某型導(dǎo)彈首次靶試危險源識別及風險控制研究

冀宇 李云

摘 要：本文通過過程故障模式與影響分析方法（Process Failure Mode and Effect Analysis PFMEA），針對某型導(dǎo)彈在靶試中自檢、周檢、導(dǎo)彈準備、導(dǎo)彈發(fā)射等全流程進行分析，開展危險源識別工作并針對性的制定控制措施，保障該型導(dǎo)彈順利、安全的完成首次靶試任務(wù)。

關(guān)鍵詞：PFMEA;首次靶試;危險源分析;制定控制措施

1 引言

某型導(dǎo)彈即將開展首次靶試任務(wù)，為保障靶試任務(wù)順利、安全的完成，對導(dǎo)彈靶試任務(wù)中導(dǎo)彈加電自檢、周檢、導(dǎo)彈準備、導(dǎo)彈發(fā)射等全流程進行危險源識別，并對識別出的危險源有針對性的制定風險控措施。

導(dǎo)彈靶試過程是由一系列事件嚴格按照時間邏輯組合而成的，因此本文將采用過程故障模式與影響分析方法（PFMEA），自上而下地對全流程進行歸納分析，分析每個級別過程中的可能時間，以及改時間的故障模式和最壞的影響。

2 PFMEA基本流程

PFMEA基本流程包括計劃及相關(guān)準備工作、任務(wù)剖面與相關(guān)過程分析、過程分解、故障模式分析、故障原因分析、故障影響分析和事故影響嚴重性分析、PFMEA報告等7個流程，詳細流程見圖1。在分析過程中，應(yīng)對過程描述詳盡，不遺漏重要的信息;應(yīng)明確過程中的功能目標;分解后的各部分應(yīng)相對獨立，能夠清晰地描述各個部位的使用操作過程和功能。

本文通過對某型導(dǎo)彈首次靶試工作進行分析，明確靶試的各項工作流程，采用PFMEA方法進行分析研究，識別危險源。

3 首次靶試危險源PFMEA分析

3.1 任務(wù)剖面與相關(guān)過程分析

某型導(dǎo)彈首次靶試主要飛行程序包括導(dǎo)彈掛機飛行、機彈分離飛行、導(dǎo)彈自主飛行階段。

導(dǎo)彈掛機飛行階段，導(dǎo)彈的主要工作流程為加電自檢、周檢及導(dǎo)彈準備;

機彈分離飛行階段，導(dǎo)彈主要工作流程為發(fā)射程序、折疊舵展開、導(dǎo)彈起控、發(fā)動機點火;

自主飛行階段，導(dǎo)彈主要工作為穩(wěn)定姿態(tài)飛行、制導(dǎo)。

3.2 過程分解

加電自檢過程可以分解為載機向彈發(fā)送飛機描述，導(dǎo)彈再回告懸掛物描述，導(dǎo)彈進行程序自檢，確認彈上設(shè)備初始工作狀態(tài)。

周檢過程可以分解為對彈上狀態(tài)進行循環(huán)周期性檢查。

導(dǎo)彈準備可以分解為，導(dǎo)彈收到載機指令，回告載機，并進行初始參數(shù)的接收和狀態(tài)設(shè)置。

發(fā)射程序可以分解為，載機發(fā)送“發(fā)射”信號，導(dǎo)彈收到信號且“導(dǎo)彈準備好”，發(fā)送熱電池激活指令，回告載機“請求分離”，載機發(fā)射架將導(dǎo)彈彈射離架。

過程分解表見表1所示：

3.3 故障模式分析

在C1、C2、C5、C6過程中，涉及到載機和導(dǎo)彈之間進行信息交聯(lián)，如果導(dǎo)彈電磁兼容性較差或?qū)椗c載機的電氣匹配性設(shè)計不滿足載機要求，會導(dǎo)致導(dǎo)彈無法與載機進行信息閉環(huán)，導(dǎo)致導(dǎo)彈無法發(fā)射，靶試任務(wù)失敗。

在C3、C4、C7過程中，涉及到彈的工作邏輯，當彈的工作邏輯設(shè)計不當，則會出現(xiàn)彈自檢、周檢不通過的情況，導(dǎo)致導(dǎo)彈無法發(fā)射，靶試任務(wù)失敗。

在C9過程中，導(dǎo)彈需要激活熱電池，當熱電池出現(xiàn)故障時，導(dǎo)彈無法正常工作，導(dǎo)致導(dǎo)彈無法發(fā)射，靶試任務(wù)失敗。

在C11過程中，載機發(fā)射架將導(dǎo)彈彈射離架，當發(fā)射架故障時，會導(dǎo)致導(dǎo)彈無法正常離機，在后續(xù)飛行或著陸過程中突然離梁，對機體、艙門等造成損傷或?qū)χ懺斐刹焕绊憽Ｔ趯?dǎo)彈彈射過程中，當導(dǎo)彈無法承受彈射載荷時，會導(dǎo)致導(dǎo)彈出現(xiàn)內(nèi)部故障，靶試任務(wù)失敗。在導(dǎo)彈彈射過程中，因工作邏輯設(shè)計不正確，導(dǎo)致導(dǎo)彈與機體發(fā)生干涉，發(fā)生不安全事件。

在C12過程中，當導(dǎo)彈折疊舵出現(xiàn)故障，無法展開時，會導(dǎo)致導(dǎo)彈無法進行穩(wěn)定姿態(tài)飛行，靶試任務(wù)失敗。

在C14過程中，當導(dǎo)彈發(fā)動機出現(xiàn)故障時，導(dǎo)致導(dǎo)彈出現(xiàn)無法正常點火、或出現(xiàn)延遲點火的情況，危及載機飛行安全。

在C15過程中，當導(dǎo)彈無法克服機彈干擾，導(dǎo)彈無法保持穩(wěn)定姿態(tài)飛行，可能會出現(xiàn)導(dǎo)彈飛躍載機航線的現(xiàn)象，危及載機的安全。

在C16過程中，當導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)出現(xiàn)故障，導(dǎo)致導(dǎo)彈將無法準確命中目標，靶試任務(wù)失敗。

3.4 識別危險源

針對導(dǎo)彈靶試過程中的故障模式分析進行危險源識別：

1）因?qū)楇姶偶嫒菪暂^差、電氣匹配性設(shè)計不合理，導(dǎo)致導(dǎo)彈與飛機無法正常進行信息交聯(lián);

2）因?qū)椆ぷ鬟壿嬙O(shè)計不合理，導(dǎo)致導(dǎo)彈無法通過自檢;

3）因?qū)棢犭姵毓收希瑢?dǎo)致導(dǎo)彈無法正常啟動;

4）因發(fā)射裝置故障，導(dǎo)致導(dǎo)彈彈射后不離機，發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)損壞;

5）發(fā)射裝置彈射行程或彈射速度過大，導(dǎo)致導(dǎo)彈承受較大載荷;

6）因彈射邏輯設(shè)置不正確，導(dǎo)致彈射發(fā)射過程中，導(dǎo)彈與其他機體、艙門之間發(fā)生碰撞;

7）因?qū)椪郫B舵出現(xiàn)故障，導(dǎo)致導(dǎo)彈無法正常飛行;

8）因?qū)棸l(fā)動機故障，導(dǎo)致導(dǎo)彈非正常點火;

9）因載機過載、氣流等對導(dǎo)彈造成影響，導(dǎo)致導(dǎo)彈無法正常飛行;

10）因?qū)椆收希趶椛潆x機后，引起抬頭、翻滾等異常姿態(tài);

11）引導(dǎo)單制導(dǎo)系統(tǒng)故障，導(dǎo)致導(dǎo)致導(dǎo)彈將無法準確命中目標。

3.5 控制措施

針對識別出的危險源，在開展導(dǎo)彈靶試工作前制定針對性的控制措施：

1）在靶試前，依據(jù)GJB 151B《軍用設(shè)備和分系統(tǒng)電磁發(fā)射和敏感度要求與測量》和GJB1389A-2005《系統(tǒng)電磁兼容性要求》，開展電磁兼容性試驗;依據(jù)GJB181B《飛機供電特性》、GJB181《飛機供電特性及對用電設(shè)備的要求》、GJB1188A《飛機/懸掛物電氣連接系統(tǒng)接口要求》及載機掛機使用要求，完成了電源特性及電氣接口特性檢查。

2）在靶試前，在地面完成機、彈航電綜合聯(lián)試試驗。

3）在靶試前，完成熱電池點火線路電流數(shù)值的檢查。

4）在靶試前，進行地面發(fā)射裝置慢收慢放功能檢查。

5）在靶試前，開展全彈沖擊試驗。同時進行彈射裝置與導(dǎo)彈全設(shè)備工作條件下的地面彈射分離試驗。

6）在靶試前，完成地面坑投試驗，檢驗發(fā)射裝置彈射性能是否滿足要求，對導(dǎo)彈投放過程姿態(tài)進行分析，調(diào)整導(dǎo)彈姿態(tài)控制程序，以滿足設(shè)計要求;

7）在靶試前，進行折疊舵掛飛振動、基本設(shè)計沖擊、內(nèi)埋振動、著陸沖擊、溫度沖擊、低溫低氣壓、濕熱、彈射沖擊及高溫、低溫、常溫帶載展開試驗。

8）嚴格制定點火邏輯：1、若形成“彈動”信號后4s，仍未滿足發(fā)射條件;2、收到載機“發(fā)射”7s后不再對發(fā)動機點火;3、彈動輔助判別有效不再進行發(fā)動機點火。

9）開展機彈分離仿真、發(fā)動機點火窗口運動軌跡仿真、故障模式仿真等分析工組。

10）在靶試前，對程控指令模型進行桌面仿真聯(lián)試、半實物仿真試驗等的驗證。

11）設(shè)定安控區(qū)，防止出現(xiàn)地面二次傷害。

4 結(jié)論

通過應(yīng)用PFMEA對某型導(dǎo)彈首次靶試進行故障模式分析，我們識別出在靶試工作中存在的危險源，并針對危險源有針對性的制定風險控制措施，確保導(dǎo)彈各關(guān)鍵部件有效工作、靶試中各關(guān)鍵流程能夠有效運行，能夠有效指導(dǎo)靶試工作順利進行，保障飛行安全不受影響。

參考文獻

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