國外航天器機構標準發展概述

朱明新

（中國航天標準化與產品保證研究院， 北京， 100071）

引言

航天器含有執行各種功能的不同機構 （例如：太陽帆板展開機構）， 在大多情況下機構并不作為航天器單獨的一個分系統， 而是作為主要分系統的一部分 （例如： 電源分系統的組成部分）， 但是其正常工作與否對航天器平臺的正常運行和航天任務的實施卻很關鍵， 一旦出現問題， 對航天器任務的影響是非常嚴重甚至是災難性的。

根據技術分析與國內外技術報道， 引起航天器機構在軌出現問題一般有以下幾個方面原因[1-4]。

一是機構工作環境嚴酷， 而且這些環境在地面很難進行完全模擬， 例如：

a） 空間環境引起的高低溫交變、 溫度梯度及變溫速率等， 會對機構的運動部件產生影響；

b） 紫外線和真空等因素能改變材料性能，使其退化到不可接受的水平， 或引起不同于地面的在軌工作狀況 （在地面試驗中很難模擬機構的在軌環境）；

c） 空間微重力環境也會引起機構不同于地面的工作狀態 （地面試驗中重力卸載裝置很難實現100%的重力卸載效率）；

d） 諸如潤滑劑爬移 （遷移） 等的影響 （在地面不可能完全模擬， 但在設計中必須要考慮）；

e） 運載火箭主動段嚴酷的動力學環境也能引起機構損壞、 緊固件松動、 以及損傷精密表面；

f） 機構還要遭遇許多不可預計的交互作用。

二是機構自身屬性， 如： 完成機械運動需產生和貯存許多能量， 要完成特定任務需具有非常精準的動力學性能， 這勢必要進行非常復雜的設計， 因此完全不同于一般的機電產品。

三是機構研制費用的昂貴使得在使用它之前不太可能建造很多子樣及進行長時間的試驗， 目前大部分機構尚處于專項專制而不是貨架式現貨產品的狀態。 另外， 在機構工作運行期間幾乎沒有進行維修的可能。

機構的故障常常呈現為一個單點失效， 因此對于項目管理來說， 通常在研制過程中將機構作為關鍵單機產品進行質量控制， 對于機構設計者來說，要將機構的可靠性和壽命作為重要的設計目標， 在設計中進行最低風險設計（安全性設計） 或冗余設計， 在試驗驗證中要進行壽命等驗證試驗。

鑒于機構在航天器任務中承擔的功能、 所起的作用以及產品自身的特點， 國外主要航天組織美國航空航天學會 （AIAA）、 美國國家航空航天局 （NASA）、 歐洲航天標準化合作組織 （ECSS）等都非常重視機構研制與應用以及經驗教訓的總結， 將機構以往研制與應用中的經驗教訓、 成功案例與實踐等形成標準或技術手冊， 目的是為機構改進和機構研制提供最佳實踐或指南， 同時也為產品采購合同簽訂提供技術要求以及為產品驗收交付與應用提供合規性判據。

1 國外標準的發展過程與現狀

國外現行有效的機構標準主要有： AIAA 發布的AIAA S-114A-2020 《航天器和運載器運動機械組件》 、 NASA 發布的 NASA -STD -5017B（2022） 《機構的設計和開發要求》、 ECSS 發布的ECSS-E-ST-33-01C 第2 版 （2019） 《航天工程機構》。

1.1 AIAA S-114A-2020 《航天器和運載器運動機械組件》

國外航天機構標準發展過程中， 美軍標MIL-A-83577B （1988） 《航天器和運載器運動機械組件》 無疑是一份極重要的標準。 但是1996 年美國國防部取消了該標準。 在此后的幾年里， 航天器硬件故障規律性地增加， 而同時美國軍方航天裝備采辦部門和美國航空航天公司（注： 美國航空航天公司是由美國政府投資的專門服務于美國軍方的專業性非贏利公司） 在采辦新航天系統時越來越難以判斷系統是否符合最佳實踐。 當時正要開展幾次采辦， 于是美國航空航天公司在美國航天與導彈系統中心的指導下， 于2004 年根據已取消的MIL-A-83577B 編寫了一份技術使用報告， 以權宜之計作為當時一份指南文件 （以供臨時使用）。 這份指南文件后來成為AIAA S-114 標準開發的起始點。 之后由美國航空航天公司領導的工業委員會開發， 編制成員單位包括Lora 空間系統公司、 Lockheed Martin 公司、 Boeing 公司、 Northrop Grumman 公司和Hi-Shear 技術公司， 基線版AIAA S-114-2005 《航天器和運載器運動機械組件》 于2005 年6 月正式發布。

AIAA S-114-2005 從研制的最佳實踐角度規定了運動機械組件在設計、 制造、 質量控制、 試驗和貯存等方面的通用要求， 適用于航天器和運載器中這樣一些機械或機電裝置， 它們控制著航天器和運載器的一個機械部分相對另一個部分的運動， 也適用于整個運動機械組件以及作為運動機械組件主要部分的機械部件和儀器。

AIAA S-114-2005 雖然基于美軍標MIL-A-83577B， 但是它包含了一些能夠反映上世紀80年代以來技術發展的新信息。 例如運動機械組件的壽命試驗， 在老的美軍標中要求對新研制的機構在地面進行鑒定試驗時應采用2 倍于期望的在軌使用壽命 （周期或循環）。 在上世紀80 年代，航天器的設計壽命大多在3 到5 年， 現在隨著航天器技術的進展， 大多數航天器的設計壽命已達到10 年或20 年以上， 對于某些星際深空探測任務， 要求其設計壽命甚至更長， 而壽命試驗中需連續運動的機構， 如動量輪等， 其所需潤滑劑的功能特性受工作速度影響變化， 難以符合試驗要求。

為此， 根據這一趨勢， AIAA S-114-2005 對于試驗時不能 （不易） 進行加速的高循環 （周期）機構， 試驗時建議采用1.5 倍于設計壽命， 但是仍優先建議采用2 倍于設計壽命。 當然對于許多衛星， 例如： 美國國防氣象衛星 （DMSP）、 國防支援計劃衛星 （DSP） 和全球定位系統衛星（GPS）， 它們原來的設計壽命只有3 年， 但實際上他們在軌成功運行了10 年甚至更長， 如果設計壽命達到10 年， 試驗將變得不可行， 這時候工程判斷就變得越來越關鍵。 另外， AIAA S-114-2005 也對自上世紀80 年代以來使用的新壓緊釋放機構、 軸承材料提供了指南， 這些在早期美軍標中都沒有描述。

另外， AIAA S-114-2005 在內容表述上將規定的要求分成3 類： 第一類是必須要執行的； 第二類是只要在可行和適用的情況下， 就必須執行的； 第三類是推薦性的， 即建議性的。

2020 年10 月， AIAA 又發布了修訂版AIAA S-114A-2020 《航天器和運載器運動機械組件》（A 版本）， 與之前2005 年的基線版本相比， 本次修訂最重要的變化包括： 重新編寫試驗部分內容， 給出了力與力矩裕度計算的新方法， 以及取消 “在可行和適用的情況下就應” 的表述， 另外也更新了標準的編寫格式。

1.2 NASA-STD-5017B （2022） 《機構的設計和開發要求》

該標準同樣是基于美軍標MIL-A-83577B 建立的， NASA 制定該標準的目的是要在NASA 所屬各中心范圍內為航天機構及其部件的設計、 開發和驗證建立統一要求。 另外， 還要作為一個技術要求， 以供合同、 項目、 NASA 的其他文件來引用。在使用該標準時， 為滿足特定項目的需求和約束，允許根據合同或特定項目的技術規范對該標準個別條款進行剪裁。 使用“應” 字表述的條款屬強制性要求， 如進行剪裁， 則應形成正式文件并獲得批準， 并作為項目要求的一部分。 該標準基線版NASA-STD-5017 于2006 年6 月發布。

2015 年7 月發布了NASA-STD-5017A， 與基線版相比， 該版基于工程技術發展和經驗教訓， 對基線版中的要求進行了重新編寫， 并對所有的要求增加了基本原理的解釋， 另外還以附錄形式增加了 “最佳實踐” 以作為指南。

2022 年12 月又發布了NASA-STD-5017B，該版本做了重大修改， 主要變化如下。

a） 對力矩和力裕度內容進行了修訂， 使其更加符合AIAA S-114A-2020 的要求， 同時還修改了一些術語， 便于技術理解和溝通。

b） 根據用戶的反饋， 以略微改變的形式恢復了狀態指示要求。

c） 對許多要求的表述、 基本原理、 應用指南進行了修改， 以提高要求的清晰度， 或者根據用戶的反饋， 完善相關問題的解釋。 此外， 關于間隙的一些要求被拆分為多個以 “應” 陳述的細分要求， 以說明意圖。

d） 刪除了對潤滑工藝的要求， 因為它與NASA-STD-6016C （2021） 《航天器的材料與工藝要求》 中的要求重復。

e） 刪除了將快速釋放銷、 在使用中啟動的螺紋接口和釋放自由度的機構視為機構的要求，而是明確將此類設備歸屬于文件范圍內的機構。

f） 增加了加壓電渣重熔 （Pressurized Electroslag Remelting, PESR）。

g） 在附錄 “最佳實踐” 中， 增加了關于力／力矩裕度計算、 最大限度減少彈簧應力松弛、 使用干膜潤滑的設計最佳實踐以及冗余旋轉表面等新內容。

NASA-STD-5017B 具體規定了下述方面的技術要求。

a） 尺寸分析 （它是一種系統計算， 說明部件或組件的尺寸或間隙如何因為特定尺寸、 制造公差、 環境暴露和施加載荷的累積影響而發生的變化）。

b） 間隙。

c） 力矩／力裕度， 包括力矩裕度的通用要求、 靜態力矩裕度、 動態力矩裕度、 保持力矩裕度、 步進電機裕度、 伺服機構裕度。

d） 行程裕度 （Stroke Margin）。

e） 電氣連接與接地。

f） 潤滑。

g） 狀態指示。

h） 結構要求。

i） 軸承。

j） 電機， 包括電子換向無涮電機、 步進電機、 刷式電機。

k） 彈簧。

l） 齒輪。

m） 阻尼器。

n） 可分離界面。

o） 滑輪裝置。

p） 開關。

q） 緊固件。

r） 繼承機構。

s） 機構試驗， 包括性能試驗、 鑒定試驗、壽命試驗、 驗收試驗。

t） 機構安裝。

NASA-STD-5017B 的附錄A 給出了機構的最佳實踐， 包括力矩和力裕度 （包括磁飽和對力矩裕度的影響、 在更高級別的裝配件如分系統、整器的力矩裕度計算、 能量裕度）、 潤滑 （包括濕式潤滑、 固體潤滑）、 軸承、 電機、 彈簧、 齒輪、 緊固件、 鎖止快速釋放銷、 冗余旋轉表面等的最佳實踐， 以及機構檢驗、 鑒定試驗、 壽命試驗、 驗收試驗、 原飛行試驗等的最佳實踐； 附錄B給出參考文獻； 附錄C 給出要求的識別矩陣。

該標準只敘述了功能技術要求， 沒有專門敘述人因要求。

1.3 ECSS-E-ST-33-01C 第2 版 （2019）《航天工程 機構》

該標準基于航天機構領域的技術發展水平和經驗， 為機構工程團隊提供一組技術要求、 設計規則和指南， 目的是幫助機構研制者進行機構設計以及推導出特定項目的具體要求， 目標是要實現航天機構在軌的可靠工作， 避免異常， 同時在研制階段，防止影響航天項目的研制進度和費效。

該標準各版本發布情況見表1。

表1 ECSS-E-ST-33-01 標準各版本發布歷程

在具體技術內容方面， ECSS-E-ST-33-01C規定了航天器和有效載荷的空間機構為滿足任務的性能要求而在機構方案定義、 設計、 分析、 開發、 生產、 試驗驗證和在軌使用方面的要求。 即該標準中的要求是根據機構應完成的任務來定義的， 而不是根據如何組織和執行必要的工作來定義的。 該標準在內容編排上只規定應做什么工作， 而不去規定怎么組織和實施這些工作， 這樣允許現有的組織和現有的方法可以應用到有效的地方， 而不需要重寫標準。 該標準沒有包括運載火箭機構的要求， 所規定的要求對運載火箭的適用性留給各運載火箭項目自己決定。

2 國外標準主要特點分析

2.1 機構的定義

目前關于機構沒有一個統一明確的定義。

AIAA S-114A-2020 中將機械運動組件定義為一個裝置， 該裝置控制航天器或運載火箭的可展開或其他可運動系統的運動。 運動機械組件包括但不限于： 展開機構、 傳感器機構、 瞄準機構、 驅動機構、 消旋機構、 分離機構、 動量輪和反作用輪、 控制力矩陀螺、 框架、 以及要求執行特定功能的其他機構。

NASA-STD-5017B 中將機構定義為一個組件， 該組件中的一個機械部件相對于另一個機械部件運動。

ECSS-E-ST-33-01C 中將機構定義為將部件鏈接在一起以便能進行相對運動的組件。

3 個標準的表述不全相同， AIAA 標準強調機構的 “控制” 作用即機構的用途， NASA 標準強調部件的 “運動” （標準內容沒有涉及控制），ECSS 標準強調機構的 “連接作用和連接的目的”， 應該說3 個定義中NASA 的定義最寬廣，ECSS 的其次， AIAA 相對確切和具體。

一般來說， 航天器機構至少由一個執行部件和一個動力源組成。 執行部件用于實現特定的動作， 是機構的關鍵部分； 動力源用于驅動上述執行部件， 可采用電機、 火工裝置、 壓力氣源、 彈性元件、 以及金屬相變產生的變形 （如形狀記憶合金） 等不同形式。 另外， 多數機構還包括某種測量或反饋裝置， 用于向機構的控制系統提供位置、 速度、 力或力矩等信息。 測量或反饋裝置可采用到位開關 （如微動開關、 光電開關等）、 直線傳感器 （如直線光柵、 電容傳感器、 電渦流傳感器等）、 角速度傳感器 （如電位計、 光電編碼器、 磁編碼器、 旋轉變壓器、 感應同步器、 線性霍爾等）、 應變計等各種形式。

2.2 技術內容

3 個標準的內容大體可分為2 個層次： 一是側重要求層次， 二是側重工程設計與應用層次；NASA 和ECSS 標準屬于前者， 而AIAA 標準屬于后者， 且AIAA 標準與NASA 標準在內容上銜接和互補， 具體見表2。

表2 三項標準的技術內容特點

2.3 力矩／力裕度

2.3.1 裕度計算

AIAA 和NASA 標準采用計算裕度的方式，這是最基本和最經典的方式， 而ECSS 標準采用計算最小驅動力矩／力的方式。

ECSS 標準是從不同類因素項 （即阻力分量）的不確定性出發， 先確定每個因素項在計算最少驅動力矩／力時所使用的系數因子 （加權系數， 它間接反映裕度）， 然后再計算最少驅動力矩／力。

雖然在不同標準和應用中， 驅動力矩／力裕度計算方程或最小驅動力矩／力計算方程可以有多種表述形式， 但是他們每一個形式都能變換成其它形式 （方程表述形式不同）。 這些方程之間唯一的不同點在于方程中不同因素項 （即不同的阻力分量） 的分類與細化、 因素項的屬性 （如可變和不明顯變化）、 因素項的計算權重、 因素項的數量。具體選擇那種形式主要依據能否相對簡化、 能否用單一方程進行幾個裕度計算、 以及對成熟因素應用的適宜性。 相同點是要充分考慮最壞工況的影響， 考慮機構有足夠的韌性即穩健性。

2.3.2 裕度要求

AIAA 標準的規定如下： 在運動中的任何位置， 靜態力矩或力裕度至少應為100%。 對新設計的機構， 推薦的最小靜態力矩或力裕度見表3。在可行的情況下， 在任何運動位置的動態力矩或力的裕度都應大于25%。

表3 AIAA 標準規定的最小靜態力矩或力裕度

NASA 標準雖然沒有規定設計過程中的裕度要求， 但在驗收和鑒定時， 與AIAA 標準的規定是相同的。

ECSS 標準規定可用力矩力必須大于最小驅動力矩／力。

機構裕度要求可按研制階段統一提出， 隨著產品研制的不斷成熟， 裕度或最小驅動力矩／力要求可由粗到精。

2.4 壽命驗證

2.4.1 AIAA 標準

機構的工作和非工作壽命的組合應超過飛行器的使用壽命。 進行壽命試驗的機構， 在可行情況下， 應與飛行產品等同， 應成功完成功能和環境鑒定試驗， 或功能和環境驗收試驗。 試驗產品與飛行產品間的任何差異不得影響試驗的有效性。

設計壽命試驗時， 機構應按預期的飛行那樣工作， 其設備按照預計的或已加速的工作循環工作。 對于低周期 （循環） 的機構 （如： 釋放裝置、彈簧驅動可展開裝置）， 應進行至少2 倍于地面試驗和飛行期間總周期 （循環） 數， 一般要求至少進行50 個周期 （循環）， 應覆蓋計劃的和未計劃的事件。 對于高周期 （循環） 的機構 （如： 太陽電池陣驅動器、 動量輪、 跟蹤框架等）， 應進行至少1.5 倍于地面試驗和飛行期間的總周期 （循環）數， 但首選2 倍總周期 （循環） 數。

工作循環為相對低比例的產品， 將工作循環壓縮到一個合理的總試驗時間是可以接受的。 在軌持續工作或工作循環為極高比例工作的組件， 如果可以證明加速試驗方法是有效的話， 可以采用該方法進行試驗， 對這樣的組件， 應在適當的環境條件下改變持續時間進行試驗， 然后拆解和檢查組件。 如果定期拆解和檢查不會影響試驗條件， 不會使得試驗結果無效， 則可以使用一個單一的產品進行試驗。 試驗條件應包括預計飛行使用時的變化， 例如： 為檢查系統的低溫工作而關閉電源（掉電） 模式， 在不超過設備的熱極限下至實際程度。 應對所有電滑環和換向器組件在整個接口處的額定電壓、典型電流水平下進行試驗。

應通過有意將運動機械組件 （MMA） 運行至停止狀態來對制動器 （止動器） 進行試驗， 無論MMA 是否有限位開關來防止正常運行時接觸到制動器（止動器）。 該制動器（止動器） 應進行至少2倍于預期工作使用時的工作循環， 再加上在進行部件和飛行器功能和環境試驗時工作循環數的2 倍。對于使用限位開關和不正常接觸制動器 （止動器）的MMA， 可以將制動器 （止動器） 作為一個單獨的部件級試驗（開關不激活） 進行鑒定試驗。

在完成設計壽命驗證試驗之后應進行功能試驗， 在可行的情況下， 應拆解和檢查組件的異常情況， 對零件中可能會產生疲勞失效的關鍵區域進行檢查， 確定是否發生了失效。

使用潤滑劑時， 考慮在整個試驗的持續時間對潤滑劑的流失、 退化、 分布、 數量和出氣成分進行測量。 可以通過對潤滑劑消耗、 碎片堆積、磨損或其他關鍵參數進行詳細的分析， 為預計組件的預期壽命提供依據。

2.4.2 NASA 標準

a） 設計壽命的驗證試驗

機構所有的功能都應進行設計壽命驗證試驗， 驗證所有的設計壽命要求。 典型的設計壽命問題包括循環壽命、 耐久性和疲勞極限、 潤滑的潛在退化、 過度磨損、 存儲時間等。

b） 設計壽命驗證試驗環境

設計壽命驗證試驗應當在機構合適的極限環境下進行， 除非得到管控項目的相關技術部門的批準。

設計壽命驗證試驗應包括機械停止試驗， 試驗時機構有意運行至停止， 機構是否具有限位開關， 以防止在正常運行中停止接觸。

c） 設計壽命試驗因子

應對載人航天機構進行壽命試驗， 試驗周期數至少為預定的工作周期數加上地面周期數 （包括裝配、 安裝和維護）、 再加上功能、 環境和試運行的周期數之后的總周期數的4 倍。

應對非載人航天機構進行壽命試驗， 試驗周期數至少為預定的工作周期數加上地面周期數（包括裝配、 安裝和維護）、 再加上功能、 環境和試運行的周期數之后的總周期數的2 倍。

d） 壽命試驗前后的檢驗和功能試驗

在設計壽命驗證試驗之前和之后應進行檢查和功能試驗。 應拆解受到磨損的機械系統部件，對退化或其他異常進行檢查。

e） 采用原飛行方法時設計壽命量級的調整

對采用原飛行途徑的項目， 基于危險程度或為避免過度的耐久性或減少疲勞極限裕度， 在未經管控項目的相關技術部門批準之前， 不得對設計壽命試驗驗證參數進行調整。

f） 采用原飛行方法時的刷新修整

在設計壽命驗證試驗驗之后和重新進行驗收試驗之前， 應對原飛行系統進行刷新修整。

g） 設計壽命驗證試驗說明

對于長期任務， 設計壽命試驗往往需要進行加速試驗。 該試驗需要掌握與試驗的失效機理方面的知識， 并對溫度和／或速度加速產生的潛在不良后果有所了解。

以往的試驗數據表明， 某些干膜潤滑劑 （尤其是二硫化鉬基潤滑劑） 在真空下比它們在大氣環境下有更好的表現， 且很少快速退化。 出于這個原因， 若壽命驗證試驗在大氣條件下進行， 從這方面來說就可能有些保守， 且增加潤滑性可能有不良影響。

為了可以進行異常研究或滿足其他不可預見的需求， 已計算的生命周期數需要再增加一些裕度。增加裕度可以允許在研究期間對機構進行功能試驗而不消耗機構的飛行循環壽命。

2.4.3 ECSS 標準

a） 壽命鑒定試驗通則

應在進行飛行代表性環境試驗以后對飛行代表壽命試驗模型在規定的環境下進行試驗， 以驗證機構的設計、 潤滑劑的壽命和性能。 在壽命試驗之前對壽命模型進行振動試驗， 包括： ①在驗收載荷量級進行的驗收振動試驗， 試驗累計的持續時間符合飛行硬件期望的振動試驗數量； ②在載荷量級和持續時間為鑒定級時進行了1 次振動。潤滑劑壽命驗證的環境應經用戶同意。

b） 壽命試驗模型要求

模型和壽命試驗應能體現下述參數： ①熱條件、 載荷條件、 接觸面應力、 試驗期間的運動剖面和速率、 工作條件； ②預期的最壞工況工作條件時的潤滑狀況， 以及經用戶同意后加因子的持續時間。

在加速試驗期間對真實條件模擬時采用的擴展壽命持續時間應經用戶同意后方可執行。

c） 壽命試驗剖面

應對壽命試驗的剖面和順序進行定義， 并經用戶同意。

d） 壽命試驗的持續時間

對于壽命鑒定， 應使用對預計的標稱地面試驗周期 （循環） 和在軌工作周期 （循環） 分別加因子后求總和來進行驗證。 試驗驗證時， 期望的周期數 （循環數） 應乘以表4 中對應的因子數。

表4 壽命試驗持續時間因子

e） 加速壽命試驗

如果使用加速壽命試驗來驗證機構的壽命性能， 則加速壽命試驗使用的模型應是最壞工況環境條件下關于退化方面的體現。

f） 試驗后檢查

壽命試驗后， 應拆解機構的摩擦學部件， 部件的狀態按壽命試驗成功準則進行驗證。

3 結論與建議

機構的力矩／力裕度及壽命是機構的核心要求， 決定著機構的功能特性和任務實現。 隨著航天技術的不斷發展以及對航天系統任務和性能需求的不斷提升， 推動著機構技術的創新和發展，進而使得長期任務成為可能， 不過對機構要進行完全等效的壽命試驗是不切實際的。 目前任務成功越來越依賴于知識與經驗教訓的累積和使用計算機仿真技術來模擬系統載荷、 最壞工況、 性能和壽命等的能力， 掌握與設計及材料有關的潛在約束， 再與期望的工作條件相關聯， 這對于保證航天器機構不再成為限制航天器壽命的短板是很關鍵的。

在標準化方面， 國外對機構研制與應用的最佳實踐進行規范， 以期減少重復性的設計錯誤，同時幫助機構設計者對特定項目的具體應用能推導出設計要求以及選擇出最合適的設計途徑。 在國內制定了標準 《航天器機構設計與驗證通用要求》， 該標準經過幾年應用實踐， 已積累不少實施經驗， 如力矩／力裕度計算、 空間機械臂設計經驗等， 建議進行修訂完善， 同時充分借鑒國外標準， 提升機構標準水平。