航天器开关类机构可靠性验证试验方法

刘志全 夏祥东 宫颖

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

1 引言

开关类机构在航天器舱段分离或两航天器间的交会对接与分离中有着广泛的应用。航天器舱段分离开关、舱门压点开关、对接机构上的行程开关等都属于航天器开关类机构。航天器开关类机构用于实现机械运动行程转换为电信号，从而为航天员或地面飞行控制指挥中心提供航天器的部分状态信息。若航天器开关类机构工作不可靠，则可能会出现状态判读错误，对航天员完成在轨任务及地面飞行控制都有不利的影响。因此，在地面开展航天器开关类机构的可靠性验证试验，是保证航天器开关类机构可靠工作和航天员顺利完成在轨任务的重要措施之一。本文将对航天器开关类机构的可靠性验证试验方法进行研究，为开展航天器开关类机构的可靠性验证试验提供技术途径。

2 可靠性验证试验方法

2.1 试验方法选择

航天器开关类机构的可靠性可以用在规定的环境条件，在正常开关操作的前提下，航天器开关类机构的寿命大于任务时间的概率来表征，故将寿命确定为该类机构的可靠性特征量[1-2]。考虑到航天器开关类机构每进行一次通断切换（由“通”切换为“断”为一次，由“断”切换为“通”为另一次）所用的时间是恒定的，则寿命末的通断切换次数乘以每通断切换一次所用的时间就是寿命，所以用通断切换次数T 来表征寿命。同理，用任务要求的工作次数t来表征任务时间。航天器开关类机构的可靠性R=P（T ＞t）。

验证航天器开关类机构的可靠性有多种试验方法。但是，在选择试验方法时，必须要考虑航天器产品小批量生产、研制进度紧和试验费用较高的特点，否则，所选择的试验方法将难以在工程中实施。在满足验证可靠性水平的前提下，应尽可能选择试验件数少、试验时间短、试验经费少的可靠性验证试验方法。

航天器开关类机构是多次动作进行通断状态转换的产品，它不属于一次性动作的成败型产品（如火工机构），因而不宜采用类似成败型的火工机构的可靠性验证试验方法进行试验[3]。开关类机构的输出的信号不是接通就是断开，而不同于某些所测输出性能参数符合正态分布的机构产品，因而也不宜采用如文献[4-6]所述的计量型（正态分布）可靠性验证试验方法进行试验。

考虑到航天器开关类机构（寿命型产品）的工作特点，其特征量用开关类机构的通断切换次数T 来表征，故选择定时截尾无替换方式的寿命试验方法作为航天器开关类机构的可靠性验证试验方法。

在n个样品的寿命试验中，若失效时间（用通断切换次数来表征）按由小到大排序为t1，t2，…，tr相互独立，且寿命分布类型均为指数分布，预定在通断切换次数为τ次时停止试验，产品失效数为r（r≤n），则试验总通断切换次数[7]为

R 的近似单侧置信下限[7]为

式中：t为任务要求的工作次数；1-α＝γ（γ为置信度）；χ2分布的分位数可查阅有关统计方面的数表获得。

由式（2）得，总通断切换次数T为

由式（3）可知，制定可靠性验证试验方案时，总通断切换次数T 需要根据任务要求的工作次数t、失效数r和待验证的可靠性指标RL来决定。其中t、γ和RL一般由产品的上级设计师或用户在技术要求中下达，而失效数r在试验前是未知的，所以需要根据r可能的数值，按式（3）来计算几种可能情况下的试验总通断切换次数T，制定几种试验截尾预案，若r＝0，则试验截尾通断切换次数τ为

若0＜r＜n，则需根据r值按公式（3）来具体控制总通断切换次数T 和试验截尾通断切换次数τ。

2.2 试验件状态、试验条件及试验程序

航天器开关类机构试验件应是通过验收试验考核的合格产品，与交付安装在航天器上的开关机构具有相同的技术状态。

产品可靠性验证试验的环境条件应当覆盖产品工作环境中最恶劣的条件。

先将n（n≥3）个同种开关机构按照规定的安装要求，固定到可靠性验证试验工装上，并进行初始状态确认，当环境条件符合规定的试验条件时，在通电的情况下反复开闭航天器开关机构，利用计算机数据采集装置自动记录各个开关机构的开闭次数。最终完成如上文所述的定时截尾无替换方式寿命试验。

2.3 故障判据

在试验过程中，若出现开关机构的开关电信号不能切换的现象，则判定为出现故障，需要暂停试验，进行故障分析。

若确认故障属于非关联故障[8]，则剔除该试验数据，对试验设备采取改进措施后，可继续进行后续试验，之前的试验数据有效。

若确认故障属于关联故障[8]，则需要改进开关机构的设计或工艺，重新进行验证，发生故障前的测试数据对于可靠性评估无效。

2.4 可靠性评估方法

根据试验获得的实测值ti（i＝1，2，…，r）、失效数r和总通断切换次数T 数据，查阅有关统计方面的数表获得χ2分布的分位数，利用式（2）即可计算出开关机构可靠性的评估值。

3 示例——某载人航天器舱门压点开关可靠性验证试验

3.1 功能及工作原理

图1为某载人航天器舱门压点开关的示意图。

图1 某舱门压点开关示意图Fig.1 Aswitch gear for manned spacecraft hatches

该舱门压点开关主要由杠杆齿轮、滚轮、轴、触杆、壳体、箱盖和微动开关等组成。

当舱门处于打开状态时，舱门压点开关处于图1所示的自由状态，杠杆齿轮上的滚轮不被舱门压紧，杠杆齿轮在内部扭簧的作用下保持初始位置，内部微动开关发出舱门打开状态电信号。

当关闭舱门时，舱门上的压块与舱门压点开关的滚轮接触并压紧，滚轮按图1中的箭头方向运动，杠杆齿轮绕轴旋转，通过一对齿轮副将力矩传递到触杆上。这样，杠杆齿轮转动带动触杆转动，使得触杆压缩微动开关的触点，当舱门关闭到位时，微动开关的通断状态由绝缘状态切换到导通状态，发出舱门关闭的信号。当关闭状态的舱门要实现开启时，杠杆齿轮轴上的扭簧释放弹性力，使得触杆与微动开关逐渐脱离，当舱门打开到位时，微动开关通断状态切换，发出舱门打开的信号。

分析舱门压点开关的组成和工作原理后可知，舱门压点开关的可靠性主要取决于微动开关能否可靠切换通断状态。

3.2 可靠性指标、试验条件及试验方法

该载人航天器舱门压点开关任务要求的工作次数t＝10次，该舱门压点开关的可靠性指标R＝0.999，要求按置信度γ＝0.7进行可靠性评估。

为了验证舱门压点开关的可靠性，从验收合格的一小批舱门压点开关中随机抽取3件舱门压点开关作为试验件，试验件技术状态与安装在载人航天器上的舱门压点开关具有相同技术状态。舱门压点开关与试验设备的安装接口与飞行状态下的安装接口一致。

将3个舱门压点开关同时固定在试验工装上并放置在试验环境中，利用试验工装上的电机驱动“凸轮-摆杆”机构作周期性摆动（如图2所示），同时压动3个舱门压点开关作开或关的动作。在舱门压点开关通电的情况下反复开闭压点开关，利用计算机数据采集装置自动记录各个舱门压点开关的开闭次数。一旦第i个舱门压点开关不能正常切换通断状态，则此前记录的开闭次数即为式（1）中的ti（i＝1，2，…，r）。

图2 载人航天器舱门压点开关试验件及试验工装Fig.2 Switch gears for a manned spacecraft hatch and their test device

舱门压点开关的环境条件与对应的舱门门框附近的环境条件接近。在载人航天器舱门中，航天员出舱活动舱门的工作环境较为恶劣。对应的舱门压点开关所处的最恶劣的环境为真空低温，因此选择真空低温环境（真空度≤1.3×10-3Pa；温度-45℃～-48℃）作为舱门压点开关可靠性验证试验的环境条件。

按照本文2.2节的试验程序进行定时截尾无替换方式寿命试验。

3.3 试验结果及可靠性评估结果

从上述定时截尾无替换方式寿命试验中得到试验结果如表1所示。

根据t＝10，r＝2，T＝37 927，γ＝1-α＝0.7，查统计数表得：将 这些数据代入式（2）得到舱门压点开关的可靠性评估结果：这表明舱门压点开关的可靠性满足指标R＝0.999 的要求。

表1 试验结果Table1 Test results

4 结束语

本文给出了航天器开关类机构可靠性验证试验的方法，并以载人航天器舱门压点开关为例，示范了其可靠性验证试验方法的应用，可为航天器开关类机构的可靠性验证试验提供技术途径。

作者衷心感谢上海航天电子有限公司李其隆、杨惠良、张建等同志给予的支持和帮助。

（References）

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