基于模型的系統(tǒng)需求確認(rèn)與驗(yàn)證技術(shù)研究 *

張輝輝，孫軍帥，王秀鑫，雷培，劉鵬飛

（航空工業(yè)慶安集團(tuán)有限公司，陜西 西安 710077）

0 引言

飛機(jī)高升力系統(tǒng)通過控制縫翼和襟翼位置來增大機(jī)翼的彎度和面積，不僅能夠有效提高飛機(jī)起飛著陸時(shí)的升力，還可以有效改善飛機(jī)的失速條件，而且也大大改善了飛機(jī)爬升率、進(jìn)場(chǎng)速率和進(jìn)場(chǎng)最佳飛行姿態(tài)［1］。高升系統(tǒng)涉及復(fù)雜電子、軟件、液壓、電氣和機(jī)械傳動(dòng)等15 類產(chǎn)品，此外，高升力系統(tǒng)發(fā)生不對(duì)稱超限、非指令運(yùn)動(dòng)超限故障時(shí)會(huì)影響飛機(jī)飛行安全，因此高升力系統(tǒng)中不對(duì)稱和非指令運(yùn)動(dòng)監(jiān)控功能相關(guān)的襟翼控制計(jì)算機(jī)（flap electrical control unit，F(xiàn)ECU）功能研制保證等級(jí)為A 級(jí)。因此，高升力系統(tǒng)具有高安全性和產(chǎn)品復(fù)雜度高的特點(diǎn)。

傳統(tǒng)的復(fù)雜民機(jī)系統(tǒng)均按照ARP4754A 開展研制工作，整個(gè)研制過程都是基于文檔管理，在系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程中，系統(tǒng)需求、系統(tǒng)方案等設(shè)計(jì)信息通過文檔進(jìn)行傳遞，系統(tǒng)設(shè)計(jì)很大程度上依賴工程師經(jīng)驗(yàn)，同時(shí)文檔管理方式使得設(shè)計(jì)人員從文檔中讀取的信息很容易產(chǎn)生理解偏差，導(dǎo)致設(shè)計(jì)過程反復(fù)迭代，嚴(yán)重影響系統(tǒng)研發(fā)效率［2］。同時(shí)，隨著飛機(jī)系統(tǒng)向高度綜合化、智能化發(fā)展，飛機(jī)研制的技術(shù)和管理復(fù)雜度劇增，迫切需要采用基于模型的新型系統(tǒng)工程方法［3］。

為了更好地理解和管理復(fù)雜系統(tǒng)和產(chǎn)品，2007年系統(tǒng)工程國際委員會(huì)給出了MBSE（model-based systems engineering）的定義：通過在系統(tǒng)需求、設(shè)計(jì)、分析、驗(yàn)證和確認(rèn)活動(dòng)中使用形式化建模方法，支持從概念設(shè)計(jì)階段開始并持續(xù)貫穿于開發(fā)和后續(xù)的生命周期階段［4］。隨著國內(nèi)在基于模型的系統(tǒng)工程方法研究的不斷深入，已經(jīng)成功應(yīng)用于項(xiàng)目研制。

國內(nèi)研發(fā)人員使用SysML 語言建立系統(tǒng)行為模型或功能模型，對(duì)系統(tǒng)運(yùn)行場(chǎng)景進(jìn)行分析，或?qū)ο到y(tǒng)功能和邏輯進(jìn)行仿真分析，實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)需求的確認(rèn)和驗(yàn)證［5-10］。國內(nèi)研發(fā)人員還提出了一種基于3D Experience 平臺(tái)的MBSE 方法，實(shí)現(xiàn)了操縱、液壓驅(qū)動(dòng)、作動(dòng)器等子系統(tǒng)和副翼多體運(yùn)動(dòng)學(xué)模型的集成仿真，驗(yàn)證了副翼及其操縱系統(tǒng)的功能和性能［11］。此外，國內(nèi)研發(fā)人員使用SCADE（safety critical application development environment）建模仿真工具、模型測(cè)試分析工具及代碼生成器，實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)控制軟件的研制［12］。這些基于模型的系統(tǒng)工程應(yīng)用主要以“V 模型”左側(cè)設(shè)計(jì)階段的系統(tǒng)需求確認(rèn)與驗(yàn)證為主，并沒有將基于模型的系統(tǒng)需求確認(rèn)與驗(yàn)證方法貫穿于系統(tǒng)研發(fā)的全生命周期。

本文以某飛機(jī)高升力系統(tǒng)為對(duì)象，研究適用于貫穿全生命周期基于模型的系統(tǒng)需求確認(rèn)與驗(yàn)證技術(shù)，在不同研發(fā)階段使用不同顆粒度的系統(tǒng)仿真模型實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)需求的確認(rèn)與驗(yàn)證，并且隨著設(shè)計(jì)的不斷深入，可借助現(xiàn)有的測(cè)試用例快速進(jìn)行系統(tǒng)仿真模型的迭代分析，不斷提高系統(tǒng)需求正確性和完整性的置信度。同時(shí)，考慮將設(shè)計(jì)階段產(chǎn)生的模型或測(cè)試用例等最大程度地復(fù)用到集成驗(yàn)證活動(dòng)中，提高集成驗(yàn)證效率。

1 基于模型的系統(tǒng)研發(fā)

1.1 基于模型的研發(fā)過程

基于模型的系統(tǒng)確認(rèn)與驗(yàn)證方法如圖1 所示，該方法適用于ARP4754A 定義的開發(fā)過程，通過集成低層級(jí)模型形成系統(tǒng)集成模型，并通過系統(tǒng)集成模型仿真分析對(duì)高層級(jí)需求進(jìn)行驗(yàn)證。基于模型的系統(tǒng)確認(rèn)與驗(yàn)證方法采用統(tǒng)一的建模標(biāo)準(zhǔn)或已驗(yàn)證的模型庫可以快速支持系統(tǒng)模型開發(fā)。高升力系統(tǒng)模型開發(fā)采用Matlab/Simulink 作為主要的仿真平臺(tái)，根據(jù)具體建模對(duì)象和模型顆粒度，也可以使用Amesim 和SCADE 等其他建模語言。不同建模語言或多領(lǐng)域的模型通過ADS2（avionics development system 2ndgeneration）軟件平臺(tái)集成到一起，進(jìn)行系統(tǒng)虛擬仿真實(shí)現(xiàn)需求確認(rèn)與虛擬驗(yàn)證。此外，通過ADS2 軟件平臺(tái)及其配套硬件實(shí)現(xiàn)將虛擬集成仿真過程中創(chuàng)建的測(cè)試用例和用戶界面復(fù)用到計(jì)算機(jī)在環(huán)的物理及系統(tǒng)全實(shí)物集成驗(yàn)證環(huán)節(jié)，快速實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)需求驗(yàn)證。因此，通過采用基于模型的系統(tǒng)需求確認(rèn)與驗(yàn)證方法，可以實(shí)現(xiàn)漸進(jìn)式系統(tǒng)研發(fā)，逐步提升系統(tǒng)成熟度，避免實(shí)物驗(yàn)證與迭代。

圖1 基于模型的系統(tǒng)確認(rèn)與驗(yàn)證方法Fig. 1 Model-based system validation and verification methods

1.2 ADS2 應(yīng)用場(chǎng)景

飛機(jī)高升力系統(tǒng)研制涉及主機(jī)和系統(tǒng)、分系統(tǒng)和設(shè)備等多個(gè)層級(jí)的需求定義、設(shè)計(jì)及驗(yàn)證，其開發(fā)過程異常復(fù)雜。支持在不同層級(jí)之間進(jìn)行基于模型的需求確認(rèn)、虛擬集成和實(shí)物集成的平臺(tái)顯得至關(guān)重要。ADS2 是一款基于模型的系統(tǒng)集成和驗(yàn)證的產(chǎn)品，在航空領(lǐng)域已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了從基于個(gè)人電腦的模型在環(huán)仿真驗(yàn)證到飛機(jī)級(jí)集成和驗(yàn)證。基于ADS2 軟件可以支持實(shí)現(xiàn)ARP4754A 中定義的所有典型應(yīng)用場(chǎng)景，包括模型在環(huán)、軟件在環(huán)、虛擬系統(tǒng)集成、軟硬件集成驗(yàn)證（計(jì)算機(jī)在環(huán)的半物理集成驗(yàn)證）、系統(tǒng)集成驗(yàn)證、飛機(jī)層級(jí)集成驗(yàn)證。

1.3 ADS2 軟件介紹

ADS2 軟件的主要組成如圖2 所示。ADS2 軟件的主要組件包括ADS2 RT（realtime）內(nèi)核、ADS2 I/O（input / output）驅(qū)動(dòng)程序、ADS2 GUI（graphical user interface）工具套件及ADS2 API（application programming interface）。

圖2 ADS2 軟 件 組 件Fig. 2 ADS2 software components

ADS2 RT 內(nèi)核是ADS2 軟件的實(shí)時(shí)核心，ADS2內(nèi)核維護(hù)該軟件運(yùn)行時(shí)所需的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)庫和配置數(shù)據(jù)庫。ADS2 軟件也負(fù)責(zé)控制和監(jiān)控所有其他ADS2 任務(wù)以及外部應(yīng)用。ADS2 I/O 驅(qū)動(dòng)程序通過專用應(yīng)用程序?qū)崿F(xiàn)對(duì)I/O 的訪問，這些應(yīng)用程序也由ADS2 內(nèi)核以特定方式進(jìn)行調(diào)度。ADS2 GUI 工具套件可以設(shè)置ADS2 客戶端，用于配置、控制、可視化、采集和激勵(lì)等。ADS2 API 為外部應(yīng)用軟件和仿真分析的通用接口，ADS2 API 通用接口也用于ADS2 工具套件自身和I/O 驅(qū)動(dòng)程序［13］。

1.4 TPM 介紹

TPM（test process management）是建立在ADS2軟件基礎(chǔ)之上，用于規(guī)劃、管理和記錄整個(gè)測(cè)試過程。TPM 支持整個(gè)測(cè)試階段，提供系統(tǒng)需求和系統(tǒng)ICD（interface control document）的鏈接，創(chuàng)建測(cè)試用例和測(cè)試計(jì)劃，執(zhí)行測(cè)試計(jì)劃以及生成測(cè)試報(bào)告。此外，TPM 可以支持交互且完全自動(dòng)化的測(cè)試。使用TPM 和ADS2 的測(cè)試過程生命周期如圖3 所示。

圖3 全生命周期的測(cè)試過程Fig. 3 Test process of full life cycle

在測(cè)試過程中，DOORS 用于管理系統(tǒng)需求、測(cè)試需求、測(cè)試結(jié)果和所有內(nèi)部相關(guān)文件，并具有管理性與可追溯性。通過DOORS 將測(cè)試需求鏈接到TPM 中定義的測(cè)試用例，TPM 將測(cè)試用例納入測(cè)試計(jì)劃，在ADS2 上執(zhí)行測(cè)試計(jì)劃，并且將測(cè)試結(jié)果反饋給TPM，生成測(cè)試結(jié)果報(bào)告，最后導(dǎo)出測(cè)試結(jié)果到DOORS，可以形成測(cè)試結(jié)果和需求的追溯矩陣。某型飛機(jī)高升力系統(tǒng)需求“HLS-REQ-02：在系統(tǒng)正常條件下，計(jì)算機(jī)在接收到手柄指令后應(yīng)產(chǎn)生手柄指令信號(hào)和指令有效性狀態(tài)”。依據(jù)上述需求在TPM 中編寫測(cè)試用例如圖4 所示，移動(dòng)手柄到1 檔位，由于手柄使用2 個(gè)雙余度傳感器，則將手柄傳感器1 的2 個(gè)信號(hào)“FCL1_R”和“FCL1_L”設(shè) 置 為1，手 柄 傳 感 器2 的2 個(gè) 信 號(hào)“FCL2_R”和“FCL2_L”設(shè)置為1。測(cè)試用例的驗(yàn)證條件設(shè)計(jì)如圖5 所示，F(xiàn)ECU1 生成的手柄指令信號(hào)“FCL_CMD”為1，且生成的手柄指令有效性“FCL_Fault”為有效，同樣FECU2 生成手柄指令信號(hào)和有效性指令。

圖4 基于TPM 的測(cè)試用例編寫Fig. 4 TPM-based test case writing

圖5 基于TPM 的測(cè)試用例驗(yàn)證條件設(shè)計(jì)Fig. 5 TPM-based test case verification condition design

2 系統(tǒng)需求確認(rèn)

需求的確認(rèn)過程是為了確保所提出的需求足夠正確和完整。經(jīng)驗(yàn)表明，重視需求開發(fā)和確認(rèn)，可以在研制的早期識(shí)別細(xì)微的錯(cuò)誤和遺漏，并且減少隨之帶來的重新設(shè)計(jì)和系統(tǒng)性能不當(dāng)［14］。ARP4754A 中推薦的需求確認(rèn)方法包括需求的追溯性、分析、建模和試驗(yàn)。考慮到試驗(yàn)周期長(zhǎng)且費(fèi)用較高，工程評(píng)審對(duì)專家能力要求較高，因此建模仿真成為需求確認(rèn)的首選方法。

用于需求確認(rèn)的高升力系統(tǒng)虛擬仿真環(huán)境如圖6 所示，該環(huán)境通過ADS2 的API 接口將Simulink和SCADE 等軟件創(chuàng)建的模型集成在統(tǒng)一的ADS2 軟件平臺(tái)上，并通過TPM 建立的測(cè)試用例實(shí)現(xiàn)自動(dòng)化測(cè)試。高升力系統(tǒng)虛擬仿真環(huán)境支持高升力系統(tǒng)架構(gòu)模型和系統(tǒng)性能模型的仿真分析，實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)需求、系統(tǒng)架構(gòu)和系統(tǒng)設(shè)計(jì)的確認(rèn)。

圖6 系統(tǒng)虛擬仿真環(huán)境Fig. 6 System virtual simulation environment

高升力系統(tǒng)研制過程中，涉及多物理系統(tǒng)建模與聯(lián)合仿真，但是在不同的研發(fā)階段仿真所要解決的問題不同，且仿真模型的顆粒度也不同，按照仿真模型顆粒度可以將系統(tǒng)虛擬仿真分為功能模型仿真、架構(gòu)模型仿真和性能模型仿真［15］。相對(duì)于飛機(jī)級(jí)模型，高升力系統(tǒng)模型相對(duì)簡(jiǎn)單，故在系統(tǒng)架構(gòu)模型中涵蓋了系統(tǒng)功能模型。因此，以下將對(duì)所采用的系統(tǒng)架構(gòu)模型和系統(tǒng)性能模型進(jìn)行介紹。

2.1 系統(tǒng)架構(gòu)模型

在聯(lián)合定義階段，根據(jù)系統(tǒng)需求開展系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)，針對(duì)可以通過建模仿真分析的系統(tǒng)需求，基于ADS2 軟件平臺(tái)，使用Matlab/Simulink 軟件建立系統(tǒng)架構(gòu)仿真模型，通過系統(tǒng)架構(gòu)模型仿真分析，對(duì)系統(tǒng)功能、性能、邊界、運(yùn)行環(huán)境、外部接口，以及系統(tǒng)組件及其接口等進(jìn)行確認(rèn)，識(shí)別出不合理、不清楚的需求，并剔除錯(cuò)誤的需求，對(duì)系統(tǒng)需求進(jìn)行確認(rèn)。此外，在系統(tǒng)架構(gòu)模型仿真中，針對(duì)候選的系統(tǒng)架構(gòu)建立不同的系統(tǒng)架構(gòu)仿真模型，并通過仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，評(píng)估系統(tǒng)架構(gòu)。系統(tǒng)架構(gòu)模型對(duì)仿真模型的顆粒度要求相對(duì)較低，必須能夠反映系統(tǒng)各部件的穩(wěn)態(tài)特性。例如，在某型飛機(jī)高升力系統(tǒng)中建立的系統(tǒng)架構(gòu)模型中，通過定義系統(tǒng)減速比、傳動(dòng)效率、負(fù)載扭矩等，評(píng)估系統(tǒng)功率需求。

2.2 系統(tǒng)性能模型

在初步設(shè)計(jì)階段，在優(yōu)選的系統(tǒng)架構(gòu)基礎(chǔ)上開展系統(tǒng)設(shè)計(jì)，進(jìn)一步定義系統(tǒng)及其元素，為其提供足夠詳細(xì)的數(shù)據(jù)和信息使得系統(tǒng)元素達(dá)到可實(shí)現(xiàn)狀態(tài)［16］。隨著系統(tǒng)各部件設(shè)計(jì)或風(fēng)險(xiǎn)降低試驗(yàn)的深入，在系統(tǒng)架構(gòu)模型基礎(chǔ)上詳細(xì)定義各部件的設(shè)計(jì)參數(shù)，使用SCADE 軟件創(chuàng)建FECU 的應(yīng)用層軟件模型，包括襟翼位置閉環(huán)控制、工作模式管理、輸入信號(hào)處理、故障監(jiān)控、故障保護(hù)、故障綜合及系統(tǒng)狀態(tài)輸出等功能模塊。通過ADS2 軟件平臺(tái)將Matlab/Simulink 軟件建立的作動(dòng)分系統(tǒng)模型，以及SCADE軟件建立的系統(tǒng)應(yīng)用層軟件模型進(jìn)行集成，最終形成系統(tǒng)性能模型。在ADS2 軟件平臺(tái)上執(zhí)行由測(cè)試團(tuán)隊(duì)創(chuàng)建的測(cè)試用例和測(cè)試計(jì)劃，實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)控制律、穩(wěn)態(tài)性能、動(dòng)態(tài)性能、故障監(jiān)控及保護(hù)等仿真，最終完成對(duì)系統(tǒng)需求的確認(rèn)，以及對(duì)系統(tǒng)架構(gòu)和設(shè)計(jì)方案的虛擬驗(yàn)證。此外，在詳細(xì)設(shè)計(jì)階段，通過系統(tǒng)性能模型仿真分析實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)應(yīng)用層軟件模型的驗(yàn)證，為后續(xù)將SCADE 模型轉(zhuǎn)成C 代碼，與底層驅(qū)動(dòng)軟件集成，形成FECU 嵌入式軟件代碼奠定了基礎(chǔ)。由于采用了基于模型的軟件開發(fā)方法，并且通過系統(tǒng)仿真模型的迭代驗(yàn)證，減少了設(shè)計(jì)錯(cuò)誤，加快了系統(tǒng)軟件研制進(jìn)度。

系統(tǒng)性能模型對(duì)仿真模型的顆粒度要求相對(duì)較高，必須能夠反映系統(tǒng)各部件的穩(wěn)態(tài)特性和動(dòng)態(tài)特性。例如，在某型高升力系統(tǒng)性能模型中對(duì)于襟翼作動(dòng)系統(tǒng)機(jī)械部件定義產(chǎn)品的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、剛度、減速比、傳動(dòng)效率、游隙以及各種溫度環(huán)境下的動(dòng)摩擦力矩和靜摩擦力矩。

3 系統(tǒng)需求驗(yàn)證

驗(yàn)證的目的是用來表明每一層級(jí)的實(shí)施滿足了其規(guī)定的需求。ARP4754A 中規(guī)定的驗(yàn)證方法包括檢查、評(píng)審、分析、試驗(yàn)及服役經(jīng)驗(yàn)，對(duì)于A 和B 類設(shè)備，其中試驗(yàn)更是作為合格審定推薦的方法［14］。高升力系統(tǒng)驗(yàn)證通常包括部件級(jí)驗(yàn)證（重點(diǎn)說明計(jì)算機(jī)在環(huán)的半物理集成驗(yàn)證）、控制分系統(tǒng)集成驗(yàn)證和系統(tǒng)全實(shí)物集成驗(yàn)證。

3.1 計(jì)算機(jī)在環(huán)的半物理集成驗(yàn)證

FECU 在環(huán)的半物理集成驗(yàn)證環(huán)境如圖7 所示，為支持FECU 的需求驗(yàn)證，需要高升力襟翼作動(dòng)分系統(tǒng)仿真模型和ADS2 軟件組成實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)，為FECU 提供模擬系統(tǒng)運(yùn)行過程中襟翼控制手柄（flap control lever，F(xiàn)CL）、襟翼位置傳感器（flap position sensor Unit，F(xiàn)PSU）及 動(dòng) 力 驅(qū) 動(dòng) 裝 置（power drive unit，PDU）等設(shè)備傳感器的反饋信號(hào)，以便與FECU構(gòu)成閉環(huán)控制系統(tǒng)，支持FECU 的硬件接口驗(yàn)證、功能驗(yàn)證，以及電氣接口等驗(yàn)證。FECU 的需求主要來源于高升力系統(tǒng)分配的需求，以及在FECU 設(shè)計(jì)過程中衍生出的需求。對(duì)于系統(tǒng)分配給FECU 的需求，可以使用在詳細(xì)設(shè)計(jì)階段創(chuàng)建的用于系統(tǒng)虛擬集成驗(yàn)證的測(cè)試用例和測(cè)試計(jì)劃；僅對(duì)于FECU 設(shè)計(jì)過程中衍生的需求，需要額外增加測(cè)試用例和測(cè)試計(jì)劃，因此能夠?qū)崿F(xiàn)大部分測(cè)試用例的復(fù)用，提高了研發(fā)效率。FECU 的需求驗(yàn)證工作主要包括輸入信號(hào)監(jiān)控、傳感器信息處理、位置閉環(huán)控制、系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)控、系統(tǒng)保護(hù)、系統(tǒng)狀態(tài)和位置信息發(fā)送、在線維護(hù)支持等功能。

圖7 計(jì)算機(jī)在環(huán)的系統(tǒng)半物理仿真環(huán)境Fig. 7 Semi-physical simulation environment of a computer in the loop system

3.2 系統(tǒng)全實(shí)物集成驗(yàn)證

在高升力系統(tǒng)全實(shí)物集成驗(yàn)證過程中，為了降低技術(shù)驗(yàn)證風(fēng)險(xiǎn)、加快研制進(jìn)度，首先開展控制分系統(tǒng)集成驗(yàn)證，其次開展全系統(tǒng)實(shí)物集成驗(yàn)證。其中，控制分系統(tǒng)集成驗(yàn)證是將包括FCL（full container load），電機(jī)控制器EMCU（electrom echanical control unit），PDU（power distribution unit），翼 尖 制 動(dòng) 器WTB（wing tlp brake）和FPSU 等與FECU 交聯(lián)的所有控制部件集成在試驗(yàn)臺(tái)架上，在空載狀態(tài)下開展系統(tǒng)功能和性能測(cè)試，包括位置控制律、系統(tǒng)工作模式、系統(tǒng)BIT（built in test，機(jī)內(nèi)測(cè)試）、襟翼位置控制、系統(tǒng)故障監(jiān)控、系統(tǒng)保護(hù)、系統(tǒng)信息上報(bào)及在線維護(hù)支持等。

系統(tǒng)全實(shí)物集成驗(yàn)證是將系統(tǒng)所有真實(shí)產(chǎn)品集成在系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)上，且在加載狀態(tài)下開展系統(tǒng)功能和性能測(cè)試、系統(tǒng)耐久性測(cè)試、系統(tǒng)失效模式影響測(cè)試。系統(tǒng)耐久性測(cè)試主要驗(yàn)證在全壽命試驗(yàn)完成后機(jī)電產(chǎn)品性能、系統(tǒng)位置控制精度及位置控制魯棒性等是否滿足需求。此外，系統(tǒng)失效模式影響測(cè)試應(yīng)全部包括高升力系統(tǒng)SFMEA（software failure modes and effects analysis）中的所有失效模式或組合，如圖8所示。

圖8 系統(tǒng)全物理集成驗(yàn)證環(huán)境Fig. 8 System full physical integration verification environment

由于計(jì)算機(jī)在環(huán)的半物理集成驗(yàn)證、控制分系統(tǒng)集成驗(yàn)證以及全實(shí)物集成驗(yàn)證均使用ADS2 軟件為內(nèi)核，因此，可以復(fù)用虛擬集成驗(yàn)證過程中創(chuàng)建的測(cè)試用例和用戶界面，使得設(shè)計(jì)人員理解一致，大大提高了研發(fā)效率。此外，根據(jù)系統(tǒng)全實(shí)物集成試驗(yàn)結(jié)果也可以修正模型，并形成經(jīng)過驗(yàn)證的模型庫，支持后續(xù)項(xiàng)目模型開發(fā)。

4 測(cè)試結(jié)果

以某型飛機(jī)高升系統(tǒng)襟翼下放為例，說明基于模型的高升力系統(tǒng)需求確認(rèn)與驗(yàn)證工作如何開展。本文使用Matlab/Simulink 創(chuàng)建了高升力作動(dòng)分系統(tǒng)仿真模型，如圖9 所示。該模塊包括動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置、左側(cè)襟翼作動(dòng)模塊和右側(cè)襟翼作動(dòng)模塊。動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置模塊輸出轉(zhuǎn)速和扭矩，同時(shí)驅(qū)動(dòng)左側(cè)和右側(cè)襟翼同步運(yùn)動(dòng)，左側(cè)和右側(cè)襟翼作動(dòng)模塊中將襟翼位置和速度反饋給FECU 用于位置閉環(huán)控制，以及不對(duì)稱、非指令運(yùn)動(dòng)等故障監(jiān)控。

圖9 基于Simulink 的作動(dòng)系統(tǒng)模型Fig. 9 Model of actuation system based on Simulink

本文使用SCADE 創(chuàng)建了系統(tǒng)應(yīng)用層軟件模型，如圖10 所示。高升力系統(tǒng)應(yīng)用層軟件模型包括I/O讀取、輸入信號(hào)處理、BIT 監(jiān)控、故障管理、工作模式管理、襟翼運(yùn)動(dòng)控制、地面維護(hù)、測(cè)試數(shù)據(jù)等模塊。在系統(tǒng)模型中，SCADE 應(yīng)用層軟件模型實(shí)現(xiàn)了與系統(tǒng)控制相關(guān)的輸入信號(hào)處理、襟翼位置閉環(huán)控制、工作模式管理、故障監(jiān)控、故障管理、信號(hào)輸出及地面維護(hù)等功能。

圖10 基于SCADE 的系統(tǒng)應(yīng)用層軟件模型Fig. 10 Model of system application software based on SCADE

“襟翼從0~35°下放過程”的測(cè)試用例如表1所示。

表1 襟翼下放測(cè)試用例Table 1 Test case for flap extending

該測(cè)試用例可以在系統(tǒng)架構(gòu)仿真模型、系統(tǒng)性能模型、計(jì)算機(jī)在環(huán)的半物理集成測(cè)試和系統(tǒng)全實(shí)物集成測(cè)試中復(fù)用，根據(jù)不同研發(fā)階段的仿真模型及系統(tǒng)集成測(cè)試，得到在襟翼從0 下放至35°時(shí)的速度曲線如圖11 所示。

系統(tǒng)架構(gòu)模型僅考慮減速比、傳動(dòng)效率、負(fù)載扭矩等穩(wěn)態(tài)性能參數(shù)，因此仿真獲得的馬達(dá)速度曲線接近理想的控制律曲線，如圖11a）所示。但是在系統(tǒng)性能模型中考慮了系統(tǒng)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、剛度、摩擦阻尼等動(dòng)態(tài)性能參數(shù)，因此仿真獲得的馬達(dá)速度在起動(dòng)過程中存在較小的跟蹤誤差和滯后，且在停止過程中存在明顯的振蕩，如圖11b）所示。

圖11 基于模型的高升力系統(tǒng)不同階段仿真或試驗(yàn)結(jié)果Fig. 11 Simulation or test results of model-based high lift systems at different stages

在計(jì)算機(jī)在環(huán)的半物理集成試驗(yàn)環(huán)境中通過Simulink 創(chuàng)建的高升力作動(dòng)分系統(tǒng)仿真模型和ADS2 軟件組成實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)模擬FECU 所需的外部電氣設(shè)備信號(hào)，F(xiàn)ECU 采用速度閉環(huán)控制，在圖11c）中加速和減速階段由于引入了激勵(lì)環(huán)境的誤差造成了馬達(dá)速度波動(dòng)，在勻速運(yùn)動(dòng)過程中FECU發(fā)出恒定的速度指令，經(jīng)過閉環(huán)控制的馬達(dá)速度基本保持不變。因此在加速和減速階段圖11c）中的馬達(dá)速度曲線明顯粗于圖11a）。

對(duì)比圖11 中c）和d）可以看出，在全物理集成驗(yàn)證環(huán)境中，由于系統(tǒng)所有部件均為實(shí)物，引入了摩擦、游隙等非線性環(huán)節(jié)，因此在起動(dòng)過程中速度有較小的超調(diào)，且在勻速運(yùn)動(dòng)過程中由于系統(tǒng)控制誤差等造成馬達(dá)實(shí)際速度波動(dòng)，因此在勻速階段圖11d）中的馬達(dá)速度曲線明顯粗于圖11c）。

某型飛機(jī)高升力系統(tǒng)總共300 余條需求，其中113 條需求可以通過仿真分析確認(rèn)，在需求確認(rèn)過程中，識(shí)別出11 條錯(cuò)誤需求，發(fā)現(xiàn)了5 條缺失的需求。在試驗(yàn)測(cè)試過程中，通過控制分系統(tǒng)集成試驗(yàn)、系統(tǒng)全實(shí)物集成試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)6 條需求未通過（主要是監(jiān)控閾值不合理，不存在設(shè)計(jì)錯(cuò)誤），經(jīng)過設(shè)計(jì)更改和回歸測(cè)試，最終完成所有需求驗(yàn)證。在系統(tǒng)需求確認(rèn)與驗(yàn)證過程中，由于復(fù)用了測(cè)試用例和用戶界面，且使用了統(tǒng)一的建模標(biāo)準(zhǔn)和測(cè)試方法，降低了系統(tǒng)設(shè)計(jì)錯(cuò)誤，顯著地提高了系統(tǒng)研發(fā)效率。

5 結(jié)論

為了減少民機(jī)復(fù)雜機(jī)載系統(tǒng)設(shè)計(jì)錯(cuò)誤、逐步提升系統(tǒng)成熟度、避免實(shí)物驗(yàn)證與迭代，本文提出了一種基于模型的系統(tǒng)需求確認(rèn)與驗(yàn)證方法。該方法可以貫穿系統(tǒng)研發(fā)全生命周期的各個(gè)研發(fā)階段，包括聯(lián)合定義、初步設(shè)計(jì)、詳細(xì)設(shè)計(jì)到集成驗(yàn)證。通過在某飛機(jī)高升力系統(tǒng)的實(shí)踐，得出以下結(jié)論：

（1） 通過ADS2 軟件可以將Simulink 和SCADE等多種模型集成在一個(gè)統(tǒng)一的虛擬集成平臺(tái)上，創(chuàng)建測(cè)試用例，通過開展系統(tǒng)架構(gòu)模型和系統(tǒng)性能模型仿真分析，實(shí)現(xiàn)了在設(shè)計(jì)階段分層級(jí)對(duì)系統(tǒng)需求的確認(rèn)與驗(yàn)證。

（2） 使用SCADE 軟件創(chuàng)建系統(tǒng)應(yīng)用層軟件模型，便于在ADS2 軟件平臺(tái)上通過測(cè)試用例進(jìn)行驗(yàn)證。SCADE 支持將軟件模型轉(zhuǎn)成C 代碼，與底層驅(qū)動(dòng)軟件集成，快速形成計(jì)算機(jī)的嵌入式代碼。該方法可以顯著加快系統(tǒng)軟件開發(fā)效率，減少設(shè)計(jì)錯(cuò)誤。

（3） 使用支持ADS2 的I/O 驅(qū)動(dòng)模塊，以及復(fù)用設(shè)計(jì)階段建立的測(cè)試用例和用戶界面，可以快速搭建計(jì)算機(jī)在環(huán)的半物理集成驗(yàn)證環(huán)境、控制分系統(tǒng)集成驗(yàn)證環(huán)境和系統(tǒng)全實(shí)物集成驗(yàn)證環(huán)境，快速完成系統(tǒng)驗(yàn)證。

（4） 通過在不同研發(fā)階段使用統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)的模型和測(cè)試用例傳遞信息，確保研發(fā)過程中信息傳遞的一致性，降低了設(shè)計(jì)錯(cuò)誤傳遞給下一層級(jí)的可能性，避免了實(shí)物驗(yàn)證與迭代，縮短了研制周期。