孫海峰 胡海峰 翟邵蕾 宋征宇

北京航天自動(dòng)控制研究所，北京 100854

可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)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(dòng)控制研究所，北京 100854

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，對(duì)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(yàn)多為傳統(tǒng)方法，對(duì)于高可靠長(zhǎng)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?？煽啃詮?qiáng)化試驗(yàn)作為一種新型的試驗(yàn)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(yùn)載火箭領(lǐng)域得到應(yīng)用。

可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)；航天產(chǎn)品研制；應(yīng)用

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，對(duì)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(cè)航天器的長(zhǎng)時(shí)間在軌運(yùn)行，武器裝備全天候、多地域化的作戰(zhàn)需求，對(duì)產(chǎn)品的功能、性能指標(biāo)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(yán)酷，因此對(duì)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(duì)產(chǎn)品設(shè)計(jì)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(zhǎng)壽命的特點(diǎn)，對(duì)于這類產(chǎn)品，采用傳統(tǒng)可靠性試驗(yàn)方法發(fā)現(xiàn)潛在缺陷極其困難，可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)作為一種新型的試驗(yàn)技術(shù)，效率高、成本低，可以快速激發(fā)產(chǎn)品潛在缺陷，實(shí)現(xiàn)航天產(chǎn)品可靠性的有效增長(zhǎng)。

1 可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)技術(shù)概述

可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)屬于激發(fā)試驗(yàn)的范疇，采用應(yīng)力水平遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過正常使用環(huán)境的激發(fā)應(yīng)力進(jìn)行試驗(yàn)，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(jìn)措施消除缺陷，提高產(chǎn)品可靠性，并大幅提高試驗(yàn)效率，降低成本[1]。

美國(guó)G.K.Hobbs， K.A.Gray和L.W.Condra等人是最早從事可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)研究的幾位專家，他們稱這種試驗(yàn)為高加速壽命試驗(yàn)(HALT)和高加速應(yīng)力篩選(HASS)。HALT用于產(chǎn)品的設(shè)計(jì)階段，HALT有2個(gè)目的：1)通過HALT快速找出產(chǎn)品設(shè)計(jì)及制造的缺陷，改善設(shè)計(jì)，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(cè)得產(chǎn)品極限，找出適當(dāng)?shù)暮Y選量級(jí)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(shí)，提出了可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)(Reliability Enhancement Testing，RET)的概念[2]。可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)突出了這類試驗(yàn)的特點(diǎn)，可以認(rèn)為可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)包括了HALT和HASS的內(nèi)容，作為這類試驗(yàn)技術(shù)的統(tǒng)稱較為合理。

2 強(qiáng)化試驗(yàn)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(yàn)—分析—改進(jìn)—再試驗(yàn)的反復(fù)過程來提高，直到滿足研制目標(biāo)，在這個(gè)過程中，產(chǎn)品的設(shè)計(jì)和制造工藝不斷地暴露出缺陷，經(jīng)過分析和改進(jìn)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(zhǎng)，可靠性增長(zhǎng)是保證產(chǎn)品滿足設(shè)計(jì)可靠性指標(biāo)的一種有效途徑[3]。

傳統(tǒng)的可靠性增長(zhǎng)試驗(yàn)主要通過環(huán)境模擬試驗(yàn)暴露產(chǎn)品的設(shè)計(jì)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(duì)高可靠長(zhǎng)壽命航天產(chǎn)品的可靠性增長(zhǎng)而言，真實(shí)環(huán)境模擬實(shí)驗(yàn)在短時(shí)間內(nèi)難以激發(fā)產(chǎn)品潛在缺陷，因此可靠性增長(zhǎng)時(shí)間長(zhǎng)、費(fèi)用消耗大。而從航天產(chǎn)品可靠性增長(zhǎng)的目的來看，試驗(yàn)?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(jì)為目的的驗(yàn)證試驗(yàn)，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(yàn)對(duì)缺陷的激發(fā)效率為目標(biāo)。

對(duì)于可靠性評(píng)估而言，高可靠長(zhǎng)壽命的航天產(chǎn)品性能退化緩慢，在有限的時(shí)間內(nèi)無法獲得足夠的退化數(shù)據(jù)來精確估計(jì)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(jì)或使用應(yīng)力條件，從而估計(jì)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(duì)航天產(chǎn)品研究高效的可靠性試驗(yàn)技術(shù)，以滿足工程實(shí)踐中對(duì)這類高可靠長(zhǎng)壽命產(chǎn)品可靠性保障的需要?？煽啃詮?qiáng)化試驗(yàn)技術(shù)為航天產(chǎn)品可靠性的增長(zhǎng)和評(píng)估提供了一條有效的技術(shù)途徑。

3 強(qiáng)化試驗(yàn)在航天產(chǎn)品研制中的應(yīng)用

可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)技術(shù)在國(guó)內(nèi)航天領(lǐng)域進(jìn)行了相關(guān)理論研究和實(shí)際工程應(yīng)用，新一代中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)目前已完成關(guān)鍵產(chǎn)品的可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)，通過試驗(yàn)，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(cuò)的成果。

本文以新一代中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)產(chǎn)品可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)為例，對(duì)可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)在航天產(chǎn)品研制中的應(yīng)用情況進(jìn)行描述。

3.1 試驗(yàn)時(shí)機(jī)

在新一代中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的研制過程中，在型號(hào)初樣研制階段開展了可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)。控制系統(tǒng)先通過實(shí)施可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)產(chǎn)品固有可靠性的高效增長(zhǎng)，再實(shí)施模擬正常環(huán)境下進(jìn)行的可靠性增長(zhǎng)試驗(yàn)來評(píng)估可靠性，并進(jìn)一步提高產(chǎn)品的固有可靠性。

圖1給出可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)在新一代中型運(yùn)載火箭研制中的應(yīng)用模式。

圖1 可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)在航天產(chǎn)品研制中的應(yīng)用模式

3.2 試驗(yàn)剖面

3.2.1 試驗(yàn)項(xiàng)目和試驗(yàn)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(yàn)應(yīng)力確定試驗(yàn)剖面。新一代中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)產(chǎn)品強(qiáng)化試驗(yàn)項(xiàng)目和試驗(yàn)順序如下：

1) 降溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)；

2) 升溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)；

3) 溫度循環(huán)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)；

4) 振動(dòng)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)；

5) 溫度-振動(dòng)綜合環(huán)境應(yīng)力試驗(yàn)。

3.2.2 試驗(yàn)應(yīng)力條件設(shè)計(jì)

新一代中型運(yùn)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(shí)環(huán)境，適當(dāng)增加環(huán)境應(yīng)力開展強(qiáng)化試驗(yàn)，試驗(yàn)條件根據(jù)產(chǎn)品應(yīng)力極限進(jìn)行設(shè)計(jì)。

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

1)技術(shù)規(guī)范極限：由產(chǎn)品設(shè)計(jì)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(jì)極限：設(shè)計(jì)這種產(chǎn)品在該極限內(nèi)工作不會(huì)失效。技術(shù)規(guī)范極限和設(shè)計(jì)極限之差稱為設(shè)計(jì)余量；

3)工作極限：在定量確定有關(guān)應(yīng)力對(duì)可靠性影響的加速試驗(yàn)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(qiáng)化試驗(yàn)測(cè)定；

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

6)可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)(RET)極限：是完成一個(gè)試驗(yàn)進(jìn)程時(shí)最終所達(dá)到的應(yīng)力極限值，該值不會(huì)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(yùn)載火箭控制系統(tǒng)產(chǎn)品可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)項(xiàng)目的應(yīng)力條件設(shè)計(jì)如下：

1)降溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)

起始溫度T0≤產(chǎn)品設(shè)計(jì)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(jìn)次數(shù)=(T0-TLG)/Δt，Δt為降溫步長(zhǎng)；

2)升溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)

起始溫度T0≥產(chǎn)品設(shè)計(jì)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(jìn)次數(shù)=(TLG-T0)/Δt，Δt為升溫步長(zhǎng)；

3)溫度循環(huán)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)

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(jì)極限上限；

極限溫度變化率ΔTG≤試驗(yàn)箱極限能力；

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

4)振動(dòng)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)

起始振動(dòng)量級(jí)A0≥設(shè)計(jì)極限上限；

極限振動(dòng)量級(jí)AG≤破壞極限上限；

規(guī)定振動(dòng)步進(jìn)次數(shù)=(AG-A0)/ΔA，ΔA為振動(dòng)量級(jí)步長(zhǎng)；

振動(dòng)敏感方向：試驗(yàn)后通過FMEA分析獲得；

5)溫度-振動(dòng)綜合環(huán)境應(yīng)力試驗(yàn)

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(dòng)量級(jí)A

3.2.3 試驗(yàn)剖面設(shè)計(jì)

(1)降溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)

設(shè)定試驗(yàn)的起始溫度為T0(℃)，溫度變化率為ΔT(℃/min)，保溫時(shí)間以受試產(chǎn)品達(dá)到溫度穩(wěn)定所需要的最短時(shí)間為準(zhǔn)，降溫步長(zhǎng)為Δt(℃)，階段溫度穩(wěn)定后維持一定的時(shí)間，之后對(duì)受試產(chǎn)品執(zhí)行至少一次的功能和性能測(cè)試。如測(cè)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(shí)間，再對(duì)受試產(chǎn)品進(jìn)行功能和性能測(cè)試；如不正常，則重復(fù)當(dāng)前溫度進(jìn)行試驗(yàn)。以此類推，直至完成了規(guī)定步長(zhǎng)的降溫試驗(yàn)。降溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)剖面如圖3所示。

圖3 降溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)剖面

(2)升溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)

設(shè)定試驗(yàn)的起始溫度為T0(℃)，溫度變化率為ΔT(℃)/min，保溫時(shí)間以受試產(chǎn)品達(dá)到溫度穩(wěn)定所需要的最短時(shí)間為準(zhǔn)，升溫步長(zhǎng)為Δt(℃)，階段溫度穩(wěn)定后維持一定的時(shí)間，之后對(duì)受試產(chǎn)品執(zhí)行至少一次的功能和性能測(cè)試。如測(cè)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(shí)間，再對(duì)受試產(chǎn)品進(jìn)行功能和性能測(cè)試；如不正常，則重復(fù)當(dāng)前溫度進(jìn)行試驗(yàn)。以此類推，直至完成了規(guī)定步長(zhǎng)的升溫試驗(yàn)。升溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)剖面如圖4所示。

圖4 升溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)剖面

(3)溫度循環(huán)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)

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(zhǎng)ΔT(℃)/min。在每個(gè)溫度循環(huán)范圍內(nèi)進(jìn)行高低溫度變化，每個(gè)溫度變化率進(jìn)行一定次數(shù)的溫度循環(huán)，在每個(gè)循環(huán)的最高溫度及最低溫度對(duì)受試產(chǎn)品進(jìn)行功能和性能測(cè)試，如測(cè)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(jìn)行試驗(yàn)。以此類推，最終完成規(guī)定步長(zhǎng)的溫度循環(huán)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)。溫度循環(huán)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)剖面如圖5所示。

圖5 溫度循環(huán)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)剖面

(4)振動(dòng)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)

起始振動(dòng)量級(jí)A0，振動(dòng)量級(jí)步長(zhǎng)為ΔA，每個(gè)振動(dòng)量級(jí)停留一定時(shí)間，對(duì)受試產(chǎn)品執(zhí)行至少一次的功能和性能測(cè)試。如測(cè)試結(jié)果正常，則將振動(dòng)量級(jí)升高ΔA；如不正常，則重復(fù)當(dāng)前振動(dòng)量級(jí)進(jìn)行試驗(yàn)。以此類推，最終完成規(guī)定步長(zhǎng)的振動(dòng)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)。

結(jié)束試驗(yàn)后，按照FMEA分析結(jié)果，分析故障的嚴(yán)酷度類別，在3個(gè)正交軸方向極限振動(dòng)量級(jí)相同的情況下，以出現(xiàn)最高嚴(yán)酷度故障的方向?yàn)檎駝?dòng)敏感方向；在3個(gè)方向極限振動(dòng)量級(jí)不同的情況下，以出現(xiàn)極限振動(dòng)量級(jí)最小的方向?yàn)檎駝?dòng)敏感方向。

振動(dòng)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)剖面如圖6所示。

圖6 振動(dòng)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)剖面

(5)溫度-振動(dòng)綜合環(huán)境應(yīng)力試驗(yàn)

將快速溫變循環(huán)試驗(yàn)及振動(dòng)試驗(yàn)同時(shí)進(jìn)行，驗(yàn)證產(chǎn)品在溫度振動(dòng)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(dòng)量級(jí)A，振動(dòng)方向?yàn)檎駝?dòng)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)獲得的振動(dòng)敏感方向，溫度變化率為ΔT(℃)/min。在每個(gè)溫度循環(huán)的最高及最低溫度各振動(dòng)一定時(shí)間，并對(duì)受試產(chǎn)品進(jìn)行功能和性能測(cè)試，以便及時(shí)發(fā)現(xiàn)由于溫變應(yīng)力和振動(dòng)應(yīng)力同時(shí)作用于受試產(chǎn)品而出現(xiàn)的故障情況。重復(fù)進(jìn)行試驗(yàn)循環(huán)數(shù)，直至完成一定數(shù)量的溫度循環(huán)。

溫度-振動(dòng)綜合步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)剖面見圖7。

圖7 溫度-振動(dòng)綜合環(huán)境應(yīng)力試驗(yàn)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(jì)、工藝方面的可靠性薄弱環(huán)節(jié)，進(jìn)一步摸清產(chǎn)品對(duì)力、熱環(huán)境條件的設(shè)計(jì)余量，提高產(chǎn)品強(qiáng)壯性，新一代中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)在初樣研制階段對(duì)影響安全和飛行成敗的箭上電子(含機(jī)電)產(chǎn)品實(shí)施了可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)。

受試產(chǎn)品代表了設(shè)計(jì)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(yàn)收試驗(yàn)后的驗(yàn)收合格產(chǎn)品，并且已經(jīng)通過了例行試驗(yàn)的考核。新一代中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)參加可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)的產(chǎn)品共計(jì)29臺(tái)，期間出現(xiàn)問題16個(gè)，問題分類統(tǒng)計(jì)如圖8所示。

圖8 可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)問題分類統(tǒng)計(jì)

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

圖9 環(huán)境因素問題統(tǒng)計(jì)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(yàn)驗(yàn)證，可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)?zāi)軌蛟谳^短的時(shí)間內(nèi)，快速激發(fā)產(chǎn)品缺陷，實(shí)現(xiàn)了航天產(chǎn)品可靠性的有效增長(zhǎng)。可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)率高、成本低，解決了設(shè)計(jì)階段無法模擬真實(shí)使用環(huán)境條件而帶來的試驗(yàn)有效性問題，同時(shí)解決了為提高設(shè)備可靠性而提高設(shè)計(jì)裕度帶來的成本大幅增加的問題，特別適合具有高可靠、長(zhǎng)壽命產(chǎn)品特性的航天領(lǐng)域；

2)通過對(duì)試驗(yàn)過程中出現(xiàn)問題的分析，溫度和振動(dòng)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(qiáng)對(duì)航天產(chǎn)品HALT試驗(yàn)中的應(yīng)力研究，如溫度、振動(dòng)、溫度振動(dòng)綜合應(yīng)力以及其他試驗(yàn)應(yīng)力研究。同時(shí)加強(qiáng)加速環(huán)境選擇和試驗(yàn)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(yàn)收試驗(yàn)和例行試驗(yàn)的考核，但是經(jīng)過強(qiáng)化試驗(yàn)，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(duì)于航天產(chǎn)品HASS試驗(yàn)的研究，建立科學(xué)規(guī)范的篩選試驗(yàn)剖面，提高篩選試驗(yàn)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(shí)現(xiàn)航天產(chǎn)品可靠性的高效增長(zhǎng)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(yàn)方法在航天產(chǎn)品可靠性增長(zhǎng)及評(píng)估方面的不足，提出了可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)方法在航天領(lǐng)域應(yīng)用的必要性，并對(duì)試驗(yàn)剖面進(jìn)行了設(shè)計(jì)，同時(shí)對(duì)試驗(yàn)取得的效果進(jìn)行了分析。

同時(shí)也應(yīng)該注意到，當(dāng)前可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)并沒有一個(gè)規(guī)范化的試驗(yàn)設(shè)計(jì)方案和實(shí)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(zhǎng)目標(biāo)，也沒有行之有效的評(píng)估方法，無法對(duì)整個(gè)增長(zhǎng)過程進(jìn)行跟蹤和控制，試驗(yàn)時(shí)間和強(qiáng)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(jìn)一步加強(qiáng)可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)方法的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范、試驗(yàn)評(píng)估技術(shù)以及相關(guān)的試驗(yàn)設(shè)備和控制技術(shù)的研究，規(guī)范可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)的設(shè)計(jì)與實(shí)施。

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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(jí)工程師，主要研究方向?yàn)楹教炜刂葡到y(tǒng)綜合設(shè)計(jì)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?yàn)楹教炜刂葡到y(tǒng)綜合設(shè)計(jì)及航天標(biāo)準(zhǔn)化；翟邵蕾(1982-)，女，河北人，碩士研究生，工程師，主要研究方向?yàn)楹教炜刂葡到y(tǒng)冗余設(shè)計(jì)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?yàn)轱w行器控制、制導(dǎo)與仿真技術(shù)。