基于MBSE的運載火箭動力系統關鍵子系統設計

肖 進，周瀟雅，李 佳，張 茜，孫樹森

基于MBSE的運載火箭動力系統關鍵子系統設計

肖 進，周瀟雅，李 佳，張 茜，孫樹森

（北京宇航系統工程研究所，北京，100076）

動力系統是運載火箭提供動力和控制的重要系統。將基于模型的系統工程方法（Model-based Systems Engineering，MBSE）結合動力系統研制流程，能有效地應對運載火箭的復雜性，從而保證系統設計的一致性和完整性。通過基于模型的需求分析、架構設計和仿真驗證，完成了補壓子系統的設計，實現了基于模型的系統協同設計方法，對提升運載火箭系統設計開發效率等具有重大工程意義。

基于模型的系統工程；運載火箭；動力系統；系統設計

0 引 言

以運載火箭為代表的航天產品目前主要采用傳統的系統工程（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、設計方案等進行描述，TSE為航天產品的發展做出了巨大的貢獻，但隨著航天產品系統的日益復雜，產生了信息容易產生歧義、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雜耗時等諸多問題，嚴重影響了航天產品研制的效率和準確性。

因此，研究學者開始提出采用基于模型的系統工程（Model-based Systems Engineering，MBSE）進行復雜系統研制，MBSE是建模方法的形式化應用，以使建模方法支持系統要求、設計、分析、驗證和確認等活動，這些活動從概念性設計階段開始，持續貫穿到設計開發的全生命周期階段[1]。通過MBSE的基于統一規范的模型和數據交互模式的研究，可以有效地增強不同單位之間模型的對接性和時變性，并保證產品數據的一致性和唯一性。進而有助于提升整體研制能力，節省資源協調的成本，縮短研制周期，降低研制風險和成本[2]。

目前，NASA、DARPA、Boeing、Lockheed Martin、ESA等國外航空航天機構及企業對MBSE 開展了較為深入的研究和應用，中國的中航工業、浙江大學等企業和高校等也率先對MBSE開展了初步應用[3]。從國內外研究和應用經驗來看，基于模型的系統工程對于需求多變、系統構成復雜的大型項目具有明顯優勢，是未來工業發展的重要方向。但是，由于運載火箭系統更為復雜組件更為繁多，目前國內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系統設計的具體應用尚未報道。

運載火箭動力系統主要為運載火箭提供推進力和控制力，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之一。其中，補壓子系統為動力系統中具有代表性的關鍵子系統。本文以運載火箭低溫動力系統的增壓輸送系統為例，面向其關鍵子系統——補壓子系統，針對火箭飛行過程的貯箱補壓場景進行研究，通過需求分析，功能、邏輯、物理架構設計，探索基于模型的正向設計過程，并基于仿真軟件MWorks對系統設計進行仿真驗證，形成“需求-架構-仿真”閉環迭代。

1 基于MBSE的運載火箭低溫動力系統設計思路

結合運載火箭低溫動力系統研制流程和MBSE設計思想，得到了基于MBSE的運載火箭低溫動力系統設計“V型”流程，其具體設計如圖1所示。

圖1 基于模型的運載火箭低溫動力系統設計流程

在基于MBSE的運載火箭低溫動力系統設計“V型”流程圖的基礎上，可根據基于MBSE的系統開發流程，得到基于MBSE的運載火箭低溫動力系統開發流程，如圖2所示。

圖2 基于模型的運載火箭低溫動力系統的協同設計方法

根據基于MBSE的運載火箭低溫動力系統設計“V型”流程和開發流程，可實現運載火箭低溫動力系統基于模型的設計，研究“需求-系統方案-單機方案”的正向設計過程。根據MBSE設計方法，利用系統建模語言來描述系統模型，作為系統設計開發全過程中首要工件，并對模型進行管理、控制、迭代和完善，主要實施過程分為兩個階段：需求分析和架構設計。本文使用基于SysML語言的MBSE工具Rhapsody進行系統開發。

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

架構設計是將系統需求轉化為系統解決方案的過程，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，翻譯成系統功能的清晰描述，并用來指導后續的設計集成與綜合，形成具備一定功能和可執行的功能分析模型（也被稱為“黑盒”用例模型）。功能分析可通過反映系統工作流的活動圖、反映運行時序的順序圖和反映系統行為狀態的狀態圖來展現，從而描述系統功能和功能之間相互關系。設計綜合的目標是整合功能分析階段的模型元素，并設計系統架構，生成系統架構的備選方案，選擇出滿足系統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行表達。架構設計階段的重點是將功能分析階段的“黑盒”用例模型逐步細化，最終展開為“白盒”模型[4]。通過基于模型的架構設計實現產品形態從功能-邏輯-物理的逐步演變，支持產品設計從問題域-解決方案域-專業工程領域的實現。

2 運載火箭補壓子系統設計示例

以運載火箭低溫動力系統中增壓輸送系統的關鍵子系統——補壓子系統為例，針對火箭飛行過程的貯箱補壓場景，結合運載火箭補壓子系統的任務書、研制要求等源文件，首先開展需求分析，通過系統運行概念開發和頂層功能分析，建立需求模型和系統用例模型，接著完成架構設計，通過建模工具轉化用例模型，得到活動圖、順序圖和狀態圖，并將功能分配到系統架構中，并形成子系統模型和接口。最終研究得到運載火箭補壓子系統“需求-系統方案-單機方案”的正向設計過程，并打通與MWorks的接口實現仿真驗證。

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者分析、需求的捕獲與分析，梳理出項目的頂層系統需求，并將系統需求根據不同的功能架構逐級準確、清晰、無歧義、可追溯地傳遞和物理實現[5]。根據MBSE方法，將需求以用例的形式進行展現，并逐個對用例進行設計，當需求發生改變時，設計人員能夠快速追溯并修改與此需求相關的功能系統和交互接口[6]。

根據運載火箭低溫動力系統的補壓子系統的研制過程中各階段任務書、研制要求、標準規范進行需求捕獲建立補壓子系統條目化需求庫（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開發系統需求運行概念并進行頂層功能分析，補壓子系統涉及的外部參與者（即與系統有直接交互的外部系統和使用者）較多，包括：控制系統、測量系統、氧箱和氫箱，補壓子系統系統用例為貯箱補壓，繪制的用例圖如圖3所示，后續基于用例進行詳細的系統設計。

表1 補壓子系統需求庫

Tab.1 Requirement Repository of Pressure Compensation System

標識標簽規范 PSR-1PSR-1-概述概述 PSR-10PSR-10-動力系統總體輸入需求動力系統總體輸入需求 PSR-11PSR-11-總體參數總體參數

圖3 補壓子系統用例

2.2 架構設計

2.2.1 功能分析

基于需求分析用例圖的劃分，分析補壓子系統的運行場景，根據各個用例，分別針對每一個利益相關者進行了分析，搭建活動圖、順序圖和狀態圖，細化系統的運行狀態，完成對補壓子系統需求的準確捕獲并確認。

以貯箱補壓場景補壓過程為例，補壓子系統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，當補壓子系統接收到控制系統的“開啟氧箱指令”，并且供氣氣體存儲量大于一定量時，補壓子系統啟動氧箱供氣，將補壓氣體輸送到氧箱，當補壓子系統接收到“停止氧箱補壓指令”或者供氣氣體耗盡時，補壓子系統關閉氧箱供氣。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補壓過程活動

圖5 運載火箭補壓子系統補壓過程順序

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。

經過架構設計的功能分析階段，傳統運載火箭補壓子系統的任務書、研制要求等文件在本階段由模型替代，并在層次性、完整性、準確性上得到了極大的增強，顯著的提高了系統設計的效率和質量。

2.2.2 設計綜合

系統設計綜合主要是基于系統功能分析階段的“黑盒”模型，依據系統的架構設計，對系統功能進行分析，并將功能分解、定義、分配到相關的部件、組件和子系統中，完成功能分析向承載軟硬件的傳遞與分配。將系統的技術指標通過綜合與分配，轉換為部件、組件和子系統的設計輸入與技術指標要求，包括系統可靠性、維修性和測試性等指標。系統設計綜合階段，在一定要求的限制條件下，對能夠滿足需求的功能架構進行權衡和優選，為系統設計提供一個最優的架構。

將補壓子系統中識別出的未分解的頂層功能和底層功能進行分類組合，對功能進行分組，堅持“高內聚、低耦合”的原則，定義系統邏輯、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所屬泳道，并且在跨泳道的功能流程中識別出對應的子系統間傳遞的消息以及該消息的對應的發送/接收功能，通過定義補壓子系統用例子系統以及子系統間的信息傳遞關系和子功能間的接口關系, 從而生成系統的白盒內部模塊圖，補壓子系統貯箱補壓場景的邏輯子系統包括貯氣子系統、氧箱補壓啟閉子系統、氫箱補壓啟閉子系統和信號反饋子系統。根據系統功能分析階段結果，補壓子系統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，其物理子系統接口連接關系同樣可用內部模塊圖描述。

3 仿真驗證

設計完成的補壓子系統的架構模型需要經過檢查及仿真驗證，確認其功能、行為等滿足設計要求后，設計工作才能轉入隨后的工程研制。本文通過研究需求模型與架構模型之間的關聯關系，以及架構模型與系統仿真之間的關聯關系，實現針對性能指標相關的需求，在執行驗證后，建立需求指標與仿真結果之間的比對關系形成閉環管理，構筑了運載火箭飛行時貯箱增壓場景中補壓子系統的全過程、全系統的包括數據流以及邏輯關系的綜合模型。

圖6給出了架構模型到仿真模型的迭代映射場景，在仿真驗證階段，首先進行架構到仿真模型的傳遞，通過對Rhapsody工具的二次開發，將Rhapsody的架構模型進行解析，轉換成符合仿真模型描述要求的XML文件，導入MWorks生成仿真模型。

圖6 運載火箭補壓子系統架構到仿真的映射

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），并設置組件參數（表2給出了貯箱相關的部分初始條件參數）進行仿真。

表2 貯箱補壓邊界條件

Tab.2 Pressure Compensation Boundary Conditions

參數初始值 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 初始液體側壁面溫度/K50 初始氣體側壁面溫度/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，獲得補壓子系統氣枕壓力、貯箱出口壓力和排氣閥流量的仿真結果，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大于等于氣枕壓力。

最后，將仿真數據、仿真結果報告通過需求模型的鏈接關系與需求關聯，形成需求與仿真的閉環。

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

4 結束語

基于模型的系統工程方法能提高系統需求和接口的管理、驗證分析能力，對不同層級的需求、設計結果、需求驗證進行集中、統一的關聯及驗證管理，有效地保證需求變更或設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構建需求庫，通過Rhapsody開展架構設計，結合MWorks進行系統仿真，完成了針對運載火箭飛行過程中貯箱增壓場景，面向低溫動力系統增壓輸送系統中關鍵子系統——補壓子系統的基于模型的系統開發設計，并實現了“需求-架構-仿真”的基于模型的協同設計迭代模式。該方法能夠有效地指導復雜系統的需求確認和架構設計，將對運載火箭系統研發設計、工程研制等具有重大指導意義。后續將針對從頂層需求到架構設計直至子系統詳細設計仿真的協同設計迭代進行進一步的研究和探索。

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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（1983-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為數字化設計與仿真。

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

李 佳（1989-），女，工程師，主要研究方向為數字化設計與仿真。

張 茜（1993-），女，工程師，主要研究方向為數字化設計與仿真。

孫樹森（1986-），男，高級工程師，主要研究方向為數字化設計與仿真。