基于模型的系統(tǒng)需求確認與驗證技術(shù)研究 *

張輝輝，孫軍帥，王秀鑫，雷培，劉鵬飛

（航空工業(yè)慶安集團有限公司，陜西 西安 710077）

0 引言

飛機高升力系統(tǒng)通過控制縫翼和襟翼位置來增大機翼的彎度和面積，不僅能夠有效提高飛機起飛著陸時的升力，還可以有效改善飛機的失速條件，而且也大大改善了飛機爬升率、進場速率和進場最佳飛行姿態(tài)［1］。高升系統(tǒng)涉及復(fù)雜電子、軟件、液壓、電氣和機械傳動等15 類產(chǎn)品，此外，高升力系統(tǒng)發(fā)生不對稱超限、非指令運動超限故障時會影響飛機飛行安全，因此高升力系統(tǒng)中不對稱和非指令運動監(jiān)控功能相關(guān)的襟翼控制計算機（flap electrical control unit，F(xiàn)ECU）功能研制保證等級為A 級。因此，高升力系統(tǒng)具有高安全性和產(chǎn)品復(fù)雜度高的特點。

傳統(tǒng)的復(fù)雜民機系統(tǒng)均按照ARP4754A 開展研制工作，整個研制過程都是基于文檔管理，在系統(tǒng)設(shè)計過程中，系統(tǒng)需求、系統(tǒng)方案等設(shè)計信息通過文檔進行傳遞，系統(tǒng)設(shè)計很大程度上依賴工程師經(jīng)驗，同時文檔管理方式使得設(shè)計人員從文檔中讀取的信息很容易產(chǎn)生理解偏差，導致設(shè)計過程反復(fù)迭代，嚴重影響系統(tǒng)研發(fā)效率［2］。同時，隨著飛機系統(tǒng)向高度綜合化、智能化發(fā)展，飛機研制的技術(shù)和管理復(fù)雜度劇增，迫切需要采用基于模型的新型系統(tǒng)工程方法［3］。

為了更好地理解和管理復(fù)雜系統(tǒng)和產(chǎn)品，2007年系統(tǒng)工程國際委員會給出了MBSE（model-based systems engineering）的定義：通過在系統(tǒng)需求、設(shè)計、分析、驗證和確認活動中使用形式化建模方法，支持從概念設(shè)計階段開始并持續(xù)貫穿于開發(fā)和后續(xù)的生命周期階段［4］。隨著國內(nèi)在基于模型的系統(tǒng)工程方法研究的不斷深入，已經(jīng)成功應(yīng)用于項目研制。

國內(nèi)研發(fā)人員使用SysML 語言建立系統(tǒng)行為模型或功能模型，對系統(tǒng)運行場景進行分析，或?qū)ο到y(tǒng)功能和邏輯進行仿真分析，實現(xiàn)了系統(tǒng)需求的確認和驗證［5-10］。國內(nèi)研發(fā)人員還提出了一種基于3D Experience 平臺的MBSE 方法，實現(xiàn)了操縱、液壓驅(qū)動、作動器等子系統(tǒng)和副翼多體運動學模型的集成仿真，驗證了副翼及其操縱系統(tǒng)的功能和性能［11］。此外，國內(nèi)研發(fā)人員使用SCADE（safety critical application development environment）建模仿真工具、模型測試分析工具及代碼生成器，實現(xiàn)了發(fā)動機控制軟件的研制［12］。這些基于模型的系統(tǒng)工程應(yīng)用主要以“V 模型”左側(cè)設(shè)計階段的系統(tǒng)需求確認與驗證為主，并沒有將基于模型的系統(tǒng)需求確認與驗證方法貫穿于系統(tǒng)研發(fā)的全生命周期。

本文以某飛機高升力系統(tǒng)為對象，研究適用于貫穿全生命周期基于模型的系統(tǒng)需求確認與驗證技術(shù)，在不同研發(fā)階段使用不同顆粒度的系統(tǒng)仿真模型實現(xiàn)對系統(tǒng)需求的確認與驗證，并且隨著設(shè)計的不斷深入，可借助現(xiàn)有的測試用例快速進行系統(tǒng)仿真模型的迭代分析，不斷提高系統(tǒng)需求正確性和完整性的置信度。同時，考慮將設(shè)計階段產(chǎn)生的模型或測試用例等最大程度地復(fù)用到集成驗證活動中，提高集成驗證效率。

1 基于模型的系統(tǒng)研發(fā)

1.1 基于模型的研發(fā)過程

基于模型的系統(tǒng)確認與驗證方法如圖1 所示，該方法適用于ARP4754A 定義的開發(fā)過程，通過集成低層級模型形成系統(tǒng)集成模型，并通過系統(tǒng)集成模型仿真分析對高層級需求進行驗證?；谀Ｐ偷南到y(tǒng)確認與驗證方法采用統(tǒng)一的建模標準或已驗證的模型庫可以快速支持系統(tǒng)模型開發(fā)。高升力系統(tǒng)模型開發(fā)采用Matlab/Simulink 作為主要的仿真平臺，根據(jù)具體建模對象和模型顆粒度，也可以使用Amesim 和SCADE 等其他建模語言。不同建模語言或多領(lǐng)域的模型通過ADS2（avionics development system 2ndgeneration）軟件平臺集成到一起，進行系統(tǒng)虛擬仿真實現(xiàn)需求確認與虛擬驗證。此外，通過ADS2 軟件平臺及其配套硬件實現(xiàn)將虛擬集成仿真過程中創(chuàng)建的測試用例和用戶界面復(fù)用到計算機在環(huán)的物理及系統(tǒng)全實物集成驗證環(huán)節(jié)，快速實現(xiàn)系統(tǒng)需求驗證。因此，通過采用基于模型的系統(tǒng)需求確認與驗證方法，可以實現(xiàn)漸進式系統(tǒng)研發(fā)，逐步提升系統(tǒng)成熟度，避免實物驗證與迭代。

圖1 基于模型的系統(tǒng)確認與驗證方法Fig. 1 Model-based system validation and verification methods

1.2 ADS2 應(yīng)用場景

飛機高升力系統(tǒng)研制涉及主機和系統(tǒng)、分系統(tǒng)和設(shè)備等多個層級的需求定義、設(shè)計及驗證，其開發(fā)過程異常復(fù)雜。支持在不同層級之間進行基于模型的需求確認、虛擬集成和實物集成的平臺顯得至關(guān)重要。ADS2 是一款基于模型的系統(tǒng)集成和驗證的產(chǎn)品，在航空領(lǐng)域已經(jīng)實現(xiàn)了從基于個人電腦的模型在環(huán)仿真驗證到飛機級集成和驗證?；贏DS2 軟件可以支持實現(xiàn)ARP4754A 中定義的所有典型應(yīng)用場景，包括模型在環(huán)、軟件在環(huán)、虛擬系統(tǒng)集成、軟硬件集成驗證（計算機在環(huán)的半物理集成驗證）、系統(tǒng)集成驗證、飛機層級集成驗證。

1.3 ADS2 軟件介紹

ADS2 軟件的主要組成如圖2 所示。ADS2 軟件的主要組件包括ADS2 RT（realtime）內(nèi)核、ADS2 I/O（input / output）驅(qū)動程序、ADS2 GUI（graphical user interface）工具套件及ADS2 API（application programming interface）。

圖2 ADS2 軟 件 組 件Fig. 2 ADS2 software components

ADS2 RT 內(nèi)核是ADS2 軟件的實時核心，ADS2內(nèi)核維護該軟件運行時所需的實時數(shù)據(jù)庫和配置數(shù)據(jù)庫。ADS2 軟件也負責控制和監(jiān)控所有其他ADS2 任務(wù)以及外部應(yīng)用。ADS2 I/O 驅(qū)動程序通過專用應(yīng)用程序?qū)崿F(xiàn)對I/O 的訪問，這些應(yīng)用程序也由ADS2 內(nèi)核以特定方式進行調(diào)度。ADS2 GUI 工具套件可以設(shè)置ADS2 客戶端，用于配置、控制、可視化、采集和激勵等。ADS2 API 為外部應(yīng)用軟件和仿真分析的通用接口，ADS2 API 通用接口也用于ADS2 工具套件自身和I/O 驅(qū)動程序［13］。

1.4 TPM 介紹

TPM（test process management）是建立在ADS2軟件基礎(chǔ)之上，用于規(guī)劃、管理和記錄整個測試過程。TPM 支持整個測試階段，提供系統(tǒng)需求和系統(tǒng)ICD（interface control document）的鏈接，創(chuàng)建測試用例和測試計劃，執(zhí)行測試計劃以及生成測試報告。此外，TPM 可以支持交互且完全自動化的測試。使用TPM 和ADS2 的測試過程生命周期如圖3 所示。

圖3 全生命周期的測試過程Fig. 3 Test process of full life cycle

在測試過程中，DOORS 用于管理系統(tǒng)需求、測試需求、測試結(jié)果和所有內(nèi)部相關(guān)文件，并具有管理性與可追溯性。通過DOORS 將測試需求鏈接到TPM 中定義的測試用例，TPM 將測試用例納入測試計劃，在ADS2 上執(zhí)行測試計劃，并且將測試結(jié)果反饋給TPM，生成測試結(jié)果報告，最后導出測試結(jié)果到DOORS，可以形成測試結(jié)果和需求的追溯矩陣。某型飛機高升力系統(tǒng)需求“HLS-REQ-02：在系統(tǒng)正常條件下，計算機在接收到手柄指令后應(yīng)產(chǎn)生手柄指令信號和指令有效性狀態(tài)”。依據(jù)上述需求在TPM 中編寫測試用例如圖4 所示，移動手柄到1 檔位，由于手柄使用2 個雙余度傳感器，則將手柄傳感器1 的2 個信號“FCL1_R”和“FCL1_L”設(shè) 置 為1，手 柄 傳 感 器2 的2 個 信 號“FCL2_R”和“FCL2_L”設(shè)置為1。測試用例的驗證條件設(shè)計如圖5 所示，F(xiàn)ECU1 生成的手柄指令信號“FCL_CMD”為1，且生成的手柄指令有效性“FCL_Fault”為有效，同樣FECU2 生成手柄指令信號和有效性指令。

圖4 基于TPM 的測試用例編寫Fig. 4 TPM-based test case writing

圖5 基于TPM 的測試用例驗證條件設(shè)計Fig. 5 TPM-based test case verification condition design

2 系統(tǒng)需求確認

需求的確認過程是為了確保所提出的需求足夠正確和完整。經(jīng)驗表明，重視需求開發(fā)和確認，可以在研制的早期識別細微的錯誤和遺漏，并且減少隨之帶來的重新設(shè)計和系統(tǒng)性能不當［14］。ARP4754A 中推薦的需求確認方法包括需求的追溯性、分析、建模和試驗?？紤]到試驗周期長且費用較高，工程評審對專家能力要求較高，因此建模仿真成為需求確認的首選方法。

用于需求確認的高升力系統(tǒng)虛擬仿真環(huán)境如圖6 所示，該環(huán)境通過ADS2 的API 接口將Simulink和SCADE 等軟件創(chuàng)建的模型集成在統(tǒng)一的ADS2 軟件平臺上，并通過TPM 建立的測試用例實現(xiàn)自動化測試。高升力系統(tǒng)虛擬仿真環(huán)境支持高升力系統(tǒng)架構(gòu)模型和系統(tǒng)性能模型的仿真分析，實現(xiàn)對系統(tǒng)需求、系統(tǒng)架構(gòu)和系統(tǒng)設(shè)計的確認。

圖6 系統(tǒng)虛擬仿真環(huán)境Fig. 6 System virtual simulation environment

高升力系統(tǒng)研制過程中，涉及多物理系統(tǒng)建模與聯(lián)合仿真，但是在不同的研發(fā)階段仿真所要解決的問題不同，且仿真模型的顆粒度也不同，按照仿真模型顆粒度可以將系統(tǒng)虛擬仿真分為功能模型仿真、架構(gòu)模型仿真和性能模型仿真［15］。相對于飛機級模型，高升力系統(tǒng)模型相對簡單，故在系統(tǒng)架構(gòu)模型中涵蓋了系統(tǒng)功能模型。因此，以下將對所采用的系統(tǒng)架構(gòu)模型和系統(tǒng)性能模型進行介紹。

2.1 系統(tǒng)架構(gòu)模型

在聯(lián)合定義階段，根據(jù)系統(tǒng)需求開展系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計，針對可以通過建模仿真分析的系統(tǒng)需求，基于ADS2 軟件平臺，使用Matlab/Simulink 軟件建立系統(tǒng)架構(gòu)仿真模型，通過系統(tǒng)架構(gòu)模型仿真分析，對系統(tǒng)功能、性能、邊界、運行環(huán)境、外部接口，以及系統(tǒng)組件及其接口等進行確認，識別出不合理、不清楚的需求，并剔除錯誤的需求，對系統(tǒng)需求進行確認。此外，在系統(tǒng)架構(gòu)模型仿真中，針對候選的系統(tǒng)架構(gòu)建立不同的系統(tǒng)架構(gòu)仿真模型，并通過仿真結(jié)果進行對比分析，評估系統(tǒng)架構(gòu)。系統(tǒng)架構(gòu)模型對仿真模型的顆粒度要求相對較低，必須能夠反映系統(tǒng)各部件的穩(wěn)態(tài)特性。例如，在某型飛機高升力系統(tǒng)中建立的系統(tǒng)架構(gòu)模型中，通過定義系統(tǒng)減速比、傳動效率、負載扭矩等，評估系統(tǒng)功率需求。

2.2 系統(tǒng)性能模型

在初步設(shè)計階段，在優(yōu)選的系統(tǒng)架構(gòu)基礎(chǔ)上開展系統(tǒng)設(shè)計，進一步定義系統(tǒng)及其元素，為其提供足夠詳細的數(shù)據(jù)和信息使得系統(tǒng)元素達到可實現(xiàn)狀態(tài)［16］。隨著系統(tǒng)各部件設(shè)計或風險降低試驗的深入，在系統(tǒng)架構(gòu)模型基礎(chǔ)上詳細定義各部件的設(shè)計參數(shù)，使用SCADE 軟件創(chuàng)建FECU 的應(yīng)用層軟件模型，包括襟翼位置閉環(huán)控制、工作模式管理、輸入信號處理、故障監(jiān)控、故障保護、故障綜合及系統(tǒng)狀態(tài)輸出等功能模塊。通過ADS2 軟件平臺將Matlab/Simulink 軟件建立的作動分系統(tǒng)模型，以及SCADE軟件建立的系統(tǒng)應(yīng)用層軟件模型進行集成，最終形成系統(tǒng)性能模型。在ADS2 軟件平臺上執(zhí)行由測試團隊創(chuàng)建的測試用例和測試計劃，實現(xiàn)對系統(tǒng)控制律、穩(wěn)態(tài)性能、動態(tài)性能、故障監(jiān)控及保護等仿真，最終完成對系統(tǒng)需求的確認，以及對系統(tǒng)架構(gòu)和設(shè)計方案的虛擬驗證。此外，在詳細設(shè)計階段，通過系統(tǒng)性能模型仿真分析實現(xiàn)系統(tǒng)應(yīng)用層軟件模型的驗證，為后續(xù)將SCADE 模型轉(zhuǎn)成C 代碼，與底層驅(qū)動軟件集成，形成FECU 嵌入式軟件代碼奠定了基礎(chǔ)。由于采用了基于模型的軟件開發(fā)方法，并且通過系統(tǒng)仿真模型的迭代驗證，減少了設(shè)計錯誤，加快了系統(tǒng)軟件研制進度。

系統(tǒng)性能模型對仿真模型的顆粒度要求相對較高，必須能夠反映系統(tǒng)各部件的穩(wěn)態(tài)特性和動態(tài)特性。例如，在某型高升力系統(tǒng)性能模型中對于襟翼作動系統(tǒng)機械部件定義產(chǎn)品的轉(zhuǎn)動慣量、剛度、減速比、傳動效率、游隙以及各種溫度環(huán)境下的動摩擦力矩和靜摩擦力矩。

3 系統(tǒng)需求驗證

驗證的目的是用來表明每一層級的實施滿足了其規(guī)定的需求。ARP4754A 中規(guī)定的驗證方法包括檢查、評審、分析、試驗及服役經(jīng)驗，對于A 和B 類設(shè)備，其中試驗更是作為合格審定推薦的方法［14］。高升力系統(tǒng)驗證通常包括部件級驗證（重點說明計算機在環(huán)的半物理集成驗證）、控制分系統(tǒng)集成驗證和系統(tǒng)全實物集成驗證。

3.1 計算機在環(huán)的半物理集成驗證

FECU 在環(huán)的半物理集成驗證環(huán)境如圖7 所示，為支持FECU 的需求驗證，需要高升力襟翼作動分系統(tǒng)仿真模型和ADS2 軟件組成實時仿真系統(tǒng)，為FECU 提供模擬系統(tǒng)運行過程中襟翼控制手柄（flap control lever，F(xiàn)CL）、襟翼位置傳感器（flap position sensor Unit，F(xiàn)PSU）及 動 力 驅(qū) 動 裝 置（power drive unit，PDU）等設(shè)備傳感器的反饋信號，以便與FECU構(gòu)成閉環(huán)控制系統(tǒng)，支持FECU 的硬件接口驗證、功能驗證，以及電氣接口等驗證。FECU 的需求主要來源于高升力系統(tǒng)分配的需求，以及在FECU 設(shè)計過程中衍生出的需求。對于系統(tǒng)分配給FECU 的需求，可以使用在詳細設(shè)計階段創(chuàng)建的用于系統(tǒng)虛擬集成驗證的測試用例和測試計劃；僅對于FECU 設(shè)計過程中衍生的需求，需要額外增加測試用例和測試計劃，因此能夠?qū)崿F(xiàn)大部分測試用例的復(fù)用，提高了研發(fā)效率。FECU 的需求驗證工作主要包括輸入信號監(jiān)控、傳感器信息處理、位置閉環(huán)控制、系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)控、系統(tǒng)保護、系統(tǒng)狀態(tài)和位置信息發(fā)送、在線維護支持等功能。

圖7 計算機在環(huán)的系統(tǒng)半物理仿真環(huán)境Fig. 7 Semi-physical simulation environment of a computer in the loop system

3.2 系統(tǒng)全實物集成驗證

在高升力系統(tǒng)全實物集成驗證過程中，為了降低技術(shù)驗證風險、加快研制進度，首先開展控制分系統(tǒng)集成驗證，其次開展全系統(tǒng)實物集成驗證。其中，控制分系統(tǒng)集成驗證是將包括FCL（full container load），電機控制器EMCU（electrom echanical control unit），PDU（power distribution unit），翼 尖 制 動 器WTB（wing tlp brake）和FPSU 等與FECU 交聯(lián)的所有控制部件集成在試驗臺架上，在空載狀態(tài)下開展系統(tǒng)功能和性能測試，包括位置控制律、系統(tǒng)工作模式、系統(tǒng)BIT（built in test，機內(nèi)測試）、襟翼位置控制、系統(tǒng)故障監(jiān)控、系統(tǒng)保護、系統(tǒng)信息上報及在線維護支持等。

系統(tǒng)全實物集成驗證是將系統(tǒng)所有真實產(chǎn)品集成在系統(tǒng)試驗臺上，且在加載狀態(tài)下開展系統(tǒng)功能和性能測試、系統(tǒng)耐久性測試、系統(tǒng)失效模式影響測試。系統(tǒng)耐久性測試主要驗證在全壽命試驗完成后機電產(chǎn)品性能、系統(tǒng)位置控制精度及位置控制魯棒性等是否滿足需求。此外，系統(tǒng)失效模式影響測試應(yīng)全部包括高升力系統(tǒng)SFMEA（software failure modes and effects analysis）中的所有失效模式或組合，如圖8所示。

圖8 系統(tǒng)全物理集成驗證環(huán)境Fig. 8 System full physical integration verification environment

由于計算機在環(huán)的半物理集成驗證、控制分系統(tǒng)集成驗證以及全實物集成驗證均使用ADS2 軟件為內(nèi)核，因此，可以復(fù)用虛擬集成驗證過程中創(chuàng)建的測試用例和用戶界面，使得設(shè)計人員理解一致，大大提高了研發(fā)效率。此外，根據(jù)系統(tǒng)全實物集成試驗結(jié)果也可以修正模型，并形成經(jīng)過驗證的模型庫，支持后續(xù)項目模型開發(fā)。

4 測試結(jié)果

以某型飛機高升系統(tǒng)襟翼下放為例，說明基于模型的高升力系統(tǒng)需求確認與驗證工作如何開展。本文使用Matlab/Simulink 創(chuàng)建了高升力作動分系統(tǒng)仿真模型，如圖9 所示。該模塊包括動力驅(qū)動裝置、左側(cè)襟翼作動模塊和右側(cè)襟翼作動模塊。動力驅(qū)動裝置模塊輸出轉(zhuǎn)速和扭矩，同時驅(qū)動左側(cè)和右側(cè)襟翼同步運動，左側(cè)和右側(cè)襟翼作動模塊中將襟翼位置和速度反饋給FECU 用于位置閉環(huán)控制，以及不對稱、非指令運動等故障監(jiān)控。

圖9 基于Simulink 的作動系統(tǒng)模型Fig. 9 Model of actuation system based on Simulink

本文使用SCADE 創(chuàng)建了系統(tǒng)應(yīng)用層軟件模型，如圖10 所示。高升力系統(tǒng)應(yīng)用層軟件模型包括I/O讀取、輸入信號處理、BIT 監(jiān)控、故障管理、工作模式管理、襟翼運動控制、地面維護、測試數(shù)據(jù)等模塊。在系統(tǒng)模型中，SCADE 應(yīng)用層軟件模型實現(xiàn)了與系統(tǒng)控制相關(guān)的輸入信號處理、襟翼位置閉環(huán)控制、工作模式管理、故障監(jiān)控、故障管理、信號輸出及地面維護等功能。

圖10 基于SCADE 的系統(tǒng)應(yīng)用層軟件模型Fig. 10 Model of system application software based on SCADE

“襟翼從0~35°下放過程”的測試用例如表1所示。

表1 襟翼下放測試用例Table 1 Test case for flap extending

該測試用例可以在系統(tǒng)架構(gòu)仿真模型、系統(tǒng)性能模型、計算機在環(huán)的半物理集成測試和系統(tǒng)全實物集成測試中復(fù)用，根據(jù)不同研發(fā)階段的仿真模型及系統(tǒng)集成測試，得到在襟翼從0 下放至35°時的速度曲線如圖11 所示。

系統(tǒng)架構(gòu)模型僅考慮減速比、傳動效率、負載扭矩等穩(wěn)態(tài)性能參數(shù)，因此仿真獲得的馬達速度曲線接近理想的控制律曲線，如圖11a）所示。但是在系統(tǒng)性能模型中考慮了系統(tǒng)轉(zhuǎn)動慣量、剛度、摩擦阻尼等動態(tài)性能參數(shù)，因此仿真獲得的馬達速度在起動過程中存在較小的跟蹤誤差和滯后，且在停止過程中存在明顯的振蕩，如圖11b）所示。

圖11 基于模型的高升力系統(tǒng)不同階段仿真或試驗結(jié)果Fig. 11 Simulation or test results of model-based high lift systems at different stages

在計算機在環(huán)的半物理集成試驗環(huán)境中通過Simulink 創(chuàng)建的高升力作動分系統(tǒng)仿真模型和ADS2 軟件組成實時仿真系統(tǒng)模擬FECU 所需的外部電氣設(shè)備信號，F(xiàn)ECU 采用速度閉環(huán)控制，在圖11c）中加速和減速階段由于引入了激勵環(huán)境的誤差造成了馬達速度波動，在勻速運動過程中FECU發(fā)出恒定的速度指令，經(jīng)過閉環(huán)控制的馬達速度基本保持不變。因此在加速和減速階段圖11c）中的馬達速度曲線明顯粗于圖11a）。

對比圖11 中c）和d）可以看出，在全物理集成驗證環(huán)境中，由于系統(tǒng)所有部件均為實物，引入了摩擦、游隙等非線性環(huán)節(jié)，因此在起動過程中速度有較小的超調(diào)，且在勻速運動過程中由于系統(tǒng)控制誤差等造成馬達實際速度波動，因此在勻速階段圖11d）中的馬達速度曲線明顯粗于圖11c）。

某型飛機高升力系統(tǒng)總共300 余條需求，其中113 條需求可以通過仿真分析確認，在需求確認過程中，識別出11 條錯誤需求，發(fā)現(xiàn)了5 條缺失的需求。在試驗測試過程中，通過控制分系統(tǒng)集成試驗、系統(tǒng)全實物集成試驗發(fā)現(xiàn)6 條需求未通過（主要是監(jiān)控閾值不合理，不存在設(shè)計錯誤），經(jīng)過設(shè)計更改和回歸測試，最終完成所有需求驗證。在系統(tǒng)需求確認與驗證過程中，由于復(fù)用了測試用例和用戶界面，且使用了統(tǒng)一的建模標準和測試方法，降低了系統(tǒng)設(shè)計錯誤，顯著地提高了系統(tǒng)研發(fā)效率。

5 結(jié)論

為了減少民機復(fù)雜機載系統(tǒng)設(shè)計錯誤、逐步提升系統(tǒng)成熟度、避免實物驗證與迭代，本文提出了一種基于模型的系統(tǒng)需求確認與驗證方法。該方法可以貫穿系統(tǒng)研發(fā)全生命周期的各個研發(fā)階段，包括聯(lián)合定義、初步設(shè)計、詳細設(shè)計到集成驗證。通過在某飛機高升力系統(tǒng)的實踐，得出以下結(jié)論：

（1） 通過ADS2 軟件可以將Simulink 和SCADE等多種模型集成在一個統(tǒng)一的虛擬集成平臺上，創(chuàng)建測試用例，通過開展系統(tǒng)架構(gòu)模型和系統(tǒng)性能模型仿真分析，實現(xiàn)了在設(shè)計階段分層級對系統(tǒng)需求的確認與驗證。

（2） 使用SCADE 軟件創(chuàng)建系統(tǒng)應(yīng)用層軟件模型，便于在ADS2 軟件平臺上通過測試用例進行驗證。SCADE 支持將軟件模型轉(zhuǎn)成C 代碼，與底層驅(qū)動軟件集成，快速形成計算機的嵌入式代碼。該方法可以顯著加快系統(tǒng)軟件開發(fā)效率，減少設(shè)計錯誤。

（3） 使用支持ADS2 的I/O 驅(qū)動模塊，以及復(fù)用設(shè)計階段建立的測試用例和用戶界面，可以快速搭建計算機在環(huán)的半物理集成驗證環(huán)境、控制分系統(tǒng)集成驗證環(huán)境和系統(tǒng)全實物集成驗證環(huán)境，快速完成系統(tǒng)驗證。

（4） 通過在不同研發(fā)階段使用統(tǒng)一標準的模型和測試用例傳遞信息，確保研發(fā)過程中信息傳遞的一致性，降低了設(shè)計錯誤傳遞給下一層級的可能性，避免了實物驗證與迭代，縮短了研制周期。