一种试验覆盖性分析方法与流程

本发明涉及一种分析方法，尤其涉及一种试验覆盖性分析方法。

背景技术：

空间站工程是载人航天第三期工程，伴随着工程规模及研制难度的大幅提高，工程总体(用户)对空间站系统的功能要求和指标要求也更为复杂及多样化。为确保工程总体(用户)各项功能要求的准确实现，必须开展从技术要求--设计--试验的覆盖性分析，即空间站系统的设计必须通过地面物理试验或数字仿真相结合的方式进行验证。传统的试验覆盖性分析方法通常是借鉴已有型号的试验规划，在此基础上再结合新型号的设计特点，增加新的试验项目用以覆盖新的设计要素，以满足试验覆盖性分析的要求。但对于多构型多系统的空间站工程而言，原有的试验覆盖性分析方法已无法满足复杂系统的分析要求，单纯依靠设计师经验或者已有型号试验规划的蓝本，分析颗粒度过于粗放，不能确保每条要求都能分解落实到位，也因此无法避免因为覆盖性分析不全面而带来的研制风险。另外，在现有技术中为确保规划的试验项目能够全面覆盖航天器的功能和各项技术要求，航天器的覆盖性分析工作通常需要迭代分析3-4次，每一次分析工作通常需要3-4个月，导致现有技术的耗时长，效率低。因此，亟需提出一种可以分层逐条分解技术要求最终到试验验证内容的试验方法。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种试验覆盖性分析方法，使得产品各个研制阶段均能够有相应的试验项目进行覆盖，解决产品在研制阶段试验不完全的问题。

为实现上述发明目的，本发明提供一种试验覆盖性分析方法，包括：

s1.根据航天器设计规划，获取所述航天器中各项设计要点；

s2.根据每个所述设计要点生成相应的验证试验项目；

s3.通过软件分析工具对所述航天器的设计规划、所述设计要点和所述验证试验项目进行关联分析，并获取关系式；

s4.基于所述关系式，生成用于试验覆盖性的分析表；

s5.根据所述分析表输出所述航天器的试验规划。

根据本发明的一个方面，步骤s2中，每个所述设计要点至少生成两个所述验证试验项目。

根据本发明的一个方面，步骤s1中，包括：

s11.根据所述航天器的设计规划，分别对所述航天器方案阶段、初样阶段和正样阶段中各项技术要求进行逐级分解，直至分解为具有单一要求的最小单元；

s12.根据所述最小单元分别获取所述航天器方案阶段、初样阶段和正样阶段中各项技术要求的设计要点。

根据本发明的一个方面，，步骤s2中，所述验证试验项目采用全物理试验方式、半物理试验方式、数学仿真分析方式中的一种或多种的组合形式。

根据本发明的一个方面，步骤s11中包括：

s111.根据所述航天器的设计规划对所述航天器的方案阶段的各项技术要求分解为第一阶段系统级要求、第一阶段分系统级要求和第一阶段单机级要求；

s112.根据所述航天器的设计规划将第一阶段系统级要求分解为第一阶段工程总体技术要求、第一阶段整器功能要求、第一阶段大系统间接口控制要求；

s113.根据所述航天器的设计规划将第一阶段分系统级要求分解为第一阶段系统对分系统技术要求和第一阶段关键技术攻关要求；

s114.根据所述航天器的设计规划将第一阶段单机级要求分解为第一阶段分系统对单机技术要求和第一阶段关键产品攻关要求。

根据本发明的一个方面，步骤s11中还包括：

s115.根据所述航天器的设计规划对所述航天器的初样阶段的各项技术要求分解为分析层级要求、特性分析要求、工作模式要求和任务阶段要求；

s116.根据所述航天器的设计规划对所述分析层级要求分解为第二阶段系统级要求、第二阶段分系统级要求和第二阶段单机级要求；

s117.根据所述航天器的设计规划将第二阶段系统级要求分解为第二阶段工程总体技术要求、第二阶段整器功能要求、第二阶段大系统间接口控制要求；

s118.根据所述航天器的设计规划将第二阶段分系统级要求分解为第二阶段系统对分系统技术要求、设计和建造规范要求；

s119.根据所述航天器的设计规划将第二阶段单机级要求分解为第二阶段分系统对单机技术要求、单机环境试验规范要求、关键特性要求和关键单机要求；

s120.根据所述航天器的设计规划将特性分析要求分解为安全特性要求、维修性要求、可靠性要求、可测试性要求和环境适应性要求。

s121.根据所述航天器的设计规划将工作模式要求分解为正常飞行模式要求、故障飞行模式要求和应急工作模式要求；

s122.根据所述航天器的设计规划将任务阶段要求分解为发射场工作阶段要求、飞控工作阶段要求、发射阶段要求、飞行阶段要求、稳定运行阶段要求和返回阶段要求。

根据本发明的一个方面，步骤s11中还包括：

s123.根据所述航天器的设计规划对所述航天器的正样阶段的各项技术要求分解为第三阶段系统级要求、第三阶段分系统级要求和第三阶段单机级要求；

s124.根据所述航天器的设计规划将第三阶段系统级要求分解为第一初样技术状态更改验证要求、综合测试要求、大型力、热试验要求；

s125.根据所述航天器的设计规划将第三阶段分系统级要求分解为第二初样技术状态更改验证要求和分系统桌面联试要求；

s126.根据所述航天器的设计规划将第三阶段单机级要求分解为第三初样技术状态更改验证要求、功能性能测试要求和验收级试验要求。

根据本发明的一种方案，通过本发明的试验覆盖性分析方法以确保试验覆盖性分析的全面性、有效性和正确性。本发明结合空间站的研制特点，提出了空间站试验覆盖性分析的一般方法，该方法可适用于各类大型航天器开展试验覆盖性分析工作。

根据本发明的一种方案，通过本发明的方法从产品的方案阶段、初样阶段以及正样阶段，均全面的根据航天器的设计规划，对每项技术要求进行全面、细致的覆盖性分析，避免了分析过程中对技术要求的遗漏。同时，通过不同阶段进行全面的分析，可以有效且及时的纠正航天器设计试制过程过程中产生的问题，有效提高了航天器的设计效率。

根据本发明的一种方案，通过本发明的方法，可将分析工作迭代次数减少至2次，且每次分析过程所需时间可降低至60天-75天完成，并且，每次分析工作的精准度也大幅提高，分析工作过程中的修改次数和修改点数量均下降至现有技术的50％以下，进一步提高了航天器的设计效率。

附图说明

图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的流程图；

图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的方案阶段分析范围框图；

图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的初样阶段分析范围框图；

图4示意性表示根据本发明的一种实施方式的正样阶段分析范围框图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

如图1所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种试验覆盖性分析方法，包括：

s1.根据航天器设计规划，获取航天器中各项设计要点；

s2.根据每个设计要点生成相应的验证试验项目；

s3.通过软件分析工具对航天器的设计规划、设计要点和验证试验项目进行关联分析，并获取关系式；

s4.基于关系式，生成用于试验覆盖性的分析表；

s5.根据分析表输出航天器的试验规划。

根据本发明的一种实施方式，步骤s1中，包括：

s11.根据航天器的设计规划，分别对航天器方案阶段、初样阶段和正样阶段中各项技术要求进行逐级分解，直至分解为具有单一要求的最小单元。在本实施方式中，最小单元即分解至单一的功能要求和指标要求。

s12.根据最小单元分别获取航天器方案阶段、初样阶段和正样阶段中各项技术要求的设计要点。在本实施方式中，通过确认每项要求都开展了对应的设计工作，摘录其设计要点。

如图2所示，根据本发明的一种实施方式，步骤s11中包括：

s111.根据航天器的设计规划对航天器的方案阶段的各项技术要求分解为第一阶段系统级要求、第一阶段分系统级要求和第一阶段单机级要求；

s112.根据航天器的设计规划将第一阶段系统级要求分解为第一阶段工程总体技术要求、第一阶段整器功能要求、第一阶段大系统间接口控制要求；

s113.根据航天器的设计规划将第一阶段分系统级要求分解为第一阶段系统对分系统技术要求和第一阶段关键技术攻关要求；

s114.根据航天器的设计规划将第一阶段单机级要求分解为第一阶段分系统对单机技术要求和第一阶段关键产品攻关要求。

在本实施方式中，根据航天器的设计规划，在方案阶段对航天器产品设计方案的可行性进行验证，验证的需求主要包括决定型号任务成败的关键单机、关键技术及采用的新技术、新设计。分析维度及层级(参见图2所示)。在本实施方式中，方案阶段通常开展关键技术或新技术攻关，并投产原理样机或工程样机对关键产品功能进行验证，参见图2所示的覆盖性分析范围，经过覆盖性分析，得出方案阶段的试验规划项目，方案阶段通常通过仿真分析初步确定各级设计方案。方案阶段系统级的试验验证需求主要为：

a)航天器产品整体、局部的强度和刚度、结构设计裕度；

b)各密封环节漏率指标合理分配。

c)控制精度、测量精度、推进剂消耗量测算；

d)航天器产品主动和被动控温设计，寿命全阶段的温度场和流场分布；

e)控制系统、供配电系统、信息数据系统方案设计；

f)复杂和重要指令、遥测和通信接口匹配性；

g)具备返回功能大型航天器产品的气动、防热、返回控制设计方案；

h)具备地外天体表面着陆功能航天器产品的控制、巡视、热控、返回设计方案；

i)重要的医学指标和复杂操作的工效学设计；

j)应用载荷复杂的机、电、热接口设计；

k)运载系统的动、静态包络、力学环境、入轨精度；

l)测控通信系统的测定轨精度、测控覆盖率。

如图3所示，根据本发明的一种实施方式，初样阶段需对航天器产品的技术要求和设计结果进行全方位的验证，需要进行多维度多层次立体覆盖性分析，验证的需求包括对各级技术要求、大系统间接口要求、建造规范明确规定的任务要求、技术指标等以及各项功能性能、故障模式与对策、可靠性安全性、测试性、维修性等。

步骤s11中还包括：

s115.根据航天器的设计规划对航天器的初样阶段的各项技术要求分解为分析层级要求、特性分析要求、工作模式要求和任务阶段要求。

s116.根据航天器的设计规划对分析层级要求分解为第二阶段系统级要求、第二阶段分系统级要求和第二阶段单机级要求。

s117.根据航天器的设计规划将第二阶段系统级要求分解为第二阶段工程总体技术要求、第二阶段整器功能要求、第二阶段大系统间接口控制要求。

在本实施方式中，在第二阶段工程(用户)总体技术要求中，分析工程总体(用户)研制总要求中所有任务要求、技术指标、技术要求，要求对每个小项要求均进行深入的验证需求分析。

在本实施方式中，在第二阶段整器功能要求中，分析航天器产品总体、分系统和关键单机、重要单机的功能性能要求和初样详细设计结果，要求对每项设计结果均进行深入的验证需求分析，验证的主要内容一般包括以下八个方面。

航天器的构型和布局，包括：a)整流罩外包络静态和动态包络兼容性；b)航天器产品的结构设计、布局设计、密封舱体强度；c)机构润滑设计、动作包络、结构强度；d)发动机工作羽流影响；e)总装实施及检漏、精测、质测等方面的总装设计；f)天线、相机、测量敏感器等设备的视场。

航天器姿态和轨道控制，包括：a)航天器产品姿态和轨道控制方案和流程；b)航天器产品各模式下的姿态和轨道控制精度；c)航天器产品各模式下的控制能力。

航天器热管理，包括：a)航天器产品外热流条件和各表面热特性；b)航天器产品热设计的正确性。

航天器返回与着陆，包括：对于具有返回与着陆功能的航天器产品，验证返回落点精度、速度、过载、姿态。

航天器能源管理，包括：a)航天器产品的充电、储能、放电能力；b)航天器产品供电和配电模式。

航天器信息管理，包括：a)航天器产品内部及与地面测控、其他飞行器等外系统之间指令、遥测、图像、话音等全部信息传输和交互功能；b)航天器产品内部及与外系统的电磁兼容性。

航天器载人环境控制，包括：a)对于载人航天器产品，验证密封舱内的温度、湿度、流场、有害气体等载人环境控制能力；b)对于载人航天器产品，验证航天员实际参与控制、操作的效果；c)对于载人航天器产品，验证应急飞行方案和程序的设计合理性。

航天器应用载荷保障，包括：a)应用载荷设备在航天器产品上的结构、布局、接口、视场设计；b)应用载荷对航天器产品装载能力、安装精度、控制模式及精度、信息传输、能源功耗等方面的需求及影响；c)对于载人航天器产品，验证人员和物品转移的通过性。

在本实施方式中，在第二阶段大系统间接口控制要求中，分析航天器产品与各大系统之间的所有机械、电、磁、测控链路和实施协调接口，要求对每个接口项目均进行深入的验证需求分析，验证的主要内容一般包括以下八个方面。

航天器与航天员系统接口，包括：a)航天员空间、人机界面工效及操作协同要求；b)医学指标要求。

航天器与应用系统接口，包括：航天器产品与应用系统的机、电、热、信息接口。

航天器与运载火箭系统接口，包括：a)整流罩静态和动态外包络兼容性；b)航天器产品对运载火箭系统的力学环境适用性；c)与运载火箭系统机械、供电和信息接口的匹配性；d)航天器与整流罩电磁环境兼容性。

航天器与发射场系统接口，包括：航天器产品发射场阶段流程及与发射场系统接口。

航天器与测控通信系统接口，包括：a)航天器与测控通信系统的usb、vhf等对接接口的数据格式、指令注入的正确性；b)航天器天线与测控卫星的天地链路正确性。

航天器与回收场系统接口，包括：对于返回地球的航天器产品，验证与回收场系统相关的通信链路匹配性。

航天器与地面应用系统接口，包括：航天器产品与地面应用系统的接受与处理等接口的匹配性。

航天器与其他飞行器系统接口，包括：a)两航天器之间的机、电、热、信息等接口的匹配性；b)多航天器之间的飞行编队、空间链路等接口的匹配性。

航天器故障模式与对策，包括：根据航天器fmea分析结果，对每个故障设计及处理预案的测试平台、整器或产品状态、测试方法进行验证需求分析。

在本实施方式中，还需要对航天器环境适应性要求进行验证，根据航天器所在的空间环境，要求对每个影响因素均进行验证需求分析，验证的主要内容一般包括：

a)真空、原子氧、粒子、太阳辐射、微流星与空间碎片、地球磁场、地球引力场等近地空间环境；

b)运载火箭的加速度、冲击、噪声、脉动等力学环境；

c)地外天体引力、大气、着陆地形地貌、尘土、高低温等深空环境。

在本实施方式中，还需要对航天器的可靠性要求进行验证，根据航天器分配的可靠性指标，在考虑产品继承性的基础上，对分系统和关键单机的可靠性预计、评估结果进行分析，针对薄弱环节、寿命敏感等部分进行可靠性验证需求分析。

在本实施方式中，还需要对航天器的安全性要求进行验证，根据航天器危险分析结果，针对危险项目和相应危险源进行安全性验证需求分析。

在本实施方式中，还需要对航天器的维修性要求进行验证，根据航天器产品制定的在轨维修方案，对规定的维修程序和方法的可实施性进行验证需求分析。

在本实施方式中，还需要对航天器的测试性要求进行验证，根据航天器制定的地面和在轨测试监控方案，针对其故障确定和隔离的过程、方法，对其准确性、及时性和有效性进行验证需求分析。

s118.根据航天器的设计规划将第二阶段分系统级要求分解为第二阶段系统对分系统技术要求、设计和建造规范要求；

s119.根据航天器的设计规划将第二阶段单机级要求分解为第二阶段分系统对单机技术要求、单机环境试验规范要求、关键特性要求和关键单机要求；

s120.根据航天器的设计规划将特性分析要求分解为安全特性要求、维修性要求、可靠性要求、可测试性要求和环境适应性要求。

s121.根据航天器的设计规划将工作模式要求分解为正常飞行模式要求、故障飞行模式要求和应急工作模式要求；

s122.根据航天器的设计规划将任务阶段要求分解为发射场工作阶段要求、飞控工作阶段要求、发射阶段要求、飞行阶段要求、稳定运行阶段要求和返回阶段要求。

如图4所示，根据本发明的一种实施方式，正样阶段一般对航天器的功能性能实现结果进行符合性和确认性验证，验证需求主要包括对航天器产品重要设计指标、关键参数和项目的满足情况，以及初样技术更改情况在正样落实后的验证情况。因此正样阶段不同于初样阶段规划的研制类试验，以单机产品的研制周期为线开展正样阶段的试验规划。

步骤s11中还包括：

s123.根据航天器的设计规划对航天器的正样阶段的各项技术要求分解为第三阶段系统级要求、第三阶段分系统级要求和第三阶段单机级要求。

s124.根据航天器的设计规划将第三阶段系统级要求分解为第一初样技术状态更改验证要求、综合测试要求、大型力、热试验要求。在本实施方式中，在第一初样技术状态更改验证要求中，对于批生产航天器产品，分析飞行任务、飞行试验载荷等方面导致的ii类和iii类技术状态更改项目，针对技术状态更改带来的和可能影响的技术指标、功能性能、飞行程序、技术流程等项目进行验证需求分析。

在本实施方式中，在大型力、热试验要求中，根据航天器产品环境试验要求，针对航天器产品空间环境设计相关的重要设计指标和参数进行试验验证需求分析，验证的主要内容包括：

a)通过整器振动试验(含微振)验证航天器产品结构设计方案和工艺方案的合理性与协调性，暴露材料、元器件和工艺等方面的缺陷，检验整器经受验收级振动环境的能力；

b)通过整器真空热试验考核航天器产品在轨飞行期间热控系统将航天器上温度保持在规定范围内的能力，暴露设计、材料和工艺上的缺陷，排除设备早期故障失效；

c)通过整器emc试验验证航天器产品自身各个分系统之间、与其他外系统之间的电磁兼容性；

d)通过整器磁试验验证航天器产品磁特性指标满足总体的要求。

在本实施方式中，在综合测试要求中，根据航天器产品综合测试技术要求，针对地面测试系统指令发送、遥测处理和数据判断要求以及航天器产品电性能相关测试指标进行验证需求分析，验证的主要内容包括：

a)航天器产品总装后供配电实施结果的正确性；

b)航天器产品各系统之间、与外系统之间电接口的匹配性；

c)航天器产品电性能相关的供配电、信息、测控、控制、测量、显示、冗余等功能性能的设计研制正确性；

d)航天器产品正常和故障工作模式、正常和故障应急飞行程序的正确性；

e)航天器产品模飞测试可验证的故障模式与对策有效性。

s125.根据航天器的设计规划将第三阶段分系统级要求分解为第二初样技术状态更改验证要求和分系统桌面联试要求；

s126.根据航天器的设计规划将第三阶段单机级要求分解为第三初样技术状态更改验证要求、功能性能测试要求和验收级试验要求。

根据本发明的一种实施方式，在步骤s2中，每个设计要点至少生成两个验证试验项目。并且，在验证试验项目采用全物理试验方式、半物理试验方式、数学仿真分析方式中的一种或多种的组合形式。装配集成测试阶段的检测检查也可以验证部分性能指标。关键技术指标、关键功能性能等验证需求的验证需制定专项验证试验，以保证验证结果的有效性。验证试验项目应能充分验证或考核航天器产品的性能、功能、技术指标等全部验证需求。相互关联的验证需求应尽量采用系统综合手段进行系统性的验证；通过对每一项要求规划至少2种试验项目来相互印证试验的正确性和有效性，从而确保试验进行了充分的验证。

根据本发明的一种实施方式，每个方面的试验项目确定后，对其进行汇总并形成汇总表，汇总表以试验项目为序，对项目的基本方案、主要地面设备、主要参试设备状态以及所验证的功能、指标进行概括。系统级试验项目确定后，要严格进行状态控制，系统、分系统提出需要取消的试验项目，并完成影响分析报告，并提交相应的技术状态控制委员会评审。

上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。

以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。