基于SysML和Modelica的載人月球探測航天器總體設計與仿真驗證

彭 坤，韓 冬，劉 霞，梁 魯

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

0 引 言

載人月球探測工程是近地軌道空間站任務后又一載人航天領域重大工程,世界航天大國都著手新世紀載人月球探測總體方案研究[1-2]。載人月球探測工程飛行模式復雜[3]、航天器狀態多、技術指標要求高,如果仍采用基于文檔的系統工程方法會導致文檔數量激增、技術狀態一致性差、需求驗證覆蓋不全面、無法在方案階段進行充分仿真驗證等風險,急需進行系統工程方法革新以適應復雜航天任務的設計要求。

基于模型的系統工程[4](MBSE)方法由于其數據源同一性、模型間可關聯、模型表達無歧義、從需求分析到產品設計的正向設計、設計初期模型可仿真驗證等特點,已在航天領域[5-26]得到廣泛應用。語言、工具和方法是MBSE的3大核心內容。目前MBSE應用較多的語言為系統建模語言SysML[5]和系統驗證語言Modelica[6]兩類,前者重點關注需求分析和系統構建,后者側重于系統方案的仿真驗證。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,特別是緊密結合型號任務的全流程應用方法。

在航天領域的MBSE應用方面,國外學者側重利用SysML語言開展需求分析和方案設計優化。Wagner等[9]開展了“門戶”(Gateway)空間站的MBSE應用,開展系統需求和功能接口設計。Bijan等[12]基于SysML中參數圖對需求進行量化分析。Chadzynski等[8]和Bleakley等[13]都基于SysML語言規則開展系統方案的權衡優化分析,并全面考慮系統易遺漏的問題。Kretzenbacher等[14]開展小行星著陸系統的MBSE方法應用,利用活動圖進行各分系統下降過程分析。Kaslow等[15]提出一套立方星參考模型,快速設計特定任務立方星,并開展Matlab和STK的集成仿真驗證[16]。Morkevicius等[17]基于SysML和MagicDraw軟件提出一套MagicGrid方法,利用矩陣視角引導系統建模。此外,國外也開展了星間通信和地面系統的MBSE應用[18-19]。

國內研究主要側重融合現有流程的MBSE應用。張有山等[20]以載人飛船對接任務為例開展了載人航天器需求分析及系統設計過程MBSE應用探討。邵健[7]以FireSAT任務為例由需求和用例推導邏輯架構,并進行成本估算、參數分析和物理架構方案優選。韓鳳宇等[21]則從多專業協同設計角度闡述MBSE理論在航天器研制中的實踐,提出了航天器數字化研制標準體系框架。盧志昂等[22]以微重力科學實驗衛星系統為例,利用MagicGrid方法對衛星任務的需求、行為、結構、參數進行建模。何巍等[23]利用MBSE思想提出了運載火箭總體設計方法和框架,以適應運載火箭研制模式發展需求。張柏楠等[24]以某型號載人航天器為應用基礎,系統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象,基于SysML從需求、架構、行為和參數仿真4方面進行MBSE應用探討。在仿真驗證上,張慧靜[6]基于Modelica語言針對衛星姿控飛輪開展控制、電氣和力學多領域仿真驗證。劉志鋼等[26]則基于Modelica語言開展了航天器電源分系統建模和仿真研究。目前MBSE應用研究以設計框架和分系統仿真驗證居多,缺乏融合現有項目研制任務的系統總體全流程應用落地方案和設計方法流程。

本文緊密結合型號研制流程,基于SysML和Modelica語言規則,給出了載人月球探測航天器系統總體層面的設計流程和落地方案,將整個設計過程分為需求分析、系統行為分析、系統架構設計、系統仿真驗證以及技術要求分解5部分內容。從用戶需求和目標出發,自頂向下地開展需求分析。同時,利用行為圖開展載人月球探測正常和應急飛行方案分析和動態邏輯仿真,明確大系統間接口信號以及詳細功能需求。進而根據系統行為分解航天器功能模塊及對應的系統架構,賦予物質、能量和信息描述,設計設備間接口。此外,根據SysML架構搭建各分系統的Modelica模型開展航天器系統參數的仿真驗證和優化。最后,將經過仿真驗證確認的系統級需求按照分系統進行分解,形成對各分系統的技術要求模型,并基于模型自動生成型號技術要求文件,對標傳統研制流程利用MBSE方法完成系統總體設計任務。相對傳統研制流程,MBSE方法的優勢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,技術要求報告不用手寫直接由需求模型生成;其不足為航天器首次數字化建模時,需要統一設計流程和要求、統一平臺工具,明確建模責任人,投入更多精力。

1 MBSE設計流程

載人月球探測航天器設計基本過程遵循MBSE方法的“V”字模型。“V”字模型強調對需求和系統設計進行仿真驗證的重要性,仿真驗證活動與開發活動并行進行,允許在每個階段對需求進行修改。每個階段結束后,要對其進行審核和評價,其設計流程如圖1所示。

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

該設計流程適用于載人月球探測傳統研制流程的方案設計、初樣研制、正樣研制階段的設計工作,并隨著研制流程的推進逐步細化完善。主要步驟如下:

1)方案論證:以需求模型為基礎,開展功能指標分析,構建飛行器的需求指標體系。

2)功能設計:以功能模型為基礎,開展飛行器架構設計、功能模塊設計以及分系統方案設計等系統設計,并開展分系統和系統級集成多學科仿真,驗證系統方案的正確性和性能指標確認。

3)產品設計:以產品模型為基礎,開展飛行器三維設計。以工程模型為基礎,開展力、熱、電、軌道等專業仿真確認性能指標滿足情況。

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

5)總裝集成:以制造模型為基礎,開展飛行器的總裝集成設計工作。

6)產品試驗:以實做模型為基礎,開展產品測試試驗,并反饋到需求模型、功能模型、產品模型和工程模型中。

7)綜合測試:以實做模型為基礎,開展系統級綜合測試驗證,與地面試驗進行比對,同時驗證飛行器實物在地面無法模擬的各種工況,全面測試飛行器的各項性能。

8)發射運行:以實做模型為基礎,在飛行器發射運行階段為飛行器提供數字伴飛、故障方案演示、運行狀態預示等。

載人月球探測任務設計系統工程過程貫穿于系統的全生命周期,涵蓋由工程總體(System of systems, SoS)到系統再到分系統及單機不同層級的設計、生產過程,每個層級上都需要應用“V”字模型的過程,各層次上工作的關注點有所不同。對系統的各個層級重復進行需求分析、系統設計、產品設計和仿真驗證確認的過程,如圖2所示,按從整體到部分,一級一級向下開展設計;同時從部分到整體,向上集成進行驗證。

圖2 載人月球探測數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,開展航天器系統總體級的需求分析、系統設計和仿真驗證,暫不考慮三維建模等產品設計。對于系統總體級任務,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計,形成航天器分系統組成及其功能性能要求,下發給分系統。對應到MBSE方法上,可分解為需求分析、系統行為分析、系統架構設計、系統仿真驗證和技術要求分解5步基于模型來逐步設計航天器系統總體方案,如圖3所示。

圖3 MBSE設計流程Fig.3 MBSE design process

2 需求分析

按照基于模型的系統工程設計思路,首先從業務層出發,針對利益相關方和核心業務目標,識別利益相關者,并確定任務所需要解決的問題,逐項分解出任務需求。對于載人月球探測任務,利益相關者首先包括工程總體,應將工程總體下發的航天器技術要求、飛行任務規劃作為頂層輸入,進行結構化分解,開展需求分析。使工程總體的每一條需求都有對應的系統級需求,滿足工程總體需求的覆蓋性;同時通過任務場景分析、功能模塊分析和飛行方案建模分析進行航天器固有需求和任務需求的分解,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入到系統總體工程模型中作為引用模型,再通過需求圖對工程總體需求逐項分解為系統總體需求,并建立追溯關系。

3 系統行為分析

根據工程總體給定的載人月球探測飛行模式要求,對載人月球探測航天器進行行為分析和飛行方案詳細建模。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個層級進行對新一代載人飛船和月面著陸器各飛行階段進行層層分解,0級為飛行階段,A級為飛行子階段,B級為飛行事件,C級為飛行動作。以下以月面著陸器為例,給出其近月制動段→近月制動子階段→太陽帆板歸零→驅動機構工作的分解示例,如圖5所示。

圖5 正常飛行方案設計Fig.5 Design of nominal flight schemes

按照“同規劃、同設計”思路,在正常飛行模式分解的同時,開展故障模式和應急救生方案設計。應急飛行模式應覆蓋整個飛行任務,確保無遺漏。基于系統行為模型的故障模式分析主要以飛行事件為線索,分析導致飛行事件執行異常的具體原因。其難點在于正常飛行事件建模的全面性以及與FMEA等產品特性分析的結合性。基于系統行為模型的應救生方案設計以得到的故障模式為起點,結合故障后果影響,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,完成故障處置設計。

可利用泳道圖分配各大系統的功能,在活動圖分解飛行子階段的同時,對大系統的接口關系進行梳理、確認和關聯。

同時,可利用時序圖對某些關鍵飛行環節的飛行時序進行動態邏輯仿真,確保信息交互正確和時序匹配。

4 系統架構設計

根據航天器的系統行為模型、工程總體任務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。首先總結新一代載人飛船的3大主要任務為航天員往返運輸、載荷往返運輸及環月軌道航天員和載荷轉移。從中可以推導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、交會對接、組合體控制等任務增加的功能。在進行功能模塊聚合,形成承載與密封、能源管理、信息管理、姿軌控、載人環境和回收著陸6大類功能模塊。

將6大類功能模塊結合任務分工和方案優化(如電氣一體化等)確定對應的系統架構和分系統組成,實現航天器系統正向的一體化設計。圖6通過塊定義圖給出了新一代載人飛船的分系統初步組成,并自動生成內部塊圖中各分系統的組成,通過連線定義系統總體的各分系統間的機、電、信息、熱等接口和連接關系,作為分系統人員進行分系統方案設計的輸入和約束。

圖6 分系統組成及接口關系Fig.6 Subsystem composition and interface relations

系統總體完成各分系統組合和接口關系定義后,將各分系統的外部接口和框架下發給各分系統進行方案設計。以GNC分系統為例,在圖11的基礎上可以開展GNC分系統內部組成和單機間接口設計,建立GNC分系統內部塊圖,并滿足分系統外部接口約束。完成GNC分系統方案內部塊圖建模后,可利用內部塊圖模型和WhiteBox ICD Table自動生成各單機設備的接口表,初步形成型號研制所需要的單機接口數據表單(IDS)。

同時,可以賦予系統架構物質、能量、信息等描述,比傳統方式承載更多信息,可以利用參數圖進行分系統技術指標的分解和仿真驗證。例如分系統的質量分配,可以用參數圖建立分系統與其單機設備質量的關聯關系。

與GNC分系統同樣的建模流程,可以建立推進分系統方案的內部塊圖模型。圖7給出了月面著陸器推進分系統組成傳統Visio圖描述方式和基于SysML模型(內部塊圖模型)的描述方式,重點對比了推進分系統4臺發動機的描述。相對于傳統描述,基于模型可賦予發動機與閥門的氧化劑、燃燒劑和增壓流量壓力等物理量,以及發動機噴口溫度和產生的力。基于模型的描述的不足是目前單機設備圖標比較單一,如果載入原Visio圖中的單機圖標,模型可讀性會更強,設計師也可以無縫切換。

圖7 推進分系統的架構模型和傳統方式對比Fig.7 Comparison between architecture model ofthe propulsion subsystem and the traditional approach

此外,還可基于系統架構模型的內部塊圖,通過活動圖進行指令發送,開展動態邏輯仿真,可以多維度展示單機設備間力熱電信息傳輸關系、單機當前狀態以及行為當前步驟。

5 系統仿真驗證

前幾節中建立的需求模型、系統行為模型和系統架構模型均為SysML模型,若不調用外部算法,則只能進行邏輯仿真和簡單計算。載人月球探測航天器是復雜系統,存在機電熱信息多學科信息間的交叉,制造實體物理樣機周期長、成本高,因此需要利用多學科聯合仿真進行復雜產品虛擬樣機的分析。在接近實際飛行物理環境的虛擬環境下驗證設計方案,暴露系統級、分系統、單機級功能性能設計問題。為此,可參照SysML架構模型搭建Modelica多學科仿真體系,對航天器系統的參數進行仿真驗證,確保參數合理、方案可行。Modelica多學科仿真相對傳統專業仿真,能夠進行機電熱信息和姿軌耦合聯動的系統級仿真,發現系統涌現性問題,更加全面準確,如可以實時仿真飛行全過程中航天器的能量平衡和姿控發動機推進劑消耗問題。其不足為僅能進行一維仿真,不能進行場域的三維仿真。

目前簡單的SysML模型可以直接保存成.mo文件轉換為Modelica模型。對于規模大的復雜SysML模型,采用人工對照的方式進行建模。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,可以細到電連接器級,以便生成IDS;Modelica需要根據整體仿真速度進行適當優化調整,只用做到邏輯級,因此復雜SysML模型最好采用人工對照進行建模。

為了便于系統總體和分系統開展Modelica的協同建模和集成,系統總體在建模之初需要制定實施方案,如圖8所示。1)系統總體制定分系統建模要求、單機接口模型庫和系統總體仿真架構;2)系統總體根據架構開展機電熱信息4大總體建模;3)分系統根據分系統建模要求、單機接口模型庫以及自身方案搭建分系統模型;4)系統總體依據4大總體模型提煉出分系統測試模型;5)分系統將自身模型與系統總體提供的測試模型連接仿真,驗證其接口和功能性能正確性;6)分系統模型驗證無誤后,集成到系統總體模型中,形成整個航天器的多學科Modelica模型,并進行仿真和調試,開展多工況仿真。

圖8 Modelica建模實施方案Fig.8 Modelicamodeling implementation

其中,系統總體模型包括機電熱信息4大總體模型:1)機械與動力學總體模型負責收集各分系統的質量慣量信息、航天器外力,輸出實時姿軌信息;2)熱總體模型負責收集各分系統熱流,通過熱控分系統溫度計算后,通過熱總體反饋熱流到各分系統;3)信息總體模型將測控分系統及數管分系統的指令發送到各分系統中;4)能源總體模型收集電源分系統的供電電流,分配到各分系統電接口中。各分系統模型分別有機電熱信息接口,通過通信模塊與系統總體模型連接進行同步數據交互。分系統模型提交前,在4大總體的測試模型中進行調試無誤后,才能接入最終的系統總體模型。系統總體模型通過多個通信模塊可以連接航天器所有分系統,形成航天器系統級Modelica仿真模型。

基于整個航天器系統級Modelica仿真模型,通過飛行程序驅動開展系統級功能仿真驗證,完成系統功能和參數的評估,分系統間接口協調與匹配性驗證,確保系統整體方案可行、指標分配合理、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月交會對接后,船器組合體環月飛行過程的多學科仿真數據。其輸入量為船器組合體在環月飛行初始時刻(UTCG)各單機機電熱特性初值、推進劑剩余量、初始軌道姿態參數,設置仿真時間和步長,進行環月飛行多學科仿真,并實時輸出船器組合體的姿態軌道信息及各單機設備的質量、信息指令、溫度、熱流、用電功率以及電源分系統的發電功率等機電熱信息特性數據。

圖9 航天器機電熱信息多學科聯動仿真Fig. Spacecraft multidisciplinary interaction simulation with mechanics, electricity, thermology and information

環月飛行過程發送的信息指令,用于控制新一代載人飛船的各項動作。通過飛行程序設置其姿控模式和組合體軌道維持變軌,并傳輸到測控通信分系統,由數管分系統進行識別和分發,通過信息總體模型傳送到對應分系統的信息接口上。

圖9(a)為環月飛行過程組合體在月心慣性系下的三軸位置數據,也可同步輸出姿態數據。機械與動力學總體模型根據初始的質量、軌道、姿態和當前發動機推力數據,通過自身的地月動力學軌道模型和姿態動力學模型,推導下一時刻的質量、軌道、姿態以及太陽方位矢量數據,并傳輸到各大分系統。

圖9(b)為新一代載人飛船2塊太陽翼的發電功率,其實時考慮月球陰影及自身艙體遮擋影響,發電功率呈現周期性。電源分系統接收機械與動力學總體模型的太陽方位矢量,計算太陽翼光照遮擋關系和發電功率,并通過能源總體模型將電流分配到不同的分系統中,平衡發電功率和用電功耗。

圖9(c)為新一代載人飛船設備溫度曲線,設備溫度最后均趨于穩定。熱控分系統接收軌道、姿態和太陽方位矢量數據,計算外熱流,通過熱總體模型收集各分系統的熱耗,進行熱平衡計算并將控后熱流通過熱總體模型傳送到各分系統中實現溫度控制。

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

6 技術要求分解

經仿真確認后,將功能、性能需求進行條目化分解,同時結合航天器設計固有的接口要求、通用要求,形成總體對分系統的需求,構建系統需求模型,按照分系統共分解出1 500余條分系統技術要求,并與工程總體需求形成追溯關系,如圖10所示。

圖10 航天器分系統技術要求Fig.10 Technical requirements of spacecraft subsystems

以電子信息分系統為例,按照第1節中圖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,并進行分解和精化,形成第1部分電子信息需求;其次,根據第3節飛行方案中的飛行動作模型,推導出完成該動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的技術要求,并建立條目化需求模型。以模型為載體來承載分系統技術要求,當需要查看報告時由模型自動生成文檔。技術要求需要修改時,只能在模型中進行修改再重新生成文檔,保證數據的同源性。

當分系統接收系統總體的技術要求作為輸入,按照以上步驟進行分解則可得出分系統對單機的技術要求,形成分系統級需求追溯和關聯。進而,可自動生成工程總體需求→系統總體需求→分系統需求→單機需求的多層需求追溯關系,便于后續需求變更的影響域分析。

7 結 論

本文基于SysML和Modelica語言將載人月球探測航天器正向設計過程按照需求、行為、架構、仿真驗證和技術要求分解5個步驟,進行了方法應用的初步探討,為后續其它航天器的MBSE應用提供參考。

1)利用SysML的需求圖進行工程總體級需求分解,并建立工程總體需求與系統總體需求之間的追溯關系;

2)利用SysML的狀態機圖、活動圖和序列圖建立載人月球探測航天器的正常和應急飛行方案模型并對關鍵環節進行動態時序仿真,同時分析大系統接口關系;

3)結合需求和行為分析得到功能模塊,在塊定義圖中進行航天器架構建模,分解出各分系統,并利用內部塊圖分析分系統之間的接口關系,形成接口模型;

4)基于SysML模型構建Modelica仿真模型,對飛船總體參數技術指標進行仿真驗證,確保參數合理、方案可行;

5)基于模型下達分系統技術要求并自動生成文檔,同時可基于需求模型建立多級需求之間的追溯和關聯關系,便于后續影響域分析。

總結載人月球探測航天器方案階段的MBSE全流程應用經驗,MBSE方法相對傳統方式可以全面驗證工程總體需求是否100%覆蓋,并建立追溯關系;系統行為建模和架構建模可多維度展現航天器方案特性,并通過動態仿真驗證邏輯正確性;多學科仿真驗證可驗證航天器機電熱信息特性耦合情況下的系統級功能性能仿真,在投產前全面確認總體方案可行性。同時,MBSE方法也存在一些問題需要完善解決,如多學科系統仿真算力要求高、模型版本管控和傳遞問題、大規模模型協同建模匹配問題等。