航天器開關類機構可靠性驗證試驗方法

劉志全 夏祥東 宮穎

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

1 引言

開關類機構在航天器艙段分離或兩航天器間的交會對接與分離中有著廣泛的應用。航天器艙段分離開關、艙門壓點開關、對接機構上的行程開關等都屬于航天器開關類機構。航天器開關類機構用于實現機械運動行程轉換為電信號，從而為航天員或地面飛行控制指揮中心提供航天器的部分狀態信息。若航天器開關類機構工作不可靠，則可能會出現狀態判讀錯誤，對航天員完成在軌任務及地面飛行控制都有不利的影響。因此，在地面開展航天器開關類機構的可靠性驗證試驗，是保證航天器開關類機構可靠工作和航天員順利完成在軌任務的重要措施之一。本文將對航天器開關類機構的可靠性驗證試驗方法進行研究，為開展航天器開關類機構的可靠性驗證試驗提供技術途徑。

2 可靠性驗證試驗方法

2.1 試驗方法選擇

航天器開關類機構的可靠性可以用在規定的環境條件，在正常開關操作的前提下，航天器開關類機構的壽命大于任務時間的概率來表征，故將壽命確定為該類機構的可靠性特征量[1-2]。考慮到航天器開關類機構每進行一次通斷切換（由“通”切換為“斷”為一次，由“斷”切換為“通”為另一次）所用的時間是恒定的，則壽命末的通斷切換次數乘以每通斷切換一次所用的時間就是壽命，所以用通斷切換次數T 來表征壽命。同理，用任務要求的工作次數t來表征任務時間。航天器開關類機構的可靠性R=P（T ＞t）。

驗證航天器開關類機構的可靠性有多種試驗方法。但是，在選擇試驗方法時，必須要考慮航天器產品小批量生產、研制進度緊和試驗費用較高的特點，否則，所選擇的試驗方法將難以在工程中實施。在滿足驗證可靠性水平的前提下，應盡可能選擇試驗件數少、試驗時間短、試驗經費少的可靠性驗證試驗方法。

航天器開關類機構是多次動作進行通斷狀態轉換的產品，它不屬于一次性動作的成敗型產品（如火工機構），因而不宜采用類似成敗型的火工機構的可靠性驗證試驗方法進行試驗[3]。開關類機構的輸出的信號不是接通就是斷開，而不同于某些所測輸出性能參數符合正態分布的機構產品，因而也不宜采用如文獻[4-6]所述的計量型（正態分布）可靠性驗證試驗方法進行試驗。

考慮到航天器開關類機構（壽命型產品）的工作特點，其特征量用開關類機構的通斷切換次數T 來表征，故選擇定時截尾無替換方式的壽命試驗方法作為航天器開關類機構的可靠性驗證試驗方法。

在n個樣品的壽命試驗中，若失效時間（用通斷切換次數來表征）按由小到大排序為t1，t2，…，tr相互獨立，且壽命分布類型均為指數分布，預定在通斷切換次數為τ次時停止試驗，產品失效數為r（r≤n），則試驗總通斷切換次數[7]為

R 的近似單側置信下限[7]為

式中：t為任務要求的工作次數；1-α＝γ（γ為置信度）；χ2分布的分位數可查閱有關統計方面的數表獲得。

由式（2）得，總通斷切換次數T為

由式（3）可知，制定可靠性驗證試驗方案時，總通斷切換次數T 需要根據任務要求的工作次數t、失效數r和待驗證的可靠性指標RL來決定。其中t、γ和RL一般由產品的上級設計師或用戶在技術要求中下達，而失效數r在試驗前是未知的，所以需要根據r可能的數值，按式（3）來計算幾種可能情況下的試驗總通斷切換次數T，制定幾種試驗截尾預案，若r＝0，則試驗截尾通斷切換次數τ為

若0＜r＜n，則需根據r值按公式（3）來具體控制總通斷切換次數T 和試驗截尾通斷切換次數τ。

2.2 試驗件狀態、試驗條件及試驗程序

航天器開關類機構試驗件應是通過驗收試驗考核的合格產品，與交付安裝在航天器上的開關機構具有相同的技術狀態。

產品可靠性驗證試驗的環境條件應當覆蓋產品工作環境中最惡劣的條件。

先將n（n≥3）個同種開關機構按照規定的安裝要求，固定到可靠性驗證試驗工裝上，并進行初始狀態確認，當環境條件符合規定的試驗條件時，在通電的情況下反復開閉航天器開關機構，利用計算機數據采集裝置自動記錄各個開關機構的開閉次數。最終完成如上文所述的定時截尾無替換方式壽命試驗。

2.3 故障判據

在試驗過程中，若出現開關機構的開關電信號不能切換的現象，則判定為出現故障，需要暫停試驗，進行故障分析。

若確認故障屬于非關聯故障[8]，則剔除該試驗數據，對試驗設備采取改進措施后，可繼續進行后續試驗，之前的試驗數據有效。

若確認故障屬于關聯故障[8]，則需要改進開關機構的設計或工藝，重新進行驗證，發生故障前的測試數據對于可靠性評估無效。

2.4 可靠性評估方法

根據試驗獲得的實測值ti（i＝1，2，…，r）、失效數r和總通斷切換次數T 數據，查閱有關統計方面的數表獲得χ2分布的分位數，利用式（2）即可計算出開關機構可靠性的評估值。

3 示例——某載人航天器艙門壓點開關可靠性驗證試驗

3.1 功能及工作原理

圖1為某載人航天器艙門壓點開關的示意圖。

圖1 某艙門壓點開關示意圖Fig.1 Aswitch gear for manned spacecraft hatches

該艙門壓點開關主要由杠桿齒輪、滾輪、軸、觸桿、殼體、箱蓋和微動開關等組成。

當艙門處于打開狀態時，艙門壓點開關處于圖1所示的自由狀態，杠桿齒輪上的滾輪不被艙門壓緊，杠桿齒輪在內部扭簧的作用下保持初始位置，內部微動開關發出艙門打開狀態電信號。

當關閉艙門時，艙門上的壓塊與艙門壓點開關的滾輪接觸并壓緊，滾輪按圖1中的箭頭方向運動，杠桿齒輪繞軸旋轉，通過一對齒輪副將力矩傳遞到觸桿上。這樣，杠桿齒輪轉動帶動觸桿轉動，使得觸桿壓縮微動開關的觸點，當艙門關閉到位時，微動開關的通斷狀態由絕緣狀態切換到導通狀態，發出艙門關閉的信號。當關閉狀態的艙門要實現開啟時，杠桿齒輪軸上的扭簧釋放彈性力，使得觸桿與微動開關逐漸脫離，當艙門打開到位時，微動開關通斷狀態切換，發出艙門打開的信號。

分析艙門壓點開關的組成和工作原理后可知，艙門壓點開關的可靠性主要取決于微動開關能否可靠切換通斷狀態。

3.2 可靠性指標、試驗條件及試驗方法

該載人航天器艙門壓點開關任務要求的工作次數t＝10次，該艙門壓點開關的可靠性指標R＝0.999，要求按置信度γ＝0.7進行可靠性評估。

為了驗證艙門壓點開關的可靠性，從驗收合格的一小批艙門壓點開關中隨機抽取3件艙門壓點開關作為試驗件，試驗件技術狀態與安裝在載人航天器上的艙門壓點開關具有相同技術狀態。艙門壓點開關與試驗設備的安裝接口與飛行狀態下的安裝接口一致。

將3個艙門壓點開關同時固定在試驗工裝上并放置在試驗環境中，利用試驗工裝上的電機驅動“凸輪-擺桿”機構作周期性擺動（如圖2所示），同時壓動3個艙門壓點開關作開或關的動作。在艙門壓點開關通電的情況下反復開閉壓點開關，利用計算機數據采集裝置自動記錄各個艙門壓點開關的開閉次數。一旦第i個艙門壓點開關不能正常切換通斷狀態，則此前記錄的開閉次數即為式（1）中的ti（i＝1，2，…，r）。

圖2 載人航天器艙門壓點開關試驗件及試驗工裝Fig.2 Switch gears for a manned spacecraft hatch and their test device

艙門壓點開關的環境條件與對應的艙門門框附近的環境條件接近。在載人航天器艙門中，航天員出艙活動艙門的工作環境較為惡劣。對應的艙門壓點開關所處的最惡劣的環境為真空低溫，因此選擇真空低溫環境（真空度≤1.3×10-3Pa；溫度-45℃～-48℃）作為艙門壓點開關可靠性驗證試驗的環境條件。

按照本文2.2節的試驗程序進行定時截尾無替換方式壽命試驗。

3.3 試驗結果及可靠性評估結果

從上述定時截尾無替換方式壽命試驗中得到試驗結果如表1所示。

根據t＝10，r＝2，T＝37 927，γ＝1-α＝0.7，查統計數表得：將 這些數據代入式（2）得到艙門壓點開關的可靠性評估結果：這表明艙門壓點開關的可靠性滿足指標R＝0.999 的要求。

表1 試驗結果Table1 Test results

4 結束語

本文給出了航天器開關類機構可靠性驗證試驗的方法，并以載人航天器艙門壓點開關為例，示范了其可靠性驗證試驗方法的應用，可為航天器開關類機構的可靠性驗證試驗提供技術途徑。

作者衷心感謝上海航天電子有限公司李其隆、楊惠良、張建等同志給予的支持和幫助。

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