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2014航天可靠性学术交流

2014航天可靠性学术交流

  • 召开年：2014
  • 召开地：北京
  • 出版时间： 2014-08-28

主办单位：中国宇航学会

会议文集：2014航天可靠性学术交流论文集

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  • 摘要：本文对安全性分析的定义及基本内容作了简述,对某自研火箭型号主要危险源、安全性分析的重点内容、方法以及分析报告的编写进行了初步探讨.rn 型号危险源包括一般危险源和故障危险源，某火箭型号一般危险源主要是弹上火工品，引信安全装置，发动机推进剂、开舱及分离装置、安全装置等;型号故障危险源主要包括发动机误点火、引信误作用、发射控制系统起匕点火功能不正常、弹上控制系统时序、姿控、供配电不正常、安全处理系统不正常等。rn 某火箭型号的安全性风险主要来自系统自身的危险源以及在发射和任务剖面环境中系统故障所引起的危险，一旦安全性风险发生，将可能导致火箭、发射设备毁坏以及人员伤亡等灾难性故障。由此，航天科技集团(Q/QJA14.5A-2009)和院自研型号有关质量管理规定明确要求，型号在研制过程中应该认真开展安全性工作，出厂前必须进行安全性评审。其中安全性分析是型号产品安全性保证活动的重要组成部分，是安全性评审的核心内容之火箭型号安全性工作刚刚起步，其安全性与风险评估工作与研制工作不相适应。其主要原因之一就是对安全性分析与风险评估技术研究不够，型号设计人员对相关分析方法和技术了解和掌握不深，本文在学习相关标准的基础上，对安全性分析的方法作了探讨和介绍，旨在推动火箭型号安全性分析工作深入开展。
  • 摘要：介绍了动态链接库应用背景及其接口设计,进而给出了C语言和Java语言环境下的5中调用方法,接下来设计了5种在LabVIEW环境下的调用方法,并就各种调用动态链接库的方法作了相应比较,将适合当前任务中的调用模式应用于型号实际中,给出测试结论.rn 动态链接库技术是Windows程序设计中一项非常重要的技术。可充分利用该技术的综合资源。同时，动态链接库独立于编程语言，大多数Windows编程环境都允许主程序调用动态链接库中的函数。因此，可以基于现有某一种常用语言来创建动态链接库文件，然后在其他语言编写的应用程序中调用它。即做到较强的适应能力，同时也做到与同一工程中的其他模块做到较为清晰的界定。多个项目组联合开展大型软件工程研制过程中采用动态链接库模式时不仅有利于联合攻关，同时也减轻了联合调试的工作量。
  • 摘要：发动机技术风险指造成发动机技战术指标不能满足要求，危害发动机任务目标实现或导致发动机任务失败的不确定性，用发生可能性和后果严重性综合度量.发动机技术风险分析(以下简称风险分析)过程一般包括风险识别、风险发生的可能性分析、后果严重性分析、风险综合等级和风险控制。给出了风险分析有关的基本定义,研究了风险分析过程、风险分析的步骤.介绍了火箭发动机(以下简称发动机)技术风险分析的有关内容和方法,包括风险识别的输入、识别方法和输出,风险发生的可能性、后果严重性的度量、风险综合等级和风险控制,风险分析报告.通过发动机技术风险项目的逐项分析与控制，评估给出已采取所有可能采取的措施使风险消除或降低到可接受水平，能否转阶段、批次产品出厂交付或参加试验的意见。
  • 摘要：分离速度是表征载荷释放分离过程好坏的关键特征.对于高可靠、样本少的复杂航天产品,由于试验经费等的限制使得所能获得的试验数据较少,对于此类产品可以采用传统的可靠性评估方法,也可以充分利用产品数据信息采用贝叶斯方法进行评估.以某卫星载荷释放分离过程为例,分别采用基于蒙特卡洛仿真的可靠性评估方法和基于贝叶斯更新的可靠性评估方法对此过程进行可靠性评估.结果表明,采用贝叶斯分析可以充分利用不同层次、不同类型的数据,实现对数据的融合,客观反映产品的可靠性水平.rn 从上述可靠性评估结果可以看出，采用基于蒙特卡洛方法和贝叶斯方法对某载荷释放分离过程进行可靠性评估，结果相差不大。但是，通过采用贝叶斯分析过程，可以看出采用贝叶斯分析可以充分利用不同层次、不同类型的数据信息，使能在较小样本容量下做出可靠性的合理评估，可以使计算结果更加符合工程实际，为工程决策提供更丰富的信息。
  • 摘要：空间电源控制器对于整个卫星的高可靠性和长寿命起着至关重要的作用.本文首先对卫星电源控制器在轨工作状态进行了梳理,并结合某型号卫星电源控制器的在轨遥测数据,对电源控制器进行了各工作状态下的效率分析,论证了基于效率退化方法评估电源控制器寿命的可行性.最后利用PHM技术相关算法得到了卫星电源控制器全寿命周期,并对该卫星相似产品电源控制器进行了寿命估算工作,给出了结论和后续研究方向.rn 本文基于A卫星大量在轨数据，通过SureSense软件对该星电源控制器效率进行了建模，分析得知BCR与BDR效率退化失效可作为电源控制器的一种失效模式。利用GPM和PACE算法得到了A卫星电源控制器全寿命曲线，并对同类卫星B电源控制器寿命进行了寿命估算，得到了一个预估的卫星寿命终结时间。rn 对于在轨长期运行卫星而言，相对缓变的故障是直接影响和决定大多数该类空问电源控制器寿命的主要因素之一。而这些故障在发生前大多是有预兆的，因此，在今后的研究工作中将故障的影响计入到寿命预测中，使寿命预测的结果更加全面、准确和可靠。
  • 摘要：虚拟维修技术可提供改善设备维修状态的方法，缩短产品维修性设计时问，降低因维修事前决策不当等造成的生产中断和费用损失，为实现快速维修提供一个更加逼真的维修模型还可以对设备的故障进行分析和维修预处理、模拟拆卸过程。维修可达性作为维修性最重要的定性指标，是维修性分析内容的重要组成部分。然而，现有的研究受到实物样机或原型机的约束，存在分析滞后和依赖专家经验的问题，且并没有给出明确的评价方法。本文提出的基于虚拟维修的可达性量化分析评价技术可在虚拟环境下，采集量化数据，对可达性进行更加系统、更加全面的分析，且极大地提高了分析效率，可为维修设计准则中其他定性指标的定量化提供参考，也可为维修性量化分析评价软件平台的实现提供理论支持。rn 本文基于虚拟维修技术,在可达性设计原则的基础上,提出了虚拟环境下的可达性量化评价指标体系,建立了基于实体可达和操作空间的维修可达性量化综合评价方法,最后结合实例,对本文所述方法进行了可行性和有效性验证.本文对维修可达性的量化分析评价做出研究，提出维修可达性量化评价指标体系和基于时间的工作姿态评价，从接触性、碰撞检测、工作姿态三方面提出实体可达性评价模型，从工具运动空间、手臂运动空间和工作姿态三个方面评价操作空间满足情况。通过实际应用案例的验证，该方法具有较强的可行性和可信性，能够指导实际维修可达性验证工作。
  • 摘要：分别使用62Sn36Pb2Ag焊料和63Sn37Pb共晶焊料焊接模拟式太阳敏感器硅光电池电极,通过力学试验和加速热循环试验,对比分析了两种焊料形成的焊点性能和显微组织结构.研究表明,由于Ag元素的加入,与63Sn37Pb焊料相比,62Sn36Pb2Ag焊料焊点显微组织内部颗粒状的Ag3Sn有效起到了位错钉扎的作用,在强化焊点的同时,也提高了焊点抗热失配能力和抗蠕变性能.在经历力学试验和-105℃～+105℃温度循环试验后,62Sn36Pb2Ag焊点裂纹扩展率远低于63Sn37Pb焊点.在本文给定的试验条件和温度循环范围内,62Sn36Pb2Ag焊料的抗热失配能力和高温抗蠕变性能较63Sn37Pb焊料表现更加优异.
  • 摘要：本文针对模拟多路选择器在ATE系统上的测试进行了测试方法的阐述.首先介绍了模拟多路选择器的类型,然后介绍了其重点参数,之后根据各参数要求进行了测试方法的描述,最后以一个实例阐述具体模拟多路选择器在ATE测试仪上的测试实现.rn 随着微电子技术的飞速发展，系统的集成度越来越高，信息来源越来越多，模拟多路选择器也叫模拟开关，在电子设备的信息传输路径上起到重要作用，其可以接通或是关断信号的传输，被广泛应用于各类电子系统中，同时也可集成在系统芯片中。模拟开关可以按照指令要求对信号的传输进行导通、关断控制，同时可以选择不同的路径来传输模拟信号。理想的模拟开关导通时，导通电阻接近零欧姆;关断时，关断电阻无穷大，隔离度很高。实际产品导通电阻具有一定的值，关断时通过隔离度指标可衡量。模拟开关的优劣有一些特定参数衡量，如:隔离度、导通电阻、导通漏电流，导通时间等。本文首先介绍模拟开关的类型及基本结构，然后阐述其关键参数及测试原理，最后以一实例具体描述测试实现。rn 本文使用Teradyne Catalyst超大规模数模混合测试仪，使用一款输入范围为-3v-9v的16选1模拟开关进行测试。从测试方法上看，与台式测试有一定的区别。测试结果表明，基于ATE的模拟开关测试可以达到模拟开关评估的要求，并且可根据此测试进行模拟开关的量产生产。
  • 摘要：航天器二次电源单机内部大量使用轴向分立元器件，随着二次电源向小型化、大功率方向发展，产品体积的限制导致产品内部此类器件的原有安装方式无法满足要求。本文介绍了某卫星二次电源中因内部体积所限、分立绕线电阻采用的一种新型成形安装方式的可靠性验。通过热循环、振动等试验,验证了此新型安装方式的可靠性.rn 选取4支分立绕线电阻及2块印制板，每块印制板上成形安装焊接2支电阻。器件成形前对其引出线根部器件封接处使用30倍放大检查、检查其无裂痕等缺陷，使用万用表测量电阻阻值合格。rn 通过对轴向分立电阻新型安装方式的可靠性试验验证，这种新型的安装方式质量可靠、满足宇航电了产品环境的使用需求。
  • 摘要：贮存寿命是导弹的重要指标，若未达到实际贮存寿命而提前退役，将给国家带来巨大的经济损失;若左到导弹实际贮存寿命而超期服役，则导弹的可靠性将降低，不安全性增大，甚至造成严重事故。因此，对弹上设各产品的贮存寿命评估方法研究具有重要的现实意义。长寿命、高可靠弹上设备的加速寿命试验存在小样本、失效机理复杂的问题,难以通过传统的统计方法对其加速因子进行估计,为此本文基于特征寿命的概念,充分继承弹上设备产品各组成部件的可靠性预计方法以及阿伦尼斯(Arrhenius)加速试验模型,采用由底层数据向上层结构综合的思想,提出一种整机受试产品的加速因子估计方法,并推导给出受试产品的贮存寿命综合预计模型.以弹上某型气压高度表产品为例,完成具体的贮存寿命加速试验方案设计与分析,并给出故障判定及处理准则,以此验证本文方法的工程适用性.
  • 摘要：应变测试作为结构强度判定的重要依据，已广泛应用于航天航空等产业。随着新型火箭的不断研制及低温推进技术的快速发展，拥有能量高、比冲大、环保等优点的液氢/液氧低温推进剂得到大量应用。低温应变测试作为低温环境下产品性能的验证手段也愈发重要。rn 由于低温环境的特殊性，影响低温应变测试精度的因素较多，如不仔细分析并采取有效措施，将带来非常大的测试误差。本文针对应变测试中常用的1/4桥方式，针对低温应变测试的特殊性,研究低温环境对应变测试的影响,从理论上分析了低温应变测试中造成测试误差的各项因素,并研究提出了各项因素的误差修正方法,极大提高了低温应变测试的可靠性.同时,针对修正方法开展了试验验证,通过分析修正前后的试验数据,验证了修正方法的准确性.
  • 摘要：战术导弹武器系统中的产品不是由单一失效分布类型的产品组成,而是由指数分布、对数正态分布、威布尔分布等多种类型的产品组成,并且其所包含的不同产品的分布参数也不同.这对于导弹整体的可靠性评估带来很大难度.通过引入蒙特卡罗方法,运用matlab工具,进行可靠性评估,从而得到导弹的整体可靠性参数.本文通过引入蒙特卡罗方法，主要解决战术导弹中复杂系统，尤其是具有不同失效分布类型产品的系统可靠性评估问题。本文中的示例仅涉及到串联的可靠性模型，对于更为复杂的模型，例如含有冷贮备旁联系统、热贮备旁联系统，评估思路同样适用。
  • 摘要：控制系统执行机构驱动单元是导航卫星综合电子系统的一部分,软件运行于80C32单片机之上.本文软件设计过程中采取了一系列可靠性技术,通过1553B“忙”的设置解决了使用1553B查询机制的数据竞争问题,通过子地址备份、数据冗余、定时冗余技术等冗余容错的方式增加了数据的可靠性,采用数字滤波技术正确可靠的解决了帆板过零判断的问题,采用看门狗复位技术处理程序跑飞,同时在看门狗复位的设计中考虑了喂狗设计的全面性,这些措施有效提高了软件的可靠性.
  • 摘要：目前，可靠性增长试验已经在航天领域得到了广泛的应用，已经形成了相对成熟的方法，对暴露产品缺陷、提高产品的可靠性起到了一定的作用。但是还存在一些问题影响该项试验更好地发挥其应有的作用。为了使可靠性增长试验更加有效的开展，提高产品的可靠性，本文针对目前存在的问题进行了探讨，提出了相关建议供参考。rn 在系统的设计过程中，挖掘所有的直接或问接的数据信息，并利用到系统的可靠性设计中是非常必要的.在系统设计早期阶段，小样本或中等样本环境中，利用所有的直接依据(测试数据)、历史数据(类似产品的维修数据)、定性或主观信息(如设计更改的影响，纠正行为，环境和操作条件和别的影响系统性能的因素)，并把这些信息纳入系统的可靠性分析中.通过充分利用系统试验信息、历史数据、仿真模拟数据等，结合系统设计过程中的试验信息等，建立系统可靠性综合试验计划。注重过程控制、严把可靠性增长试验实施：要重视工装、振动控制方式的选取；加强试验方和设计方的沟通；正确对待试验过程中出现的问题。rn 进行可靠性增长的过程就是消除故障的过程，消除故障的同时必然伴随着设计、工艺及制造中各类问题可靠性增长是产品研制阶段的重要创新过程技术方法之一，是提高产品可靠性、缩短研制周期、减少试验次数和降低研制费用的有效途径.产品可靠性增长是通过系统地和不断地消除产品功能缺陷而积极地提高设备可靠性.实现可靠性增长的关键。因此有效的开展可靠性增长试验对研制装各很有意义。
  • 摘要：制冷机的寿命与可靠性评估一直存在困难.经典的可靠性分析方法依赖大量的样本统数据.工程应用中同一型号的制冷机仅制造数台甚至一台,不能提供足够的试验样本开展评估.现有的制冷机从设计上减少了失效模式,具有较高的可靠性,试验过程中几乎不发生失效,有限的时间内难以完成1:1寿命试验.针对制冷机的寿命可靠性评估现状,本文提出了一种基于性能退化的制冷机寿命可靠性评估的思路,能够减少寿命评价所需的试验样本和时间.rn 空间用制冷机和普通制冷机的区别在于，空间用制冷机通过设计消除了几乎所有失效模式。工程中即使所有的故障模式都消除了，制冷机也可能出现故障。制冷机的主要故障模式有:疲劳、泄漏、磨损和污染，污染是其最主要的失效模式。空间用制冷机从设计上充分考虑了长寿命要求，着力从设计、工艺方面消除失效模式。
  • 摘要：离子推力器是一种先进的空间推进系统，具有高比冲、高效率、长寿命等特点，主要用来执行航天器位置保持、轨道转移、阻力补偿、姿态控制及深空探测等任务.本文在研究离子推力器关键部组件—加速栅和空心阴极失效机理的基础上,计算得到了部组件寿命和可靠性信息;结合整机验证试验信息,采用CMSR方法开展系统可靠性评估,从而得到离子推力器系统的寿命与可靠性信息.rn 综上所述，本文在研究离子推力器组成、工作原理的基础上，分析了加速栅和阴极的失效机理，提出了相应的寿命模型和可靠性评估模型，计算了两个关键部组件的点估计和可靠度下限;在结合整机验证试验信息的基础上，转换成等效指数型数据，并利用CMSR方法得到了离了推力器系统的可靠度点估计和下限，从而为后续电推进系统工作可靠性评估方法的工程应用提供理论支撑。
  • 摘要：空间飞行器多具有系统高度复杂、在轨运营长、寿命要求高的特点，特别是载人航天为满足保障航天员长期在轨安全，同时要达到系统的高可用性，产品设计很重要的特点是通过对其进行在轨维修设计。在轨维修设计作为长寿命设计和可靠性设计的补充，对于难以通过长寿命、可靠性设计保证长期在轨可靠性的产品或随机故障等，可以通过维修性设计确保系统的可用性。在轨维修是确保长寿命空间飞行器任务可靠性的重要方法.在轨维修流程设计需要充分考虑空间失重环境、航天员、空间飞行器存储空间、维修工具和后勤保障等因素.rn 本文分析了在轨维修工作的特点,梳理了在轨维修通用流程及其工作内容和重点,为型号制定维修策略、航天员开展地面培训和在轨操作提供参考.在轨可更换单元(ORU)在轨可整体更换的产品，如元器件、单板、整机、组件等不同功能层次的产品。rn 在轨维修是确保长寿命空间飞行器任务可靠性，保障航天员长期在轨安全的重要方法。本文从在轨工作特点、“六性”工作关系出发分析了在轨维修工作的特点，确定在轨维修通用流程。通过对流程的梳理，确定了在轨维修流程设计的重点，明确了维修各阶段的输出成果，为型号制定维修策略、航天员开展地面培训和在轨操作提供参考。
  • 摘要：超声相控阵检测技术是近年来发展起来的一种全新检测方法，可以实现检测结果的成像，与常规的超声检测方法相比，它是一种高可靠性的检测方法，因此也受到了国内外广大研究学者的高度重视。前期通过对其基本性能的试验研究，充分验证了超声相控阵检测技术在航天产品检测应用中的可靠性，并将其成功应用于搅拌摩擦焊焊缝的质量检测。随着航天事业的不断发展,对航天产品的质量和可靠性要求也越来越严格.无损检测技术作为保证产品质量的重要手段,也在不断发展新的检测方法.本文研究了超声相控阵检测技术,通过对其基本性能的试验研究,开展了超声相控阵扇形扫描试验、聚焦深度试验、多次波检测试验、水平分辨力对比试验，试验结果表明超声相控阵检测技术在航天产品检测应用中具有更高的可靠性。

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