王宏讓，董 灝，程曉輝，段增斌

（1. 西安航天動(dòng)力研究所，西安，710100；2. 航天推進(jìn)技術(shù)研究院，西安，710100）

0 引 言

載人運(yùn)載火箭長(zhǎng)征二號(hào)F是從長(zhǎng)征二號(hào)E火箭為基礎(chǔ)，當(dāng)時(shí)，長(zhǎng)征二號(hào)E火箭的設(shè)計(jì)可靠性為0.91，經(jīng)過反復(fù)論證，并借鑒美國(guó)、俄羅斯的經(jīng)驗(yàn)，將中國(guó)載人航天用長(zhǎng)征二號(hào)F運(yùn)載火箭可靠性定為0.97。從長(zhǎng)征二號(hào)E火箭的0.91提高到長(zhǎng)征二號(hào)F載人火箭的0.97，可靠性指標(biāo)0.06的差別，是載人火箭與非載人火箭的一個(gè)分水嶺，是中國(guó)高可靠性火箭研制的開端，需要全體研制人員實(shí)現(xiàn)一次理念上的轉(zhuǎn)變與飛躍。

依據(jù)火箭的可靠性指標(biāo)，分配給一、二級(jí)及助推發(fā)動(dòng)機(jī)的總可靠性指標(biāo)為0.989，其中一級(jí)單機(jī)（含助推）為0.999，二級(jí)（五機(jī)）為0.997。據(jù)不完全統(tǒng)計(jì)，俄羅斯載人計(jì)劃任務(wù)中，發(fā)動(dòng)機(jī)故障率為3%，而美國(guó)載人飛船任務(wù)中，發(fā)動(dòng)機(jī)故障率為13%。相對(duì)于運(yùn)載火箭其它分系統(tǒng)，發(fā)動(dòng)機(jī)具有高溫、高壓、高轉(zhuǎn)速、大熱流、大推力、大振動(dòng)等極其惡劣的工作條件。受到結(jié)構(gòu)限制，發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)及組件均難以實(shí)現(xiàn)冗余備份，從整機(jī)到組件幾乎都是“單點(diǎn)故障”，任何組件的失效，都可能影響任務(wù)成敗。

由此，為實(shí)現(xiàn)載人航天的目標(biāo)，在運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制中，針對(duì)可靠性提升開展了專題策劃、論證，首先提出、實(shí)施了多項(xiàng)發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性設(shè)計(jì)、試驗(yàn)及評(píng)估方法。

1 可靠性試車方法

1.1 可靠性試車目標(biāo)

發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的工作可靠性最終需要通過整機(jī)試車進(jìn)行驗(yàn)證，考慮到經(jīng)費(fèi)的限制，制定的目標(biāo)是：

a）發(fā)動(dòng)機(jī)試車次數(shù)盡可能少，取得的可靠性信息盡可能多。

b）通過合理試車安排能充分暴露發(fā)動(dòng)機(jī)存在的問題，體現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性水平。

c）結(jié)合可靠性試車方案，確定合理的發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性評(píng)估方法，預(yù)估發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性指標(biāo)。

1.2 可靠性試車方案

為達(dá)到這一目標(biāo)，成立了“921-4工程發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性試車方案及可靠性評(píng)估技術(shù)研究”課題組，開展了專題研究，并首次提出了邊緣工況考核的可靠性試車方案。

發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性包括性能可靠性和結(jié)構(gòu)可靠性兩個(gè)方面，這兩種可靠性都需要通過發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車進(jìn)行檢驗(yàn)。前一種試車簡(jiǎn)稱性能試車，在額定條件下進(jìn)行，通過若干次性能試車，基于統(tǒng)計(jì)分析，給出發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)、偏差及可靠度。

檢驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性可以通過發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)境試驗(yàn)、組件試驗(yàn)等進(jìn)行，但最有效的手段是可靠性試車。發(fā)動(dòng)機(jī)要達(dá)到一定的可靠性要求，就需要足夠的試驗(yàn)時(shí)間和試驗(yàn)次數(shù)來暴露設(shè)計(jì)、工藝、材料等方面的缺陷及薄弱環(huán)節(jié)，通過對(duì)出現(xiàn)故障的改進(jìn)設(shè)計(jì)來提高可靠性。一般試驗(yàn)時(shí)間的長(zhǎng)短決定了發(fā)動(dòng)機(jī)可能達(dá)到的可靠性水平，國(guó)外均以足夠多的試車次數(shù)和累計(jì)時(shí)間來保證發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性，見表1。

表1 國(guó)外典型發(fā)動(dòng)機(jī)試車情況Tab.1 Test Results of Typical Engines Abroad

對(duì)常見的兩種可靠性評(píng)估方法進(jìn)行了對(duì)比分析，即：

a）成敗型，只統(tǒng)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)超過額定工作時(shí)間的成功或失敗次數(shù)，然后用二項(xiàng)分布法，給出一定置信度下的可靠性指標(biāo)。

b）壽命型，盡可能延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間，進(jìn)行多次試車后，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命分布，估計(jì)給定工作時(shí)間條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性，采用威布爾分布給出可靠性指標(biāo)。

如果只考慮成敗，為了達(dá)到足夠高的可靠性需要的試車次數(shù)達(dá)數(shù)千臺(tái)，經(jīng)濟(jì)上難以承受。而壽命型方法不但考慮了發(fā)動(dòng)機(jī)能在規(guī)定的工作時(shí)間內(nèi)正常工作，同時(shí)考慮到了發(fā)動(dòng)機(jī)的工作壽命，更為合理，為達(dá)到同一可靠性指標(biāo)所需的試車次數(shù)也較少。因此，在研制時(shí)選取了壽命型開展試車方案策劃。

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)工作特點(diǎn)，決定發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)工作特性的主要調(diào)整參數(shù)是推力、混合比、推進(jìn)劑溫度、工作時(shí)間。由于試車臺(tái)不能對(duì)推進(jìn)劑進(jìn)行主動(dòng)溫度調(diào)節(jié)，因此，策劃了不同季節(jié)試車，依靠自然環(huán)境的差別考核高低溫推進(jìn)劑的影響。此外，試車臺(tái)推進(jìn)劑貯箱和高位水池容量有限，按照其最大能力，設(shè)定了試車時(shí)間為600 s，即采用了定時(shí)截尾試驗(yàn)方案。這一時(shí)間是一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)額定工作時(shí)間的3.5倍，是二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間的2倍，對(duì)二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)來說時(shí)間略短。

發(fā)動(dòng)機(jī)的工作參數(shù)主要選擇推力和混合比，依據(jù)如圖1所示的方框圖來確定試車參數(shù)（，）。

圖1 載人運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性試車推力與混合比框圖Fig.1 Thrust and Mixing Ratio Block Diagram of Manned Launch Vehicle Engine Reliability Test

為發(fā)動(dòng)機(jī)額定工作參數(shù)點(diǎn)，它由額定混合比和額定推力決定。＝－Δ，＝－Δ，其中Δ是允許的混合比偏差；＝－Δ，＝＋Δ，其中Δ是允許的推力偏差。由、、、決定了4個(gè)工況點(diǎn)、、、。以這4個(gè)點(diǎn)為頂點(diǎn)構(gòu)成一個(gè)方框---。很顯然發(fā)動(dòng)機(jī)工作在該方框內(nèi)任一點(diǎn)確定的混合比和推力的條件下必須能夠可靠工作。所謂發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性就是指發(fā)動(dòng)機(jī)工作在方框、、、各點(diǎn)的可靠性。

進(jìn)行可靠性試車時(shí)應(yīng)該考慮選擇比---更大的方框，如---所示，稱為邊緣工況。若發(fā)動(dòng)機(jī)在邊緣工況---范圍內(nèi)可靠工作，則必能保證在可靠性工況---范圍內(nèi)有更高的工作可靠性。---各點(diǎn)由混合比、和推力、確定。

邊緣工況的設(shè)計(jì)思想是：任何1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)都不可能恰好工作在額定工況點(diǎn)上，因此發(fā)動(dòng)機(jī)都有允許的性能偏差。邊緣性能試驗(yàn)就是要檢驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)能夠適應(yīng)的工作范圍，適應(yīng)的范圍越寬則表明在要求的參數(shù)范圍內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性越高。同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)在偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)較遠(yuǎn)的范圍內(nèi)試車，更有利于發(fā)現(xiàn)平常試車不易暴露的薄弱環(huán)節(jié)。

發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性試車方法，亦稱為邊緣工況試車法，其含義是在長(zhǎng)程（即長(zhǎng)的工作時(shí)間）試車的基礎(chǔ)上考慮發(fā)動(dòng)機(jī)的極限工作狀態(tài)。邊緣工況試車法不僅考慮了發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間，更重要的是考慮了發(fā)動(dòng)機(jī)在各種邊緣工況的工作情況，可以更全面地考核發(fā)動(dòng)機(jī)在不同條件下的適應(yīng)性及可靠性，考核發(fā)動(dòng)機(jī)在偏離額定條件后是否存在振動(dòng)加劇、燃燒不穩(wěn)定和熱交換能力變差等方面的問題。邊緣工況是經(jīng)過計(jì)算、分析以及參考國(guó)內(nèi)外發(fā)動(dòng)機(jī)的研制經(jīng)驗(yàn)給出的相對(duì)惡劣的工況，邊緣工況的范圍要寬于發(fā)動(dòng)機(jī)必須可靠工作的參數(shù)范圍。發(fā)動(dòng)機(jī)在不同工況條件下試車，可以得到不同工作條件下的考驗(yàn)，能夠更充分地暴露出發(fā)動(dòng)機(jī)的薄弱環(huán)節(jié)，通過“設(shè)計(jì)—改進(jìn)—試驗(yàn)—發(fā)現(xiàn)問題—再改進(jìn)—再試驗(yàn)”的過程，使發(fā)動(dòng)機(jī)的固有可靠性水平得以進(jìn)一步提高。

A、A、A、A點(diǎn)在額定工況周邊選取，但這4點(diǎn)在額定點(diǎn)周圍分布并不是均等的，發(fā)動(dòng)機(jī)的主要工作參數(shù)為推力F和混合比K，由于試驗(yàn)條件的限制不可能找到確切的邊緣參數(shù)點(diǎn)，因此，對(duì)其選取，一方面，根據(jù)傳統(tǒng)高工況試車的經(jīng)驗(yàn)加以適當(dāng)提高；另一方面，參考了美國(guó)和前蘇聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性增長(zhǎng)試驗(yàn)的工況范圍，確定發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際試車時(shí)一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力變化范圍為86%～106%，二級(jí)主機(jī)的推力變化范圍為89%～105%。由于游機(jī)推力較低，是主機(jī)真空推力的1/16，而且推進(jìn)劑混合比較低，因此，游機(jī)沒有選取邊緣工況點(diǎn)，仍采用長(zhǎng)程試車法，試車工況比額定工況略高。

下面對(duì)試車各工況點(diǎn)逐一進(jìn)行分析。

a）對(duì)A工況點(diǎn)的分析。

A點(diǎn)為額定工況，推力、混合比均處于設(shè)計(jì)值，發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件相對(duì)最好，一般在驗(yàn)證性、抽檢及性能試車時(shí)采用此工況點(diǎn)，以驗(yàn)證設(shè)計(jì)方案、工藝水平和獲取性能參數(shù)。

b）對(duì)A工況點(diǎn)的分析。

A工況點(diǎn)為低推力、低混合比。由于是低推力、低混合比，其工作參數(shù)明顯低于額定工況，工況的降低導(dǎo)致渦輪轉(zhuǎn)速的降低，泵出口壓力降低，而推力室需要的壓力變化不大，對(duì)各調(diào)節(jié)元件相應(yīng)要求較嚴(yán)；由于工況的降低，振動(dòng)環(huán)境相對(duì)惡劣，導(dǎo)致振動(dòng)加速度幅值相對(duì)增大，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)要求相應(yīng)提高。

c）對(duì)A工況點(diǎn)的分析。

A工況點(diǎn)為低推力、高混合比。由于是低推力、高混合比，首先總流量有所降低，但氧化劑流量變化不大，燃料流量相對(duì)有較大幅度的降低，泵轉(zhuǎn)速下降不明顯，但燃料路的壓力變化較大，使得燃料路氣蝕管的氣蝕裕量變大，可能導(dǎo)致振動(dòng)加速度幅值增大，振動(dòng)環(huán)境惡劣，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)要求相應(yīng)提高。最重要的是，該工況點(diǎn)燃料流量大幅降低，對(duì)推力室的再生冷卻是極大的考驗(yàn)。

d）對(duì)A工況點(diǎn)的分析。

A工況點(diǎn)為高推力、高混合比。由于是高推力、高混合比，其工作參數(shù)明顯高于額定工況，工況的提高導(dǎo)致渦輪轉(zhuǎn)速的提高，從而使其轉(zhuǎn)動(dòng)頻率發(fā)生改變，使轉(zhuǎn)動(dòng)頻率與渦輪盤的固有頻率接近而動(dòng)應(yīng)力增大，渦輪盤容易產(chǎn)生裂紋；由于工況的提高，導(dǎo)致振動(dòng)加速度幅值增大，振動(dòng)環(huán)境惡劣，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)要求相應(yīng)提高；各組件的工作流量和壓力等參數(shù)都有一定幅值的提高，組件的負(fù)荷增加，從而對(duì)其強(qiáng)度和抗振要求都進(jìn)一步提高。

e）對(duì)A工況點(diǎn)的分析。

A工況點(diǎn)為高推力、低混合比。由于是高推力、低混合比，首先總流量有所提高，但氧化劑流量相對(duì)偏小，燃料流量相對(duì)提高，可以考驗(yàn)燃料路系統(tǒng)負(fù)載加大后的工作可靠性；由于發(fā)動(dòng)機(jī)混合比偏低，氧化劑流量相對(duì)額定情況變化較小，發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)變化不明顯。

所有這些邊緣工況點(diǎn)的工作條件相對(duì)額定工作點(diǎn)都要惡劣，尤其對(duì)A、A點(diǎn)要給予足夠的重視，因?yàn)檫@兩點(diǎn)的相對(duì)條件更加苛刻，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的要求更嚴(yán)。A點(diǎn)推力室燃料冷卻流量大大低于額定值，對(duì)推力室的再生冷卻是極大的考驗(yàn)，對(duì)該點(diǎn)也要特別重視。

1.3 與國(guó)外方案的對(duì)比

在載人運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制的20世紀(jì)90年代，中國(guó)就提出了邊緣工況試車考核發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性的方案。從后續(xù)陸續(xù)得到的信息來看，美國(guó)、俄羅斯等航天大國(guó)也采取了相同的邊緣工況考核試車的思路，制定的試車方案也基本一樣。

美國(guó)空軍航天司令部航天和導(dǎo)彈系統(tǒng)中心2017年6月16日發(fā)布的《液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)評(píng)估和測(cè)試要求》標(biāo)準(zhǔn)中，在發(fā)動(dòng)機(jī)性能鑒定測(cè)試時(shí)，對(duì)推力和混合比進(jìn)行拉偏試驗(yàn)，如圖2所示，橫坐標(biāo)為混合比，縱坐標(biāo)為功率水平，代表推力，由內(nèi)向外的黑色方框分別代表調(diào)整參數(shù)、實(shí)際飛行參數(shù)、可靠性考核參數(shù)。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)功率水平與混合比調(diào)節(jié)框、飛行框和裕度框概念Fig.2 Engine Power Level and Mixing Ratio Adjustment Frame, Flight Frame and Margin Frame

2 可靠性試車方法的應(yīng)用

按照策劃，在發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中，共進(jìn)行了12次邊緣工況，推力范圍為額定推力的86%～106%、混合比范圍為額定混合比的94%～111%。用較少的試車臺(tái)次，在有限時(shí)間內(nèi)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能及結(jié)構(gòu)可靠性進(jìn)行驗(yàn)證與評(píng)定。采用這種從難從嚴(yán)的試車方法，對(duì)充分暴露發(fā)動(dòng)機(jī)的薄弱環(huán)節(jié)及隱患起到了很大的作用。通過這些可靠性試車發(fā)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)的若干缺陷，經(jīng)分析、研究，采取措施進(jìn)行改進(jìn)后消除了這些缺陷，實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性增長(zhǎng)。

現(xiàn)將有關(guān)情況簡(jiǎn)述于下：

a）11-1001試車渦輪一級(jí)衛(wèi)帶仍與渦輪蓋相磨，說明采取的設(shè)計(jì)改進(jìn)方案不完善。此后將衛(wèi)帶進(jìn)口邊切去0.4 mm，渦輪蓋相應(yīng)部位切出深0.3 mm的槽，解決了多年存在的被認(rèn)為難度較大的問題。另外在該次試車中還發(fā)現(xiàn)燃料主閥的氮?dú)夤軓那蝾^根部斷裂。后來改用B型球頭（增大轉(zhuǎn)角），但在11-1002試車時(shí)該氮?dú)夤苡謴暮缚p熱影響區(qū)處斷裂。經(jīng)模態(tài)分析，確認(rèn)為該導(dǎo)管固有頻率與發(fā)動(dòng)機(jī)主振頻率接近所致。改變導(dǎo)管走向后，在以后各次試車中此導(dǎo)管再未斷裂過。

b）11-1002試車后檢查發(fā)現(xiàn)排氣管與蒸發(fā)器連接處有螺栓斷裂及螺母縱向開裂。分析認(rèn)為是在高溫下的鎘脆導(dǎo)致強(qiáng)度偏低，將螺栓材料由30CrMnSiA改為高溫合金GH2036，螺母改為鍍銀高溫自鎖螺母HG5634M8之后，在多次試車中未出現(xiàn)問題。

c）11-1004試車至約200 s時(shí)發(fā)生器頭部泄漏NO黃煙。其主要原因是渦輪一級(jí)輪盤產(chǎn)生穿透性裂紋導(dǎo)致振動(dòng)加劇，發(fā)生器頭部管嘴處抗振能力弱也是一個(gè)原因。渦輪盤從設(shè)計(jì)及工藝方面采取改進(jìn)措施并將發(fā)生器頭部管嘴處加強(qiáng)后，解決了這一問題。

d）20-2002試車至約480 s時(shí)氧化劑泵爆炸。經(jīng)分解檢查判定為渦輪一級(jí)輪盤穿透性裂紋導(dǎo)致振動(dòng)加劇，端面密封破壞。此后經(jīng)分析、計(jì)算、試驗(yàn)，采取了如下幾方面的措施：將原裂紋處的轉(zhuǎn)角由R3增大為R7，減小應(yīng)力集中；原裂紋部位增厚2 mm，降低應(yīng)力水平，增強(qiáng)輪盤剛度，提高盤抗彎曲能力；采用數(shù)控機(jī)床加工，提高并穩(wěn)定加工質(zhì)量；將自由鍛件改為模鍛件穩(wěn)定輪盤力學(xué)性質(zhì)，改善纖維流向。經(jīng)上述改進(jìn)后先進(jìn)行了4次渦輪泵聯(lián)動(dòng)試驗(yàn)，到目前為止已進(jìn)行了10次發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車考驗(yàn)，均無異常，從而消除了一個(gè)重大隱患。

e）20-2003試車后檢查發(fā)現(xiàn)火藥啟動(dòng)器頂蓋與電爆管連接處有泄漏痕跡。此后進(jìn)行了電爆管裝配力矩試驗(yàn)，規(guī)定擰緊力矩為60 N·m，并采取涂膠措施。采取這一措施至今的9次試車中無一出現(xiàn)泄漏痕跡。這次試車后分解檢查還發(fā)現(xiàn)，Y泵離心輪在相間的3個(gè)葉片與前蓋板結(jié)合處均有裂紋，其中兩個(gè)較重，裂紋長(zhǎng)度分別為25 mm和15 mm；另一個(gè)葉片根部也有輕微裂紋。這3個(gè)互不相鄰葉片的非工作面有明顯的汽蝕斑點(diǎn)。車掉后蓋板，發(fā)現(xiàn)這3個(gè)葉片的工作面有更嚴(yán)重的汽蝕凹坑。3處汽蝕范圍均約7 cm，最深處達(dá)3 mm（葉片厚度4 mm）。這是載人航天發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性試車中發(fā)現(xiàn)的又一重大問題。

經(jīng)過這種嚴(yán)峻考驗(yàn)的發(fā)動(dòng)機(jī)無論是設(shè)計(jì)方面還是工藝方面都非常過硬，其可靠性也能得到最大地提高。

3 可靠性評(píng)估

針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性的評(píng)估，從組件級(jí)到整機(jī)級(jí)，根據(jù)試驗(yàn)信息的差異，采取了兩種不同的評(píng)估方式。

3.1 關(guān)鍵部組件的可靠性評(píng)估

相比于發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)級(jí)的可靠性試驗(yàn)，部組件的試驗(yàn)信息往往較為豐富，可以以部組件的試驗(yàn)數(shù)據(jù)為輸入，評(píng)估了各部組件的可靠性水平。其可靠性評(píng)估流程關(guān)鍵步驟包括：可靠性分析、針對(duì)各故障模式的可靠性評(píng)估方法、數(shù)據(jù)采集范圍等。發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部組件，主要包括推力室、燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪泵、閥門等，可靠性驗(yàn)證評(píng)估技術(shù)主要梳理各部組件的關(guān)鍵故障模式，針對(duì)不同故障模式選取可靠性特征量，構(gòu)建可靠性數(shù)學(xué)模型，形成了各部組件關(guān)鍵故障模式發(fā)生概率的計(jì)算方法。

如發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)閥門作為關(guān)鍵組件安裝在泵前管路，起著隔離推進(jìn)劑與發(fā)動(dòng)機(jī)的作用，其工作可靠性直接影響任務(wù)成敗，歷史上曾出現(xiàn)過鎖位失效故障，為解決問題提高可靠性，在載人運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制時(shí)，改進(jìn)為冗余雙鎖結(jié)構(gòu)。如果按照分配給啟動(dòng)閥0.9999（r=0.75）的可靠性要求，需要一萬多臺(tái)試驗(yàn)產(chǎn)品子樣，太不經(jīng)濟(jì)，為此開展了專題研究，設(shè)計(jì)了量化試驗(yàn)方案，即利用高靈敏的角位移傳感器和數(shù)字存儲(chǔ)器測(cè)量蝶盤從93°旋轉(zhuǎn)、止動(dòng)再反彈回93°所需要的時(shí)間T（即鎖銷彈出容許時(shí)間），然后和以往測(cè)得的鎖銷彈出時(shí)間（0.9～1.1 ms）比較給出統(tǒng)計(jì)可靠性指標(biāo)。按照這種方法進(jìn)行了10多臺(tái)閥門試驗(yàn)，依據(jù)獲取的數(shù)據(jù)按照正態(tài)分布法計(jì)算啟動(dòng)閥可靠度R＞0.9999（r=0.75），完全滿足要求。

3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)可靠性評(píng)估

在中國(guó)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制中，由于研制子樣少、周期緊、經(jīng)費(fèi)有限等特點(diǎn)，發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性試驗(yàn)信息成為“稀缺資源”。為此，結(jié)合可靠性試車策劃，研究制定了發(fā)動(dòng)機(jī)性能及結(jié)構(gòu)可靠性評(píng)估方法。

3.2.1 性能可靠性評(píng)估方法

性能可靠性是指推力、比沖、混合比等發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)落在指定公差帶內(nèi)的概率。對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)性能，確定了以正態(tài)分布（雙側(cè)容許限、單側(cè)容許限）方法進(jìn)行可靠性評(píng)估。

3.2.2 結(jié)構(gòu)可靠性評(píng)估方法

對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性的評(píng)估，由“921-4工程發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性試車方案及可靠性評(píng)估技術(shù)研究”課題組開展了專題研究。在進(jìn)行試車方案策劃時(shí)，按照威布爾分布方法進(jìn)行的。因此，在進(jìn)行可靠性評(píng)估時(shí)，仍以威布爾分布評(píng)估可靠性指標(biāo)，即：

式中 m為形狀參數(shù)；η為尺度參數(shù)，與置信度相關(guān)。

選取不同的參數(shù)，導(dǎo)致評(píng)估結(jié)果差異非常大，采取的思路是：制定一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)方法，用這種方法評(píng)估出的可靠性指標(biāo)有可能與真實(shí)的可靠性水平有偏差，但像一把標(biāo)準(zhǔn)尺作為統(tǒng)一度量的標(biāo)準(zhǔn)。這樣的標(biāo)準(zhǔn)要適應(yīng)中國(guó)國(guó)情，既要考慮經(jīng)濟(jì)性，也盡可能驗(yàn)證可靠性。

按照此思路，結(jié)合實(shí)際情況，選取了m值為3。由于m代表生產(chǎn)質(zhì)量的穩(wěn)定性，為保證m值的可信度，針對(duì)工藝采取了系列改進(jìn)措施，如：采用強(qiáng)力旋壓方法制造二級(jí)主機(jī)大噴管內(nèi)壁銑槽段毛坯，提高生產(chǎn)質(zhì)量并解決銑槽段與前段對(duì)接錯(cuò)位和焊接收縮不同步問題；完善推力室頭部噴注器小孔加工工藝，提高加工精度；嚴(yán)格控制焊接條件，優(yōu)化焊接參數(shù)，保證一級(jí)渦輪衛(wèi)帶焊接質(zhì)量；改造造型工藝，增加檢測(cè)項(xiàng)目，提高燃料泵殼體鑄造質(zhì)量等。

3.2.3 評(píng)估結(jié)果

按上述評(píng)估方法，結(jié)合一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)（含助推）19次試車，25次二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)試車，以及同系列發(fā)動(dòng)機(jī)試車、飛行信息，截止目前，評(píng)估一級(jí)單機(jī)（含助推）可靠性為0.9991，滿足總體指標(biāo)要求，二級(jí)（五機(jī)）可靠性為0.9958，尚未滿足0.997的指標(biāo)要求。截至2021年8月底，發(fā)動(dòng)機(jī)共參加飛行360余次，其中一級(jí)（含助推）無失敗，二級(jí)失敗1次，與評(píng)估結(jié)果一致。

4 可靠性試車及評(píng)估創(chuàng)新點(diǎn)

針對(duì)載人運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性試車中，在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性管理、技術(shù)上采取了多項(xiàng)創(chuàng)新：

a）按照從難從嚴(yán)的可靠性試車思路，首次應(yīng)用了邊緣工況試車來暴露薄弱環(huán)節(jié)，通過少量的試車，暴露了薄弱環(huán)節(jié)，通過改進(jìn)，到達(dá)了經(jīng)濟(jì)、有效提高發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性的目標(biāo)；

b）基于組件的可靠性特征量，針對(duì)關(guān)鍵參數(shù)策劃可靠性試驗(yàn)，能夠以較少的子樣數(shù)檢驗(yàn)組件可靠性；

c）首次應(yīng)用了基于壽命的威布爾模型，對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行可靠性評(píng)估，通過工藝穩(wěn)定性提升，增加試車時(shí)間，以有限的試車次數(shù)驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性指標(biāo)；

d）通過合理、先進(jìn)的可靠性增長(zhǎng)試驗(yàn)方案，經(jīng)過試驗(yàn)-改進(jìn)-再試驗(yàn)的反復(fù)過程，發(fā)動(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu)及各主要組合件設(shè)計(jì)都有重大改進(jìn)，特別是解決了渦輪盤裂紋重大隱患和衛(wèi)帶與渦輪蓋相磨的歷史難題，使發(fā)動(dòng)機(jī)的固有可靠性水平得以顯著提高。

邊緣工況試車比傳統(tǒng)的試車方法能更充分地驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性，更徹底地暴露了發(fā)動(dòng)機(jī)的薄弱環(huán)節(jié)，對(duì)這些薄弱環(huán)節(jié)進(jìn)行改進(jìn)，重新組織邊緣工況的試車，全部成功，證明改進(jìn)措施有效，發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性得到進(jìn)一步提高。在邊緣工況試車中，發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際工作參數(shù)與實(shí)際調(diào)整參數(shù)基本接近，證明了發(fā)動(dòng)機(jī)的確在預(yù)定工況下工作，驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)適應(yīng)的工作參數(shù)范圍。

5 經(jīng)濟(jì)效益和社會(huì)效益

載人運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)自1992年初開始論證，1993年開始研制，于1999年5月首次交付裝箭，1999年11月20日首飛成功，截止目前火箭共計(jì)飛行14次，全部獲得成功。

立足中國(guó)國(guó)情，在發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性研制方面采取了多項(xiàng)創(chuàng)新，高效、經(jīng)濟(jì)地提升了可靠性，處于中國(guó)同類型號(hào)領(lǐng)先水平，達(dá)到國(guó)際同類型號(hào)先進(jìn)水平。

研制成果推廣應(yīng)用于長(zhǎng)征系列常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)，成功參加飛行360余次，保證了中國(guó)高密度發(fā)射的連續(xù)成功。

在可靠性方面的研制成果推廣應(yīng)用于中國(guó)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域，形成了多項(xiàng)標(biāo)準(zhǔn)、規(guī)范，指導(dǎo)了后續(xù)的液氧/煤油、液氫/液氧等新一代發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性設(shè)計(jì)、試驗(yàn)與評(píng)估。

6 結(jié)束語

本文概述了載人航天工程運(yùn)載火箭液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性試車方法，同時(shí)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能和結(jié)構(gòu)可靠性評(píng)估方法進(jìn)行了論述。921工程運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采取的邊緣工況試車比傳統(tǒng)的試車方法更充分地驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性，更徹底地暴露了發(fā)動(dòng)機(jī)的薄弱環(huán)節(jié)，發(fā)動(dòng)機(jī)在可靠性研制方面采取了多項(xiàng)創(chuàng)新，高效、經(jīng)濟(jì)地提升了可靠性，處于中國(guó)同類型號(hào)領(lǐng)先水平，達(dá)到國(guó)際同類型號(hào)先進(jìn)水平。