一种基于dsm的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法

一种基于dsm的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法
【专利摘要】本发明涉及一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法，属于航天器设计领域。该方法首先基于传统的流程表述方式，整理和归纳出设计遥感卫星或其他类型航天器的一般流程；然后映射生成DSM矩阵、统计DSM项以及逐项进行结构化定量分析，得到一个完善的参数关联明细表；再利用基于电子表格中间件技术，实现电子表格的数据库存储，根据数据库中的对于DSM关联子项的存储信息，反演出卫星的耦合设计流程。本发明基于航天器现有设计流程，将其映射生成DSM，存入数据库进行维护，以Excel电子表格为前端界面，为下一步的优化打好基础。
【专利说明】一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法，属于航天器设计领域。
【背景技术】
[0002]设计结构矩阵(Design Structure Matrix, DSM)技术适用于一个复杂系统的f禹合关系的建模，在欧美航天工业已经得到了广泛深入的应用。DSM是从有向图发展而来，通过数学矩阵的形式描述某一类型的设计因素，如设计参数、设计活动等，相互间依赖、制约等复杂关系。航天器产品的设计演化过程中，参数配置不断更新，以螺旋迭代的模式趋于成熟和稳定，并最终达到预定的设计目标。通过设计结构矩阵能较为完整地反映产品设计及其过程中的潜在问题，是产品设计中的过程重组、组织优化提供规划、分析和实施的基础。设计结构矩阵的概念最早由美国Steward博士在1981年提出，1989年NASA兰利中心的RogerJ.首次将其应用于航天领域并开发出了基于DSM的DeMAID软件。NASA的应用示范使得DSM理论在学术界和工程界引起广泛关注，已经在汽车、建筑等多个领域得到较多研究和应用。在我国航天等多个工业领域，传统上使用串行或并行的工作模式来描述复杂系统或复杂过程，对于客观实际上广泛存在的耦合迭代关系难以描述，并给后续的系统分析和过程优化带来了巨大困难。DSM设计结构矩阵以其形象性、可操作性的优势非常适合解决这个难题。
[0003]中国空间技术研究院神舟学院在开展员工和客户培训的过程中，通过项目实践提升学员航天器设计的能力，形成了一套独特的航天器虚拟设计教学平台。经过近5年的发展，在软硬件建设方面已经初具规模，基本能涵盖通信、遥感、载人航天等多个系列的多数专业和学科，为中国和其他国家培养了数百名航天人才，但在跨学科的集成和设计协同方面还存在流程不清晰规范、集成不够系统化的问题，特别是缺乏一个航天器设计参数信息传递和沟通的系统平台，参数交换仍然依靠文档和会议，效率有待进一步提升。
[0004]为了满足教学任务，学员需要理清航天器，特别是卫星设计的一般技术流程，确定初步方案设计阶段各类信息数据结构及依赖关系，开发出一套支持卫星设计理论教学和实习的软件信息系统。由于航天器自身的复杂性，涉及众多的学科、专业、人员和任务，且相互之间存在着耦合、嵌套、迭代的关系，最大的困难是如何准确地描述航天器设计过程中各项设计活动间的信息关系，而设计结构矩阵(DSM)科学地反映了这种关系。本文在航天器虚拟设计教学平台的开发过程中，使用DSM技术建立航天器方案设计阶段的通用过程模型，并自主开发了一套针对耦合复杂系统进行建模分析的DSM分析的软件工具，并将其应用到基于参数的航天器集成设计系统的研发中。

【发明内容】

[0005]本发明的技术解决了大型工业产品，特别是航天器的研发过程分析的耦合性和复杂性难题，提供了一种用于复杂产品或服务的流程分析、耦合分析、关联分析、流程再现的方法。该方法能够实现复杂研究对象的条缕分析，化繁为简，化混沌为清晰，有利于流程的优化、提高工作能效。
[0006]本发明所要达到的技术效果是:基于现有的卫星设计流程，将其映射生成DSM，进行结构化定量分析，存入数据库进行维护，以Excel电子表格为前端界面，再现卫星的多学科耦合设计流程。
[0007]本发明具有以下鲜明的特点:
[0008]1.基于现有流程和传统的流程表述方式；
[0009]2.将流程映射生成DSM ；
[0010]3.自动统计DSM项，
[0011]4.逐项进行结构化定量分析；
[0012]5.运用关系数据库技术进行关联的存储；
[0013]6.用Excel作为前端界面进行流程复现。
[0014]本发明的技术解决方案是:从人们的传统思维模式出发，将串并行模式的流程映射生成设计结构矩阵(DSM)，然后统计出所有的关联子项，再对其进行逐项结构化定量分析，从而彻底理清相互依赖关系；将其存入SQL关系数据库，使用Excel电子表格再现，此时原有的串并行流程已经升级为网状流程图；通过友好的人机界面对用户直观展示关联关系，并实现数据基于审批工作流的自动流转。
[0015]本发明涉及的基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法包括以下步骤:
[0016]第一步:基于传统的流程表述方式，整理和归纳出设计卫星的一般流程；所述卫星的设计分为总体SO和若干个分系统，所述若干个分系统包括载荷分系统S1、姿轨控分系统S2、推进分系统S3、数管分系统S4、测控分系统S5、热控分系统S6、电源分系统S7、结构分系统S8，每个分系统的活动可以分别进一步分解为多项子活动:
[0017]总体SO包括:1)研制总要求下达、2)大系统初步接口协调、3)各分系统FMEA (失效模式和后果分析)、4)各分系统可靠性预计、5)动态成像质量分析、6)图像定位精度仿真分析、7)图像辐射质量仿真分析、8)可靠性指标分配、9)整星可靠性预计、10)整星FMEA、11)安全性设计、12)有效载荷配置分析、13)平台选择分析、14)轨道初步方案设计、15)总体参数预算、16)空间环境条件分析、17)轨道设计、18)图像几何质量需求分析、19)图像辐射质量需求分析、20)星上固存容量需求分析、21)有效载荷工作模式设计、22)卫星构型、23)各设备布局、24)总装设计相关分析；
[0018]载荷分系统SI包括:1)初始任务分析、2)成像方式选择、3)光谱获取方式选择、
4)光学系统选型、5)探测器件选型、6)星上定标方式选择、7)制冷方式选择、8)初步总体方案、9)可靠性、安全性设计、10)电子学方案设计与分析、11)光学系统方案设计、12)光学系统MTF分析、13)结构方案设计、14)结构模型分析、15)热控方案设计与热设计、16)定标方案设计、17)扫描机构设计、18) 二维指向机构设计、19)综合分析与性能预估、20)关键部组件装调检测方案设计、21)光学遥感器总装方案设计、22)光学遥感器整机测试方案设计、23)光学遥感器初步设计评审文件；
[0019]姿轨控分系统S2包括:1)用户需求、2)系统部件配置及安装的初步方案论证、3)工作模式分析的初步方案论证、4)燃耗计算的初步方案论证、5)初步方案论证报告、6)方案研究、7)仿真验证、8)技术总结、9)关键技术攻关报告、10)工作模式、11)系统部件配置及安装的初样方案设计、12)动力学建模的初样方案设计、13)扰动影响分析的初样方案设计、14)姿态确定方案的初样方案设计、15)姿态控制方案的初样方案设计、16)部件诊断策略、17)系统重构策略、18)控制系统稳定性分析、19)数字仿真、20)燃耗计算的初样方案设计、21)任务需求分析、22)初样方案设计报告H)R、23)动力学建模的需求分析、24)扰动影响分析需求分析、25)姿态控制策略、26)姿态确定策略、27)系统部件配置及安装需求分析、28)工作模式分析的需求分析、29)需求分析报告、30)动力学建模的初步方案论证、31)扰动影响分析的初步方案论证、32)姿态控制方案的初步方案论证、33)姿态确定方案的初步方案论证；
[0020]推进分系统S3包括:1)总体输入、2)卫星推力器工作模式输入、3)推进系统任务分析、4)推进系统安全性验证、5)推进系统可靠性验证、6)推进系统文件编写、7)推进系统文件评审、8)推进系统接口协调、9)推进系统方案选择、10)推进系统方案设计、11)推进系统安全性设计、12)推进系统可靠性设计、13)推进系统方案初步评估、14)建立系统数学模型、15)推进系统数学仿真、16)初步方案评审、17)推进系统热设计、18)推进系统密封设计、19)推进系统结构强度设计、20)推进系统接口设计；
[0021]数管分系统S4包括:1)分系统用户需求、2)分系统用户需求分析、3)星上总线设计、4)遥控指令设计、5)遥测数据设计、6)测温、控温接口设计、7)时间系统设计、8)软件设计、9)硬件设计、10)抗辐照、抗SEU设计、11)可靠性预计、12)FMEA分析、13)方案设计报告编写、14)分系统用户需求分析评审；
[0022]测控分系统S5包括:1)测控分系统需求分析、2)分系统初步方案设计评审文件编写、3)明确研制阶段、工作流程、4)星地测控需求、5)测控分系统对外接口协调、6)可靠性、安全性初步要求、7)测控分系统初步要求、8)分系统方案分析、9)射频信道参数设计、10)应答机测距测速指标及体制设计、11)应答机频率捕获跟踪范围设计、12)遥测体制设计、
13)遥控体制设计、14)星地链路预算、15)与星务分系统接口设计、16)与电源分系统接口设计、17)与总体电路接口设计、18)与热控分系统接口设计、19)与天线分系统接口设计、
20)与卫星总体接口设计、21)可靠性、安全性预计、22)可靠性验证试验、23)分系统测试计划；
[0023]热控分系统S6包括:1)热控分系统任务分析、2)服务舱建模、3)载荷舱建模、4)材料热物性和辐射参数选取、5)仪器设备热耗和加热器设置、6)轨道设置、7)外热流计算、
8)极端工况温度场分析、9)优化热设计参数满足指标要求、10)确定热设计状态、11)热控分系统可靠性、12)安全性分析与设计、13)热控分系统测试计划、14)热控分系统初步需求分析、15)热控分系统初步设计评审文件编写、16)卫星轨道环境分析、17)舱板散热能力分析、18)卫星各个舱段平均热耗统计、19)热控分系统外部接口协调、20)热控分系统初步设计方案、21)载荷舱初步热控设计方案、22)服务舱初步热控设计方案、23)载荷舱各小舱散热面计算、24)载荷舱各小舱散热面草图、25)载荷舱特殊单机控温需求分析、26)载荷舱特殊单机控温回路初步设计、27)载荷舱热管选型、28)载荷舱热管布局、29)服务舱热管选型、30)服务舱热管布局、31)服务舱各小舱散热面计算、32)服务舱各小舱散热面草图、33)服务舱特殊单机控温需求分析、34)服务舱特殊单机控温回路初步设计、35)推进系统热控设计、36)卫星舱板外热控设计、37)卫星设备状态设计、38)卫星舱板内热控设计、39)热控分系统初步设计结果；[0024]电源分系统S7包括:1)电源系统初始任务分析、2)确定供配电系统拓扑结构和基本配置、3)太阳电池阵和蓄电池组初步需求、4)功率分配需求确认、5)电源分系统初步技术要求、6)太阳电池阵初步设计、7)蓄电池组初步设计、8)电源控制装置(PCU)初步设计、9)电源下位机初步设计、10)配电器设计、11)配电器下位机初步设计、12)电缆网设计、13)可靠性、安全性分析与设计、14)电源分系统能量平衡分析、15)电源系统测试计划、16)电源分系统初步设计评审文件编写；
[0025]结构分系统S8包括:1)结构分系统研制技术要求、2)总体、总装、热控接口、3)天线、太阳翼有限元模型、4)任务明确和协调、5)初步技术要求评审(PTRR)、6)结构分系统总体设计、7)太阳翼接口设计、8)天线接口设计、9)星箭接口设计、10)忙箱接口设计、11)主承力结构设计、12)结构之间的连接设计、13)起吊点设计、14)结构分系统关键部件方案设计、15)结构分系统关键部件力学分析验证、16)结构分系统关键部件力学验证试验设计、17)建立卫星主结构初步三维模型、18)建立卫星主结构初步有限元模型、19)整星初步静力分析、20)整星初步模态分析、21)卫星主结构初步力学分析报告、22)结构分系统初步设计评估、23)整星力学试验验证方案、24)整星力学试验设计、25)建立卫星主结构详细三维模型、26)结构分系统部装设计、27)结构分系统图样设计、28)整星有限元详细建模、29)整星静力分析、30)整星模态分析、31)整星频响分析、32)卫星主结构详细力学分析报告、33)结构分系统初步设计方案评审O3DR)；
[0026]以上总体(SO)和分系统(S1-S8)，每个模块的各项子活动均共同构成一个串并行混合式流程，如图1所示。
[0027]第二步:映射生成DSM ;将所述设计卫星的所述总体SO和分系统S1-S8的各项子活动进行整理或聚类，作为若干个独立的元素沿着矩阵对角线排列，形成一个NXN的方阵，称之为N维DSM矩阵；然后在此矩阵中对角线上方或下方的单元格中进行标注，标注的原则是:设单元格(i，j)表示第i行、第j列单元格，则当且仅当对角线上从左上角开始数的第i个元素到第j个元素有信息传递时，标为1，可以记作D(i，j) =1;反之D(j，i) = I表示对角线上第j个元素到第i个元素有信息传递；如果两个元素之间没有信息依赖关系，则记为O或者留作空白JnD(m，n) = 0，表示没有信息从第m个元素流向第η个元素；
[0028]第三步:统计DSM项；对于所述N维DSM矩阵，从第I行或第I列开始逐行或逐列进行遍历，将所有非对角线上单元格中非0/非空的关联子项穷举出来，并按顺序进行编号，再逐项补充上两个关联元素的详细信息，形成一个表格，所述详细信息包括元素的名称、项目编号；
[0029]第四步:逐项进行结构化定量分析；将上述表格中的每项关联，进行深入剖析，按照预先定义的结构化分析模版补充信息，进一步穷举出所有的关联子项，从而实现卫星分系统设计子活动之间的信息精确建模和传递；
[0030]第五步:运用ExcelSever等电子表格中间件技术和SQL关系数据库技术,存储上述关联子项的明细信息；
[0031]第六步:根据数据库中的对于DSM关联子项的存储信息，反演出卫星的耦合设计流程，所述耦合设计流程的具体步骤包括:
[0032]I)根据当前卫星各个分系统的代号进行查询得到所有子活动集Α，将其按照活动在分系统内部的流水号和项目编号进行升序排列；[0033]2)根据数据关联进行查询与当前分系统所有子活动相关的、来自于其他的分系统的外部活动项集B，同样将其按照所属分系统升序排列；
[0034]3)统计集合B中每个外部设计活动所属的分系统集C ；
[0035]4)按照从左至右、从上到下的顺序依次生成A集、C集中的每个子活动图框；
[0036]5)对于分系统内部的关联，起点和终点均为A集内活动元素，可以直接连接线，从起点活动图框的右侧锚点出发，连接到终点活动图框的左侧锚点；遍历本分系统内部所有的关联子项，直至将活动集A内部元素之间的关联线全部生成；
[0037]6)对于跨分系统的关联，一个为外部分系统，另一个为当前分系统的具体设计活动，连线的起点仍为提供信息输出的设计活动图框的右侧锚点，终点为接受信息输入的设计活动的左侧锚点。
[0038]优选地,所述第二步的操作在Microsoft Office Excel中按照结构化的模版进行定义。
[0039]优选地，在所述模版的左上角显要位置标注当前DSM矩阵分析的对象和相关的填报约定，然后在对角线上将除当前分系统外其他分系统按顺序排列，紧接着按顺序放置当前分系统的各项子活动。对角线上元素均用黑色底框白色文字醒目标示，对角线上方和下方标“I”的地方表示该处存在信息的传递关系，信息的流向沿顺时针方向，即信息总是从“I”所在行上的对角线元素流向所在列上的对角线元素。左上矩阵区域为跨分系统的关联，右下矩阵区域为分系统内部的数据关联。
[0040]优选地，在所述第四步中，将所述表格按照所述关联项所对应的起点、终点的不同进行分理，这里统一采用了标准模版对关联数据进行分析，包括变量名、数据类型、量纲、变量范围、默认值、变量描述等字段。
[0041]优选地，对于更加复杂的卫星的设计过程，可以先行将其分解为子模块，然后以分解后的单个子模块为研究对象进行结构化定量分析，将上述的结构化定量分析结果按照模块进行DSM矩阵的沿着对角线的拼接，即可得到更大规模的综合性DSM ;将各个模块之间的关联亦可以进行接口细化，从而实现超大规模的卫星分系统设计子活动之间的信息精确建模和传递。
[0042]优选地，在所述第五步中，先行分解为2-10个子模块，每个子模块DSM分析矩阵的规模控制在10?40项子活动。
[0043]优选地，在所述第六步中，信息关联和流程框图根据数据关联的流向绘制连线，不仅有从前往后的关联关系，还有从后至前的反馈关联，从而得到一个反映出卫星设计迭代真实过程的耦合流程。
[0044]优选地，在所述第六步中，为了实现所有设计活动的遍历，采用顺序遍历或递归遍历的方法，确保所有的活动和关联项都按照预定规则被绘制在向导图形界面上。
[0045]优选地，在所述第六步中，为了简化跨分系统的关联显示，并使接口参数更加明晰，对来自于当前分系统外部的设计活动仅仅保留其所属分系统的图框和关联，将传递参数项进行合并。
[0046]本发明通过以上步骤，给出了复杂系统或产品进行关联分析的方法，同时给出了若干最常用的分析模版。
[0047]本发明的主要优点是:以一种易于操作的结构化分析方法，完整而严谨地表述大型工业产品或服务的复杂过程，具有无限的表述深度，使之成为可供客户方便使用的分析方法。
【专利附图】

【附图说明】
[0048]图1卫星系统总体的串并混合式设计流程(部分)
[0049]图2卫星电源分系统基于电子表格的DSM结构化分析工具界面
[0050]图3自动统计DSM关联项的分析工具界面
[0051]图4逐个节点的参数信息分析界面
[0052]图5信息关联项内容的具体表达形式
[0053]图6卫星模块化设计流程及其再现(部分)
【具体实施方式】
[0054]本文仅就遥感卫星的载荷分系统SI为实施例，结合附图对本发明的结构化流程分析方法作详细介绍。遥感卫星其他的各个分系统以及通信卫星、资源卫星等其他航天器设计的各个分系统的分析过程与下文的描述完全类似，本领域技术人员有能力举一反三，在此不做赘述。
[0055]第一步:基于传统的流程表述方式，整理和归纳出设计遥感卫星载荷-天线分系统的一般流程；载荷分系统SI包括:1)初始任务分析、2)成像方式选择、3)光谱获取方式选择、4)光学系统选型、5)探测器件选型、6)星上定标方式选择、7)制冷方式选择、8)初步总体方案、9)可靠性、安全性设计、10)电子学方案设计与分析、11)光学系统方案设计、12)光学系统MTF分析(MTF,即Modulation Transfer Function,光学传递函数,是表征光学系统对不同空间频率的目标函数的传递性能，它将傅里叶变换这种数学工具引入应用光学领域，从而使像质评价有了数学依据，是目前光学系统的图像质量评价的主要指标之一)、13)结构方案设计、14)结构模型分析、15)热控方案设计与热设计、16)定标方案设计、17)扫描机构设计、18) 二维指向机构设计、19)综合分析与性能预估、20)关键部组件装调检测方案设计、21)光学遥感器总装方案设计、22)光学遥感器整机测试方案设计、23)光学遥感器初步设计评审文件；以上的各项子活动共同构成一个串并行混合式流程，如图1所示。
[0056]第二步:映射生成DSM。将上述一般流程中的各个环节稍加整理(不可分割或紧密相关的可进行聚类)，作为若干个独立的元素沿着矩阵对角线排列，形成一个NXN的方阵(DSM-产品设计矩阵)，称之为N维DSM矩阵；然后在此矩阵中对角线上方或下方的单元格中进行标注。标注的原则是，设单元格(i，j)表示第i行、第j列单元格，则当且仅当对角线上从左上角开始数的第i个元素到第j个元素有信息传递时，标为1，可以记作D(i，j)=I ;反之，D(j，i) = I表示对角线上第j个元素到第i个元素有信息传递。如果两个元素之间没有信息依赖关系，则记为O或者留作空白。如D(m，η) =0，表示没有信息从第m个元素流向第η个元素。
[0057]上述操作可以再Microsoft Office Excel中按照结构化的模版进行定义。如图2所示，在该表格模版的左上角显要位置标注当前DSM矩阵分析的对象和相关的填报约定。然后在对角线上将除当前分系统外其他分系统按顺序排列，紧接着按顺序放置当前分系统的各个活动。对角线上元素均用黑色底框白色文字醒目标示，对角线上方和下方标“I”的地方表示该处存在信息的传递关系，信息的流向沿顺时针方向，即信息总是从“I”所在行上的对角线元素流向所在列上的对角线元素。上侧和左侧矩阵区域为跨分系统的关联，右下区域为分系统内部的数据关联。
[0058] 第三步:自动统计DSM项。对于N维DSM矩阵，从第I行或第I列开始逐行或逐列进行遍历，将所有非对角线上单元格中非0/非空的关联项穷举出来，并按顺序进行编号，再逐项补充上两个关联元素的详细信息(包括元素的名称、项目编号等)，形成一个表单。
[0059]DSM分析矩阵进行遍历后可以得到如图3所示的表格，列出了存在关联的所有项目。关联以D(a，b)的形式进行表达，其中“D”意为“D印endency”(关联)，a为起点活动的流水号，b为终点活动的流水号；此外，还有起止点的项目编号、活动名称等信息。用五角星(★)、双环(◎)等ASCII码字符直观表示当前的关联是正向传递还是信息反馈；用颜色信息标示关联项是否为跨分系统的关联。
[0060]第四步:逐项进行结构化定量分析。将上述表单中的每项关联，进行深入剖析，按照预先定义的结构化分析模版补充信息，进一步穷举出所有的关联子项，从而实现遥感卫星分系统设计子活动之间的信息精确建模和传递。。
[0061]这一步可以先进行逐个节点的参数信息分析，得到如图4所示表格；然后将上述表格按照关联项所对应的起点、终点的不同进行分理，得到如图5所示的表格。这里统一采用了标准模版对关联数据进行分析，包括变量名、数据类型、量纲、变量范围、默认值、变量描述等字段。
[0062]第五步:运用ExcelSever电子表格中间件技术和SQL关系数据库技术,存储上述关联子项的明细信息；本申请所述的ExcelSever电子表格中间件技术以北京勤哲公司的ExcelServer软件为代表，所述SQL指的是结构化查询语言。
[0063]第六步:根据数据库中的对于DSM关联子项的存储信息，反演出卫星的耦合设计流程，如图6所示，所述耦合设计流程的具体步骤包括:
[0064]1)根据当前卫星各个分系统的代号进行查询得到所有子活动集A，将其按照活动在分系统内部的流水号和项目编号进行升序排列；
[0065]2)根据数据关联进行查询与当前分系统所有子活动相关的、来自于其他的分系统的外部活动项集B，同样将其按照所属分系统升序排列；
[0066]3)统计集合B中每个外部设计活动所属的分系统集C ；
[0067]4)按照从左至右、从上到下的顺序依次生成A集、C集中的每个子活动图框；
[0068]5)对于分系统内部的关联，起点和终点均为A集内活动元素，可以直接连接线，从起点活动图框的右侧锚点出发，连接到终点活动图框的左侧锚点；遍历本分系统内部所有的关联子项，直至将活动集A内部元素之间的关联线全部生成；
[0069]6)对于跨分系统的关联，一个为外部分系统，另一个为当前分系统的具体设计活动，连线的起点仍为提供信息输出的设计活动图框的右侧锚点，终点为接受信息输入的设计活动的左侧锚点。
[0070]对于特别复杂的产品和系统，可以先行将其分解为若干个分系统或子模块，然后以分解后的单个分系统或模块为研究对象进行上述分析。理论上可以做到无限个嵌套层次，在这里作者推荐进行2-10个子模块的分解，每个子模块DSM分析矩阵的规模控制在10~40活动块，将上述分析结果按照大块进行DSM矩阵的沿着对角线的拼接，即可得到更大规模的综合性DSM;将各个模块之间的关联亦可以进行接口细化，从而实现超大规模的设计活动之间的信息精确建模和传递。
[0071]所述第二步的操作在Microsoft Office Excel中按照结构化的模版进行定义。
[0072]在所述模版的左上角显要位置标注当前DSM矩阵分析的对象和相关的填报约定，然后在对角线上将除当前分系统外其他分系统按顺序排列，紧接着按顺序放置当前分系统的各项子活动。对角线上元素均用黑色底框白色文字醒目标示，对角线上方和下方标“I”的地方表示该处存在信息的传递关系，信息的流向沿顺时针方向，即信息总是从“I”所在行上的对角线元素流向所在列上的对角线元素。左上矩阵区域为跨分系统的关联，右下矩阵区域为分系统内部的数据关联。
[0073]在所述第四步中，将所述表格按照所述关联项所对应的起点、终点的不同进行分理，这里统一采用了标准模版对关联数据进行分析，包括变量名、数据类型、量纲、变量范围、默认值、变量描述等字段。
[0074]对于更加复杂的卫星的设计过程，可以先行将其分解为子模块，然后以分解后的单个子模块为研究对象进行结构化定量分析，将上述的结构化定量分析结果按照模块进行DSM矩阵的沿着对角线的拼接，即可得到更大规模的综合性DSM ;将各个模块之间的关联亦可以进行接口细化，从而实现超大规模的卫星分系统设计子活动之间的信息精确建模和传递。
[0075]在所述第五步中，先行分解为2-10个子模块，每个子模块DSM分析矩阵的规模控制在10?40项子活动，如此由上及下进行2?5个层次的分解。
[0076]在所述第六步中，信息关联和流程框图根据数据关联的流向绘制连线，不仅有从前往后的关联关系，还有从后至前的反馈关联，从而得到一个反映出卫星设计迭代真实过程的耦合流程。
[0077]在所述第六步中，为了实现所有设计活动的遍历，采用顺序遍历或递归遍历的方法，确保所有的活动和关联项都按照预定规则被绘制在向导图形界面上。
[0078]在所述第六步中，为了简化跨分系统的关联显示，并使接口参数更加明晰，对来自于当前分系统外部的设计活动仅仅保留其所属分系统的图框和关联，将传递参数项进行合并。
[0079]在所述第六步中，信息关联和流程框图根据数据关联的流向绘制连线，不仅有从前往后的关联关系，还有从后至前的反馈关联，从而得到一个反映出卫星设计迭代真实过程的耦合流程。为了实现所有设计活动的遍历，采用顺序遍历或递归遍历的方法，确保所有的活动和关联项都按照预定规则被绘制在向导图形界面上。在所述第六步中，为了简化跨分系统的关联显示，并使接口参数更加明晰，对来自于当前分系统外部的设计活动仅仅保留其所属分系统的图框和关联，将传递参数项进行合并。
【权利要求】
1.一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法，其特征在于，所述分析方法包括以下步骤: 第一步:基于传统的流程表述方式，整理和归纳出设计卫星的一般流程；所述卫星的设计分为总体SO和若干个分系统，所述若干个分系统包括载荷分系统S1、姿轨控分系统S2、推进分系统S3、数管分系统S4、测控分系统S5、热控分系统S6、电源分系统S7、结构分系统S8，每个分系统的活动可以分别进一步分解为多项子活动: 总体SO包括:1)研制总要求下达、2)大系统初步接口协调、3)各分系统FMEA、4)各分系统可靠性预计、5)动态成像质量分析、6)图像定位精度仿真分析、7)图像辐射质量仿真分析、8)可靠性指标分配、9)整星可靠性预计、10)整星FMEAU1)安全性设计、12)有效载荷配置分析、13)平台选择分析、14)轨道初步方案设计、15)总体参数预算、16)空间环境条件分析、17)轨道设计、18)图像几何质量需求分析、19)图像辐射质量需求分析、20)星上固存容量需求分析、21)有效载荷工作模式设计、22)卫星构型、23)各设备布局、24)总装设计相关分析； 载荷分系统SI包括:1)初始任务分析、2)成像方式选择、3)光谱获取方式选择、4)光学系统选型、5)探测器 件选型、6)星上定标方式选择、7)制冷方式选择、8)初步总体方案、9)可靠性、安全性设计、10)电子学方案设计与分析、11)光学系统方案设计、12)光学系统MTF分析、13)结构方案设计、14)结构模型分析、15)热控方案设计与热设计、16)定标方案设计、17)扫描机构设计、18) 二维指向机构设计、19)综合分析与性能预估、20)关键部组件装调检测方案设计、21)光学遥感器总装方案设计、22)光学遥感器整机测试方案设计、23)光学遥感器初步设计评审文件； 姿轨控分系统S2包括:1)用户需求、2)系统部件配置及安装的初步方案论证、3)工作模式分析的初步方案论证、4)燃耗计算的初步方案论证、5)初步方案论证报告、6)方案研究、7)仿真验证、8)技术总结、9)关键技术攻关报告、10)工作模式、11)系统部件配置及安装的初样方案设计、12)动力学建模的初样方案设计、13)扰动影响分析的初样方案设计、14)姿态确定方案的初样方案设计、15)姿态控制方案的初样方案设计、16)部件诊断策略、17)系统重构策略、18)控制系统稳定性分析、19)数字仿真、20)燃耗计算的初样方案设计、21)任务需求分析、22)初样方案设计报告H)R、23)动力学建模的需求分析、24)扰动影响分析需求分析、25)姿态控制策略、26)姿态确定策略、27)系统部件配置及安装需求分析、28)工作模式分析的需求分析、29)需求分析报告、30)动力学建模的初步方案论证、31)扰动影响分析的初步方案论证、32)姿态控制方案的初步方案论证、33)姿态确定方案的初步方案论证； 推进分系统S3包括:1)总体输入、2)卫星推力器工作模式输入、3)推进系统任务分析、4)推进系统安全性验证、5)推进系统可靠性验证、6)推进系统文件编写、7)推进系统文件评审、8)推进系统接口协调、9)推进系统方案选择、10)推进系统方案设计、11)推进系统安全性设计、12)推进系统可靠性设计、13)推进系统方案初步评估、14)建立系统数学模型、15)推进系统数学仿真、16)初步方案评审、17)推进系统热设计、18)推进系统密封设计、19)推进系统结构强度设计、20)推进系统接口设计； 数管分系统S4包括:1)分系统用户需求、2)分系统用户需求分析、3)星上总线设计、4)遥控指令设计、5)遥测数据设计、6)测温、控温接口设计、7)时间系统设计、8)软件设计、9)硬件设计、10)抗辐照、抗SEU设计、11)可靠性预计、12)FMEA分析、13)方案设计报告编写、14)分系统用户需求分析评审； 测控分系统S5包括:1)测控分系统需求分析、2)分系统初步方案设计评审文件编写、3)明确研制阶段、工作流程、4)星地测控需求、5)测控分系统对外接口协调、6)可靠性、安全性初步要求、7)测控分系统初步要求、8)分系统方案分析、9)射频信道参数设计、10)应答机测距测速指标及体制设计、11)应答机频率捕获跟踪范围设计、12)遥测体制设计、13)遥控体制设计、14)星地链路预算、15)与星务分系统接口设计、16)与电源分系统接口设计、17)与总体电路接口设计、18)与热控分系统接口设计、19)与天线分系统接口设计、20)与卫星总体接口设计、21)可靠性、安全性预计、22)可靠性验证试验、23)分系统测试计划；热控分系统S6包括:1)热控分系统任务分析、2)服务舱建模、3)载荷舱建模、4)材料热物性和辐射参数选取、5)仪器设备热耗和加热器设置、6)轨道设置、7)外热流计算、8)极端工况温度场分析、9)优化热设计参数满足指标要求、10)确定热设计状态、11)热控分系统可靠性、12)安全性分析与设计、13)热控分系统测试计划、14)热控分系统初步需求分析、15)热控分系统初步设计评审文件编写、16)卫星轨道环境分析、17)舱板散热能力分析、18)卫星各个舱段平均热耗统计、19)热控分系统外部接口协调、20)热控分系统初步设计方案、21)载荷舱初步热控设计方案、22)服务舱初步热控设计方案、23)载荷舱各小舱散热面计算、24)载荷舱各小舱散热面草图、25)载荷舱特殊单机控温需求分析、26)载荷舱特殊单机控温回路初步设计、27)载荷舱热管选型、28)载荷舱热管布局、29)服务舱热管选型、30)服务舱热管布局、31)服务舱各小舱散热面计算、32)服务舱各小舱散热面草图、33)服务舱特殊单机控温需求分析、34)服务舱特殊单机控温回路初步设计、35)推进系统热控设计、36)卫星舱板外热控设计、37)卫星设备状态设计、38)卫星舱板内热控设计、39)热控分系统初步设计结果； 电源分系统S7包括:1)电源系统初始任务分析、2)确定供配电系统拓扑结构和基本配置、3)太阳电池阵和蓄电池组初步需求、4)功率分配需求确认、5)电源分系统初步技术要求、6)太阳电池阵初步设计、7)蓄电池组初步设计、8)电源控制装置(PCU)初步设计、9)电源下位机初步设计、10)配电器设计、11)配电器下位机初步设计、12)电缆网设计、13)可靠性、安全性分析与设计、14)电源分系统能量平衡分析、15)电源系统测试计划、16)电源分系统初步设计评审文件编写； 结构分系统S8包括:1)结构分系统研制技术要求、2)总体、总装、热控接口、3)天线、太阳翼有限元模型、4)任务明确和协调、5)初步技术要求评审(PTRR)、6)结构分系统总体设计、7)太阳翼接口设计、8)天线接口设计、9)星箭接口设计、10)忙箱接口设计、11)主承力结构设计、12)结构之间的连接设计、13)起吊点设计、14)结构分系统关键部件方案设计、15)结构分系统关键部件力学分析验证、16)结构分系统关键部件力学验证试验设计、17)建立卫星主结构初步三维模型、18)建立卫星主结构初步有限元模型、19)整星初步静力分析、20)整星初步模态分析、21)卫星主结构初步力学分析报告、22)结构分系统初步设计评估、23)整星力学试验验证方案、24)整星力学试验设计、25)建立卫星主结构详细三维模型、26)结构分系统部装设计、27)结构分系统图样设计、28)整星有限元详细建模、29)整星静力分析、30)整星模态分析、31)整星频响分析、32)卫星主结构详细力学分析报告、33)结构分系统初步设计方案评审O3DR)；以上的总体SO和分系统S1-S8以及相应的分系统的各项子活动共同构成一个串并行混合式流程。 第二步:映射生成DSM ;将所述设计卫星的所述总体SO和分系统S1-S8的各项子活动进行整理或聚类，作为若干个独立的元素沿着矩阵对角线排列，形成一个NXN的方阵，称之为N维DSM矩阵；然后在此矩阵中对角线上方或下方的单元格中进行标注，标注的原则是:设单元格(i，j)表示第i行、第j列单元格，则当且仅当对角线上从左上角开始数的第i个元素到第j个元素有信息传递时，标为1，可以记作D(i，j) =1;反之0(」，1) =1表示对角线上第j个元素到第i个元素有信息传递；如果两个元素之间没有信息依赖关系，则记为O或者留作空白；如D(m，η) = 0，表示没有信息从第m个元素流向第η个元素； 第三步:自动统计DSM项；对于所述N维DSM矩阵，从第I行或第I列开始逐行或逐列进行遍历，将所有非对角线上单元格中非0/非空的关联子项穷举出来，并按顺序进行编号，再逐项补充上两个关联元素的详细信息，形成一个表格，所述详细信息包括元素的名称、项目编号； 第四步:逐项进行结构化定量分析；将上述表格中的每项关联，进行深入剖析，按照预先定义的结构化分析模版补充信息，进一步穷举出所有的关联子项，从而实现卫星分系统设计子活动之间的 信息精确建模和传递； 第五步:运用ExcelSever电子表格中间件技术和SQL关系数据库技术,存储上述关联子项的明细信息； 第六步:根据数据库中的对于DSM关联子项的存储信息，反演出卫星的耦合设计流程，所述耦合设计流程的具体步骤包括: 1)根据当前卫星各个分系统的代号进行查询得到所有子活动集Α，将其按照活动在分系统内部的流水号和项目编号进行升序排列； 2)根据数据关联进行查询与当前分系统所有子活动相关的、来自于其他的分系统的外部活动项集B，同样将其按照所属分系统升序排列； 3)统计集合B中每个外部设计活动所属的分系统集C； 4)按照从左至右、从上到下的顺序依次生成A集、C集中的每个子活动图框； 5)对于分系统内部的关联，起点和终点均为A集内活动元素，可以直接连接线，从起点活动图框的右侧锚点出发，连接到终点活动图框的左侧锚点；遍历本分系统内部所有的关联子项，直至将活动集A内部元素之间的关联线全部生成； 6)对于跨分系统的关联，一个为外部分系统，另一个为当前分系统的具体设计活动，连线的起点仍为提供信息输出的设计活动图框的右侧锚点，终点为接受信息输入的设计活动的左侧锚点。
2.根据权利要求1所述的一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法，其特征在于，所述第二步的操作在Microsoft Office Excel中按照结构化的模版进行定义。
3.根据权利要求2所述的一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法，其特征在于，在所述模版的左上角显要位置标注当前DSM矩阵分析的对象和相关的填报约定，然后在对角线上将除当前分系统外其他分系统按顺序排列，紧接着按顺序放置当前分系统的各项子活动。对角线上元素均用黑色底框白色文字醒目标示，对角线上方和下方标“I”的地方表示该处存在信息的传递关系，信息的流向沿顺时针方向，即信息总是从“I”所在行上的对角线元素流向所在列上的对角线元素。左上矩阵区域为跨分系统的关联，右下矩阵区域为分系统内部的数据关联。
4.根据权利要求1所述的一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法，其特征在于，在所述第四步中，将所述表格按照所述关联子项所对应的起点、终点的不同进行分理，这里统一采用了标准模版对关联数据进行分析，包括变量名、数据类型、量纲、变量范围、默认值、变量描述中的至少一种。
5.根据权利要求1所述的一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法，其特征在于，对于更加复杂的卫星的设计过程，可以先行将其分解为若干个子模块，然后以分解后的单个子模块为研究对象进行结构化定量分析，将上述的结构化定量分析结果按照模块进行DSM矩阵的沿着对角线的拼接，即可得到更大规模的综合性DSM ;将各个模块之间的关联亦可以进行接口细化，从而实现超大规模的卫星分系统设计子活动之间的信息精确建模和传递。
6.根据权利要求1所述的一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法，其特征在于，先行分解为2~10个子模块，每个子模块DSM分析矩阵的规模控制在10~40项子活动，如此由上及下进行2~5个层次的分解。
7.根据权利要求1所述的一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法，其特征在于，在所述第六步中，信息关联和流程框图根据数据关联的流向绘制连线，不仅有从前往后的关联关系， 还有从后至前的反馈关联，从而得到一个反映出卫星设计迭代真实过程的耦合流程。
8.根据权利要求1所述的一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法，其特征在于，在所述第六步中，为了实现所有设计活动的遍历，采用顺序遍历或递归遍历的方法，确保所有的活动和关联项都按照预定规则被绘制在向导图形界面上。
9.根据权利要求1所述的一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法，其特征在于，在所述第六步中，为了简化跨分系统的关联显示，并使接口参数更加明晰，对来自于当前分系统外部的设计活动仅仅保留其所属分系统的图框和关联，将传递参数项按所属分系统进行合并。
10.根据权利要求1所述的一种基于DSM的卫星耦合设计流程结构化分析及反演方法，其特征在于，在所述第六步中，DSM关联定义模版进行关联参数项的新建、修改、删除操作后，可以自动刷新DSM矩阵的展示，并自动刷新对应的所述卫星各个分系统的设计流程向导。
【文档编号】G06F17/50GK103942349SQ201310018073
【公开日】2014年7月23日 申请日期:2013年1月17日 优先权日:2013年1月17日
【发明者】温跃杰, 王伟, 赵晟, 徐清, 邓业平, 高瑜, 李强, 刘洋 申请人:中国空间技术研究院神舟学院