基于模型的運載火箭總體設計方法初探

何 巍，胡久輝，趙 婷，彭 越，唐俊杰

（北京宇航系統工程研究所，北京，100076）

0 引 言

復雜裝備的研制始終遵循著螺旋上升、漸進迭代的發展規律，全球工業依次經歷了單一產品、多元產品、通用平臺（縮減至1～2個產品構型）等3個主要階段。從“多元”走向“通用”，這種研制轉變路徑已經在近年來國內外的汽車、航空工業中得到了充分體現，部分企業已成功進入第3階段。由于產品研制多元化，使得人員增加有限的前提下，已有人員的精力被不斷分化，失去了活性和創造力，難以發揮主觀能動性驅使工具、方法、技術轉化為更高的研制能力。復雜裝備研制模式向通用化轉變，是應對產品多元化導致產品數量和質量難以持續提升的歷史潮流必然。

中國運載火箭在勇于自我革新的道路上歷經60余年的快速發展，當前正面臨著如何應對多元產品生態下的高質量、高效率、高效益研制的“三高”挑戰，產品質量和效率問題凸顯的現實表明，轉型已不可抗拒。本文分析了運載火箭研制模式發展需求，開展了基于模型的系統工程與現有模式比較，融合錢學森時代系統工程的綜合集成思想[1,2]，提出將基于模型的系統工程（Model Based System Engineering，MBSE）融入運載火箭總體設計的方法和總體設計框架，基于“數字化綜合集成”的思路給出基于模型的運載火箭總體設計解決方案，并對方案的落地應用提出可行的建議。

1 運載火箭研制模式發展需求

中國運載火箭早期是一種“一元化”的系統工程研制模式，所有專業集中于一個單位內部，各專業充分協調交底，達到快速攻關與突破火箭研制的目的，然后逐漸轉化為一種“多元化”模式，即總體單位抓總綜合優化，各分系統單位朝專業化方向深度發展。該模式下，各專業的能力得到了空前發展和巨大釋放，火箭關鍵產品性能與可靠性得到了極大的提升，但是隨著火箭系統復雜性日益增加，多元化產生的設計“離心力”，使得總體設計人員需要投入極大的精力來開展專業間的設計協調，以達到總體性能優化和狀態一致性管控的目的，使得總體設計優化與創新能力提升趨緩。

在建設航天強國的迫切需求下，亟待探索和應用新的技術手段改善協同設計環境，釋放總體設計人員在專業協調上被禁錮的生產力，同時探索“數字化綜合集成”模式，提升總體與分系統之間協同設計能力和專業技術創新能力。

2 基于模型的系統工程模式分析比較

2.1 MBSE定義

基于模型的系統工程方法是由傳統系統工程理論結合先進IT技術發展而來的，持續吸收了近年來機械、電氣、軟件等領域的模型驅動產品研發的思想與優點。國際系統工程學會（INCOSE）給出MBSE的定義[3]：一種應用建模方法的研制方式，用于支持系統需求、設計、分析、檢驗與確認活動，這些活動從概念設計階段開始，貫穿整個開發過程及后續的生命周期階段。

上述定義的建模方法，不再局限于傳統觀念上的參數CADCAECAM等領域，它將系統工程活動中占主體地位的語義語言（文字、圖表、數字、符號）“翻譯、轉化”成計算機工具可解析的機器語言，實現自動化的高效準確執行，減少人工失誤、提高研制效率。

2.2 MBSE方法

MBSE方法始終遵循著“整體論與還原論的辯證統一”的系統論思想，開展系統的設計分解與集成驗證的研制工作。國外對MBSE的研究與應用進行了積極深入的探索，研究和應用單位主要包括美國國家航空航天局（NASA）、美國國防部、歐空局、日本宇航探索局（JAXA）等政府組織和相關承包商，其中NASA的研究最為積極，相關研究和成果應用效果也最為顯著[4～7]。

基于上述定義可以看出，MBSE方法與技術并不是運載火箭領域自然科學技術的創新，無法直接提高運載火箭總體指標，或者作為是否縮減設計余量的依據（如總體關鍵參數偏差被各專業層層放大導致的余量問題），而是系統工程方法在信息化時代下的一種新范式，為信息化、數字化手段如何深度融入型號研制過程提供了新的思路和方法。

因此，基于模型的運載火箭系統工程方法是以運載火箭型號研制需求、設計方案、詳細設計、制造工藝以及性能評估等型號全生命周期的模型為基礎，利用上下文關聯、統一建模仿真等手段，對需求、方案、產品、工藝、試驗等環節的模型不斷設計迭代驗證，使產品在正式批產前能夠得到充分的驗證，將設計質量缺陷盡可能多的消除。這里的“模型”主要指對產品研制數據（文件圖紙表單）數字化以及對物理實現過程（生產制造地面試驗飛行任務）數字化的產物。基于模型的產品研制全壽命周期活動示例如圖1所示。

圖1 基于模型的產品研制全壽命周期活動示例Fig.1 An Example of Model Based Life Cycle Activity Chart of Product

2.3 MBSE與現有模式比較

相對于現有系統工程方法，MBSE方法將在以下兩個方面帶來顯著變化：

a）改善總體協同設計環境，提高總體設計一致性管控能力，提高研制質量。

現有模式下，總體及分系統的設計數據散布于大量的研試文件和過程文件中，每當有設計參數、接口等設計變更時，需要消耗大量的人工梳理開展變更影響性分析，以確認變更涉及的所有系統、產品能夠一致的變化。

應用MBSE模式，總體可以根據研制要求、系統設計、產品設計、工藝設計等主要環節對應的模型，進行設計信息追溯和影響關聯性分析，進而開展基于模型的設計變更控制，這將極大的提高設計一致性管理能力，避免變更不一致帶來的質量問題。

b）探索數字化綜合集成模式，提高總體設計集成與指標分配優化能力。

現有模式下，開展大型試驗進行綜合集成驗證之前，總體主要通過設計方案評審、單機驗收評審、分系統驗收評審等方式，由設計師匯總各系統的研試文件，在大腦中“演繹”系統集成得到的功能與性能，并依據經驗初步判定設計閉合情況。

應用MBSE模式，設計活動的分解工作過程與現有類似，唯一變化的是，設計結果由模型承載與傳遞；綜合集成驗證工作則有顯著差異，無論是總體還是分系統，均可在設計階段開展大量的基于模型的綜合集成驗證，對系統功能、性能的符合性，接口匹配性等進行驗證與確認。

相對于現有研制模式，綜合集成驗證的前移，將縮短“設計-試驗驗證”的閉合迭代周期，即使部分仿真手段無法取代物理試驗，設計階段開展充分的數字化綜合集成驗證，也能夠大幅提升試驗的成功率，促成“設計一次成功、試驗一次成功”的目標。

3 基于模型的運載火箭總體設計框架

根據中國運載火箭專業劃分和產品特點，充分繼承現有數字化設計驗證基礎，提出將MBSE融入運載火箭總體設計的方法：圍繞需求分解、需求驗證兩大主線，以數據中心和總體協同設計與驗證平臺為基礎支撐，以總體設計模型為核心，實現基于模型的運載火箭總體設計框架，如圖2所示。

圖2 基于模型的運載火箭設計框架Fig.2 Model Based Launch Vehicle Design Framework

數據中心為運載火箭總體設計提供統一的公共數據庫，是設計流程中全部數據管理和交換的節點，總體設計模型的輸入和輸出均存儲于數據中心。

總體協同設計與驗證平臺為不同專業模型提供了統一的設計環境，從數據中心抽取模型的輸入數據，模型之間數據通過在線或者離線形式交換，實現了總體設計模型之間的松耦合設計。

總體設計模型用于描述總體、電氣、結構、動力等運載火箭總體設計信息，在協同設計與驗證平臺中根據研制環節逐漸產生，并關聯存儲于數據中心。

3.1 數據中心

數據中心是總體設計與驗證的數據庫，核心功能不在于設計計算，而是對運載火箭設計全生命周期的專業模型及設計數據進行統一關聯管理，確保不同專業和系統數據的一致性。通過對運載火箭總體設計數據的結構化管理，制定協同設計平臺、多專業耦合分析平臺、集成驗證平臺的標準數據接口，實現平臺與數據中心之間的交互，設計過程數據可記錄、可受控、可追溯，設計流程進度可視。

3.2 總體協同設計與驗證平臺

總體協同設計與驗證平臺定義了運載火箭總體設計的流程模板，在數據中心基礎上控制數據流方向，不同專業在數據驅動下完成相應的設計工作，實現多專業離線協同設計。專業間的數據交換由平臺實現，提高了設計效率，避免了非結構化文檔傳遞信息的人為失誤。協同設計平臺兼具知識管理功能，在設計過程中可將質量要求、設計規范等推送給設計人員。

3.3 總體設計模型

根據運載火箭總體設計的特點以及覆蓋的學科領域，總體設計模型可分為總體參數模型（動力學樣機）、電氣系統模型（電氣樣機）、結構系統模型（結構樣機）、動力系統模型（動力樣機）4大類，總體參數模型用于描述運載火箭總體構型、彈道、姿控、氣動、載荷等特性；電氣系統模型描述電氣系統架構、功能、性能、電氣接口等特性；結構系統模型描述結構系統架構、功能、性能、機械接口等特性；動力系統模型描述動力系統架構、功能、性能、氣液接口等特性。

按照研制全生命周期以及產品特性劃分，模型可分為需求模型、架構模型（功能模型）、幾何模型和性能模型。其中，需求模型等同于現有的任務書文件，替代任務書、設計要求、產品圖紙等圖文檔作為下游設計、制造、試驗、測試發射的依據，以條目化、層次化、全方位的表達型號產品研制需求；架構模型等同于系統設計方案報告和原理圖，包含系統組成、功能邏輯過程、內部/外部接口關系、主要功能和性能指標等設計信息；幾何模型即現有的CAD模型(CATIA、ProE、NX等)，用于表達產品尺寸與幾何約束關系；性能模型包括如動力系統氣動液壓模型、電氣系統控制仿真模型、結構系統有限元模型等，反映產品的靜態與動態特性和功能實現情況。

根據研制任務，專業學科4類模型和全生命周期4類模型可以進行集成管理與驗證，如總體及各專業的需求模型可相互關聯，電氣各專業架構模型可一體化集成，電氣、結構的產品幾何模型可裝配，總體、控制、動力的產品性能模型可集成驗證等。

4 基于模型的運載火箭總體設計解決方案

結合上述總體設計框架，按照“數字化綜合集成”思想，形成基于模型的運載火箭總體設計解決方案：總體研制需求作為頂層要求，通過基于模型的小回路設計、大回路設計等，形成電氣系統、結構系統、動力系統總體方案，提出對分系統的研制要求；各分系統根據研制要求，基于模型開展產品設計與驗證，并根據耦合問題的分析需求，適時與總體模型進行綜合集成驗證，分系統設計完成后，需要按照閉合驗證的需求，提交模型給總體在研制各階段完成技術狀態復查、輸入輸出確認和接口匹配性驗證。

4.1 總體參數設計與集成驗證

運載火箭總體參數設計是通過彈道、姿控、氣動等計算獲得面向飛行任務的運載火箭總體構型，決定了各分系統設計方向，方案論證階段尤為重要，如圖3所示。方案論證階段，總體構型取決于全箭質量特性、發動機特性等輸入條件，而這些條件又依賴于歷史型號研制數據和試驗數據?；跉v史數據對設計模型進行標定，形成相應的數據庫，供總體參數設計選用。如全箭質量特性利用相似型號產品模型統計包絡數據獲得，發動機特性利用歷次試車數據標定的發動機產品模型獲得。后續研制階段，總體參數模型則根據各專業詳細設計所得的產品模型獲取輸入條件進行計算，逐漸逼近火箭的真實狀態。

基于上述輸入條件，運用運載火箭動力學一體化仿真技術，開展總體-彈道-姿控-制導-推進劑晃動-彈性振動-載荷分布的集成建模，基于統一的數據源，精確量化分析包括發動機推力異常、推進劑流量異常等偏差或故障對全箭質量特性及飛行動力學的影響，完成對運載火箭總體構型的設計與評估，從而改變現有各個專業串行設計、設計余量重復留取等不足，提升運載火箭的綜合性能。

圖3 運載火箭總體參數模型體系Fig.3 Configuration Parameter Model System of Launch Vehicle

4.2 電氣總體設計與集成驗證

運載火箭全箭電氣系統按照一體化功能架構共劃分控制、測量、能源、總線通信和健康管理等5部分。電氣系統基于模型的研制流程如圖4所示。

圖4 基于模型的電氣系統設計框架Fig.4 Model Based Electrical System Design Framework

以能源系統為例進行說明：

a）基于需求模型開展任務需求分析、指標設計、分解與傳遞等工作，電氣總體完成功能設計任務書；各子系統基于需求模型定義功能指標，與總體功能要求進行鏈接，提出模型交付要求。

b）單機承研單位按照設計任務書開展單機方案設計以及模型設計工作。

c）單機交付產品性能模型，系統總體開展系統圖紙設計及功能仿真驗證（例如，基于MWorks的能源流數字化設計系統）。

d）單機及系統指標進行設計迭代并更新產品性能模型交付給總體。

e）單機開展生產、調試、單機環境試驗；完成電纜網及系統文件設計；單機及電纜網交付系統，系統進行綜合試驗。

4.3 結構總體設計與集成驗證

運載火箭的箭體結構主要包括有效載荷整流罩、儀器艙、推進劑貯箱、箱間段、級間段、后過渡段和尾段等部分。構建基于模型的箭體結構系統研制流程，實現需求建模與分析、結構方案選擇及參數優化設計、結構系統詳細設計、結構系統強度校核等功能，如圖5所示，在系統中構建需求模型、全箭骨架模型、產品模型、產品MBD數據集模型等，實現各模型之間的數據鏈接。

圖5 基于模型的箭體結構系統研制流程Fig.5 Model Based Development Process of Launch Vehicle Structure System

a）結構需求分析。對箭體結構系統研制需求（如結構功能需求、尺寸需求、載荷與環境要求等）進行條目化分解，并據此來約束骨架設計和產品設計。

b）全箭骨架定義。定義全箭三維骨架模型，建立全箭實體模型的基準參照，實現全箭二維理論圖的三維化，給出全箭軸線、全箭坐標系、定位點等?；谌羌苣Ｐ蛯崿F上游的總體設計端傳遞到下游部段級結構設計端。

c）參數建模?；谛枨竽Ｐ秃凸羌苣Ｐ?，實現火箭部段結構方案的初步構建和關鍵參數的初步計算，形成滿足需求模型要求的箭體結構參數。

d）方案設計?；诩w結構參數計算結果，可在上游骨架模型和結構參數驅動下，快速生成結構初始CAD模型，確保結構方案關鍵參數與上游模型一致，設計人員據此開展箭體各部段結構方案的詳細設計。

e）結構優化。在CAD模型基礎上依據輸入需求約束的載荷和邊界條件，生成CAE模型進行分析，優化箭體結構方案，確保大型地面試驗一次成功。

f）MBD數據集模型。在產品模型基礎上，附加工藝、制造、裝配等信息，并一同向設計下游的制造單位直接傳遞，使得產品模型作為箭體結構生產制造過程中的唯一依據，實現設計與制造協同。

4.4 動力總體設計與集成驗證

以液體運載火箭為例，箭上動力系統主要包括增壓輸送系統和發動機2部分，傳統研制方法中所有方案、接口要求等均以文檔傳遞，增壓輸送系統和發動機根據物理分界面獨立論證和設計，缺少對動力全系統集成后的精細化仿真驗證；總體對需求的滿足性關注多，而對需求與設計方案的關聯性掌握較少，難以開展動力全系統的故障模式分析等。

針對這些不足，提出基于模型的動力系統研制總體方案如圖6所示。

圖6 基于模型的動力系統研制流程Fig.6 Model Based Development Process of Propulsion System

a）以動力系統需求模型為起點，根據總體對動力系統的研制要求，開展動力系統總體方案設計，利用先驗的發動機和增壓輸送性能模型對設計指標進行初步驗證。

b）經動力系統總體設計形成動力系統架構模型，以及對發動機和增壓輸送的需求模型。

c）增壓輸送系統和發動機根據動力總體下發的研制要求（需求模型），開展詳細設計得到各自的架構模型、單機的設計要求和性能模型，各自開展仿真驗證。

d）動力總體對分系統詳細設計后的性能模型進行綜合集成，在實物產品試驗之前，利用分系統產品性能模型進一步驗證與確認動力總體設計指標及系統間接口關系。

e）動力系統的分系統、單機需求模型、架構模型、產品性能模型均參與上一層級的集成和驗證，最終實現全系統的協同設計與驗證。

5 未來發展展望

綜上所述，基于模型的系統工程是一個從各學科開始，相近學科逐漸融合，最終形成統一模型表述的過程?？紤]到運載火箭設計不同學科之間的關聯性，并不一定需要把所有學科全部集中在一起。這里既需要對研究對象進行建模研究，也要對軟件平臺進行研究，對于運載火箭來說，目前相關學科表達和軟件平臺發展已初步實現了通過4個樣機來對火箭進行有效的表達，這些樣機之間的邏輯關系和相互耦合集成分析是未來的研究重點。如：新燃料電池與動力系統耦合性設計、垂直回收時序事件鏈設計及垂直回收彈道控制一體化設計等。

從長遠來看，應該是把4個樣機整合在一起，通過統一平臺實現多專業統一建模，幾何樣機能夠很方便的生成有限元分析軟件用的性能樣機，功能樣機能夠與幾何樣機、性能樣機保持上下文一致性關聯，從而做到跨學科的集成，但需要強大的軟件平臺支持，還有不少底層工作需要做。平臺本身必須足夠安全可控，運載火箭總體設計才能夠在平臺上零風險完成多專業的樣機整合。

6 結 論

本文提出了“數據中心+協同設計與驗證平臺+總體設計模型”的“2+1”新型研制信息平臺框架，給出了基于模型的運載火箭總體設計解決方案，通過總體與分系統，以及各專業間的“數字化綜合集成”，為型號的總體與分系統多專業設計協同提供了新的手段，以此代替總體設計師承擔多元產品研制模式下的技術協調、設計確認等大量非創新性工作，進一步促使設計師轉向面向通用平臺的技術創新與知識積累，提升運載火箭總體設計能力。

MBSE應用于運載火箭總體設計，通過結構化數據描述型號狀態基線，能夠有效保證信息的完整性與一致性；通過集成多專業工具鏈，充當系統工程過程中多學科設計的集線器，通過系統模型實現多學科協同優化設計。基于模型的運載火箭總體設計的落地還有很長的路要走，建議如下：

a）建立結構化數據及接口規范。通過規范化接口實現多專業程序快速運行，提升效率，同時各專業數據在數據庫中以結構化形式存在，統一為一套數據模型，可以據此開發種類豐富的數據分析工具。建立各總體專業設計數據間的聯系、分類和從屬邏輯，將設計數據結構化組織起來，形成規范；各種專業級、系統級的仿真模型及其平臺也可逐步實現自主可控，進而打通和數據平臺接口，基于平臺開展應用演示?？蓪祿M行版本控制、數據變化可追溯、通過松耦合的方式實現總體多專業程序協同運行效率的提升。

b）強化基于MBSE系統設計的先期驗證。傳統研制流程中，各專業設計領域利用專業模型和仿真手段對設計進行驗證，但是就系統工程整體而言，對系統運行邏輯、狀態的描述主要采用文本描述方式，系統整體驗證主要依賴實物驗證，驗證周期長，技術狀態無法保證，先期系統設計中的問題如果未能提前發現，待進入初樣階段后的設計修正成本大幅提高，也會嚴重影響系統研制進度。因此，需要通過MBSE強化對系統設計的先期驗證，前移總體與分系統的迭代設計，縮短迭代周期，提升設計效率。

c）突出設計協同化，提升多專業耦合精細化設計能力。協同設計有利于提高研制效率，縮短研制周期，并實現運載火箭從傳統設計模式向數字化模式的轉變。尤其是對于需要多專業耦合的設計任務來說，可以直接獲取相關專業的最新設計參數，及時修改本專業的模型和程序并實現結果反饋。多專業可以實現并行工作，減少了設計任務不斷反復迭代的次數，極大地提高設計效率。