可靠性強化試驗技術(shù)在航天產(chǎn)品研制中的應(yīng)用

孫海峰 胡海峰 翟邵蕾 宋征宇

北京航天自動控制研究所，北京 100854

可靠性強化試驗技術(shù)在航天產(chǎn)品研制中的應(yīng)用

孫海峰 胡海峰 翟邵蕾 宋征宇

北京航天自動控制研究所，北京 100854

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，對于裝備的可靠性提出了更高的要求。目前航天產(chǎn)品的可靠性試驗多為傳統(tǒng)方法，對于高可靠長壽命的航天產(chǎn)品，用傳統(tǒng)方法來發(fā)現(xiàn)潛在缺陷是極其困難的。可靠性強化試驗作為一種新型的試驗技術(shù)，效率高、成本低，可以從根本上提高航天產(chǎn)品固有可靠性，目前已在航天運載火箭領(lǐng)域得到應(yīng)用。

可靠性強化試驗；航天產(chǎn)品研制；應(yīng)用

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，對航天產(chǎn)品的質(zhì)量與可靠性提出了更高的要求。深空探測航天器的長時間在軌運行，武器裝備全天候、多地域化的作戰(zhàn)需求，對產(chǎn)品的功能、性能指標要求越來越高。結(jié)構(gòu)的復(fù)雜化和集成的高密度化，造成產(chǎn)品的內(nèi)部環(huán)境越來越嚴酷，因此對航天產(chǎn)品的可靠性、壽命及環(huán)境適應(yīng)性提出了更高的要求，對產(chǎn)品設(shè)計和可靠性技術(shù)提出了新的挑戰(zhàn)。

航天產(chǎn)品具有高可靠長壽命的特點，對于這類產(chǎn)品，采用傳統(tǒng)可靠性試驗方法發(fā)現(xiàn)潛在缺陷極其困難，可靠性強化試驗作為一種新型的試驗技術(shù)，效率高、成本低，可以快速激發(fā)產(chǎn)品潛在缺陷，實現(xiàn)航天產(chǎn)品可靠性的有效增長。

1 可靠性強化試驗技術(shù)概述

可靠性強化試驗屬于激發(fā)試驗的范疇，采用應(yīng)力水平遠遠超過正常使用環(huán)境的激發(fā)應(yīng)力進行試驗，快速激發(fā)產(chǎn)品潛在缺陷，使其以故障形式表現(xiàn)出來，通過故障原因分析、失效模式分析和改進措施消除缺陷，提高產(chǎn)品可靠性，并大幅提高試驗效率，降低成本[1]。

美國G.K.Hobbs， K.A.Gray和L.W.Condra等人是最早從事可靠性強化試驗研究的幾位專家，他們稱這種試驗為高加速壽命試驗(HALT)和高加速應(yīng)力篩選(HASS)。HALT用于產(chǎn)品的設(shè)計階段，HALT有2個目的：1)通過HALT快速找出產(chǎn)品設(shè)計及制造的缺陷，改善設(shè)計，增加產(chǎn)品可靠度并縮短研制周期；2)查找和確定產(chǎn)品承受各種應(yīng)力的范圍和界限。HASS用于產(chǎn)品的生產(chǎn)階段，目的是快速暴露產(chǎn)品在生產(chǎn)過程中的各種制造缺陷，其關(guān)鍵是利用HALT測得產(chǎn)品極限，找出適當(dāng)?shù)暮Y選量級以剔除早期缺陷。HALT是HASS的前提，只有完成了適當(dāng)?shù)腍ALT，并且發(fā)現(xiàn)的問題都得到解決，確定了各種應(yīng)力的范圍和界限后才可以開展HASS。

波音公司在應(yīng)用該技術(shù)時，提出了可靠性強化試驗(Reliability Enhancement Testing，RET)的概念[2]。可靠性強化試驗突出了這類試驗的特點，可以認為可靠性強化試驗包括了HALT和HASS的內(nèi)容，作為這類試驗技術(shù)的統(tǒng)稱較為合理。

2 強化試驗在航天領(lǐng)域應(yīng)用必要性分析

在航天產(chǎn)品研制初期，其可靠性往往通過試驗—分析—改進—再試驗的反復(fù)過程來提高，直到滿足研制目標，在這個過程中，產(chǎn)品的設(shè)計和制造工藝不斷地暴露出缺陷，經(jīng)過分析和改進不斷地趨于完善，從而使產(chǎn)品的可靠性不斷地提高，這種反復(fù)的過程稱為可靠性增長，可靠性增長是保證產(chǎn)品滿足設(shè)計可靠性指標的一種有效途徑[3]。

傳統(tǒng)的可靠性增長試驗主要通過環(huán)境模擬試驗暴露產(chǎn)品的設(shè)計和工藝缺陷及薄弱環(huán)節(jié)，采取糾正措施，提高產(chǎn)品可靠性。對高可靠長壽命航天產(chǎn)品的可靠性增長而言，真實環(huán)境模擬實驗在短時間內(nèi)難以激發(fā)產(chǎn)品潛在缺陷，因此可靠性增長時間長、費用消耗大。而從航天產(chǎn)品可靠性增長的目的來看，試驗?zāi)康脑谟诒┞懂a(chǎn)品薄弱環(huán)節(jié)，有別于以可靠性量化統(tǒng)計為目的的驗證試驗，沒有必要完全模擬產(chǎn)品服役的典型環(huán)境，而應(yīng)該以提高試驗對缺陷的激發(fā)效率為目標。

對于可靠性評估而言，高可靠長壽命的航天產(chǎn)品性能退化緩慢，在有限的時間內(nèi)無法獲得足夠的退化數(shù)據(jù)來精確估計其可靠性和壽命，在這種情況下，需要使用更高應(yīng)力條件下得到的性能退化數(shù)據(jù)外推至設(shè)計或使用應(yīng)力條件，從而估計得到正常使用條件下產(chǎn)品的可靠性或使用壽命。

因此，需要針對航天產(chǎn)品研究高效的可靠性試驗技術(shù)，以滿足工程實踐中對這類高可靠長壽命產(chǎn)品可靠性保障的需要。可靠性強化試驗技術(shù)為航天產(chǎn)品可靠性的增長和評估提供了一條有效的技術(shù)途徑。

3 強化試驗在航天產(chǎn)品研制中的應(yīng)用

可靠性強化試驗技術(shù)在國內(nèi)航天領(lǐng)域進行了相關(guān)理論研究和實際工程應(yīng)用，新一代中型運載火箭控制系統(tǒng)目前已完成關(guān)鍵產(chǎn)品的可靠性強化試驗，通過試驗，快速暴露并解決了產(chǎn)品存在的問題，提高了產(chǎn)品可靠性，取得了不錯的成果。

本文以新一代中型運載火箭控制系統(tǒng)產(chǎn)品可靠性強化試驗為例，對可靠性強化試驗在航天產(chǎn)品研制中的應(yīng)用情況進行描述。

3.1 試驗時機

在新一代中型運載火箭控制系統(tǒng)的研制過程中，在型號初樣研制階段開展了可靠性強化試驗。控制系統(tǒng)先通過實施可靠性強化試驗實現(xiàn)產(chǎn)品固有可靠性的高效增長，再實施模擬正常環(huán)境下進行的可靠性增長試驗來評估可靠性，并進一步提高產(chǎn)品的固有可靠性。

圖1給出可靠性強化試驗在新一代中型運載火箭研制中的應(yīng)用模式。

圖1 可靠性強化試驗在航天產(chǎn)品研制中的應(yīng)用模式

3.2 試驗剖面

3.2.1 試驗項目和試驗順序

在有限的試品數(shù)量條件下，按產(chǎn)品損傷由輕到重的原則逐步施加試驗應(yīng)力確定試驗剖面。新一代中型運載火箭控制系統(tǒng)產(chǎn)品強化試驗項目和試驗順序如下：

1) 降溫步進應(yīng)力試驗；

2) 升溫步進應(yīng)力試驗；

3) 溫度循環(huán)步進應(yīng)力試驗；

4) 振動步進應(yīng)力試驗；

5) 溫度-振動綜合環(huán)境應(yīng)力試驗。

3.2.2 試驗應(yīng)力條件設(shè)計

新一代中型運載火箭控制系統(tǒng)遵循“盡可能暴露產(chǎn)品缺陷，又不超過產(chǎn)品破壞極限”的原則，結(jié)合產(chǎn)品工作的真實環(huán)境，適當(dāng)增加環(huán)境應(yīng)力開展強化試驗，試驗條件根據(jù)產(chǎn)品應(yīng)力極限進行設(shè)計。

產(chǎn)品應(yīng)力極限的定義見圖2，對幾種應(yīng)力極限做了對比[4]：

1)技術(shù)規(guī)范極限：由產(chǎn)品設(shè)計者或制造者規(guī)定的應(yīng)力極限，產(chǎn)品預(yù)期在該極限內(nèi)工作；

2)設(shè)計極限：設(shè)計這種產(chǎn)品在該極限內(nèi)工作不會失效。技術(shù)規(guī)范極限和設(shè)計極限之差稱為設(shè)計余量；

3)工作極限：在定量確定有關(guān)應(yīng)力對可靠性影響的加速試驗過程中，施加于產(chǎn)品的工作應(yīng)力極限；

4)破壞極限：產(chǎn)品能在其范圍內(nèi)工作而不出現(xiàn)不可逆失效的應(yīng)力極限。破壞極限可以通過可靠性強化試驗測定；

5)環(huán)境應(yīng)力篩選(ESS)極限：可通過可靠性強化試驗確定，而且通常處于工作極限之內(nèi)；

6)可靠性強化試驗(RET)極限：是完成一個試驗進程時最終所達到的應(yīng)力極限值，該值不會超過產(chǎn)品破壞極限。

圖2 產(chǎn)品的各種應(yīng)力極限定義

新一代中型運載火箭控制系統(tǒng)產(chǎn)品可靠性強化試驗項目的應(yīng)力條件設(shè)計如下：

1)降溫步進應(yīng)力試驗

起始溫度T0≤產(chǎn)品設(shè)計極限下限；

低溫極限溫度TLG≥產(chǎn)品破壞極限下限；

規(guī)定降溫步進次數(shù)=(T0-TLG)/Δt，Δt為降溫步長；

2)升溫步進應(yīng)力試驗

起始溫度T0≥產(chǎn)品設(shè)計極限上限；

高溫極限溫度TLG≤產(chǎn)品破壞極限上限；

規(guī)定升溫步進次數(shù)=(TLG-T0)/Δt，Δt為升溫步長；

3)溫度循環(huán)步進應(yīng)力試驗

溫度循環(huán)范圍(低溫TL～高溫TH)：TL>TLG，TH

起始溫度變化率ΔT0≥產(chǎn)品設(shè)計極限上限；

極限溫度變化率ΔTG≤試驗箱極限能力；

規(guī)定溫度循環(huán)步進次數(shù)=(ΔTG-ΔT0)/ΔT，ΔT為溫度變化率步長；

4)振動步進應(yīng)力試驗

起始振動量級A0≥設(shè)計極限上限；

極限振動量級AG≤破壞極限上限；

規(guī)定振動步進次數(shù)=(AG-A0)/ΔA，ΔA為振動量級步長；

振動敏感方向：試驗后通過FMEA分析獲得；

5)溫度-振動綜合環(huán)境應(yīng)力試驗

溫度循環(huán)范圍(低溫TL～高溫TH)：TL>TLG，TH

溫度變化率ΔT<ΔTG；

振動量級A

3.2.3 試驗剖面設(shè)計

(1)降溫步進應(yīng)力試驗

設(shè)定試驗的起始溫度為T0(℃)，溫度變化率為ΔT(℃/min)，保溫時間以受試產(chǎn)品達到溫度穩(wěn)定所需要的最短時間為準，降溫步長為Δt(℃)，階段溫度穩(wěn)定后維持一定的時間，之后對受試產(chǎn)品執(zhí)行至少一次的功能和性能測試。如測試結(jié)果正常，則將溫度再降低Δt(℃)，待溫度穩(wěn)定維持一定的時間，再對受試產(chǎn)品進行功能和性能測試；如不正常，則重復(fù)當(dāng)前溫度進行試驗。以此類推，直至完成了規(guī)定步長的降溫試驗。降溫步進應(yīng)力試驗剖面如圖3所示。

圖3 降溫步進應(yīng)力試驗剖面

(2)升溫步進應(yīng)力試驗

設(shè)定試驗的起始溫度為T0(℃)，溫度變化率為ΔT(℃)/min，保溫時間以受試產(chǎn)品達到溫度穩(wěn)定所需要的最短時間為準，升溫步長為Δt(℃)，階段溫度穩(wěn)定后維持一定的時間，之后對受試產(chǎn)品執(zhí)行至少一次的功能和性能測試。如測試結(jié)果正常，則將溫度再升高Δt(℃)，待溫度穩(wěn)定維持一定的時間，再對受試產(chǎn)品進行功能和性能測試；如不正常，則重復(fù)當(dāng)前溫度進行試驗。以此類推，直至完成了規(guī)定步長的升溫試驗。升溫步進應(yīng)力試驗剖面如圖4所示。

圖4 升溫步進應(yīng)力試驗剖面

(3)溫度循環(huán)步進應(yīng)力試驗

設(shè)定溫度循環(huán)范圍為低溫TL(℃)～高溫TH℃，起始溫度變化率為ΔT0(℃)/min，溫度變化率步長ΔT(℃)/min。在每個溫度循環(huán)范圍內(nèi)進行高低溫度變化，每個溫度變化率進行一定次數(shù)的溫度循環(huán)，在每個循環(huán)的最高溫度及最低溫度對受試產(chǎn)品進行功能和性能測試，如測試結(jié)果正常，則將溫度變化率再升高ΔT(℃)/min；如不正常，則重復(fù)當(dāng)前溫度變化率進行試驗。以此類推，最終完成規(guī)定步長的溫度循環(huán)步進應(yīng)力試驗。溫度循環(huán)步進應(yīng)力試驗剖面如圖5所示。

圖5 溫度循環(huán)步進應(yīng)力試驗剖面

(4)振動步進應(yīng)力試驗

起始振動量級A0，振動量級步長為ΔA，每個振動量級停留一定時間，對受試產(chǎn)品執(zhí)行至少一次的功能和性能測試。如測試結(jié)果正常，則將振動量級升高ΔA；如不正常，則重復(fù)當(dāng)前振動量級進行試驗。以此類推，最終完成規(guī)定步長的振動步進應(yīng)力試驗。

結(jié)束試驗后，按照FMEA分析結(jié)果，分析故障的嚴酷度類別，在3個正交軸方向極限振動量級相同的情況下，以出現(xiàn)最高嚴酷度故障的方向為振動敏感方向；在3個方向極限振動量級不同的情況下，以出現(xiàn)極限振動量級最小的方向為振動敏感方向。

振動步進應(yīng)力試驗剖面如圖6所示。

圖6 振動步進應(yīng)力試驗剖面

(5)溫度-振動綜合環(huán)境應(yīng)力試驗

將快速溫變循環(huán)試驗及振動試驗同時進行，驗證產(chǎn)品在溫度振動復(fù)合應(yīng)力條件下產(chǎn)品的耐受能力。設(shè)定溫度循環(huán)范圍為低溫TL(℃)～高溫TH(℃)，振動量級A，振動方向為振動步進應(yīng)力試驗獲得的振動敏感方向，溫度變化率為ΔT(℃)/min。在每個溫度循環(huán)的最高及最低溫度各振動一定時間，并對受試產(chǎn)品進行功能和性能測試，以便及時發(fā)現(xiàn)由于溫變應(yīng)力和振動應(yīng)力同時作用于受試產(chǎn)品而出現(xiàn)的故障情況。重復(fù)進行試驗循環(huán)數(shù)，直至完成一定數(shù)量的溫度循環(huán)。

溫度-振動綜合步進應(yīng)力試驗剖面見圖7。

圖7 溫度-振動綜合環(huán)境應(yīng)力試驗剖面

4 應(yīng)用效果分析與討論

4.1 應(yīng)用效果

為了及早暴露電子產(chǎn)品設(shè)計、工藝方面的可靠性薄弱環(huán)節(jié)，進一步摸清產(chǎn)品對力、熱環(huán)境條件的設(shè)計余量，提高產(chǎn)品強壯性，新一代中型運載火箭控制系統(tǒng)在初樣研制階段對影響安全和飛行成敗的箭上電子(含機電)產(chǎn)品實施了可靠性強化試驗。

受試產(chǎn)品代表了設(shè)計和生產(chǎn)中所使用的制造工藝，是通過了環(huán)境應(yīng)力篩選和驗收試驗后的驗收合格產(chǎn)品，并且已經(jīng)通過了例行試驗的考核。新一代中型運載火箭控制系統(tǒng)參加可靠性強化試驗的產(chǎn)品共計29臺，期間出現(xiàn)問題16個，問題分類統(tǒng)計如圖8所示。

圖8 可靠性強化試驗問題分類統(tǒng)計

按環(huán)境影響因素分析，溫度和振動是影響設(shè)備可靠性的主要因素，問題分類統(tǒng)計如圖9所示。

圖9 環(huán)境因素問題統(tǒng)計分析

在解決上述問題的過程中，控制系統(tǒng)設(shè)備固有可靠性得到了提高，從而保證了首飛過程控制系統(tǒng)零問題。

4.2 分析與討論

1)通過試驗驗證，可靠性強化試驗?zāi)軌蛟谳^短的時間內(nèi)，快速激發(fā)產(chǎn)品缺陷，實現(xiàn)了航天產(chǎn)品可靠性的有效增長。可靠性強化試驗率高、成本低，解決了設(shè)計階段無法模擬真實使用環(huán)境條件而帶來的試驗有效性問題，同時解決了為提高設(shè)備可靠性而提高設(shè)計裕度帶來的成本大幅增加的問題，特別適合具有高可靠、長壽命產(chǎn)品特性的航天領(lǐng)域；

2)通過對試驗過程中出現(xiàn)問題的分析，溫度和振動是影響航天產(chǎn)品可靠性的主要因素，分別占故障總數(shù)的25%和75%，因此，后續(xù)應(yīng)該加強對航天產(chǎn)品HALT試驗中的應(yīng)力研究，如溫度、振動、溫度振動綜合應(yīng)力以及其他試驗應(yīng)力研究。同時加強加速環(huán)境選擇和試驗剖面確定技術(shù)的研究，以便快速發(fā)現(xiàn)航天產(chǎn)品在各種應(yīng)力下的缺陷；

3)雖然受試產(chǎn)品都已經(jīng)通過了環(huán)境應(yīng)力篩選、驗收試驗和例行試驗的考核，但是經(jīng)過強化試驗，仍暴露出相當(dāng)數(shù)量的缺陷，說明在新工藝、新器件的應(yīng)用過程中，仍舊存在由于工藝一致性和生產(chǎn)過程無法量化導(dǎo)致的產(chǎn)品缺陷，因此應(yīng)開展對于航天產(chǎn)品HASS試驗的研究，建立科學(xué)規(guī)范的篩選試驗剖面，提高篩選試驗的有效性，使產(chǎn)品的早期缺陷都能夠得到充分激發(fā)，篩選和剔除產(chǎn)品工藝和元件的早期故障。

5 結(jié)論

如何實現(xiàn)航天產(chǎn)品可靠性的高效增長是航天領(lǐng)域所面臨的重要研究課題。本文通過分析傳統(tǒng)試驗方法在航天產(chǎn)品可靠性增長及評估方面的不足，提出了可靠性強化試驗方法在航天領(lǐng)域應(yīng)用的必要性，并對試驗剖面進行了設(shè)計，同時對試驗取得的效果進行了分析。

同時也應(yīng)該注意到，當(dāng)前可靠性強化試驗并沒有一個規(guī)范化的試驗設(shè)計方案和實施方法，主要是以激發(fā)產(chǎn)品缺陷為目的，沒有明確的可靠性增長目標，也沒有行之有效的評估方法，無法對整個增長過程進行跟蹤和控制，試驗時間和強度主要取決于研制部門的態(tài)度和決策，具有一定的盲目性。因此，在航天產(chǎn)品研制過程中，應(yīng)進一步加強可靠性強化試驗方法的標準規(guī)范、試驗評估技術(shù)以及相關(guān)的試驗設(shè)備和控制技術(shù)的研究，規(guī)范可靠性強化試驗的設(shè)計與實施。

[1] 陳循，陶俊勇，張春華. 可靠性強化試驗與加速壽命試驗綜述[J]. 國防科技大學(xué)學(xué)報, 2002, 24(4): 29-32. (Chen Xun, Tao Junyong, Zhang Chunhua. Reliability Enhancement Testing and Accelerated Life Testing: An Introductory Review[J]. Journal of National University of Defense Technology， 2002, 24(4): 29-32.)

[2] 姜同敏. 可靠性強化試驗[J]. 環(huán)境技術(shù), 2000, 26(1):3-6.(Jiang Tongmin. Reliability Enhancement Testing[J]. Environmental Technology, 2000, 1(1): 3-6.)

[3] 鄧愛民. 高可靠長壽命產(chǎn)品可靠性技術(shù)研究[D].國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)研究生院，2006. (Deng Aimin. Research of High-reliability and Long-lifetime Products Reliability[D]. Graduate School of National University of Defense Technology, 2006.)

[4] 姜同敏，金玫．可靠性強化試驗技術(shù)及在航空工程中的應(yīng)用[J]．航空工程與維修，2000，16(1)：32-34. (Jiang Tongmin, Jin Mei. Application of Reliability Enhancement Testing in Aviation Engineering[J]. Aviation Maintenance & Engineering, 2000，16(1): 32-34.)

TheApplicationofReliabilityEnhancementTestingTechnologyIntheDevelopmentofAerospaceEquipment

Sun Haifeng， Hu Haifeng， Zhai Shaolei， Song Zhengyu

Beijing Aerospace Automatic Control Institute，Beijing 100854, China

Withthedevelopmentofaerospacetechnology,higherreliabilityofequipmentisdemanded.Butnowadays,mostofthereliabilitytestingforthespaceequipmentisstillusingtraditionalmethodswhicharesodifficulttofindpossiblefaultsoftheequipmentregardingitshigherreliabilityandlongerlife.Thereliabilityenhancementtestingisanewtypeofreliabilitytestingmethod,canimprovetheaerospaceequipmentinherentreliabilitywithhigherefficiencyandlowercostsandhasalreadybeenappliedtothenationallaunchvehicle.

Reliabilityenhancementtesting;Developmentofaerospaceequipment;Application

TP202+.1

A

1006-3242(2017)05-0092-06

2015-08-27

孫海峰(1976-)，男，河北人，碩士研究生，高級工程師，主要研究方向為航天控制系統(tǒng)綜合設(shè)計及可靠性工程理論；胡海峰(1978-)，男，河北人，碩士研究生，研究員，主要研究方向為航天控制系統(tǒng)綜合設(shè)計及航天標準化；翟邵蕾(1982-)，女，河北人，碩士研究生，工程師，主要研究方向為航天控制系統(tǒng)冗余設(shè)計技術(shù)；宋征宇(1970-)，男，浙江人，博士生導(dǎo)師，研究員，主要研究方向為飛行器控制、制導(dǎo)與仿真技術(shù)。