎(chǔ)上，可以完成對(duì)飛機(jī)總裝的站位數(shù)量設(shè)計(jì)，以及主線工藝過(guò)程的生產(chǎn)節(jié)拍設(shè)計(jì)：選擇節(jié)拍T1，或者在生產(chǎn)線平衡后確定可選節(jié)拍T2。

應(yīng)用框架及初步案例設(shè)計(jì)

1 飛機(jī)復(fù)雜系統(tǒng)總裝集成設(shè)計(jì)應(yīng)用框架

2004年空客公司定義了其產(chǎn)品全生命周期模型，明確了從“建立產(chǎn)品概念M0”至“飛機(jī)基本型研制結(jié)束M14”各階段里程碑的任務(wù)[17]。2013年，空客公司在此全生命周期模型的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步明確了飛機(jī)產(chǎn)品設(shè)計(jì)與裝配線設(shè)計(jì)協(xié)同的并行工程模型（圖7）[18]。該模型將飛機(jī)裝配線設(shè)計(jì)細(xì)分為概念、定義、研制3 個(gè)階段，與飛機(jī)產(chǎn)品設(shè)計(jì)的概念、定義、研制3 個(gè)階段并行。在這種模式下，產(chǎn)品全生命周期模型中里程碑M3、M5、M9 分別對(duì)應(yīng)的“如同規(guī)格”、“如同設(shè)計(jì)”、“如同準(zhǔn)備”產(chǎn)品架構(gòu)信息就可以與裝配線工藝設(shè)計(jì)進(jìn)行有效的設(shè)計(jì)交互與迭代，即產(chǎn)品概念設(shè)計(jì)階段的輸出，如飛機(jī)規(guī)格指標(biāo)、頂層功能及架構(gòu)、制造工藝需求等可以快速支撐裝配線的總體概念工藝設(shè)計(jì)；而產(chǎn)品定義階段的系統(tǒng)、子系統(tǒng)規(guī)格指標(biāo)、功能邏輯、裝機(jī)系統(tǒng)初步分區(qū)等工程信息可以快速支撐裝配線的初始設(shè)計(jì)、能力計(jì)算仿真分析、工藝總體方案、制造策略決策。最終，里程碑“開(kāi)始總裝M9”之前的詳細(xì)產(chǎn)品設(shè)計(jì)、詳細(xì)模型可以支撐總裝生產(chǎn)線的詳細(xì)設(shè)計(jì)，如細(xì)化工藝流程、產(chǎn)品路徑仿真、物流配送仿真、人因工程仿真等。

李濤等[14]于2020年提出了基于系統(tǒng)工程RFLP（Requirementsfunctional-logical-physical，需求-功能-邏輯-物理）架構(gòu)的飛機(jī)總裝工藝流程設(shè)計(jì)方法，其核心邏輯之一是承接RFLP 架構(gòu)定義的飛機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的架構(gòu)特性與交聯(lián)關(guān)系，通過(guò)RFLP 各視圖之間的雙向追溯關(guān)系，來(lái)解耦飛機(jī)總裝工藝設(shè)計(jì)所需的工程信息。圖7 中的并行工程模型為應(yīng)用這一方法設(shè)想提供了交互環(huán)境基礎(chǔ)和基于“如同規(guī)格—如同設(shè)計(jì)—如同準(zhǔn)備”的數(shù)字線索應(yīng)用場(chǎng)景。

圖7 空客公司飛機(jī)產(chǎn)品設(shè)計(jì)與裝配線設(shè)計(jì)并行工程模型Fig.7 Concurrent engineering model of product design and assembly line design in Airbus

基于上述RFLP 模型方法，提煉出了飛機(jī)復(fù)雜系統(tǒng)總裝集成設(shè)計(jì)的一般性方法（圖8）。其中，利用分層級(jí)的產(chǎn)品技術(shù)依賴關(guān)系引導(dǎo)和牽引總裝工藝流程分階段構(gòu)成是其核心思想；左側(cè)基于自頂向下的產(chǎn)品特征的逐層分解，以及在PBS 的有序構(gòu)成過(guò)程中形成的階段性工程信息是其輸入前提；右側(cè)自底向上的產(chǎn)品實(shí)物“安裝—試驗(yàn)—安裝—試驗(yàn)”物理性與功能性交替的集成過(guò)程是該方法具體的關(guān)聯(lián)應(yīng)用支撐場(chǎng)景。在上述系統(tǒng)工程的“V”模型中，數(shù)字線索按照產(chǎn)品實(shí)物集成過(guò)程中驗(yàn)證與評(píng)估（Verification &validation,V&V）的需求，有效聯(lián)系與貫穿產(chǎn)品設(shè)計(jì)、工藝設(shè)計(jì)和實(shí)物集成的各階段。

圖8 中總裝集成設(shè)計(jì)的步驟包括以下3 步。

（1）在產(chǎn)品概念、定義階段。利用飛機(jī)系統(tǒng)架構(gòu)框圖、功能邏輯關(guān)系，進(jìn)行主要系統(tǒng)試驗(yàn)邏輯架構(gòu)設(shè)計(jì)，完成頂層機(jī)上試驗(yàn)的流程設(shè)計(jì)，支撐飛機(jī)總裝整機(jī)地面靜態(tài)試驗(yàn)，初步明確所需子系統(tǒng)試驗(yàn)。

（2）在產(chǎn)品定義階段。利用飛機(jī)各系統(tǒng)、子系統(tǒng)總體布局的三維模型，進(jìn)行各系統(tǒng)、子系統(tǒng)試驗(yàn)流程設(shè)計(jì)，完善試驗(yàn)邏輯架構(gòu)，初步明確所需物理性集成。

（3）在產(chǎn)品定義、研制階段。利用子系統(tǒng)、部件裝配詳細(xì)模型，在符合功能性技術(shù)依賴關(guān)系的前提下，進(jìn)行詳細(xì)的安裝、預(yù)安裝規(guī)劃與工藝流程詳細(xì)設(shè)計(jì)，明確所需子裝配（或部裝）、供應(yīng)商的裝配工作任務(wù)。

2 技術(shù)依賴關(guān)系識(shí)別初步案例分析

應(yīng)用圖8所示框架方法進(jìn)行總裝集成設(shè)計(jì)首先需要對(duì)產(chǎn)品技術(shù)依賴關(guān)系進(jìn)行識(shí)別和分析，進(jìn)而開(kāi)展飛機(jī)總裝頂層機(jī)上試驗(yàn)流程的設(shè)計(jì)，即通過(guò)功能性技術(shù)依賴關(guān)系牽引出各項(xiàng)功能與功能之間集成順序，結(jié)合產(chǎn)品功能實(shí)現(xiàn)的組織層次“部件層—子系統(tǒng)層—系統(tǒng)層—飛機(jī)層”，形成功能集成驗(yàn)證的頂層試驗(yàn)工藝流程。整個(gè)頂層試驗(yàn)流程的形成過(guò)程就是支撐正向研制和工藝設(shè)計(jì)的數(shù)字線索中的“線索元素”部分。以圖9 中的大型運(yùn)輸機(jī)作為案例對(duì)如何識(shí)別產(chǎn)品技術(shù)依賴關(guān)系，以及如何進(jìn)一步擴(kuò)展構(gòu)成總裝頂層試驗(yàn)工藝流程進(jìn)行初步分析。

圖8 飛機(jī)復(fù)雜系統(tǒng)總裝集成設(shè)計(jì)應(yīng)用框架Fig.8 Framework of aircraft complex systems integration design at final assembly stage

圖9 展示了產(chǎn)品定義階段初步的飛機(jī)各系統(tǒng)架構(gòu)原理框圖和系統(tǒng)總體布局信息。該案例中包括了電氣系統(tǒng)、航電系統(tǒng)、環(huán)境控制系統(tǒng)和燃油系統(tǒng)4 個(gè)主要機(jī)載系統(tǒng)，在原理框圖和三維模型中以不同的顏色進(jìn)行區(qū)分。按照產(chǎn)品設(shè)計(jì)早期階段能夠提供的系統(tǒng)頂層功能信息、原理架構(gòu)框圖中的交聯(lián)元素，結(jié)合表2 中介紹的技術(shù)依賴關(guān)系分類，可以初步識(shí)別圖9 中的產(chǎn)品設(shè)計(jì)信息。同時(shí)，表2 中按照產(chǎn)品功能實(shí)現(xiàn)的過(guò)程關(guān)系，可以初步按照一項(xiàng)產(chǎn)品功能對(duì)應(yīng)一項(xiàng)飛機(jī)機(jī)上試驗(yàn)的方式，概念性地構(gòu)建出頂層機(jī)上試驗(yàn)架構(gòu)邏輯層次（表3）。

圖9 技術(shù)依賴關(guān)系識(shí)別與分析案例Fig.9 Case study of technology dependencies identification and analysis

在表3 的例子中，首先對(duì)每個(gè)系統(tǒng)的頂層功能進(jìn)行描述，并按照表2 中的4 種依賴關(guān)系類別，分析了實(shí)現(xiàn)該頂層功能所需的其他系統(tǒng)功能，如“進(jìn)行電源分配和輸送”屬于控制類，需要“電氣網(wǎng)絡(luò)提供傳輸介質(zhì)”、“電氣系統(tǒng)提供電源電能”來(lái)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)直流、交流電能的輸送功能和配送控制功能。基于上述依賴關(guān)系可以確定該項(xiàng)功能在本系統(tǒng)內(nèi)或其他系統(tǒng)的依賴邏輯關(guān)系，以及實(shí)現(xiàn)該項(xiàng)功能所需的飛機(jī)試驗(yàn)，如“電源配電電壓檢查”試驗(yàn)需要“地面電源上電檢查”試驗(yàn)，而“地面電源上電檢查”試驗(yàn)又需要飛機(jī)“電氣網(wǎng)絡(luò)連通性檢查”試驗(yàn)；類似地，在多系統(tǒng)的依賴關(guān)系方面，燃油系統(tǒng)“通氣增壓系統(tǒng)邏輯檢查”依賴于“環(huán)控系統(tǒng)引氣控制邏輯檢查”，而“環(huán)控系統(tǒng)引氣控制邏輯檢查”依賴于“電源配電電壓檢查”。在將對(duì)應(yīng)的試驗(yàn)項(xiàng)目劃分為試飛階段、總裝階段、部裝階段，并分別用A、B、C 和層次數(shù)字進(jìn)行標(biāo)示后，可以得到頂層的試驗(yàn)工藝流程為：試飛“A0-A1-A2-A3-A4”—總裝“B0-B1-B2-B3-B4-B5”—部裝“C0”的各系統(tǒng)頂層試驗(yàn)流程初步設(shè)計(jì)結(jié)果。按照?qǐng)D9（b）中的各系統(tǒng)初步布局，可以在試驗(yàn)工藝流程的結(jié)構(gòu)下分別擴(kuò)展出完成該項(xiàng)試驗(yàn)所需的物理部件，并針對(duì)各個(gè)物理部件，在產(chǎn)品研制階段設(shè)計(jì)裝配信息細(xì)化時(shí)，開(kāi)展裝配約束關(guān)系的分析和再設(shè)計(jì)，進(jìn)行物理性集成依賴關(guān)系“空間、尺寸、材料”類的識(shí)別與分析，進(jìn)一步細(xì)化飛機(jī)安裝與試驗(yàn)流程。

表3 基于功能性技術(shù)依賴關(guān)系的頂層試驗(yàn)流程設(shè)計(jì)舉例Table 3 Example of top test process planning based on functional technology dependencies

結(jié)論

本研究從系統(tǒng)工程的角度討論了飛機(jī)復(fù)雜系統(tǒng)與飛機(jī)總裝集成間的內(nèi)在聯(lián)系，即飛機(jī)總裝集成的實(shí)質(zhì)是產(chǎn)品復(fù)雜系統(tǒng)特征在生產(chǎn)制造階段的集成。在分析了飛機(jī)總裝集成工藝流程形成機(jī)理的基礎(chǔ)上，面向飛機(jī)研制的產(chǎn)品全生命周期，應(yīng)用數(shù)字線索將產(chǎn)品設(shè)計(jì)特征、特性與總裝集成設(shè)計(jì)、產(chǎn)品實(shí)物集成需求聯(lián)系了起來(lái)。在此基礎(chǔ)上，提出了總裝集成設(shè)計(jì)的一般性方法框架，即通過(guò)產(chǎn)品功能牽引試驗(yàn)流程設(shè)計(jì)，再通過(guò)試驗(yàn)流程設(shè)計(jì)牽引安裝流程設(shè)計(jì)，以滿足復(fù)雜產(chǎn)品功能性與物理性集成過(guò)程中的有效驗(yàn)證、有效評(píng)估的要求。在當(dāng)前的初步研究中，采用了飛機(jī)早期設(shè)計(jì)階段的概念方案、產(chǎn)品初步定義信息來(lái)支撐飛機(jī)復(fù)雜系統(tǒng)總裝集成設(shè)計(jì)方法案例研究。從該初步案例研究結(jié)果可以看出，功能性技術(shù)依賴關(guān)系在獲取飛機(jī)頂層試驗(yàn)流程上是可行的。

下一步工作將基于初步研究成果對(duì)產(chǎn)品設(shè)計(jì)信息進(jìn)一步細(xì)化，開(kāi)展物理性集成技術(shù)依賴關(guān)系的分析，測(cè)試物理性約束對(duì)初始試驗(yàn)工藝流程的影響，以及面向生產(chǎn)運(yùn)營(yíng)操作層面的約束對(duì)工藝流程結(jié)果的影響，進(jìn)一步迭代流程設(shè)計(jì)。