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(tài)多、技術指標要求高,如果仍采用基于文檔的系統(tǒng)工程方法會導致文檔數(shù)量激增、技術狀態(tài)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(tǒng)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(tǒng)工程[4](MBSE)方法由于其數(shù)據(jù)源同一性、模型間可關聯(lián)、模型表達無歧義、從需求分析到產(chǎn)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(nèi)容。目前MBSE應用較多的語言為系統(tǒng)建模語言SysML[5]和系統(tǒng)驗證語言Modelica[6]兩類,前者重點關注需求分析和系統(tǒng)構建,后者側(cè)重于系統(tǒng)方案的仿真驗證?；赟ysML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(jié)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(cè)重利用SysML語言開展需求分析和方案設計優(yōu)化。Wagner等[9]開展了“門戶”(Gateway)空間站的MBSE應用,開展系統(tǒng)需求和功能接口設計。Bijan等[12]基于SysML中參數(shù)圖對需求進行量化分析。Chadzynski等[8]和Bleakley等[13]都基于SysML語言規(guī)則開展系統(tǒng)方案的權衡優(yōu)化分析,并全面考慮系統(tǒng)易遺漏的問題。Kretzenbacher等[14]開展小行星著陸系統(tǒng)的MBSE方法應用,利用活動圖進行各分系統(tǒng)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(tǒng)建模。此外,國外也開展了星間通信和地面系統(tǒng)的MBSE應用[18-19]。

國內(nèi)研究主要側(cè)重融合現(xiàn)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(tǒng)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(shù)分析和物理架構方案優(yōu)選。韓鳳宇等[21]則從多專業(yè)協(xié)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(shù)字化研制標準體系框架。盧志昂等[22]以微重力科學實驗衛(wèi)星系統(tǒng)為例,利用MagicGrid方法對衛(wèi)星任務的需求、行為、結(jié)構、參數(shù)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(fā)展需求。張柏楠等[24]以某型號載人航天器為應用基礎,系統(tǒng)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(shù)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(wèi)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(tǒng)建模和仿真研究。目前MBSE應用研究以設計框架和分系統(tǒng)仿真驗證居多,缺乏融合現(xiàn)有項目研制任務的系統(tǒng)總體全流程應用落地方案和設計方法流程。

本文緊密結(jié)合型號研制流程,基于SysML和Modelica語言規(guī)則,給出了載人月球探測航天器系統(tǒng)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(tǒng)行為分析、系統(tǒng)架構設計、系統(tǒng)仿真驗證以及技術要求分解5部分內(nèi)容。從用戶需求和目標出發(fā),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(tài)邏輯仿真,明確大系統(tǒng)間接口信號以及詳細功能需求。進而根據(jù)系統(tǒng)行為分解航天器功能模塊及對應的系統(tǒng)架構,賦予物質(zhì)、能量和信息描述,設計設備間接口。此外,根據(jù)SysML架構搭建各分系統(tǒng)的Modelica模型開展航天器系統(tǒng)參數(shù)的仿真驗證和優(yōu)化。最后,將經(jīng)過仿真驗證確認的系統(tǒng)級需求按照分系統(tǒng)進行分解,形成對各分系統(tǒng)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(tǒng)研制流程利用MBSE方法完成系統(tǒng)總體設計任務。相對傳統(tǒng)研制流程,MBSE方法的優(yōu)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(shù)字化建模時,需要統(tǒng)一設計流程和要求、統(tǒng)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?！癡”字模型強調(diào)對需求和系統(tǒng)設計進行仿真驗證的重要性,仿真驗證活動與開發(fā)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(jié)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(tǒng)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(tǒng)方案設計等系統(tǒng)設計,并開展分系統(tǒng)和系統(tǒng)級集成多學科仿真,驗證系統(tǒng)方案的正確性和性能指標確認。

3)產(chǎn)品設計:以產(chǎn)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(yè)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(chǎn)品試驗:以實做模型為基礎,開展產(chǎn)品測試試驗,并反饋到需求模型、功能模型、產(chǎn)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(tǒng)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(fā)射運行:以實做模型為基礎,在飛行器發(fā)射運行階段為飛行器提供數(shù)字伴飛、故障方案演示、運行狀態(tài)預示等。

載人月球探測任務設計系統(tǒng)工程過程貫穿于系統(tǒng)的全生命周期,涵蓋由工程總體(System of systems, SoS)到系統(tǒng)再到分系統(tǒng)及單機不同層級的設計、生產(chǎn)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(tǒng)的各個層級重復進行需求分析、系統(tǒng)設計、產(chǎn)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(shù)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(tǒng)總體級的需求分析、系統(tǒng)設計和仿真驗證,暫不考慮三維建模等產(chǎn)品設計。對于系統(tǒng)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(tǒng)組成及其功能性能要求,下發(fā)給分系統(tǒng)。對應到MBSE方法上,可分解為需求分析、系統(tǒng)行為分析、系統(tǒng)架構設計、系統(tǒng)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(tǒng)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(tǒng)工程設計思路,首先從業(yè)務層出發(fā),針對利益相關方和核心業(yè)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(fā)的航天器技術要求、飛行任務規(guī)劃作為頂層輸入,進行結(jié)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(tǒng)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(tǒng)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(tǒng)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(tǒng)總體需求,并建立追溯關系。

3 系統(tǒng)行為分析

根據(jù)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(qū)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(guī)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(tǒng)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(zhí)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(chǎn)品特性分析的結(jié)合性。基于系統(tǒng)行為模型的應救生方案設計以得到的故障模式為起點,結(jié)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(tǒng)的功能,在活動圖分解飛行子階段的同時,對大系統(tǒng)的接口關系進行梳理、確認和關聯(lián)。

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

4 系統(tǒng)架構設計

根據(jù)航天器的系統(tǒng)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(jié)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(huán)月軌道航天員和載荷轉(zhuǎn)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(huán)境和回收著陸6大類功能模塊。

將6大類功能模塊結(jié)合任務分工和方案優(yōu)化(如電氣一體化等)確定對應的系統(tǒng)架構和分系統(tǒng)組成,實現(xiàn)航天器系統(tǒng)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(tǒng)初步組成,并自動生成內(nèi)部塊圖中各分系統(tǒng)的組成,通過連線定義系統(tǒng)總體的各分系統(tǒng)間的機、電、信息、熱等接口和連接關系,作為分系統(tǒng)人員進行分系統(tǒng)方案設計的輸入和約束。

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

系統(tǒng)總體完成各分系統(tǒng)組合和接口關系定義后,將各分系統(tǒng)的外部接口和框架下發(fā)給各分系統(tǒng)進行方案設計。以GNC分系統(tǒng)為例,在圖11的基礎上可以開展GNC分系統(tǒng)內(nèi)部組成和單機間接口設計,建立GNC分系統(tǒng)內(nèi)部塊圖,并滿足分系統(tǒng)外部接口約束。完成GNC分系統(tǒng)方案內(nèi)部塊圖建模后,可利用內(nèi)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(shù)據(jù)表單(IDS)。

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

與GNC分系統(tǒng)同樣的建模流程,可以建立推進分系統(tǒng)方案的內(nèi)部塊圖模型。圖7給出了月面著陸器推進分系統(tǒng)組成傳統(tǒng)Visio圖描述方式和基于SysML模型(內(nèi)部塊圖模型)的描述方式,重點對比了推進分系統(tǒng)4臺發(fā)動機的描述。相對于傳統(tǒng)描述,基于模型可賦予發(fā)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(fā)動機噴口溫度和產(chǎn)生的力?；谀Ｐ偷拿枋龅牟蛔闶悄壳皢螜C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(tǒng)的架構模型和傳統(tǒng)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(tǒng)架構模型的內(nèi)部塊圖,通過活動圖進行指令發(fā)送,開展動態(tài)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(tài)以及行為當前步驟。

5 系統(tǒng)仿真驗證

前幾節(jié)中建立的需求模型、系統(tǒng)行為模型和系統(tǒng)架構模型均為SysML模型,若不調(diào)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(tǒng),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(lián)合仿真進行復雜產(chǎn)品虛擬樣機的分析。在接近實際飛行物理環(huán)境的虛擬環(huán)境下驗證設計方案,暴露系統(tǒng)級、分系統(tǒng)、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(tǒng)的參數(shù)進行仿真驗證,確保參數(shù)合理、方案可行。Modelica多學科仿真相對傳統(tǒng)專業(yè)仿真,能夠進行機電熱信息和姿軌耦合聯(lián)動的系統(tǒng)級仿真,發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)涌現(xiàn)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(fā)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(zhuǎn)換為Modelica模型。對于規(guī)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(jù)整體仿真速度進行適當優(yōu)化調(diào)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(tǒng)總體和分系統(tǒng)開展Modelica的協(xié)同建模和集成,系統(tǒng)總體在建模之初需要制定實施方案,如圖8所示。1)系統(tǒng)總體制定分系統(tǒng)建模要求、單機接口模型庫和系統(tǒng)總體仿真架構;2)系統(tǒng)總體根據(jù)架構開展機電熱信息4大總體建模;3)分系統(tǒng)根據(jù)分系統(tǒng)建模要求、單機接口模型庫以及自身方案搭建分系統(tǒng)模型;4)系統(tǒng)總體依據(jù)4大總體模型提煉出分系統(tǒng)測試模型;5)分系統(tǒng)將自身模型與系統(tǒng)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(tǒng)模型驗證無誤后,集成到系統(tǒng)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(diào)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(tǒng)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(tǒng)的質(zhì)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(tǒng)熱流,通過熱控分系統(tǒng)溫度計算后,通過熱總體反饋熱流到各分系統(tǒng);3)信息總體模型將測控分系統(tǒng)及數(shù)管分系統(tǒng)的指令發(fā)送到各分系統(tǒng)中;4)能源總體模型收集電源分系統(tǒng)的供電電流,分配到各分系統(tǒng)電接口中。各分系統(tǒng)模型分別有機電熱信息接口,通過通信模塊與系統(tǒng)總體模型連接進行同步數(shù)據(jù)交互。分系統(tǒng)模型提交前,在4大總體的測試模型中進行調(diào)試無誤后,才能接入最終的系統(tǒng)總體模型。系統(tǒng)總體模型通過多個通信模塊可以連接航天器所有分系統(tǒng),形成航天器系統(tǒng)級Modelica仿真模型。

基于整個航天器系統(tǒng)級Modelica仿真模型,通過飛行程序驅(qū)動開展系統(tǒng)級功能仿真驗證,完成系統(tǒng)功能和參數(shù)的評估,分系統(tǒng)間接口協(xié)調(diào)與匹配性驗證,確保系統(tǒng)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(huán)月交會對接后,船器組合體環(huán)月飛行過程的多學科仿真數(shù)據(jù)。其輸入量為船器組合體在環(huán)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(tài)參數(shù),設置仿真時間和步長,進行環(huán)月飛行多學科仿真,并實時輸出船器組合體的姿態(tài)軌道信息及各單機設備的質(zhì)量、信息指令、溫度、熱流、用電功率以及電源分系統(tǒng)的發(fā)電功率等機電熱信息特性數(shù)據(jù)。

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

環(huán)月飛行過程發(fā)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?shù)綔y控通信分系統(tǒng),由數(shù)管分系統(tǒng)進行識別和分發(fā),通過信息總體模型傳送到對應分系統(tǒng)的信息接口上。

圖9(a)為環(huán)月飛行過程組合體在月心慣性系下的三軸位置數(shù)據(jù),也可同步輸出姿態(tài)數(shù)據(jù)。機械與動力學總體模型根據(jù)初始的質(zhì)量、軌道、姿態(tài)和當前發(fā)動機推力數(shù)據(jù),通過自身的地月動力學軌道模型和姿態(tài)動力學模型,推導下一時刻的質(zhì)量、軌道、姿態(tài)以及太陽方位矢量數(shù)據(jù),并傳輸?shù)礁鞔蠓窒到y(tǒng)。

圖9(b)為新一代載人飛船2塊太陽翼的發(fā)電功率,其實時考慮月球陰影及自身艙體遮擋影響,發(fā)電功率呈現(xiàn)周期性。電源分系統(tǒng)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(fā)電功率,并通過能源總體模型將電流分配到不同的分系統(tǒng)中,平衡發(fā)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(wěn)定。熱控分系統(tǒng)接收軌道、姿態(tài)和太陽方位矢量數(shù)據(jù),計算外熱流,通過熱總體模型收集各分系統(tǒng)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(tǒng)中實現(xiàn)溫度控制。

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

6 技術要求分解

經(jīng)仿真確認后,將功能、性能需求進行條目化分解,同時結(jié)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(tǒng)的需求,構建系統(tǒng)需求模型,按照分系統(tǒng)共分解出1 500余條分系統(tǒng)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(tǒng)技術要求Fig.10 Technical requirements of spacecraft subsystems

以電子信息分系統(tǒng)為例,按照第1節(jié)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(jù)第3節(jié)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(guī)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(tǒng)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(tǒng)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(shù)據(jù)的同源性。

當分系統(tǒng)接收系統(tǒng)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(tǒng)對單機的技術要求,形成分系統(tǒng)級需求追溯和關聯(lián)。進而,可自動生成工程總體需求→系統(tǒng)總體需求→分系統(tǒng)需求→單機需求的多層需求追溯關系,便于后續(xù)需求變更的影響域分析。

7 結(jié) 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(xù)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(tǒng)總體需求之間的追溯關系;

2)利用SysML的狀態(tài)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(huán)節(jié)進行動態(tài)時序仿真,同時分析大系統(tǒng)接口關系;

3)結(jié)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(tǒng),并利用內(nèi)部塊圖分析分系統(tǒng)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(shù)技術指標進行仿真驗證,確保參數(shù)合理、方案可行;

5)基于模型下達分系統(tǒng)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(lián)關系,便于后續(xù)影響域分析。

總結(jié)載人月球探測航天器方案階段的MBSE全流程應用經(jīng)驗,MBSE方法相對傳統(tǒng)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(tǒng)行為建模和架構建?？啥嗑S度展現(xiàn)航天器方案特性,并通過動態(tài)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(tǒng)級功能性能仿真,在投產(chǎn)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(tǒng)仿真算力要求高、模型版本管控和傳遞問題、大規(guī)模模型協(xié)同建模匹配問題等。