美國(guó)航天器熱設(shè)計(jì)建模仿真標(biāo)準(zhǔn)分析及啟示

呂建偉,劉 欣,楊 勇

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研發(fā)中心,北京 100076)

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美國(guó)航天器熱設(shè)計(jì)建模仿真標(biāo)準(zhǔn)分析及啟示

呂建偉,劉 欣,楊 勇

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)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(biāo)準(zhǔn)。此標(biāo)準(zhǔn)內(nèi)容包括項(xiàng)目管理、模型發(fā)展、仿真執(zhí)行、結(jié)果驗(yàn)證及不確定量分析、推薦學(xué)習(xí)案例、訓(xùn)練方法、建模及仿真可信度評(píng)估、結(jié)果報(bào)告八個(gè)方面，對(duì)仿真建模過程建立了一系列可靠性評(píng)估方法，提升仿真結(jié)果的可信度和支撐項(xiàng)目的決策?；趪姎馔七M(jìn)實(shí)驗(yàn)室(JPL)的火星探路者(MER)探測(cè)器熱設(shè)計(jì)案例，闡述了建模及仿真可信度評(píng)估中可信度評(píng)估因子分類、等級(jí)、打分方法，以及評(píng)估打分結(jié)果應(yīng)用等過程。結(jié)合我國(guó)航天發(fā)展的需求，提出了相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)建立、可信度評(píng)價(jià)體系發(fā)展和軟件基礎(chǔ)提升等建議，可為后續(xù)的相關(guān)研究和應(yīng)用提供參考。

航天器； 熱設(shè)計(jì)； 建模與仿真； NASA-STD-7009建模與仿真標(biāo)準(zhǔn)； 風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估； 可信度因子； 火星探路者探測(cè)器

0 引言

航天器熱設(shè)計(jì)建模仿真可分析不同熱控措施的效果，既能滿足總體設(shè)計(jì)過程快速迭代的要求，又可節(jié)省大量試驗(yàn)費(fèi)用的作用，對(duì)建模仿真的可靠性提出極嚴(yán)格的要求。目前，隨著空間探索的加速發(fā)展，認(rèn)識(shí)到通過建立數(shù)學(xué)模型及仿真分析開展工作的狀況呈現(xiàn)更多、更復(fù)雜的趨勢(shì)，特別是項(xiàng)目需做重大決策的關(guān)鍵時(shí)刻，建模及仿真分析提供的結(jié)果是否可信至關(guān)重要。因此，需制定一個(gè)確保建模及仿真過程可信的標(biāo)準(zhǔn)方法，為項(xiàng)目論證、研制乃至應(yīng)用階段的決策者提供保證。2008年，NASA發(fā)布了一份關(guān)于建模及仿真過程的標(biāo)準(zhǔn)(NASA-STD-7009)[1]。此標(biāo)準(zhǔn)內(nèi)容涵蓋了項(xiàng)目管理、模型發(fā)展、仿真執(zhí)行、結(jié)果驗(yàn)證及不確定量分析、訓(xùn)練方法、推薦學(xué)習(xí)案例、建模及仿真可信度評(píng)估、結(jié)果報(bào)告八個(gè)部分。美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(JPL)參與了該標(biāo)準(zhǔn)的制訂與研究，并首先應(yīng)用于火星探路者(MER)巡航階段熱設(shè)計(jì)等項(xiàng)目的研制[2]。目前，該標(biāo)準(zhǔn)中的一系列驗(yàn)證及評(píng)估等方法被食品藥品監(jiān)督管理局(FDA)、美國(guó)國(guó)立衛(wèi)生研究院(NIH)、美國(guó)機(jī)械工程師協(xié)會(huì)(ASME)借鑒并廣泛采用。本文結(jié)合JPL實(shí)驗(yàn)室的一個(gè)MER熱設(shè)計(jì)案例，介紹了該標(biāo)準(zhǔn)的建模及仿真可信度評(píng)估。

1 航天器熱設(shè)計(jì)建模及仿真風(fēng)險(xiǎn)評(píng)價(jià)必要性

目前，建模及仿真分析是航天器熱設(shè)計(jì)過程中的重要工作之一，該工作產(chǎn)生的結(jié)果甚至直接對(duì)項(xiàng)目決策產(chǎn)生重要的影響[3]。因此，需要對(duì)建模及仿真分析造成的風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行評(píng)估，建模及仿真風(fēng)險(xiǎn)評(píng)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(jié)果出現(xiàn)問題將對(duì)項(xiàng)目產(chǎn)生災(zāi)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(jié)果出現(xiàn)問題將對(duì)項(xiàng)目造成較嚴(yán)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(duì)決策的影響微小。

表1 建模及仿真風(fēng)險(xiǎn)評(píng)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(shè)計(jì)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(jié)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(huì)造成相應(yīng)的誤差，熱分析建模及仿真分析的溫度必然是一個(gè)近似的結(jié)果。如航天器熱分析中，熱交換的因素(內(nèi)部結(jié)構(gòu)緊湊、形狀特殊，使各部分間換熱極為復(fù)雜，同時(shí)還有隨時(shí)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(xué)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(shè)計(jì)的可信度，熱分析過程一般還應(yīng)在熱設(shè)計(jì)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(jié)果不確定性)常通過敏感性分析進(jìn)行估計(jì)。

過去，模型和仿真結(jié)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(jìn)行評(píng)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(dòng)圖，以及試驗(yàn)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(shè)計(jì)要求Fig.1 JPL’s current thermal design requirements

但在多數(shù)情況下，對(duì)模型及仿真結(jié)果的解讀常通過工程師進(jìn)行，沒有針對(duì)模型及仿真結(jié)果本身可信度的評(píng)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(biāo)準(zhǔn)應(yīng)用分析

2.1 火星探測(cè)器及任務(wù)

為尋找火星上液態(tài)水存在的痕跡，美國(guó)于2003年6、7月，先后發(fā)射了勇氣號(hào)(Spirit)和機(jī)遇號(hào)(Opportunity)的火星探測(cè)器。在經(jīng)歷了約7個(gè)月的飛行，兩個(gè)探測(cè)器順利到達(dá)了火星表面。它們的設(shè)計(jì)借鑒了1996年發(fā)射的火星探路者探測(cè)器的成功經(jīng)驗(yàn)，包括了巡航級(jí)、著陸防護(hù)系統(tǒng)、著陸器和火星車四個(gè)部件，如圖2所示。火星探測(cè)器幾何數(shù)學(xué)模型及實(shí)物如圖3所示。

圖2 火星探測(cè)器配置Fig.2 MER flight system configuration

圖3 火星探測(cè)器幾何數(shù)學(xué)模型及實(shí)物Fig.3 MER flight system and geometric math model (GMM)

2.2 探測(cè)器巡航級(jí)熱設(shè)計(jì)

在從地球飛向火星的途中，巡航級(jí)提供姿態(tài)控制、動(dòng)力及電能。火星車被包覆在著陸防護(hù)系統(tǒng)中，提供飛行計(jì)算和通信功能。巡航熱設(shè)計(jì)的核心是熱排散系統(tǒng)(HRS)。這是一個(gè)單相機(jī)械泵流體回路，工質(zhì)為CFC-11，位于巡航級(jí)。巡航段的主要熱源來(lái)自通信系統(tǒng)硬件、電池中6個(gè)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(shè)備(WEB)。流體回路將火星車的廢熱輸送至巡航級(jí)外部的輻射散熱器排散。

吸收了火星探路者熱設(shè)計(jì)的經(jīng)驗(yàn)，巡航級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)的熱設(shè)計(jì)具備了新特點(diǎn)：飛行軟件控制加熱器，而不是機(jī)械的雙金屬自動(dòng)調(diào)溫器；設(shè)置8個(gè)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(gè)控制區(qū)域有加熱器防止單點(diǎn)失效域2個(gè)。飛行軟件能控制16路加熱器，并設(shè)置了觸發(fā)設(shè)定裝置防止同一區(qū)域的兩路加熱器同時(shí)工作。采用雙金屬自動(dòng)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(yáng)敏感器、太陽(yáng)陣結(jié)構(gòu)、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(gè)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(jí)硬件，單層的隔熱組件用于防熱外殼減少熱損失。

2.3 探測(cè)器巡航級(jí)熱分析模型

巡航階段熱模型包括：幾何數(shù)學(xué)模型(GMM)，確定探測(cè)器的輻射耦合及環(huán)境加熱；熱數(shù)學(xué)模型(TMM)，確定探測(cè)器的溫度?；鹦翘綔y(cè)器模型及實(shí)物如圖4所示。

圖4 火星探測(cè)器熱模型及實(shí)物Fig.4 MER CS flight system and thermal model

2.4 建模及仿真可信度評(píng)估

2.4.1 可信度評(píng)估因子分類

根據(jù)NASA-STD-7009標(biāo)準(zhǔn)，可信度的評(píng)估由三大類共8個(gè)因子組成，分別是模型建立類(驗(yàn)證、確認(rèn))、仿真操作類(模型輸入表、結(jié)果的不確定性、結(jié)果的魯棒性)及其他類(應(yīng)用歷史、模型及仿真管理、人員資格)。每個(gè)評(píng)估因子相互獨(dú)立，并能進(jìn)行客觀的評(píng)估(分為5個(gè)等級(jí))。8個(gè)因子說明如下。

a)正確性：模型建立及測(cè)試是否正確？數(shù)值的誤差是什么？

b)有效性：模型及仿真結(jié)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(jié)果的不確定性：當(dāng)前模型及仿真結(jié)果中的不確定度是多少？

e)結(jié)果的魯棒性：當(dāng)前模型及仿真結(jié)果的敏感性如何獲得？

f)應(yīng)用歷史：當(dāng)前模型及仿真是否應(yīng)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(jié)果的不確定性、結(jié)果的魯棒性)因子還包括同行技術(shù)評(píng)價(jià)子因子。

2.4.2 可信度評(píng)估因子等級(jí)

根據(jù)NASA-STD-7009定義，可信度因子等級(jí)的評(píng)估見表2。

2.4.3 可信度評(píng)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(quán)重為[0，1]；每個(gè)因子的所有子因子之和為1；每個(gè)因子的技術(shù)評(píng)估權(quán)重不大于0.3。

對(duì)火星探測(cè)器巡航級(jí)熱設(shè)計(jì)進(jìn)行打分，正確性的打分結(jié)果見表3。 每項(xiàng)因子按照上述表格打分后，匯總得到總分?jǐn)?shù)，總分按全部因子最低的分?jǐn)?shù)計(jì)算，見表4。 8個(gè)因子打分后，用雷達(dá)圖可直觀顯示每個(gè)因子的分布，如圖5所示。

表3 單項(xiàng)因子卷積打分

表4 全部因子總得分

圖5 因子分?jǐn)?shù)雷達(dá)圖Fig.5 Radar pot for factor scores

表2 可信度因子等級(jí)的評(píng)估分?jǐn)?shù)

2.4.4 評(píng)估打分結(jié)果應(yīng)用

可信度評(píng)估分?jǐn)?shù)作為可供決策的依據(jù)，需通過閾值的設(shè)置進(jìn)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(xiàng)目全壽命周期變化；依賴于決策風(fēng)險(xiǎn)的嚴(yán)重程度。

一般，若可信度評(píng)估分?jǐn)?shù)大于/等于閾值，則可信度評(píng)估的8個(gè)因子均滿足條件，模型及仿真分析的結(jié)果完全可使用；若可信度評(píng)估分?jǐn)?shù)低于閾值但不低于閾值0.5，則認(rèn)為可信度評(píng)估評(píng)估因子在可信度要求的范圍，建模及仿真結(jié)果可使用；若可信度評(píng)估分?jǐn)?shù)低于閾值0.5但不低于閾值1.0，則建模及仿真結(jié)果需謹(jǐn)慎使用；若可信度評(píng)估分?jǐn)?shù)低于閾值1.0，則建模及仿真結(jié)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(píng)估結(jié)果1.7，可認(rèn)為所用模型及仿真分析結(jié)果的可信度太低，不推薦應(yīng)用，需對(duì)模型的魯棒性進(jìn)行改進(jìn)。

圖6 評(píng)估結(jié)果的應(yīng)用Fig.6 Application of assessment results

綜上，NASA-STD-7009標(biāo)準(zhǔn)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(jié)合火星探測(cè)器的案例主要介紹了模型及仿真可信度的評(píng)估方法(即該標(biāo)準(zhǔn)的第7部分)。

該標(biāo)準(zhǔn)的具體要求涵蓋項(xiàng)目管理；模型建立；仿真分析；驗(yàn)證、確認(rèn)及不確定量；推薦練習(xí)案例；訓(xùn)練方法；可信度評(píng)估；建模及仿真結(jié)果分析報(bào)告8個(gè)方面。此外，為更好地貫徹執(zhí)行該標(biāo)準(zhǔn)，NASA還發(fā)布了《NASA-HDBK-7009建模及仿真標(biāo)準(zhǔn)輔導(dǎo)手冊(cè)》，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(wù)的建模及仿真過程中均采用了與此標(biāo)準(zhǔn)的主要目標(biāo)完全一致的要求。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文以JPL試驗(yàn)室的一個(gè)火星探測(cè)器熱設(shè)計(jì)為案例，介紹了NASA建模及仿真的標(biāo)準(zhǔn)。通過分析其實(shí)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(jié)果可信度，而且能以量化的方式為項(xiàng)目決策提供有效的支撐。結(jié)合我國(guó)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(lái)航天型號(hào)設(shè)計(jì)方面軟實(shí)力，可建立具有我國(guó)航天特色的熱設(shè)計(jì)建模及仿真的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范。建模及仿真分析能力作為型號(hào)設(shè)計(jì)“軟實(shí)力”，在未來(lái)航天型號(hào)研制過程中所占比重將逐漸加大。特別是在事關(guān)項(xiàng)目決策的關(guān)鍵時(shí)刻，建模及仿真的重要作用日益凸顯。因此，應(yīng)建立具中國(guó)航天特色的熱設(shè)計(jì)建模及仿真的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范，盡量涵蓋技術(shù)與管理兩條線，摒棄以主觀經(jīng)驗(yàn)為主的結(jié)果評(píng)估，確保建模及仿真分析結(jié)果在決策過程中有高可信度。第二，可信度評(píng)估權(quán)重模型與計(jì)算打分方法是建立統(tǒng)一模型及仿真分析標(biāo)準(zhǔn)的關(guān)鍵，應(yīng)根據(jù)實(shí)際情況確立合適的可信度評(píng)估體系?？尚哦仍u(píng)估體系涉及模型發(fā)展及維護(hù)、仿真過程執(zhí)行、結(jié)果分析及展示、模型及仿真訓(xùn)練方法、標(biāo)準(zhǔn)學(xué)習(xí)案例、建模及仿真可信度評(píng)估方法、建模及仿真結(jié)果分析報(bào)告等。熱控制是航天型號(hào)研制過程中決定航天器工作任務(wù)成敗的重要、必不可少的技術(shù)保障系統(tǒng)之一，須建立相關(guān)的可信度評(píng)估權(quán)重模型、計(jì)算打分方法和規(guī)范，全面形成可信度評(píng)估體系，為航天器熱設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供可靠的支撐。第三，積極開展基礎(chǔ)的熱分析應(yīng)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(shè)計(jì)的經(jīng)驗(yàn)表明：高可信度的軟件是開展熱設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。隨著我國(guó)空間探索的加速發(fā)展，一方面可通過熱分析軟件在項(xiàng)目中的應(yīng)用，不斷驗(yàn)證軟件的有效性，另一方面開展熱分析應(yīng)用軟件的基礎(chǔ)研究，進(jìn)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(jí)工程師，主要研究方向?yàn)楹教炱鳠峥刂圃O(shè)計(jì)及優(yōu)化。

TP391.9； T-651

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.04.020