航天閥門的可靠性試驗方法研究

林 曄，喻天翔，崔衛(wèi)民，宋筆鋒

（西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072）

0 引言

高可靠性是對航天產(chǎn)品（運載火箭等）的最基本要求，近年來，由于航天產(chǎn)品復(fù)雜程度的提高和對環(huán)境適應(yīng)性的苛刻要求，可靠性工作越來越受到重視。

航天閥門是火箭系統(tǒng)中重要的元部件，是典型的機械結(jié)構(gòu)件，其可靠性，直接影響火箭發(fā)射任務(wù)的成功，甚至直接關(guān)系到人員和設(shè)備的安全。因此，系統(tǒng)對閥門提出了非常高的可靠性指標。然而在實際的開發(fā)過程中，閥門為成敗型產(chǎn)品，如何進行可靠性試驗確定其可靠性指標是非常困難的問題。周正伐[1]針對航天成敗型高可靠性產(chǎn)品的可靠性試驗，提出了以特征量裕度試驗代替成敗型試驗的思路，將系統(tǒng)轉(zhuǎn)換成為薄弱部件的串聯(lián)。但是目前航天閥門還具有自己的特點，僅僅應(yīng)用薄弱環(huán)節(jié)的可靠性試驗替代整體試驗是冒進的。本文提出了通過閥門薄弱元部件和系統(tǒng)整體試驗，物理試驗和仿真試驗相結(jié)合的方法，驗證航天閥門的可靠性指標，對航天閥門的可靠性試驗有著重要的參考價值。

1 一般航天產(chǎn)品可靠性研究思路

航天產(chǎn)品有如下特點：系統(tǒng)復(fù)雜；風(fēng)險大，可靠性指標要求高；子樣少，價值昂貴；產(chǎn)品任務(wù)時間短，一次性使用，一般為成敗型（即試驗結(jié)果為成功或失敗，考察產(chǎn)品可靠性特征量為失敗數(shù)或成功數(shù))；研制周期緊；經(jīng)費有限等特點，導(dǎo)致不能有多臺產(chǎn)品同時參加可靠性試驗，以期在較短的時間內(nèi)獲得較多的可靠性信息。另外，在當前情況下，可靠性預(yù)計工作不充分，難以在可靠性試驗前獲得有模型可靠性試驗的起始點。所以，如果按成敗型試驗方式做可靠性試驗，所需的試驗數(shù)量巨大。

要減少試驗數(shù)量，出路在于首先尋找計量型可靠性特征量代替計數(shù)型（即成敗型）特征量，然后用特征量裕度試驗代替成敗型試驗。據(jù)此，航天非電子產(chǎn)品可靠性試驗方法的思路[1]如圖1所示。

圖1 一般航天產(chǎn)品的可靠性試驗思路

1）考慮到航天產(chǎn)品的系統(tǒng)可靠性模型主要是串聯(lián)系統(tǒng)，即“最弱環(huán)”模型，必須抓薄弱環(huán)節(jié)，因此首先將產(chǎn)品化整為零，完整、準確地分解成若干個薄弱環(huán)節(jié)，這些環(huán)節(jié)為可靠性串聯(lián)，這是遵循本思路的前提條件；

2）分析每個薄弱環(huán)節(jié)，尋找各環(huán)節(jié)的可靠性特征量，這些特征量應(yīng)盡量是可檢測的計量型變量；

3）利用各環(huán)節(jié)可靠性特征量裕度試驗代替成敗型試驗，制定可靠性試驗方案，按此方案實施試驗。

2 航天閥門系統(tǒng)可靠性試驗

航天閥門具有和其他航天非電子產(chǎn)品一樣的特點，所以航天閥門的可靠性特征分析也要遵從航天非電子產(chǎn)品可靠性試驗方法的一般思路[2]。

然而航天閥門的可靠性驗證試驗還要考慮其特殊性。航天閥門是一種典型的帶有反饋控制回路的控制閥[3]，例如本文研究對象安溢活門，其壓力的調(diào)節(jié)過程，都是通過敏感元件感應(yīng)壓力變化，調(diào)節(jié)開口度大小，調(diào)整壓力，因此，將航天閥門分割開來進行分析是不合理的，也就是不能將閥門看做由幾個薄弱的關(guān)鍵元/部件簡單組成的串聯(lián)系統(tǒng)，認為某些部件的失效才會導(dǎo)致系統(tǒng)的失效，實際過程中還存在一個潛在的失效就是每個元/部件并沒有失效，而是由于多個元/部件的性能退化，它們之間不是相互獨立，而是相互影響，多種因素耦合到一起，從而導(dǎo)致閥門系統(tǒng)某個功能失效。因此在考慮此類故障的時候，僅僅進行部件可靠性驗證，元/部件合格，由元/部件組成的系統(tǒng)并不一定合格。所以，對于航天閥門系統(tǒng)，通過部件試驗和系統(tǒng)試驗相結(jié)合的方法，進行可靠性驗證試驗[4]。

基于以上理論與方法，可制定如圖2所示的航天閥門可靠性驗證試驗具體步驟。

圖2 航天閥門可靠性試驗思路

1）由于航天閥門具有航天產(chǎn)品的一般特點，所以在對其進行可靠性分析的時候首先應(yīng)該遵循航天產(chǎn)品可靠性分析的一般思路，即將產(chǎn)品化整為零，確定若干環(huán)節(jié)。通過FMEA，識別各環(huán)節(jié)故障模式，并找出對產(chǎn)品功能具有致命性的、災(zāi)難性的且發(fā)生可能性較大的各種故障模式，據(jù)此確定若干薄弱環(huán)節(jié)。

2）同時考慮到航天閥門具有其特殊性，所以在試驗中將薄弱環(huán)節(jié)可靠性試驗和系統(tǒng)整體試驗，物理試驗和仿真試驗兩部分。

3）系統(tǒng)各個薄弱環(huán)節(jié)的可靠性試驗應(yīng)按照一般航天產(chǎn)品可靠性的步驟進行分析。

4）仿真試驗在建立好閥門的仿真試驗?zāi)Ｐ秃螅紫纫鞔_設(shè)計變量的統(tǒng)計特性，然后確定性能指標失效數(shù)據(jù)，最后進行仿真抽樣試驗。

3 某型航天安溢活門工程應(yīng)用案例分析

航天閥門的幾種基本性能要求：強度性能、密封性能、總體動作性能[5]。

強度性能是指閥門承受介質(zhì)壓力的能力。為了保證閥門安全使用，必須具有足夠的強度和剛度。針對航天閥門而言，保證其強度要求的主要部件為殼體和膜片。

密封性能是閥門最重要的性能要求之一，也是實際過程中難以滿足的指標之一，指的是閥門各個密封部位阻止介質(zhì)泄露的能力。閥門的主要密封部位有：啟閉件與閥座間的吻合面，閥桿與漲圈和O型圈的配合處，閥體和閥蓋之間的連接處。

動作性能包括以下幾個方面內(nèi)容：1）啟閉力和啟閉力矩；2）啟閉速度 ；3）動作靈敏度，4）穩(wěn)定性（不振顫/不鳴叫等）。

從重要度角度考慮，安溢活門零組件的重要度排序如下：1）主閥膜片拉桿組件，2）指揮閥膜片拉桿組件，3）主閥體，4）指揮閥閥體，5）調(diào)壓組件，6）控制腔組件，7）主、副閥連接件，8）反饋管。

從出現(xiàn)故障的頻率角度考慮，安溢活門零組件發(fā)生故障的頻率排序如下：1）主閥膜片拉桿組件，2）指揮閥膜片拉桿組件，3）主、副閥連接件，4）反饋管，其他元部件幾乎無故障。因此元組件可靠性驗證試驗選擇重要關(guān)鍵部件和故障率比較高的部件，因此，其主要問題體現(xiàn)在以下幾個關(guān)鍵部位：1）膜片，2）密封墊片，3）O型圈，4）殼體。

安溢活門的總體可靠性驗證試驗方案設(shè)計如

圖3所示。

圖3 安溢活門的可靠性驗證試驗設(shè)計

以上各部分的具體試驗方案為：

3.1 膜片承壓可靠性驗證試驗方案

條件要求：特征量為膜片破壞強度，服從正態(tài)分布；設(shè)計承壓強度為：L；驗證指標：0.9999；樣本選擇：30；使用方判別風(fēng)險：0.1。

查表可得，隨機抽取30個膜片，進行膜片的承壓試驗，記錄各膜片的承壓極限值，分別求取它們的均值 和方差s2。如果，則接收該批產(chǎn)品；否則拒收。

3.2 膜片疲勞可靠性驗證試驗方案

條件要求：特征量為膜片疲勞壽命，服從威布爾分布；任務(wù)時間：10分鐘（ 以實際任務(wù)過程膜片振動疲勞時間為準）；驗證指標：0.9999；樣本量選擇：30；使用方判別風(fēng)險：0.1。

查表可得，隨機抽取30個膜片進行277分鐘的疲勞壽命試驗，如果在試驗過程中沒有膜片破壞，則接收，否則拒收。

3.3 殼體的承壓強度可靠性驗證試驗方案

條件要求：特征量為殼體承壓強度，服從正態(tài)分布；設(shè)計承壓強度為：L；驗證指標：0.9999；樣本選擇：10；使用方判別風(fēng)險：0.1；失效判斷準則：閥體出現(xiàn)裂紋破損現(xiàn)象。

查表可得，隨機抽取10個閥門殼體，進行殼體的承壓強度試驗，記錄各殼體的承壓極限值，并分別計算它們的均值 和方差s2。如果，則接收該批產(chǎn)品；否則拒收。

3.4 閥門整體密封可靠性驗證試驗方案

條件要求：特征量為泄露量氣泡個數(shù)，服從正態(tài)分布；設(shè)計高壓容許氣泡上限為：9泡/秒，低壓6泡/秒；驗證指標：0.9999；樣本選擇：20；使用方判別風(fēng)險：0.1。

查表可得，隨機抽取20個閥門，進行閥門的整體密封性試驗，記錄各閥門在高壓狀態(tài)和低壓狀態(tài)的每秒鐘氣泡的溢出值，并分別計算它們的均值 和方差s2。如果在高壓狀態(tài)下有在低壓狀態(tài)下有則接收該批產(chǎn)品；否則拒收。

3.5 結(jié)合仿真試驗的閥門整體性能可靠性驗證試驗方案

條件要求：特征量為成敗數(shù)，服從二項式分布；驗證指標：0.9999；使用方判別風(fēng)險：0.1。

查表可得，需要隨機抽取23025個閥門樣本，在規(guī)定的條件下進行整體性能試驗，當試驗結(jié)束時沒有出現(xiàn)失效產(chǎn)品則接收，否則拒收。這在實際過程中，是不可能實現(xiàn)的。因此，提出了通過仿真試驗和實際整體試驗相互結(jié)合的方法?？紤]到目前的閥門性能仿真模型的合理性，且經(jīng)過了和實際性能試驗對比分析，仿真性能參數(shù)已經(jīng)達到了一個相當高的精度，因此擬通過大量的Monte Carlo仿真試驗代替真實試驗，真實的整體試驗選10個件，仿真環(huán)境下試驗選取23015次。當試驗結(jié)束時沒有出現(xiàn)失效產(chǎn)品則接收，否則拒收。值得注意的是，仿真模型必須是通過實際試驗進行過驗證和校正的，且相關(guān)隨機變量的選擇及其分布參量盡量和實際情況符合。

4 結(jié)論

本文提出了一種航天閥門可靠性試驗的方法。首先按照航天產(chǎn)品可靠性分析的思路，將航天閥門分解成若干個薄弱環(huán)節(jié)，利用各環(huán)節(jié)可靠性特征量裕度試驗對其進行可靠性分析。同時針對航天閥門是一種典型的帶有反饋控制回路的控制閥的特點，將其作為一個整體來分析，制定閥門整體性能可靠性驗證試驗方案。同時針對物理實驗需要樣本過大等問題，我們提出了仿真試驗和實際整體試驗相互結(jié)合的方法。最后的結(jié)果與實際性能試驗對比分析證明了這種方法的正確性。

[1] 周正伐,等.航天可靠性工程[M].北京:中國宇航出版社,2007.

[2] 張福學(xué).可靠性工學(xué)[M].北京:中國科學(xué)技術(shù)出版社,1992.

[3] 何國偉,等.可靠性試驗技術(shù)[M].北京:國防工業(yè)出版社,1995.

[4] 金碧輝.系統(tǒng)可靠性工程[M].北京:國防工業(yè)出版社,2004.

[5] 肖德輝.可靠性工程[M].北京:中國宇航出版社,1985.