CN107664952B - 基于SysML的航天飞行器系统模拟方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于SysML的航天飞行器系统模拟方法，属于航天领域，该方法为：S1.根据预设功能模块建立相应的功能模型，所述功能模型包含模型参数；S2.根据每个所述功能模型的功能和相应的模型参数设置相应的输入变量和输出变量；S3.根据每个所述功能模型的模型参数、输入变量和输出变量，及所述预设功能模块之间的关系，建立所有功能模型之间的模型参数、输入变量、输出变量的映射关系，以进行航天飞行器系统模拟。本发明通过建立所有的功能模型的参数、输入变量和输出变量的映射关系，以实现模型间的数据的互联互通，提高模型间的协同能力及复杂耦合水平。
Description
技术领域
本发明属于航空领域，尤其涉及基于SysML(Systems Modeling Language，系统工程的标准建模语言)的航天飞行器系统模拟方法。
背景技术
目前在大系统总体设计过程中顶层设计需求与系统实现方案之间映射关系弱、方案设计周期长、基于模型的协同设计能力不足和复杂耦合系统方案优化水平低等共性问题已严重制约航天飞行器总体设计过程的效率和质量，设计结果无法对新的需求进行及时响应，面对新思路、新指标往往需要很长的研制周期和设计研制风险，不具备体系化、通用化的整体效力。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有系统模型的协同能力不足及复杂耦合水平低的问题，本发明提供一种基于SysML的航天飞行器系统模拟方法。
本发明的一种基于SysML的航天飞行器系统模拟方法，包括下述步骤：
S1.根据预设功能模块建立相应的功能模型，所述功能模型包含模型参数；
S2.根据每个所述功能模型的功能和相应的模型参数设置相应的输入变量和输出变量；
S3.根据每个所述功能模型的模型参数、输入变量和输出变量，及所述预设功能模块之间的关系，建立所有功能模型之间的模型参数、输入变量、输出变量的映射关系，以进行航天飞行器系统模拟。
优选的，所述预设功能模块包括：分离模块、载荷模块、气动热模块、弹道模块、制导模块、控制模块、气动模块、参数模块和发动机模块；
所述预设功能模块与所述功能模型一一对应，所述功能模型包括：分离模型、载荷模型、气动热模型、弹道模型、制导模型、控制模型、气动模型、参数模型和发动机模型。
优选的，所述参数模型用以提供航天飞行器系统的质量、尺寸和级数。
优选的，所述弹道模型用以生成三自由度标准弹道和六自由度实际弹道。
优选的，所述分离模型用以生成机弹分离、级间分离、弹头分离产生的干扰。
优选的，所述载荷模型用以提供轴向载荷和法向载荷。
优选的，所述发动机模型用以生成推力曲线。
优选的，所述控制模型用以根据获取的指令姿态和实际姿态计算控制指令，通过所述控制指令控制跟踪精度。
优选的，所述制导模型用以根据获取的标准弹道和实际弹道计算制导指令，通过所述制导指令控制关机点的精度。
优选的，所述气动热模型用以在飞行过程中为所述航天飞行器系统提供动压、热流和吸热量。
上述技术特征可以各种适合的方式组合或由等效的技术特征来替代，只要能够达到本发明的目的。
本发明的有益效果在于，通过建立所有的功能模型的参数、输入变量和输出变量的映射关系，以实现模型间的数据的互联互通，提高模型间的协同能力及复杂耦合水平。
附图说明
图1为本发明所述的基于SysML的航天飞行器系统模拟方法的一种实施例的方法流程图；
图2为本发明所述的航天飞行器系统的功能模块图；
图3为本发明所述的弹道模块输入输出示意图；
图4为本发明所述的载荷模块输入输出示意图；
图5为本发明所述的气动模块输入输出示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。
如图1所示，一种基于SysML的航天飞行器系统模拟方法，包括下述步骤：
S1.根据预设功能模块建立相应的功能模型，所述功能模型包含模型参数；
S2.根据每个所述功能模型的功能和相应的模型参数设置相应的输入变量和输出变量；
S3.根据每个所述功能模型的模型参数、输入变量和输出变量，及所述预设功能模块之间的关系，建立所有功能模型之间的模型参数、输入变量、输出变量的映射关系，以进行航天飞行器系统模拟。
进一步地，在步骤S2中根据各个功能模型在整个系统中的作用和工作运行条件设置相应的输入变量和输出变量，以提高模型的适应性；在步骤S3中根据系统需求、结构及行为，建立功能模型间的相互关系以及模型参数、输入变量和输出变量和总体需求间的关系和映射。
在本实施例中，通过建立所有的功能模型的参数、输入变量和输出变量的映射关系，以实现模型间的数据的互联互通，提高模型间的协同能力及复杂耦合水平，同时提高了系统从需求到总体方案的快速响应能力，满足了需求演化的模拟能力，为后续总体优化模拟和反馈提供便利。
在优选的实施例中，如图2所示预设功能模块包括：分离模块、载荷模块、气动热模块、弹道模块、制导模块、控制模块、气动模块、参数模块和发动机模块；
预设功能模块与功能模型一一对应，功能模型可包括：分离模型、载荷模型、气动热模型、弹道模型、制导模型、控制模型、气动模型、参数模型和发动机模型。
进一步地，预设功能模块至少包括上述模块中的6种功能模块，功能模型至少包括上述模型中的6种功能模型以实现集成管理和数据的互联互通。例如：至少包括分离模型、载荷模型、气动热模型、弹道模型、制导模型、控制模型和发动机模型。
在本实施例中，预设功能模块是根据顶层需求及领域专业的不同划分的。将顶层需求设计、总体系统框架、领域专业功能在统一的协同设计流程引擎驱动和管理下集成在一起，实现模型参数间的动态映射和双向数据交换的互联互通，提高从需求到总体方案的快速响应能力，同时满足需求演化的设计能力，为后续总体优化设计和反馈提供便利。
在优选的实施例中，参数模型用以提供航天飞行器系统的质量、尺寸和级数。
在优选的实施例中，弹道模型用以生成三自由度标准弹道和六自由度实际弹道。
如图3所示，在本实施例中，弹道模型的输入变量可包括总体参数、初始运动状态和弹道约束条件；其中，总体参数可包括航天飞行器系统质量、推力、秒耗量，尺寸参数、气动参数、发动机工作时间等；初始运动状态包括位置、速度和姿态；弹道约束条件包括过程约束(过载、动压、热流)，终端约束(位置、速度)，性能指标(速度、射程)；弹道模型的输出变量可包括性能指标、倾侧角、终点参数，位置、速度、质量，攻角、弹道倾角，动压、过载、热流，姿态角。弹道模型根据输入变量进行主动段弹道计算以获取输出变量。
在优选的实施例中，分离模型用以生成机弹分离、级间分离、弹头分离产生的干扰。
在优选的实施例中，载荷模型用以提供轴向载荷和法向载荷。
如图4所示，在本实施例中，载荷模型的输入变量可包括：集合参数和质量分布，马赫数、动压、推力，攻角\侧滑角、摆角\舵偏角，法向力、侧向力、轴向力、参考长度\面积，输出变量可包括：各截面弯矩、剪力、轴向力，空气舵舵面集中力和弯矩，质心过载。载荷模型根据输入变量进行载荷计算获取输出变量。
在优选的实施例中，发动机模型用以生成推力曲线。
在优选的实施例中，控制模型用以根据获取的指令姿态和实际姿态计算控制指令，通过控制指令控制跟踪精度。
在优选的实施例中，制导模型用以根据获取的标准弹道和实际弹道计算制导指令，通过制导指令控制关机点的精度。
在优选的实施例中，气动热模型用以在飞行过程中为航天飞行器系统提供动压、热流和吸热量。
如图5所示，在优选的实施例中，气动模型的输入变量可包括：马赫数Ma，攻角、侧滑角、飞行高度、弹体头部曲线、弹体头部尺寸、弹体中部尺寸、弹体尾部尺寸、弹翼(舵)形状、弹翼(舵)位置、弹翼(舵)尺寸及各部分质量分布，输出变量可包括：各级升力系数、各级测力系数、各级阻力系数、各级俯仰力矩系数、各级偏航力矩系数及各级滚转力矩系数。在气动模型中输入变量通过各级升力系数估算、各级阻力系数估算、各级压心估算、各级力矩系数估算后获取输出变量。
本发明件将航天飞行器系统中的相关领域专业模型改造成了一个个“黑盒”(及模型)，模型间仅以输入输出关系相互联系。这样，某设计变量的改变造成的设计指标的变化便能够一目了然；反之，需求和指标的变化可以直接反应在设计变量的变化上。
因此，该模拟方法能够使需求和设计变量间产生明显的映射关系，将需求、系统功能模型、各专业系统物理模型在统一的协同设计流程引擎驱动和管理下集成在一起，能够实现从需求到模拟方案的快速响应。
从输入输出关系上来看，本发明至少能够实现10个设计变量和需求指标间的映射，模型间涉及到的变量耦合关系至少有100个。涵盖的系统级指标不少于8个，涵盖的仿真验证系统不少于6个，变量设计约束不少于10个。
虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。
Claims (1)
1.一种基于SysML的航天飞行器系统模拟方法，其特征在于，包括下述步骤：
S1.根据预设功能模块建立相应的功能模型，所述功能模型包含模型参数；
S2.根据每个所述功能模型的功能和相应的模型参数设置相应的输入变量和输出变量；
S3.根据每个所述功能模型的模型参数、输入变量和输出变量，及所述预设功能模块之间的关系，建立所有功能模型之间的模型参数、输入变量、输出变量的映射关系，以进行航天飞行器系统模拟；
所述预设功能模块是根据顶层需求及领域专业的不同划分的，用以所述预设功能模块用以将顶层需求设计、总体系统框架、领域专业功能在统一的协同设计流程引擎驱动和管理下集成在一起；
所述预设功能模块包括：分离模块、载荷模块、气动热模块、弹道模块、制导模块、控制模块、气动模块、参数模块和发动机模块；
所述预设功能模块与所述功能模型一一对应，所述功能模型包括：分离模型、载荷模型、气动热模型、弹道模型、制导模型、控制模型、气动模型、参数模型和发动机模型；
所述参数模型用以提供航天飞行器系统的质量、尺寸和级数；
所述弹道模型用以生成三自由度标准弹道和六自由度实际弹道；
所述分离模型用以生成机弹分离、级间分离、弹头分离产生的干扰；
所述载荷模型用以提供轴向载荷和法向载荷；
所述发动机模型用以生成推力曲线；
所述控制模型用以根据获取的指令姿态和实际姿态计算控制指令，通过所述控制指令控制跟踪精度；
所述制导模型用以根据获取的标准弹道和实际弹道计算制导指令，通过所述制导指令控制关机点的精度；
所述气动热模型用以在飞行过程中为所述航天飞行器系统提供动压、热流和吸热量。
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