基于MBSE的運載火箭動力系統(tǒng)關(guān)鍵子系統(tǒng)設(shè)計

肖 進(jìn)，周瀟雅，李 佳，張 茜，孫樹森

基于MBSE的運載火箭動力系統(tǒng)關(guān)鍵子系統(tǒng)設(shè)計

肖 進(jìn)，周瀟雅，李 佳，張 茜，孫樹森

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

動力系統(tǒng)是運載火箭提供動力和控制的重要系統(tǒng)。將基于模型的系統(tǒng)工程方法（Model-based Systems Engineering，MBSE）結(jié)合動力系統(tǒng)研制流程，能有效地應(yīng)對運載火箭的復(fù)雜性，從而保證系統(tǒng)設(shè)計的一致性和完整性。通過基于模型的需求分析、架構(gòu)設(shè)計和仿真驗證，完成了補壓子系統(tǒng)的設(shè)計，實現(xiàn)了基于模型的系統(tǒng)協(xié)同設(shè)計方法，對提升運載火箭系統(tǒng)設(shè)計開發(fā)效率等具有重大工程意義。

基于模型的系統(tǒng)工程；運載火箭；動力系統(tǒng)；系統(tǒng)設(shè)計

0 引 言

以運載火箭為代表的航天產(chǎn)品目前主要采用傳統(tǒng)的系統(tǒng)工程（Traditional Systems Engineering，TSE）研制模式，基于自然語言并以文本的格式對用戶需求、設(shè)計方案等進(jìn)行描述，TSE為航天產(chǎn)品的發(fā)展做出了巨大的貢獻(xiàn)，但隨著航天產(chǎn)品系統(tǒng)的日益復(fù)雜，產(chǎn)生了信息容易產(chǎn)生歧義、有效抽取所需信息困難、驗證需求符合性困難以及更改流程復(fù)雜耗時等諸多問題，嚴(yán)重影響了航天產(chǎn)品研制的效率和準(zhǔn)確性。

因此，研究學(xué)者開始提出采用基于模型的系統(tǒng)工程（Model-based Systems Engineering，MBSE）進(jìn)行復(fù)雜系統(tǒng)研制，MBSE是建模方法的形式化應(yīng)用，以使建模方法支持系統(tǒng)要求、設(shè)計、分析、驗證和確認(rèn)等活動，這些活動從概念性設(shè)計階段開始，持續(xù)貫穿到設(shè)計開發(fā)的全生命周期階段[1]。通過MBSE的基于統(tǒng)一規(guī)范的模型和數(shù)據(jù)交互模式的研究，可以有效地增強不同單位之間模型的對接性和時變性，并保證產(chǎn)品數(shù)據(jù)的一致性和唯一性。進(jìn)而有助于提升整體研制能力，節(jié)省資源協(xié)調(diào)的成本，縮短研制周期，降低研制風(fēng)險和成本[2]。

目前，NASA、DARPA、Boeing、Lockheed Martin、ESA等國外航空航天機構(gòu)及企業(yè)對MBSE 開展了較為深入的研究和應(yīng)用，中國的中航工業(yè)、浙江大學(xué)等企業(yè)和高校等也率先對MBSE開展了初步應(yīng)用[3]。從國內(nèi)外研究和應(yīng)用經(jīng)驗來看，基于模型的系統(tǒng)工程對于需求多變、系統(tǒng)構(gòu)成復(fù)雜的大型項目具有明顯優(yōu)勢，是未來工業(yè)發(fā)展的重要方向。但是，由于運載火箭系統(tǒng)更為復(fù)雜組件更為繁多，目前國內(nèi)外研究成果鮮見將運載火箭作為研究對象，對于利用MBSE方法完成運載火箭相關(guān)系統(tǒng)設(shè)計的具體應(yīng)用尚未報道。

運載火箭動力系統(tǒng)主要為運載火箭提供推進(jìn)力和控制力，并且涉及高壓用氣、低溫液體、火工品等危險源，是影響全箭性能、可靠性、安全性的重要分系統(tǒng)之一。其中，補壓子系統(tǒng)為動力系統(tǒng)中具有代表性的關(guān)鍵子系統(tǒng)。本文以運載火箭低溫動力系統(tǒng)的增壓輸送系統(tǒng)為例，面向其關(guān)鍵子系統(tǒng)——補壓子系統(tǒng)，針對火箭飛行過程的貯箱補壓場景進(jìn)行研究，通過需求分析，功能、邏輯、物理架構(gòu)設(shè)計，探索基于模型的正向設(shè)計過程，并基于仿真軟件MWorks對系統(tǒng)設(shè)計進(jìn)行仿真驗證，形成“需求-架構(gòu)-仿真”閉環(huán)迭代。

1 基于MBSE的運載火箭低溫動力系統(tǒng)設(shè)計思路

結(jié)合運載火箭低溫動力系統(tǒng)研制流程和MBSE設(shè)計思想，得到了基于MBSE的運載火箭低溫動力系統(tǒng)設(shè)計“V型”流程，其具體設(shè)計如圖1所示。

圖1 基于模型的運載火箭低溫動力系統(tǒng)設(shè)計流程

在基于MBSE的運載火箭低溫動力系統(tǒng)設(shè)計“V型”流程圖的基礎(chǔ)上，可根據(jù)基于MBSE的系統(tǒng)開發(fā)流程，得到基于MBSE的運載火箭低溫動力系統(tǒng)開發(fā)流程，如圖2所示。

圖2 基于模型的運載火箭低溫動力系統(tǒng)的協(xié)同設(shè)計方法

根據(jù)基于MBSE的運載火箭低溫動力系統(tǒng)設(shè)計“V型”流程和開發(fā)流程，可實現(xiàn)運載火箭低溫動力系統(tǒng)基于模型的設(shè)計，研究“需求-系統(tǒng)方案-單機方案”的正向設(shè)計過程。根據(jù)MBSE設(shè)計方法，利用系統(tǒng)建模語言來描述系統(tǒng)模型，作為系統(tǒng)設(shè)計開發(fā)全過程中首要工件，并對模型進(jìn)行管理、控制、迭代和完善，主要實施過程分為兩個階段：需求分析和架構(gòu)設(shè)計。本文使用基于SysML語言的MBSE工具Rhapsody進(jìn)行系統(tǒng)開發(fā)。

需求分析的目標(biāo)是通過一系列的活動（主要包括開發(fā)系統(tǒng)運行概念、頂層功能分析、定義初步系統(tǒng)需求、建立系統(tǒng)需求和輸入需求間追溯矩陣等）得到對系統(tǒng)特征的定義，將用戶需求轉(zhuǎn)化為系統(tǒng)要求。系統(tǒng)特征描述了系統(tǒng)如何運行以及相應(yīng)的運行環(huán)境及約束，實現(xiàn)了“問題域”到“方案域”的視角轉(zhuǎn)變。

架構(gòu)設(shè)計是將系統(tǒng)需求轉(zhuǎn)化為系統(tǒng)解決方案的過程，即從問題域向解決域的過渡，主要包括功能分析和設(shè)計綜合兩部分。功能分析的目的是將需求分析階段獲得的用例模型，翻譯成系統(tǒng)功能的清晰描述，并用來指導(dǎo)后續(xù)的設(shè)計集成與綜合，形成具備一定功能和可執(zhí)行的功能分析模型（也被稱為“黑盒”用例模型）。功能分析可通過反映系統(tǒng)工作流的活動圖、反映運行時序的順序圖和反映系統(tǒng)行為狀態(tài)的狀態(tài)圖來展現(xiàn)，從而描述系統(tǒng)功能和功能之間相互關(guān)系。設(shè)計綜合的目標(biāo)是整合功能分析階段的模型元素，并設(shè)計系統(tǒng)架構(gòu)，生成系統(tǒng)架構(gòu)的備選方案，選擇出滿足系統(tǒng)需求的一個或多個備選方案，并以一系列一致的視角對備選方案進(jìn)行表達(dá)。架構(gòu)設(shè)計階段的重點是將功能分析階段的“黑盒”用例模型逐步細(xì)化，最終展開為“白盒”模型[4]。通過基于模型的架構(gòu)設(shè)計實現(xiàn)產(chǎn)品形態(tài)從功能-邏輯-物理的逐步演變，支持產(chǎn)品設(shè)計從問題域-解決方案域-專業(yè)工程領(lǐng)域的實現(xiàn)。

2 運載火箭補壓子系統(tǒng)設(shè)計示例

以運載火箭低溫動力系統(tǒng)中增壓輸送系統(tǒng)的關(guān)鍵子系統(tǒng)——補壓子系統(tǒng)為例，針對火箭飛行過程的貯箱補壓場景，結(jié)合運載火箭補壓子系統(tǒng)的任務(wù)書、研制要求等源文件，首先開展需求分析，通過系統(tǒng)運行概念開發(fā)和頂層功能分析，建立需求模型和系統(tǒng)用例模型，接著完成架構(gòu)設(shè)計，通過建模工具轉(zhuǎn)化用例模型，得到活動圖、順序圖和狀態(tài)圖，并將功能分配到系統(tǒng)架構(gòu)中，并形成子系統(tǒng)模型和接口。最終研究得到運載火箭補壓子系統(tǒng)“需求-系統(tǒng)方案-單機方案”的正向設(shè)計過程，并打通與MWorks的接口實現(xiàn)仿真驗證。

2.1 需求分析

需求分析的主要工作就是通過對項目利益攸關(guān)者分析、需求的捕獲與分析，梳理出項目的頂層系統(tǒng)需求，并將系統(tǒng)需求根據(jù)不同的功能架構(gòu)逐級準(zhǔn)確、清晰、無歧義、可追溯地傳遞和物理實現(xiàn)[5]。根據(jù)MBSE方法，將需求以用例的形式進(jìn)行展現(xiàn)，并逐個對用例進(jìn)行設(shè)計，當(dāng)需求發(fā)生改變時，設(shè)計人員能夠快速追溯并修改與此需求相關(guān)的功能系統(tǒng)和交互接口[6]。

根據(jù)運載火箭低溫動力系統(tǒng)的補壓子系統(tǒng)的研制過程中各階段任務(wù)書、研制要求、標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范進(jìn)行需求捕獲建立補壓子系統(tǒng)條目化需求庫（如表1所示），并通過需求梳理，針對火箭飛行過程的貯箱補壓場景，使用Rhapsody開發(fā)系統(tǒng)需求運行概念并進(jìn)行頂層功能分析，補壓子系統(tǒng)涉及的外部參與者（即與系統(tǒng)有直接交互的外部系統(tǒng)和使用者）較多，包括：控制系統(tǒng)、測量系統(tǒng)、氧箱和氫箱，補壓子系統(tǒng)系統(tǒng)用例為貯箱補壓，繪制的用例圖如圖3所示，后續(xù)基于用例進(jìn)行詳細(xì)的系統(tǒng)設(shè)計。

表1 補壓子系統(tǒng)需求庫

Tab.1 Requirement Repository of Pressure Compensation System

標(biāo)識標(biāo)簽規(guī)范 PSR-1PSR-1-概述概述 PSR-10PSR-10-動力系統(tǒng)總體輸入需求動力系統(tǒng)總體輸入需求 PSR-11PSR-11-總體參數(shù)總體參數(shù)

圖3 補壓子系統(tǒng)用例

2.2 架構(gòu)設(shè)計

2.2.1 功能分析

基于需求分析用例圖的劃分，分析補壓子系統(tǒng)的運行場景，根據(jù)各個用例，分別針對每一個利益相關(guān)者進(jìn)行了分析，搭建活動圖、順序圖和狀態(tài)圖，細(xì)化系統(tǒng)的運行狀態(tài)，完成對補壓子系統(tǒng)需求的準(zhǔn)確捕獲并確認(rèn)。

以貯箱補壓場景補壓過程為例，補壓子系統(tǒng)在補壓過程使用的主要功能包括氧箱補壓和氫箱補壓，補壓過程活動如圖4所示，當(dāng)補壓子系統(tǒng)接收到控制系統(tǒng)的“開啟氧箱指令”，并且供氣氣體存儲量大于一定量時，補壓子系統(tǒng)啟動氧箱供氣，將補壓氣體輸送到氧箱，當(dāng)補壓子系統(tǒng)接收到“停止氧箱補壓指令”或者供氣氣體耗盡時，補壓子系統(tǒng)關(guān)閉氧箱供氣。氫箱補壓過程類似氧箱補壓。圖5為描述貯箱補壓過程的順序圖。

圖4 運載火箭補壓子系統(tǒng)補壓過程活動

圖5 運載火箭補壓子系統(tǒng)補壓過程順序

類似地，還可以得到貯箱補壓場景測量過程的活動圖、順序圖。

經(jīng)過架構(gòu)設(shè)計的功能分析階段，傳統(tǒng)運載火箭補壓子系統(tǒng)的任務(wù)書、研制要求等文件在本階段由模型替代，并在層次性、完整性、準(zhǔn)確性上得到了極大的增強，顯著的提高了系統(tǒng)設(shè)計的效率和質(zhì)量。

2.2.2 設(shè)計綜合

系統(tǒng)設(shè)計綜合主要是基于系統(tǒng)功能分析階段的“黑盒”模型，依據(jù)系統(tǒng)的架構(gòu)設(shè)計，對系統(tǒng)功能進(jìn)行分析，并將功能分解、定義、分配到相關(guān)的部件、組件和子系統(tǒng)中，完成功能分析向承載軟硬件的傳遞與分配。將系統(tǒng)的技術(shù)指標(biāo)通過綜合與分配，轉(zhuǎn)換為部件、組件和子系統(tǒng)的設(shè)計輸入與技術(shù)指標(biāo)要求，包括系統(tǒng)可靠性、維修性和測試性等指標(biāo)。系統(tǒng)設(shè)計綜合階段，在一定要求的限制條件下，對能夠滿足需求的功能架構(gòu)進(jìn)行權(quán)衡和優(yōu)選，為系統(tǒng)設(shè)計提供一個最優(yōu)的架構(gòu)。

將補壓子系統(tǒng)中識別出的未分解的頂層功能和底層功能進(jìn)行分類組合，對功能進(jìn)行分組，堅持“高內(nèi)聚、低耦合”的原則，定義系統(tǒng)邏輯、物理實體。自頂向下將未分解的頂層功能與底層功能分配到子系統(tǒng)所屬泳道，并且在跨泳道的功能流程中識別出對應(yīng)的子系統(tǒng)間傳遞的消息以及該消息的對應(yīng)的發(fā)送/接收功能，通過定義補壓子系統(tǒng)用例子系統(tǒng)以及子系統(tǒng)間的信息傳遞關(guān)系和子功能間的接口關(guān)系, 從而生成系統(tǒng)的白盒內(nèi)部模塊圖，補壓子系統(tǒng)貯箱補壓場景的邏輯子系統(tǒng)包括貯氣子系統(tǒng)、氧箱補壓啟閉子系統(tǒng)、氫箱補壓啟閉子系統(tǒng)和信號反饋子系統(tǒng)。根據(jù)系統(tǒng)功能分析階段結(jié)果，補壓子系統(tǒng)可分為氧箱補壓管路、氫箱補壓管路、氧箱補壓電磁閥、氫箱補壓電磁閥、補壓氣瓶、補壓信號器，其物理子系統(tǒng)接口連接關(guān)系同樣可用內(nèi)部模塊圖描述。

3 仿真驗證

設(shè)計完成的補壓子系統(tǒng)的架構(gòu)模型需要經(jīng)過檢查及仿真驗證，確認(rèn)其功能、行為等滿足設(shè)計要求后，設(shè)計工作才能轉(zhuǎn)入隨后的工程研制。本文通過研究需求模型與架構(gòu)模型之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系，以及架構(gòu)模型與系統(tǒng)仿真之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系，實現(xiàn)針對性能指標(biāo)相關(guān)的需求，在執(zhí)行驗證后，建立需求指標(biāo)與仿真結(jié)果之間的比對關(guān)系形成閉環(huán)管理，構(gòu)筑了運載火箭飛行時貯箱增壓場景中補壓子系統(tǒng)的全過程、全系統(tǒng)的包括數(shù)據(jù)流以及邏輯關(guān)系的綜合模型。

圖6給出了架構(gòu)模型到仿真模型的迭代映射場景，在仿真驗證階段，首先進(jìn)行架構(gòu)到仿真模型的傳遞，通過對Rhapsody工具的二次開發(fā)，將Rhapsody的架構(gòu)模型進(jìn)行解析，轉(zhuǎn)換成符合仿真模型描述要求的XML文件，導(dǎo)入MWorks生成仿真模型。

圖6 運載火箭補壓子系統(tǒng)架構(gòu)到仿真的映射

接著，在生成的仿真模型上，添加邊界條件（包括貯箱出口的質(zhì)量流量邊界、安全閥出口的壓力邊界和貯箱增壓接口上的流量邊界），并設(shè)置組件參數(shù)（表2給出了貯箱相關(guān)的部分初始條件參數(shù)）進(jìn)行仿真。

表2 貯箱補壓邊界條件

Tab.2 Pressure Compensation Boundary Conditions

參數(shù)初始值 初始壓力/bar3.2 初始液體溫度/K20 初始蒸汽溫度/K30 初始壁面溫度/K50 初始液體側(cè)壁面溫度/K50 初始?xì)怏w側(cè)壁面溫度/K50 氣液中間層初始溫度/K20 初始時刻增壓氣體所占比重0.6

如圖7所示，獲得補壓子系統(tǒng)氣枕壓力、貯箱出口壓力和排氣閥流量的仿真結(jié)果，并形成仿真報告。

由圖7可知，貯箱出口壓力大于氣枕壓力，這是因為貯箱的出口壓力為氣枕壓力與貯箱液位、飛行過載的綜合作用下引起的壓力之和，而實際的飛行過程中過載是普遍存在的，因此貯箱出口壓力值在火箭飛行過程中應(yīng)大于等于氣枕壓力。

最后，將仿真數(shù)據(jù)、仿真結(jié)果報告通過需求模型的鏈接關(guān)系與需求關(guān)聯(lián)，形成需求與仿真的閉環(huán)。

通過仿真，可驗證所設(shè)計樣機（方案）的功能、行為及初步性能滿足設(shè)計需求，可確保設(shè)計方案中沒有歧義和錯誤，設(shè)計工作可以轉(zhuǎn)入下一步的工程研制階段[7]。

4 結(jié)束語

基于模型的系統(tǒng)工程方法能提高系統(tǒng)需求和接口的管理、驗證分析能力，對不同層級的需求、設(shè)計結(jié)果、需求驗證進(jìn)行集中、統(tǒng)一的關(guān)聯(lián)及驗證管理，有效地保證需求變更或設(shè)計變更后的及時更新，滿足研制需求的同時提高研制效率。本文利用DOORS構(gòu)建需求庫，通過Rhapsody開展架構(gòu)設(shè)計，結(jié)合MWorks進(jìn)行系統(tǒng)仿真，完成了針對運載火箭飛行過程中貯箱增壓場景，面向低溫動力系統(tǒng)增壓輸送系統(tǒng)中關(guān)鍵子系統(tǒng)——補壓子系統(tǒng)的基于模型的系統(tǒng)開發(fā)設(shè)計，并實現(xiàn)了“需求-架構(gòu)-仿真”的基于模型的協(xié)同設(shè)計迭代模式。該方法能夠有效地指導(dǎo)復(fù)雜系統(tǒng)的需求確認(rèn)和架構(gòu)設(shè)計，將對運載火箭系統(tǒng)研發(fā)設(shè)計、工程研制等具有重大指導(dǎo)意義。后續(xù)將針對從頂層需求到架構(gòu)設(shè)計直至子系統(tǒng)詳細(xì)設(shè)計仿真的協(xié)同設(shè)計迭代進(jìn)行進(jìn)一步的研究和探索。

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Propulsion Critical System Design for Launch Vehicle by Model-based Systems Engineering

Xiao Jin, Zhuo Xiao-ya, Li Jia, Zhang Qian, Sun Shu-sen

(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)

Propulsion system plays an important role in the provision of power and control for launch vehicle. Applying model-based systems engineering(MBSE) into propulsion system developing process can effectively handle the complexity of launch vehicle, which ensures the consistency and integrity of system design. By establishing models in requirement analysis, design synthesis and simulation verification for pressure compensation system, a collaborative system design method based on MBSE is put forward. Hence this method has great engineering significance for improving system design and development efficiency of launch vehicle.

MBSE; launch vehicle; propulsion system; system design

2097-1974(2023)01-0037-06

10.7654/j.issn.2097-1974.20230108

V57

A

2020-02-14；

2020-03-30

肖 進(jìn)（1983-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為數(shù)字化設(shè)計與仿真。

周瀟雅（1991-），女，博士，高級工程師，主要研究方向為數(shù)字化設(shè)計與仿真。

李 佳（1989-），女，工程師，主要研究方向為數(shù)字化設(shè)計與仿真。

張 茜（1993-），女，工程師，主要研究方向為數(shù)字化設(shè)計與仿真。

孫樹森（1986-），男，高級工程師，主要研究方向為數(shù)字化設(shè)計與仿真。