梅芊， 黃丹,*， 盧藝

(1. 上海交通大學(xué)航空航天學(xué)院, 上海 200240； 2. 上海交通大學(xué)電子信息與電氣工程學(xué)院, 上海 200240)

民機(jī)系統(tǒng)是一個(gè)涉及多學(xué)科，多領(lǐng)域的高度復(fù)雜系統(tǒng)[1]。傳統(tǒng)的民機(jī)功能需求分析是基于文檔管理的，由設(shè)計(jì)師人工鏈接設(shè)計(jì)結(jié)果與需求之間的關(guān)系，如果需求沒(méi)有得到滿足則需要重新返工，迭代開(kāi)發(fā)時(shí)間長(zhǎng)，成本高昂[2]。

2007年，國(guó)際系統(tǒng)工程協(xié)會(huì)(International Council on Systems Engineering, INCOSE)給出了MBSE的定義[3]：基于模型的系統(tǒng)工程(Model-Based Systems Engineering，MBSE)理論用于支持系統(tǒng)需求捕獲、設(shè)計(jì)、分析和驗(yàn)證活動(dòng)，這些活動(dòng)從概念設(shè)計(jì)階段開(kāi)始，一直延續(xù)至整個(gè)系統(tǒng)開(kāi)發(fā)及后續(xù)生命周期階段[4]。

近年來(lái)，MBSE理論在系統(tǒng)工程領(lǐng)域得到越來(lái)越廣泛的關(guān)注和應(yīng)用。美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)、空客和波音均已在多個(gè)項(xiàng)目中成功應(yīng)用了MBSE方法[5]。IBM公司基于MBSE方法開(kāi)發(fā)出載有需求分析模塊的Rhapsody軟件，得到廣泛應(yīng)用[6]。MEL (Michigan Exploration Lab)實(shí)驗(yàn)室成功使用MBSE和SysML對(duì)標(biāo)準(zhǔn)立方體衛(wèi)星進(jìn)行建模，并應(yīng)用于實(shí)際的立方體衛(wèi)星任務(wù)中[7]。Perez[8]將MBSE理論成功應(yīng)用到風(fēng)險(xiǎn)信息設(shè)計(jì)中。Fusaro等[9]基于MBSE開(kāi)發(fā)了有效的超高音速軌道交通系統(tǒng)。國(guó)內(nèi)張紹杰等[5]結(jié)合民機(jī)設(shè)計(jì)通用規(guī)范，提出了一種基于模型的系統(tǒng)工程對(duì)飛機(jī)安全關(guān)鍵系統(tǒng)進(jìn)行分析和設(shè)計(jì)的方法。傅有光等[10]基于MBSE理論在達(dá)索V6的環(huán)境平臺(tái)驗(yàn)證了兩型雷達(dá)研發(fā)的完整過(guò)程，全面實(shí)現(xiàn)了由傳統(tǒng)基于文檔的研發(fā)模式向基于模型的MBSE研發(fā)模式轉(zhuǎn)變。

本文引入MBSE理論開(kāi)展民用飛機(jī)設(shè)計(jì)方法研究。研究起始于基于用戶需求的自頂向下的民機(jī)系統(tǒng)產(chǎn)品頂層用例，基于關(guān)鍵子對(duì)象用例展開(kāi)“需求—功能分析”，進(jìn)一步構(gòu)建可進(jìn)行邏輯仿真的黑盒狀態(tài)機(jī)。在黑盒功能架構(gòu)的基礎(chǔ)上驅(qū)動(dòng)基于人機(jī)交互系統(tǒng)模型的民機(jī)功能架構(gòu)“正向設(shè)計(jì)”過(guò)程。對(duì)黑盒進(jìn)行解白，基于建模分析和數(shù)值仿真結(jié)果，構(gòu)建實(shí)現(xiàn)相關(guān)飛機(jī)級(jí)需求的系統(tǒng)功能白盒架構(gòu)的“正向設(shè)計(jì)”。研究表明基于MBSE的民用飛機(jī)功能架構(gòu)設(shè)計(jì)方法可以充分保證需求分析和功能架構(gòu)設(shè)計(jì)的緊密結(jié)合。

1 MBSE理論概述與民機(jī)系統(tǒng)功能需求分析實(shí)例

本文展開(kāi)基于MBSE的民機(jī)系統(tǒng)功能需求分析工作。從用例出發(fā)，進(jìn)行MBSE方法和SysML模型的實(shí)例分析。

1.1 MBSE方法概述

Harmony SE(Harmony for Systems Engineering)是MBSE方法中的一種。Harmony SE 的系統(tǒng)工程工作流是增量迭代式的周期活動(dòng)流，它可分為需求分析、系統(tǒng)功能分析和設(shè)計(jì)綜合3個(gè)設(shè)計(jì)階段：

1) 需求分析[11]。此階段是將初始用戶需求轉(zhuǎn)化為系統(tǒng)需求初稿，同時(shí)定義系統(tǒng)用例詳細(xì)描述系統(tǒng)的行為。

2) 系統(tǒng)功能分析[12]。此階段的重點(diǎn)是把系統(tǒng)功能性需求轉(zhuǎn)化為一個(gè)連貫的系統(tǒng)功能描述。該階段將系統(tǒng)功能性需求轉(zhuǎn)化為一個(gè)可執(zhí)行模型，通過(guò)3個(gè)SysML圖形(活動(dòng)圖、順序圖、狀態(tài)機(jī))來(lái)展現(xiàn)用例模型的內(nèi)容。

3) 設(shè)計(jì)綜合[13]。此階段分為2個(gè)大的子階段：架構(gòu)分析與架構(gòu)設(shè)計(jì)階段。架構(gòu)分析階段是通過(guò)一系列的系統(tǒng)評(píng)估分析, 確定最佳的解決方案。架構(gòu)設(shè)計(jì)階段是分配功能性和非功能性需求到架構(gòu)結(jié)構(gòu)中，將系統(tǒng)功能分析階段的“黑盒”模型逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)椤鞍缀小蹦Ｐ汀?/p>

圖1為Rational 集成系統(tǒng)開(kāi)發(fā)流程 Harmony圖。V模型的左邊是在設(shè)計(jì)前期，模型自頂向下推動(dòng)后續(xù)設(shè)計(jì)的進(jìn)展，V模型的右邊是在設(shè)計(jì)后期自底向上對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證與測(cè)試[14]。

圖1 Rational 集成系統(tǒng)開(kāi)發(fā)流程 Harmony圖Fig.1 Harmony diagram of Rational integrated system development process

1.2 基于用例的民機(jī)飛機(jī)級(jí)需求分析

MBSE方法從導(dǎo)入用戶的原始需求出發(fā)，形成系統(tǒng)頂層用例模型[15]。隨后對(duì)系統(tǒng)頂層需求進(jìn)行捕獲和分解得到系統(tǒng)子用例。國(guó)際民用航空組織(the International Civil Aviation Organization, ICAO)年度安全性報(bào)告顯示[16]，最后進(jìn)近著陸階段是事故率高發(fā)時(shí)期。圖2為民機(jī)系統(tǒng)最后進(jìn)近著陸場(chǎng)景頂層用例模型。圖中，矩形表示系統(tǒng)邊界，系統(tǒng)內(nèi)部橢圓表示系統(tǒng)具有的一個(gè)功能即用例，“人形”圖標(biāo)表示系統(tǒng)與外界的交互?？刂骑w機(jī)完成最后進(jìn)近著陸飛行任務(wù)，其中用例為完成最后進(jìn)近著陸任務(wù)，外部使用者為飛機(jī)本身。民機(jī)系統(tǒng)可以接受通信導(dǎo)航信息，用例為接受通信信息，外部使用者為地面站。飛機(jī)系統(tǒng)可以接受執(zhí)行控制操作，用例為執(zhí)行控制操作，外部使用者為飛行員。

在完成最后進(jìn)近著陸任務(wù)、接受通信信息和執(zhí)行控制操作3個(gè)用例中，完成最后進(jìn)近著陸任務(wù)是用戶基于典型場(chǎng)景對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)提出的首要需要，即完成最后進(jìn)近著陸任務(wù)的顆粒度最大，優(yōu)先級(jí)最高。對(duì)于優(yōu)先級(jí)高的用例繼續(xù)分解細(xì)分，可分為完成起始進(jìn)近，完成五邊進(jìn)近，完成著陸或復(fù)飛3個(gè)二級(jí)子用例如圖3所示。

圖4將事故率最高的著陸或復(fù)飛子用例進(jìn)一步劃分為3層子用例，包括調(diào)定速度、調(diào)整高度、著陸滑行和復(fù)飛4個(gè)三級(jí)子用例。

圖2 民機(jī)系統(tǒng)最后進(jìn)近著陸場(chǎng)景頂層用例模型Fig.2 Top-level use case model of civil aircraft system in final approach and landing scenario

圖3 民機(jī)系統(tǒng)二級(jí)子用例Fig.3 Second-level sub-use case of civil aircraft system

圖4 民機(jī)系統(tǒng)三級(jí)子用例Fig.4 Third-level sub-use case of civil aircraft system

1.3 基于流圖的系統(tǒng)黑盒功能架構(gòu)辨識(shí)

在功能分析階段，形成能描述系統(tǒng)功能及其相互影響的一系列模型，即把在前面需求分析階段確認(rèn)的用例翻譯成一個(gè)可執(zhí)行模型。模型和相關(guān)需求由模型的執(zhí)行來(lái)驗(yàn)證，主要包括活動(dòng)圖、順序圖和狀態(tài)機(jī)。其中活動(dòng)圖用于規(guī)定功能之間的邏輯關(guān)系，描述工作流或是分解執(zhí)行流到一系列的活動(dòng)和子活動(dòng)中的運(yùn)算法則。圖5為最后進(jìn)近著陸過(guò)程的黑盒活動(dòng)圖[17]。

由圖5的最后進(jìn)近著陸過(guò)程黑盒活動(dòng)圖，抽象出調(diào)定速度順序圖如圖6所示。其他活動(dòng)的順序圖也可同理得到此處不再贅述。順序圖是由伴隨角色和模塊的垂直生命線，以及這些實(shí)體在一段時(shí)期內(nèi)所形成的有順序的系列信息構(gòu)成[18]。順序圖可以清晰地展現(xiàn)出系統(tǒng)與外界的交互內(nèi)容，在順序圖基礎(chǔ)上可以產(chǎn)生系統(tǒng)功能的基本操作、交互事件以及接口等。

圖5 最后進(jìn)近著陸過(guò)程黑盒活動(dòng)圖[17]Fig.5 Black box activity diagram of final approach and landing process[17]

1.4 基于接口的系統(tǒng)級(jí)功能需求捕獲

匯總以上具體用例中得到的需求分析，通過(guò)將相似需求的功能進(jìn)行歸類(lèi)，得到民機(jī)子系統(tǒng)劃分表，如表1所示。

1.5 基于MBSE仿真的飛機(jī)級(jí)需求確認(rèn)

1.5.1 基于用例——需求矩陣的需求完整性確認(rèn)

本節(jié)將對(duì)1.2～1.4節(jié)得到的民機(jī)系統(tǒng)最后進(jìn)近著陸過(guò)程的需求進(jìn)行追溯和確認(rèn)。需求追溯的過(guò)程是檢查設(shè)計(jì)的系統(tǒng)是否滿足用戶需要，Rhapsody軟件中g(shù)ateway插件可以實(shí)現(xiàn)需求的追溯[19]。圖7為Rhapsody需求確認(rèn)矩陣，可以將用例和需求進(jìn)行關(guān)聯(lián)，確認(rèn)提取的功能需求是滿足用戶原始需要的。

圖6 調(diào)定速度用例順序圖Fig.6 Sequence diagram of set speed use case

具體功能子系統(tǒng)監(jiān)控速度監(jiān)控高度監(jiān)控下降率接受指令報(bào)告飛行狀態(tài)信息監(jiān)控子系統(tǒng)調(diào)整速度保持速度剎車(chē)慢車(chē)反推油門(mén)控制子系統(tǒng)調(diào)整滾轉(zhuǎn)平衡調(diào)整滾轉(zhuǎn)角調(diào)節(jié)下降率保持下降率復(fù)飛舵面調(diào)節(jié)子系統(tǒng)襟翼收放襟翼系統(tǒng)感知飛行狀態(tài)信息沿下滑道下滑對(duì)準(zhǔn)跑道生成預(yù)測(cè)航跡調(diào)定速度調(diào)整下降率指令計(jì)算子系統(tǒng)

圖7中，橫軸是民機(jī)系統(tǒng)的系統(tǒng)級(jí)功能需求，縱軸是用戶原始需求。在需求確認(rèn)矩陣中，添加能滿足用戶需求的對(duì)應(yīng)系統(tǒng)級(jí)功能需求與用戶需求之間的關(guān)系，圖中展示的4條用戶需求：完成最后進(jìn)近著陸任務(wù)、接受通信信息、執(zhí)行控制操作與飛行安全管理均被關(guān)聯(lián)。表明設(shè)計(jì)的系統(tǒng)是滿足用戶原始需求的，需求得到追溯。

圖7 需求確認(rèn)矩陣Fig.7 Requirement confirmation matrix

1.5.2 基于黑盒狀態(tài)機(jī)仿真的飛機(jī)級(jí)需求正確性確認(rèn)

使用Rhapsody軟件繪制民機(jī)系統(tǒng)的狀態(tài)機(jī)圖如圖8所示[11]。狀態(tài)機(jī)描述了系統(tǒng)的狀態(tài)行為、分析活動(dòng)圖、順序圖以及列出的子系統(tǒng)劃分表，得到系統(tǒng)的狀態(tài)變換描述。首先民機(jī)通信系統(tǒng)收到最后進(jìn)近著陸指令，經(jīng)指令計(jì)算系統(tǒng)計(jì)算，飛機(jī)沿下滑道下滑。飛機(jī)同時(shí)發(fā)出調(diào)整速度、調(diào)下降率和調(diào)高的指令。接下來(lái)分別進(jìn)入相應(yīng)的子系統(tǒng)執(zhí)行系統(tǒng)功能直至飛行任務(wù)完成。

圖8 最后進(jìn)近著陸過(guò)程狀態(tài)機(jī)圖[11]Fig.8 State machine diagram in final approach and landing process[11]

狀態(tài)機(jī)的運(yùn)行結(jié)果是檢驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)是否符合需求的重要手段。在狀態(tài)機(jī)模型中，紅色方框代表外部觸發(fā)事件，當(dāng)且僅當(dāng)觸發(fā)事件發(fā)生時(shí)，狀態(tài)機(jī)才會(huì)向下執(zhí)行。黃色方框([me->is])代表不同的任務(wù)場(chǎng)景，狀態(tài)機(jī)執(zhí)行到此處時(shí)，通過(guò)系統(tǒng)不同場(chǎng)景的選擇執(zhí)行不同支路。藍(lán)色的矩形(如圖8中的Drive_Steer_Engine to pilots)表示外部系統(tǒng)參與的事件，即僅當(dāng)外部系統(tǒng)作用時(shí)才會(huì)觸發(fā)。粉色框圖代表系統(tǒng)當(dāng)前所處的狀態(tài)。如圖8所示的狀態(tài)機(jī)中，觸發(fā)事件Instruction生成后，狀態(tài)機(jī)即向下執(zhí)行，當(dāng)狀態(tài)機(jī)執(zhí)行到分支場(chǎng)景時(shí)，將通過(guò)飛行狀態(tài)判斷執(zhí)行相應(yīng)支路。圖8中系統(tǒng)進(jìn)入著陸過(guò)程的剎車(chē)與反推階段，最終完成典型飛行場(chǎng)景任務(wù)流程。功能邏輯設(shè)計(jì)合理，用戶期望的飛機(jī)完成最后進(jìn)近著陸典型飛行場(chǎng)景的需求得以完整實(shí)現(xiàn)。

2 基于人機(jī)交互系統(tǒng)建模的民機(jī)功能白盒架構(gòu)設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)綜合的目標(biāo)是整合功能分析階段的模型元素, 設(shè)計(jì)系統(tǒng)架構(gòu)[11]。由于本文選取的機(jī)型Boeing 747系統(tǒng)架構(gòu)已成熟，因此在設(shè)計(jì)綜合階段主要的工作是對(duì)已形成的功能進(jìn)行分析，對(duì)需求進(jìn)行追溯與確認(rèn)工作，將系統(tǒng)功能分析階段的“黑盒”模型逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)椤鞍缀小蹦Ｐ汀?/p>

2.1 基于認(rèn)知架構(gòu)的人機(jī)交互系統(tǒng)開(kāi)發(fā)

本節(jié)基于Harmony SE的民用飛機(jī)功能架構(gòu)的“正向設(shè)計(jì)”過(guò)程，搭建基于認(rèn)知架構(gòu)的人機(jī)系統(tǒng)模型驗(yàn)證功能設(shè)計(jì)過(guò)程面向功能需求的可追溯性與合理性。開(kāi)發(fā)人機(jī)系統(tǒng)的直接目的是根據(jù)各種機(jī)型以及人機(jī)環(huán)參數(shù)下的多種飛行條件快速實(shí)現(xiàn)基于各種飛行場(chǎng)景的飛行任務(wù)。人機(jī)交互系統(tǒng)快速自動(dòng)產(chǎn)生的飛行數(shù)據(jù)經(jīng)與在高仿真駕駛艙中真實(shí)機(jī)組執(zhí)行相同的飛行任務(wù)產(chǎn)生的飛行數(shù)據(jù)的比較，經(jīng)驗(yàn)證是可靠且全面的。人機(jī)交互系統(tǒng)可以用于描述在各種飛行條件下飛行任務(wù)與機(jī)組干預(yù)、工作負(fù)荷分配和異常事件的處置程序等因素之間的動(dòng)態(tài)關(guān)系與適應(yīng)性。

人機(jī)交互系統(tǒng)中的飛機(jī)模型基于六自由度飛機(jī)模型搭建。飛機(jī)在空中的運(yùn)動(dòng)可看成具有六自由度的剛體，其中包括以牛頓第二定律為基礎(chǔ)的3個(gè)平動(dòng)向量和以歐拉方程為基礎(chǔ)的3個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)向量。在仿真中，基于波音747-400系列飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型[20]的機(jī)身參數(shù)、氣動(dòng)力系數(shù)和氣動(dòng)力矩系數(shù)等相關(guān)參數(shù)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。相關(guān)飛機(jī)參數(shù)的設(shè)置如表2～表4所示。表3中，CL0、CL_α、CL_adot、CL_q、CL_de分別為零升系數(shù)、升力線斜率、升力對(duì)迎角變化率的導(dǎo)數(shù)、升力對(duì)俯仰角速度的導(dǎo)數(shù)和升力對(duì)升降舵偏角的導(dǎo)數(shù)，CDo和CD_α分別為零升阻力系數(shù)和阻力對(duì)迎角變化率的導(dǎo)數(shù)，側(cè)力系數(shù)CY_beta、CY_p和CY_dr分別為側(cè)力對(duì)側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)、側(cè)力對(duì)滾轉(zhuǎn)角速度的導(dǎo)數(shù)和側(cè)力對(duì)方向舵偏角的導(dǎo)數(shù)。表4中，Cl_r為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對(duì)偏航角速度的導(dǎo)數(shù);CN_r為偏航(方向)力矩系數(shù)對(duì)無(wú)量綱偏航角速度的導(dǎo)數(shù)。

系統(tǒng)中的模擬飛行員認(rèn)知模型可分為3個(gè)模塊：飛行狀態(tài)信息獲取、決策和控制[21]。

1) 飛行狀態(tài)信息獲取模塊：指飛行員的情景意識(shí)，即在飛行中對(duì)周?chē)h(huán)境信息以及飛行動(dòng)態(tài)的即時(shí)感知過(guò)程。

通過(guò)串行自終止搜索模型(SSTS)[22]得到N個(gè)儀器的搜索時(shí)間ST與N成正比：

表2 波音747-400機(jī)身參數(shù)Table 2 Boeing 747-400 aircraft parameters

表3 波音747-400氣動(dòng)力系數(shù)Table 3 Boeing 747-400 aerodynamic coefficient

表4 波音747-400氣動(dòng)力矩系數(shù)Table 4 Boeing 747-400 aerodynamic moment coefficient

ST=ap+bN

(1)

式中：ap為在一個(gè)信息搜索過(guò)程中的固有時(shí)間；b為單個(gè)儀器的搜索時(shí)間，它隨著儀器的不同而變化。在此飛行員模型中，定義變量ST等于在信息獲取階段的認(rèn)知時(shí)延。

2) 決策模塊：指飛行員獲得信息感知模塊得到的信息后，根據(jù)飛行經(jīng)驗(yàn)等對(duì)目前的飛行狀況做出評(píng)估與預(yù)測(cè)，并生成一組可執(zhí)行的預(yù)期操作程序。

反應(yīng)時(shí)間可以由Hick-Hyman-law 定理[23]測(cè)量，它與該模塊中包含的信息量成正比：

RT=a+bH

(2)

式中：a為與不確定性降低無(wú)關(guān)的時(shí)延總和；H是由式(3)計(jì)算出的平均信息量：

(3)

其中：Pi為在飛行中第i個(gè)信息出現(xiàn)的概率，所有信息出現(xiàn)的概率總和為1。

3) 控制模塊：指飛行員在決策模塊得到一組預(yù)期的操作程序后，執(zhí)行程序的結(jié)果。通?？刂颇K包括油門(mén)的加減、升降舵的偏轉(zhuǎn)和起落架收放等動(dòng)作。

控制模塊的時(shí)延與操作精度的關(guān)系可以用速度-精度操作特性(SAOC)[24]表示：

(4)

式中：p(true)+p(false)=1，操作精度用隨機(jī)變量的形式表示;Tdelay為控制模塊的時(shí)延。若設(shè)升降舵操作精度為99%，可得

δeac=δeexrandom(0.99,1.01)

(5)

其中：δeac為升降舵的實(shí)際操作量；δeex為升降舵的期望操作量。模擬飛行員認(rèn)知過(guò)程模型如圖9所示。結(jié)合飛機(jī)六自由度模型實(shí)現(xiàn)人機(jī)交互系統(tǒng)開(kāi)發(fā)平臺(tái)。

圖9 模擬飛行員模型框架Fig.9 Simulated pilot model framework

人機(jī)交互系統(tǒng)采用MATLAB/Simulink和C#混合編程方法搭建。其中在MATLAB/Simulink中實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的非線性動(dòng)力學(xué)模型，該模型會(huì)根據(jù)舵面和油門(mén)的控制量輸入解算出飛機(jī)狀態(tài)量的變化，并能外接自動(dòng)控制器進(jìn)行聯(lián)合數(shù)值仿真。在C#中主要完成座艙系統(tǒng)顯示平臺(tái)的界面設(shè)計(jì)以及功能劃分等工作。模型中自動(dòng)控制器控制的操作機(jī)理可類(lèi)似于飛行員對(duì)飛機(jī)的操作，即用于縱向控制的升降舵，油門(mén)桿和用于橫向/舵向控制的方向舵和副翼。系統(tǒng)針對(duì)座艙系統(tǒng)中自動(dòng)駕駛儀的高度保持、俯仰姿態(tài)保持和速度保持3種控制，在MATLAB/Simulink中設(shè)計(jì)了相應(yīng)的自動(dòng)控制器。

統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)顯示最后進(jìn)近著陸階段是飛行事故的高發(fā)階段，本文針對(duì)最后進(jìn)近著陸階段典型飛行場(chǎng)景用例進(jìn)行詳細(xì)分析，并在民機(jī)系統(tǒng)的功能需求分析中進(jìn)行迭代，形成較為完整的需求分析結(jié)果。

2.2 基于典型飛行場(chǎng)景仿真的功能黑盒解白

選取如圖10所示的最后進(jìn)近著陸階段典型飛行場(chǎng)景，將著陸過(guò)程細(xì)分為飛機(jī)沿下滑道直線下滑、拉平飄落、滑行停車(chē)階段。

圖10 最后進(jìn)近著陸階段典型飛行場(chǎng)景Fig.10 Typical flight scenario of final approach and landing phase

截取圖5黑盒活動(dòng)圖中正常進(jìn)近著陸的部分進(jìn)行相關(guān)從MBSE方法對(duì)應(yīng)到相關(guān)人機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的敘述。圖11為基于MBSE的民用飛機(jī)功能需求方法中正常進(jìn)近著陸包含的主要活動(dòng)產(chǎn)生的需求映射到相應(yīng)的控制器設(shè)計(jì)過(guò)程演示圖。

基于MBSE分析得到的活動(dòng)圖，在最后進(jìn)近著陸階段，有調(diào)定速度、調(diào)下降率和調(diào)高的3個(gè)基本需求。將需求反應(yīng)到人機(jī)系統(tǒng)的實(shí)際建模中，本文設(shè)計(jì)了速度保持控制器、俯仰姿態(tài)保持控制器和高度保持控制器以實(shí)現(xiàn)相關(guān)調(diào)速、調(diào)高以及調(diào)整俯仰姿態(tài)需求的功能黑盒解白。

1) 速度保持控制器：本文設(shè)計(jì)的速度保持控制器控制律為

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式中:KV為速度環(huán)比例系數(shù)；ΔVc為平衡點(diǎn)處的飛機(jī)空速；ΔV為飛機(jī)實(shí)際空速；aac為飛機(jī)實(shí)際加速度；Ka為加速度反饋系數(shù)；Te為積分環(huán)節(jié)時(shí)間常數(shù)。

2) 俯仰姿態(tài)保持控制器：針對(duì)下降率的調(diào)節(jié)與保持需求，系統(tǒng)中設(shè)計(jì)了俯仰姿態(tài)控制器。比例-積分控制器是目前工程中最廣泛使用的姿態(tài)控制器[25]。系統(tǒng)設(shè)計(jì)的俯仰姿態(tài)保持控制器控制律為

(7)

3) 高度保持控制器：高度保持控制器是以俯仰姿態(tài)保持控制器為內(nèi)環(huán)，在外環(huán)加一層對(duì)高度的比例-積分控制器實(shí)現(xiàn)的[25]。高度保持控制器控制律為

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式中：Kh為高度環(huán)比例系數(shù)；Δhc為平衡點(diǎn)處的飛行高度；Δh為飛機(jī)實(shí)際飛行高度。

基于最后進(jìn)近著陸階段的典型飛行場(chǎng)景，在人機(jī)模擬座艙系統(tǒng)中分布配置不同的飛行員操作時(shí)延以及升降舵和油門(mén)控制精度快速進(jìn)行仿真模擬實(shí)驗(yàn)?；A(chǔ)實(shí)驗(yàn)以及對(duì)照實(shí)驗(yàn)的設(shè)置方法如表5所示，TSA為系統(tǒng)模擬飛行員認(rèn)知階段飛行狀態(tài)獲取時(shí)延，TMD為系統(tǒng)模擬飛行員認(rèn)知階段決策時(shí)延，TAC為系統(tǒng)模擬飛行員認(rèn)知階段控制時(shí)延。其中飛行員操作時(shí)延的設(shè)置是依據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)及飛行經(jīng)驗(yàn)設(shè)置的，具體設(shè)置方法本文不進(jìn)行贅述[21]。

表5 基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn)及對(duì)照實(shí)驗(yàn)仿真方法Table 5 Basic experiment and control experiment simulation method

每組仿真實(shí)驗(yàn)進(jìn)行1 000次，每組實(shí)驗(yàn)中選取1 000次飛行軌跡的中線。3組實(shí)驗(yàn)得到的飛行軌跡中線圖如圖12所示(1 ft =0.304 8 m)。

根據(jù)仿真產(chǎn)生的最后進(jìn)近著陸階段飛行數(shù)據(jù)，本文選取基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn)組中一次典型飛行任務(wù)中起始進(jìn)近指令開(kāi)始點(diǎn)，離地500 ft高度點(diǎn)，最后離地100 ft高度點(diǎn)以及接地點(diǎn)的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。模擬飛行狀態(tài)軌跡中飛行狀態(tài)信息的變化直觀體現(xiàn)了通過(guò)白盒仿真實(shí)現(xiàn)解白飛機(jī)級(jí)功能架構(gòu)的黑盒過(guò)程。

1) 起始進(jìn)近點(diǎn)：起始進(jìn)近高度h=1 000.00 m, 空速v=100.00 m/s, 飛機(jī)平飛，迎角α=0，期望飛行下滑道平面傾斜坡度-1∶29，升降舵操縱量δE=0，油門(mén)操縱量δT=0.3。

2) 離地500 ft高度點(diǎn)：飛行高度h=152.40 m,空速v=76.91 m/s, 飛機(jī)迎角α=0.056 rad，δE=2,δT=0.05。

3) 離地100 ft高度點(diǎn)：飛行高度h=30.48 m, 空速v=72.52 m/s, 飛機(jī)迎角α=0.024 rad,δE=9，δT=0.05。

4) 接地點(diǎn)：飛行高度h=0 m,空速v=70.92 m/s,飛機(jī)迎角α=0.027 rad,δE=16,δT=0.21。

通過(guò)對(duì)比基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn)與受控實(shí)驗(yàn)結(jié)果，可以得出飛行員對(duì)飛機(jī)精確，及時(shí)操作對(duì)于飛行安全具有重要意義。圖5黑盒活動(dòng)圖設(shè)計(jì)的合理性在仿真系統(tǒng)中得到了驗(yàn)證。本節(jié)在已經(jīng)獲得的黑盒功能架構(gòu)的基礎(chǔ)驅(qū)動(dòng)基于人機(jī)系統(tǒng)模型仿真的民用飛機(jī)功能架構(gòu)的“正向設(shè)計(jì)”過(guò)程，對(duì)黑盒進(jìn)行解白，基于建模分析和數(shù)值仿真結(jié)果，構(gòu)建實(shí)現(xiàn)相關(guān)飛機(jī)級(jí)需求的系統(tǒng)功能白盒架構(gòu)的“正向設(shè)計(jì)”。同時(shí)通過(guò)人機(jī)系統(tǒng)基于飛行任務(wù)產(chǎn)生的飛行數(shù)據(jù)驗(yàn)證了基于模型的民用飛機(jī)功能需求方法研究的有效性與合理性。經(jīng)過(guò)人機(jī)系統(tǒng)模型的真實(shí)模擬飛行驗(yàn)證，基于模型的民用飛機(jī)功能需求方法是行之有效的系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法，符合系統(tǒng)設(shè)計(jì)需求分析方法與實(shí)際飛行任務(wù)的需求。

3 結(jié) 論

本文將MBSE理論應(yīng)用在民用飛機(jī)功能結(jié)構(gòu)研究中，得到了民機(jī)系統(tǒng)最后進(jìn)近著陸場(chǎng)景的飛機(jī)系統(tǒng)級(jí)功能需求，飛機(jī)系統(tǒng)功能架構(gòu)以及描述最后進(jìn)近著陸過(guò)程的圖形化模型，并通過(guò)人機(jī)系統(tǒng)仿真驗(yàn)證了功能設(shè)計(jì)過(guò)程面向功能需求的合理性。本文的主要研究工作有：

1) 引入MBSE理論開(kāi)展民用飛機(jī)功能設(shè)計(jì)方法研究，該方法起始于基于用戶需求的自頂向下的民機(jī)系統(tǒng)產(chǎn)品頂層用例，辨識(shí)相關(guān)關(guān)鍵子用例，進(jìn)一步基于對(duì)象用例展開(kāi)“需求—功能分析”，構(gòu)建黑盒活動(dòng)圖、順序圖表達(dá)實(shí)現(xiàn)相關(guān)飛機(jī)級(jí)需求的黑盒功能流，從而明確系統(tǒng)接口和辨識(shí)子系統(tǒng)，構(gòu)建可進(jìn)行邏輯仿真的黑盒狀態(tài)機(jī)，結(jié)合“用例—需求矩陣”驗(yàn)證系統(tǒng)級(jí)功能架構(gòu)所捕獲的需求的完整性和正確性。

2) 基于黑盒功能架構(gòu)驅(qū)動(dòng)基于人機(jī)交互系統(tǒng)模型仿真的民用飛機(jī)功能架構(gòu)的“正向設(shè)計(jì)”過(guò)程，對(duì)黑盒進(jìn)行解白，基于建模分析和數(shù)值仿真結(jié)果，構(gòu)建實(shí)現(xiàn)相關(guān)飛機(jī)級(jí)需求的系統(tǒng)功能白盒架構(gòu)的“正向設(shè)計(jì)”。

3) 相比傳統(tǒng)研究方法，本文提出的基于MBSE理論的民用飛機(jī)功能架構(gòu)設(shè)計(jì)充分保證了需求分析和功能架構(gòu)設(shè)計(jì)的緊密結(jié)合，正向構(gòu)建了以滿足民機(jī)產(chǎn)品需求為導(dǎo)向的結(jié)構(gòu)化系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法。

未來(lái)的研究工作可以從以下兩方面展開(kāi)：

1) 基于MBSE理論，進(jìn)行民機(jī)其他關(guān)鍵系統(tǒng)的系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作，并開(kāi)展SysML模型與其他數(shù)值仿真軟件的集成，聯(lián)合仿真等工作，進(jìn)行一些產(chǎn)品研發(fā)的嘗試。

2) 基于民用飛機(jī)高安全性要求的特殊性，進(jìn)一步展開(kāi)功能失效與關(guān)鍵系統(tǒng)安全性分析的研究工作，確保航空安全。