基于MBSE的运载火箭动力系统关键子系统设计

肖 进，周潇雅，李 佳，张 茜，孙树森

基于MBSE的运载火箭动力系统关键子系统设计

肖 进，周潇雅，李 佳，张 茜，孙树森

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

动力系统是运载火箭提供动力和控制的重要系统。将基于模型的系统工程方法（Model-based Systems Engineering，MBSE）结合动力系统研制流程，能有效地应对运载火箭的复杂性，从而保证系统设计的一致性和完整性。通过基于模型的需求分析、架构设计和仿真验证，完成了补压子系统的设计，实现了基于模型的系统协同设计方法，对提升运载火箭系统设计开发效率等具有重大工程意义。

基于模型的系统工程；运载火箭；动力系统；系统设计

0 引 言

以运载火箭为代表的航天产品目前主要采用传统的系统工程（Traditional Systems Engineering，TSE）研制模式，基于自然语言并以文本的格式对用户需求、设计方案等进行描述，TSE为航天产品的发展做出了巨大的贡献，但随着航天产品系统的日益复杂，产生了信息容易产生歧义、有效抽取所需信息困难、验证需求符合性困难以及更改流程复杂耗时等诸多问题，严重影响了航天产品研制的效率和准确性。

因此，研究学者开始提出采用基于模型的系统工程（Model-based Systems Engineering，MBSE）进行复杂系统研制，MBSE是建模方法的形式化应用，以使建模方法支持系统要求、设计、分析、验证和确认等活动，这些活动从概念性设计阶段开始，持续贯穿到设计开发的全生命周期阶段[1]。通过MBSE的基于统一规范的模型和数据交互模式的研究，可以有效地增强不同单位之间模型的对接性和时变性，并保证产品数据的一致性和唯一性。进而有助于提升整体研制能力，节省资源协调的成本，缩短研制周期，降低研制风险和成本[2]。

目前，NASA、DARPA、Boeing、Lockheed Martin、ESA等国外航空航天机构及企业对MBSE 开展了较为深入的研究和应用，中国的中航工业、浙江大学等企业和高校等也率先对MBSE开展了初步应用[3]。从国内外研究和应用经验来看，基于模型的系统工程对于需求多变、系统构成复杂的大型项目具有明显优势，是未来工业发展的重要方向。但是，由于运载火箭系统更为复杂组件更为繁多，目前国内外研究成果鲜见将运载火箭作为研究对象，对于利用MBSE方法完成运载火箭相关系统设计的具体应用尚未报道。

运载火箭动力系统主要为运载火箭提供推进力和控制力，并且涉及高压用气、低温液体、火工品等危险源，是影响全箭性能、可靠性、安全性的重要分系统之一。其中，补压子系统为动力系统中具有代表性的关键子系统。本文以运载火箭低温动力系统的增压输送系统为例，面向其关键子系统——补压子系统，针对火箭飞行过程的贮箱补压场景进行研究，通过需求分析，功能、逻辑、物理架构设计，探索基于模型的正向设计过程，并基于仿真软件MWorks对系统设计进行仿真验证，形成“需求-架构-仿真”闭环迭代。

1 基于MBSE的运载火箭低温动力系统设计思路

结合运载火箭低温动力系统研制流程和MBSE设计思想，得到了基于MBSE的运载火箭低温动力系统设计“V型”流程，其具体设计如图1所示。

图1 基于模型的运载火箭低温动力系统设计流程

在基于MBSE的运载火箭低温动力系统设计“V型”流程图的基础上，可根据基于MBSE的系统开发流程，得到基于MBSE的运载火箭低温动力系统开发流程，如图2所示。

图2 基于模型的运载火箭低温动力系统的协同设计方法

根据基于MBSE的运载火箭低温动力系统设计“V型”流程和开发流程，可实现运载火箭低温动力系统基于模型的设计，研究“需求-系统方案-单机方案”的正向设计过程。根据MBSE设计方法，利用系统建模语言来描述系统模型，作为系统设计开发全过程中首要工件，并对模型进行管理、控制、迭代和完善，主要实施过程分为两个阶段：需求分析和架构设计。本文使用基于SysML语言的MBSE工具Rhapsody进行系统开发。

需求分析的目标是通过一系列的活动（主要包括开发系统运行概念、顶层功能分析、定义初步系统需求、建立系统需求和输入需求间追溯矩阵等）得到对系统特征的定义，将用户需求转化为系统要求。系统特征描述了系统如何运行以及相应的运行环境及约束，实现了“问题域”到“方案域”的视角转变。

架构设计是将系统需求转化为系统解决方案的过程，即从问题域向解决域的过渡，主要包括功能分析和设计综合两部分。功能分析的目的是将需求分析阶段获得的用例模型，翻译成系统功能的清晰描述，并用来指导后续的设计集成与综合，形成具备一定功能和可执行的功能分析模型（也被称为“黑盒”用例模型）。功能分析可通过反映系统工作流的活动图、反映运行时序的顺序图和反映系统行为状态的状态图来展现，从而描述系统功能和功能之间相互关系。设计综合的目标是整合功能分析阶段的模型元素，并设计系统架构，生成系统架构的备选方案，选择出满足系统需求的一个或多个备选方案，并以一系列一致的视角对备选方案进行表达。架构设计阶段的重点是将功能分析阶段的“黑盒”用例模型逐步细化，最终展开为“白盒”模型[4]。通过基于模型的架构设计实现产品形态从功能-逻辑-物理的逐步演变，支持产品设计从问题域-解决方案域-专业工程领域的实现。

2 运载火箭补压子系统设计示例

以运载火箭低温动力系统中增压输送系统的关键子系统——补压子系统为例，针对火箭飞行过程的贮箱补压场景，结合运载火箭补压子系统的任务书、研制要求等源文件，首先开展需求分析，通过系统运行概念开发和顶层功能分析，建立需求模型和系统用例模型，接着完成架构设计，通过建模工具转化用例模型，得到活动图、顺序图和状态图，并将功能分配到系统架构中，并形成子系统模型和接口。最终研究得到运载火箭补压子系统“需求-系统方案-单机方案”的正向设计过程，并打通与MWorks的接口实现仿真验证。

2.1 需求分析

需求分析的主要工作就是通过对项目利益攸关者分析、需求的捕获与分析，梳理出项目的顶层系统需求，并将系统需求根据不同的功能架构逐级准确、清晰、无歧义、可追溯地传递和物理实现[5]。根据MBSE方法，将需求以用例的形式进行展现，并逐个对用例进行设计，当需求发生改变时，设计人员能够快速追溯并修改与此需求相关的功能系统和交互接口[6]。

根据运载火箭低温动力系统的补压子系统的研制过程中各阶段任务书、研制要求、标准规范进行需求捕获建立补压子系统条目化需求库（如表1所示），并通过需求梳理，针对火箭飞行过程的贮箱补压场景，使用Rhapsody开发系统需求运行概念并进行顶层功能分析，补压子系统涉及的外部参与者（即与系统有直接交互的外部系统和使用者）较多，包括：控制系统、测量系统、氧箱和氢箱，补压子系统系统用例为贮箱补压，绘制的用例图如图3所示，后续基于用例进行详细的系统设计。

表1 补压子系统需求库

Tab.1 Requirement Repository of Pressure Compensation System

标识标签规范 PSR-1PSR-1-概述概述 PSR-10PSR-10-动力系统总体输入需求动力系统总体输入需求 PSR-11PSR-11-总体参数总体参数

图3 补压子系统用例

2.2 架构设计

2.2.1 功能分析

基于需求分析用例图的划分，分析补压子系统的运行场景，根据各个用例，分别针对每一个利益相关者进行了分析，搭建活动图、顺序图和状态图，细化系统的运行状态，完成对补压子系统需求的准确捕获并确认。

以贮箱补压场景补压过程为例，补压子系统在补压过程使用的主要功能包括氧箱补压和氢箱补压，补压过程活动如图4所示，当补压子系统接收到控制系统的“开启氧箱指令”，并且供气气体存储量大于一定量时，补压子系统启动氧箱供气，将补压气体输送到氧箱，当补压子系统接收到“停止氧箱补压指令”或者供气气体耗尽时，补压子系统关闭氧箱供气。氢箱补压过程类似氧箱补压。图5为描述贮箱补压过程的顺序图。

图4 运载火箭补压子系统补压过程活动

图5 运载火箭补压子系统补压过程顺序

类似地，还可以得到贮箱补压场景测量过程的活动图、顺序图。

经过架构设计的功能分析阶段，传统运载火箭补压子系统的任务书、研制要求等文件在本阶段由模型替代，并在层次性、完整性、准确性上得到了极大的增强，显著的提高了系统设计的效率和质量。

2.2.2 设计综合

系统设计综合主要是基于系统功能分析阶段的“黑盒”模型，依据系统的架构设计，对系统功能进行分析，并将功能分解、定义、分配到相关的部件、组件和子系统中，完成功能分析向承载软硬件的传递与分配。将系统的技术指标通过综合与分配，转换为部件、组件和子系统的设计输入与技术指标要求，包括系统可靠性、维修性和测试性等指标。系统设计综合阶段，在一定要求的限制条件下，对能够满足需求的功能架构进行权衡和优选，为系统设计提供一个最优的架构。

将补压子系统中识别出的未分解的顶层功能和底层功能进行分类组合，对功能进行分组，坚持“高内聚、低耦合”的原则，定义系统逻辑、物理实体。自顶向下将未分解的顶层功能与底层功能分配到子系统所属泳道，并且在跨泳道的功能流程中识别出对应的子系统间传递的消息以及该消息的对应的发送/接收功能，通过定义补压子系统用例子系统以及子系统间的信息传递关系和子功能间的接口关系, 从而生成系统的白盒内部模块图，补压子系统贮箱补压场景的逻辑子系统包括贮气子系统、氧箱补压启闭子系统、氢箱补压启闭子系统和信号反馈子系统。根据系统功能分析阶段结果，补压子系统可分为氧箱补压管路、氢箱补压管路、氧箱补压电磁阀、氢箱补压电磁阀、补压气瓶、补压信号器，其物理子系统接口连接关系同样可用内部模块图描述。

3 仿真验证

设计完成的补压子系统的架构模型需要经过检查及仿真验证，确认其功能、行为等满足设计要求后，设计工作才能转入随后的工程研制。本文通过研究需求模型与架构模型之间的关联关系，以及架构模型与系统仿真之间的关联关系，实现针对性能指标相关的需求，在执行验证后，建立需求指标与仿真结果之间的比对关系形成闭环管理，构筑了运载火箭飞行时贮箱增压场景中补压子系统的全过程、全系统的包括数据流以及逻辑关系的综合模型。

图6给出了架构模型到仿真模型的迭代映射场景，在仿真验证阶段，首先进行架构到仿真模型的传递，通过对Rhapsody工具的二次开发，将Rhapsody的架构模型进行解析，转换成符合仿真模型描述要求的XML文件，导入MWorks生成仿真模型。

图6 运载火箭补压子系统架构到仿真的映射

接着，在生成的仿真模型上，添加边界条件（包括贮箱出口的质量流量边界、安全阀出口的压力边界和贮箱增压接口上的流量边界），并设置组件参数（表2给出了贮箱相关的部分初始条件参数）进行仿真。

表2 贮箱补压边界条件

Tab.2 Pressure Compensation Boundary Conditions

参数初始值 初始压力/bar3.2 初始液体温度/K20 初始蒸汽温度/K30 初始壁面温度/K50 初始液体侧壁面温度/K50 初始气体侧壁面温度/K50 气液中间层初始温度/K20 初始时刻增压气体所占比重0.6

如图7所示，获得补压子系统气枕压力、贮箱出口压力和排气阀流量的仿真结果，并形成仿真报告。

由图7可知，贮箱出口压力大于气枕压力，这是因为贮箱的出口压力为气枕压力与贮箱液位、飞行过载的综合作用下引起的压力之和，而实际的飞行过程中过载是普遍存在的，因此贮箱出口压力值在火箭飞行过程中应大于等于气枕压力。

最后，将仿真数据、仿真结果报告通过需求模型的链接关系与需求关联，形成需求与仿真的闭环。

通过仿真，可验证所设计样机（方案）的功能、行为及初步性能满足设计需求，可确保设计方案中没有歧义和错误，设计工作可以转入下一步的工程研制阶段[7]。

4 结束语

基于模型的系统工程方法能提高系统需求和接口的管理、验证分析能力，对不同层级的需求、设计结果、需求验证进行集中、统一的关联及验证管理，有效地保证需求变更或设计变更后的及时更新，满足研制需求的同时提高研制效率。本文利用DOORS构建需求库，通过Rhapsody开展架构设计，结合MWorks进行系统仿真，完成了针对运载火箭飞行过程中贮箱增压场景，面向低温动力系统增压输送系统中关键子系统——补压子系统的基于模型的系统开发设计，并实现了“需求-架构-仿真”的基于模型的协同设计迭代模式。该方法能够有效地指导复杂系统的需求确认和架构设计，将对运载火箭系统研发设计、工程研制等具有重大指导意义。后续将针对从顶层需求到架构设计直至子系统详细设计仿真的协同设计迭代进行进一步的研究和探索。

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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 进（1983-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为数字化设计与仿真。

周潇雅（1991-），女，博士，高级工程师，主要研究方向为数字化设计与仿真。

李 佳（1989-），女，工程师，主要研究方向为数字化设计与仿真。

张 茜（1993-），女，工程师，主要研究方向为数字化设计与仿真。

孙树森（1986-），男，高级工程师，主要研究方向为数字化设计与仿真。