周文明 李彩霞 廖捷 李孝鵬 李一釗 張桅 段加林

(1 中國航天標準化研究所，北京 100071)(2 中國運載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)(3 中國航天員科研訓(xùn)練中心，北京 100094)(4 北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)

新研航天器系統(tǒng)可靠性指標論證和最終確定是使用方和系統(tǒng)承研單位共同權(quán)衡協(xié)調(diào)得到的，航天器系統(tǒng)可靠性指標論證過程就是系統(tǒng)可靠性指標確定過程。國內(nèi)相關(guān)行業(yè)開展了大量的裝備級、系統(tǒng)級的指標論證工作[1-5]，可以說系統(tǒng)可靠性指標確定是開展實施可靠性相關(guān)工作的基礎(chǔ)和開端，也是系統(tǒng)開展研制、試驗及驗證的主要依據(jù)。對于時間跨度較大的重大工程(如載人航天工程)，涉及多階段多任務(wù)模式的航天器系統(tǒng)研制，除了系統(tǒng)可靠性設(shè)計要求值外，不同研制階段應(yīng)驗證的系統(tǒng)可靠性指標也應(yīng)當(dāng)予以明確。多研制階段多任務(wù)模式的系統(tǒng)可靠性指標不合理會造成職責(zé)不清，階段檢查及驗證標準不明確，甚至?xí)?dǎo)致執(zhí)行系統(tǒng)質(zhì)量與可靠性管理工作困難[6]。在工程實際中，依然存在著可靠性指標越綜合概念越抽象，使用方和系統(tǒng)承研單位職責(zé)模糊，系統(tǒng)各層級指標關(guān)聯(lián)度不高致使指標落實遇到困難等；而且，傳統(tǒng)用單一頂層指標來指導(dǎo)航天器系統(tǒng)研制及驗證工作的觀念，會導(dǎo)致工程不同實施階段航天器系統(tǒng)頂層驗證指標的缺失，影響系統(tǒng)相關(guān)設(shè)計及各階段驗證評估工作。因此，需要在新研航天器論證初期就提出一套相對完整的系統(tǒng)可靠性指標體系。

在我國航天器研制中，通常給出系統(tǒng)正向可靠性指標要求，在指標論證過程中主要采用可靠性框圖(RBD)方法進行模型構(gòu)建、分析和論證。經(jīng)過多年的研究和工程應(yīng)用，一些國家(如美國)已經(jīng)形成了一套規(guī)范完整的可靠性論證方法，并且開發(fā)了相應(yīng)的標準規(guī)范和軟件工具[7-11]。NASA在早期阿波羅計劃中主要采用RBD方法對可靠性指標進行論證，在載人探索體系中，相關(guān)研究團隊則采用概率風(fēng)險評估(PRA)方法分析了執(zhí)行各種設(shè)計參考任務(wù)(DRM)的數(shù)百種不同發(fā)射組合方案。其中，PRA方法的核心思路是事件鏈建模和故障建模[12]。傳統(tǒng)做法是利用RBD方法和PRA方法給出航天器單一的系統(tǒng)頂層指標，并在系統(tǒng)頂層指標基礎(chǔ)上逐次對系統(tǒng)層指標進行分解。然而，對于復(fù)雜航天器而言，在工程任務(wù)實施不同階段存在不同的任務(wù)模式，任務(wù)方案和架構(gòu)也可能會隨工程規(guī)劃計劃安排不斷迭代更新，這就會導(dǎo)致單一的系統(tǒng)頂層指標無法滿足航天器研制全周期的指標落實和驗證工作，對一些研制周期跨度大的工程任務(wù)來講，工程實施各階段采用單一指標回答航天器系統(tǒng)可靠性水平，需要很多試驗、驗證假設(shè)，這會給系統(tǒng)承研單位帶來很多困擾，尤其在研制任務(wù)初期沒有累積大量試驗數(shù)據(jù)的情況下，需要對未來試驗情況進行假設(shè)，才能回答指標的符合性。

針對上述情況，本文基于新研航天器可靠性指標論證工作特點，提出了一種可靠性指標論證方法，可為可靠性指標從航天器工程頂層任務(wù)規(guī)劃、系統(tǒng)、分系統(tǒng)至單機綜合權(quán)衡優(yōu)化提供一套解決方案，既適用于新研航天器系統(tǒng)可靠性指標論證工作，也能從可靠性角度為工程整體的任務(wù)規(guī)劃提供依據(jù)。

1 可靠性指標論證方法

傳統(tǒng)用單一頂層指標指導(dǎo)航天器系統(tǒng)研制及驗證工作，在分階段實施的重大工程項目中，會導(dǎo)致工程不同實施階段航天器系統(tǒng)頂層驗證指標的缺失，影響系統(tǒng)相關(guān)設(shè)計及各階段驗證評估工作。結(jié)合新研航天器指標論證工作特點，采用分階段提出驗證指標(這里是指工程任務(wù)特定階段末期航天器系統(tǒng)需回答并驗證的階段可靠性指標要求，即階段可靠性指標門限值)的方式為航天器系統(tǒng)承研單位開展試驗規(guī)劃、試驗方案設(shè)計、試驗大綱編制等提供科學(xué)依據(jù)，避免從未來找試驗數(shù)據(jù)、通過假設(shè)數(shù)據(jù)來驗證當(dāng)前階段系統(tǒng)可靠性能力的問題。新研航天器系統(tǒng)可靠性指標論證方法具體包含4個步驟。

(1)可靠性指標初步論證。根據(jù)國內(nèi)外相似航天器的可靠性指標論證工作實施情況，針對新研航天器系統(tǒng)典型任務(wù)剖面，開展系統(tǒng)可靠性指標初期論證，得到系統(tǒng)層可靠性目標值初值，即可靠性設(shè)計要求值，作為系統(tǒng)開展初期設(shè)計論證工作的依據(jù)。一般，進入系統(tǒng)方案設(shè)計階段之前需要明確可靠性設(shè)計要求值，作為系統(tǒng)后續(xù)研制工作的輸入。

(2)系統(tǒng)全任務(wù)周期可靠性增長趨勢圖確定。結(jié)合工程任務(wù)規(guī)劃，依據(jù)初期論證的系統(tǒng)可靠性指標開展本系統(tǒng)可靠性指標論證工作，對本系統(tǒng)完成指標的技術(shù)能力水平進行預(yù)估，并給出當(dāng)前能力下達到可靠性目標值初值可能的系統(tǒng)全任務(wù)周期可靠性增長趨勢圖，即系統(tǒng)成功飛行次數(shù)與系統(tǒng)可靠性變化趨勢圖。需要指出的是，任意一次飛行任務(wù)的失敗都反映出系統(tǒng)設(shè)計、生產(chǎn)、組裝或使用某環(huán)節(jié)存在重大質(zhì)量問題，很可能導(dǎo)致研制進度的延遲甚至是研制任務(wù)的取消。

(3)基于可靠性指標的工程任務(wù)規(guī)劃權(quán)衡分析。根據(jù)工程任務(wù)規(guī)劃權(quán)衡分析系統(tǒng)可靠性指標滿足程度，結(jié)合系統(tǒng)現(xiàn)有技術(shù)能力水平和系統(tǒng)全任務(wù)周期可靠性增長趨勢圖，以最大包絡(luò)方式，在確保飛行次數(shù)可驗證系統(tǒng)可靠性水平的基礎(chǔ)上，給出任務(wù)規(guī)劃調(diào)整方向并確定工程飛行任務(wù)實施類別和次數(shù)。

(4)系統(tǒng)可靠性指標目標值(設(shè)計要求值)和門限值(階段可靠性指標門限值)確定。根據(jù)調(diào)整后的任務(wù)規(guī)劃，采用基于任務(wù)剖面鏈思想開展整個系統(tǒng)的可靠性指標確定工作，明確系統(tǒng)可靠性指標的目標值和門限值。

1.1 系統(tǒng)可靠性指標初步論證

復(fù)雜航天工程包含多個實施步驟，每個步驟又包含多項飛行任務(wù)。例如，我國實施載人航天工程確定“三步走”的發(fā)展戰(zhàn)略目標，并就各步驟具體任務(wù)進行明確[13]。對于新實施的航天工程來說，明確實施步驟和目標，確定各步驟應(yīng)開展的任務(wù)是開展工程相關(guān)系統(tǒng)可靠性指標論證的前提，也是后續(xù)工程規(guī)劃和任務(wù)計劃權(quán)衡優(yōu)化的基礎(chǔ)。

開展航天器系統(tǒng)可靠性指標初期論證，首先應(yīng)當(dāng)明確所處工程設(shè)計參考任務(wù)、基線任務(wù)方案和架構(gòu)，據(jù)此進一步分析確定航天器系統(tǒng)任務(wù)最大包絡(luò)——典型任務(wù)剖面，用于系統(tǒng)可靠性指標論證工作。在得到典型任務(wù)剖面后，構(gòu)建不同飛行任務(wù)模式下的航天器系統(tǒng)任務(wù)剖面鏈模型。對于新研航天器系統(tǒng)而言，需要在典型任務(wù)剖面鏈模型的基礎(chǔ)上，根據(jù)國外相似航天器的指標論證情況和國內(nèi)有關(guān)航天器數(shù)據(jù)開展系統(tǒng)不同飛行任務(wù)模式下可靠性指標確定工作，在收集相似航天器數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上開展系統(tǒng)自身技術(shù)水平和能力的評估，得到在當(dāng)前技術(shù)水平下系統(tǒng)可靠性指標。航天器系統(tǒng)總體單位組織相關(guān)承研單位開展系統(tǒng)及以下各層級產(chǎn)品的可靠性指標綜合分析，并在任務(wù)剖面鏈分析的基礎(chǔ)上得到系統(tǒng)可靠性目標值初值，多方協(xié)調(diào)后得到系統(tǒng)可靠性指標初步論證結(jié)果，將該初值逐級分解并下發(fā)至分系統(tǒng)各級承研單位指導(dǎo)開展分系統(tǒng)初期設(shè)計論證工作。圖1給出了系統(tǒng)可靠性指標初步論證基本過程，可以看出，工程設(shè)計參考任務(wù)分析、系統(tǒng)典型任務(wù)剖面確定及任務(wù)剖面鏈模型構(gòu)建是開展系統(tǒng)可靠性指標初步論證的基礎(chǔ)。為了更加合理地提出可靠性設(shè)計指標，需要廣泛調(diào)研國內(nèi)外相似航天器相關(guān)信息。在利用國外數(shù)據(jù)信息進行可靠性指標初步論證時，考慮到國外數(shù)據(jù)的不可獲得性，需要根據(jù)實際情況，應(yīng)增加利用國內(nèi)航天器數(shù)據(jù)開展論證工作。

圖1 新研航天器系統(tǒng)可靠性指標初步論證過程

基于任務(wù)剖面鏈的可靠性指標論證模型構(gòu)建，是在PRA方法(事件鏈建模和故障建模)的基礎(chǔ)上結(jié)合當(dāng)前我國航天器可靠性指標工作實際需求提出的?；谌蝿?wù)剖面鏈的可靠性指標論證基本過程如下。①根據(jù)工程任務(wù)規(guī)劃、飛行任務(wù)類型、飛行模式及確定的設(shè)計參考任務(wù)，并在設(shè)計參考任務(wù)基礎(chǔ)上，確定航天器系統(tǒng)典型任務(wù)剖面；②結(jié)合工程實施步驟、目標及飛行任務(wù)模式等，結(jié)合典型任務(wù)剖面采用PRA方法給出不同飛行任務(wù)模式下的航天器系統(tǒng)任務(wù)剖面鏈模型；③基于工程典型任務(wù)的任務(wù)剖面鏈模型開展航天器系統(tǒng)指標的確定工作；④得到工程典型任務(wù)剖面下的系統(tǒng)可靠性指標，即系統(tǒng)可靠性設(shè)計要求值；⑤根據(jù)不同飛行任務(wù)模式下的任務(wù)剖面鏈模型，結(jié)合典型任務(wù)剖面鏈模型及數(shù)據(jù)，給出不同飛行任務(wù)模式下的系統(tǒng)可靠性指標。

1.2 系統(tǒng)全任務(wù)周期可靠性增長趨勢圖確定

根據(jù)航天器系統(tǒng)可靠性指標初步論證結(jié)果，對比分析工程各實施步驟不同飛行任務(wù)模式下的系統(tǒng)可靠性指標，并根據(jù)工程實施步驟給出系統(tǒng)可靠性指標的增長趨勢圖。

(1)

式中：系統(tǒng)先驗的等效任務(wù)成功數(shù)sh=nh-rh。

(2)

在得到任務(wù)可靠度標準差后，可以對任務(wù)可靠度進行歸一化處理，使其近似服從標準正態(tài)分布，則按式(3)可以得到歸一化后的統(tǒng)計量，置信度為(1-α)×100%的置信區(qū)間如式(4)所示。

(3)

(4)

式中：±zα/2為正態(tài)分布雙側(cè)區(qū)間分位點；α為顯著性水平。

若α=0.3，則0.7置信度下的任務(wù)可靠度下限為

(5)

假設(shè)航天器系統(tǒng)執(zhí)行正式飛行任務(wù)前需要完成多次試驗飛行任務(wù)，試驗飛行任務(wù)分為2種類型，按時間順序分別為試驗飛行任務(wù)A(NA次)和試驗飛行任務(wù)B(NB次)，當(dāng)順利完成各次試驗飛行任務(wù)后，方能執(zhí)行正式飛行任務(wù)，且執(zhí)行正式飛行任務(wù)前，航天器系統(tǒng)滿足規(guī)定的系統(tǒng)可靠性設(shè)計指標要求。

在得到NAdd次等效試驗飛行任務(wù)數(shù)據(jù)后，假設(shè)航天器系統(tǒng)通過試驗數(shù)據(jù)累積條件下的可靠性增長能力滿足均勻分布模型，且系統(tǒng)試驗時間在研制和試驗飛行任務(wù)實施周期Td，t內(nèi)等分，則可以將NAdd次試驗飛行轉(zhuǎn)換成Td，t研制周期的可靠性設(shè)計及驗證能力，則每年等效試驗飛行次數(shù)為

Nann=NAdd/Td，t

(6)

若研制周期為Td，則首次試驗飛行任務(wù)A前應(yīng)完成等效飛行試驗次數(shù)為

Nd=Nann·Td

(7)

等效飛行試驗失敗次數(shù)(即研制周期Td結(jié)束后等效飛行試驗失敗次數(shù))為

rd+=rh

(8)

同樣，可以得到首次試驗飛行任務(wù)B前應(yīng)完成等效飛行試驗次數(shù)為

N-B=nh+Nd+NA-rA+

(9)

式中：rA+為試驗飛行任務(wù)A的NA次試驗飛行任務(wù)中出現(xiàn)任務(wù)失敗的次數(shù)。

等效飛行試驗失敗次數(shù)為

r-B=rh+rA+

(10)

在已知先驗信息基礎(chǔ)上，結(jié)合系統(tǒng)等效成功試驗飛行任務(wù)次數(shù)后驗信息，可以繪制系統(tǒng)可靠度隨飛行任務(wù)成功次數(shù)變化曲線，從變化曲線中可以看出系統(tǒng)隨成功試驗次數(shù)增加的可靠性增長趨勢，同時可以得到已知先驗信息、在當(dāng)前試驗?zāi)芰熬唧w任務(wù)規(guī)劃基礎(chǔ)上首次試驗飛行任務(wù)A、首次試驗飛行任務(wù)B及執(zhí)行正式飛行任務(wù)前的系統(tǒng)可靠性，即為研制及試驗飛行任務(wù)期間規(guī)定階段的系統(tǒng)可靠性門限值，可作為系統(tǒng)不同階段末期可靠性驗證指標，指導(dǎo)系統(tǒng)研制試驗設(shè)計、飛行試驗任務(wù)規(guī)劃等工作。若存在飛行任務(wù)模式較多的情況，建議綜合考慮工程任務(wù)特點、航天器研制過程及飛行任務(wù)模式，以任務(wù)剖面覆蓋性作為依據(jù)，確定包含不同類型任務(wù)模式的最大包絡(luò)設(shè)計參考任務(wù)模式。

1.3 基于可靠性指標的航天器任務(wù)規(guī)劃權(quán)衡分析

在得到航天器可靠性指標設(shè)計要求值和不同階段末期可靠性指標驗證要求值(門限值)后，系統(tǒng)總體單位組織分系統(tǒng)及以下承研單位開展進一步論證分析，根據(jù)歷史經(jīng)驗，確定系統(tǒng)關(guān)鍵分系統(tǒng)、關(guān)鍵單機等，并對關(guān)鍵分系統(tǒng)、關(guān)鍵單機的驗證能力進行分析，確定關(guān)鍵分系統(tǒng)、關(guān)鍵單機的驗證能力是否能滿足不同階段系統(tǒng)可靠性指標驗證工作需求。當(dāng)現(xiàn)有驗證能力能夠滿足指標驗證工作需求時，無需開展航天器飛行任務(wù)規(guī)劃權(quán)衡分析；否則，需要適當(dāng)調(diào)整研制周期和/或任務(wù)規(guī)劃。

出現(xiàn)工程指標要求達不到的情況時，通過分析得到當(dāng)前系統(tǒng)可靠性水平下系統(tǒng)進行幾次飛行試驗可以滿足首次試驗飛行任務(wù)A和首次試驗飛行任務(wù)B可靠性指標要求；在此基礎(chǔ)上，對航天器任務(wù)規(guī)劃進行調(diào)整，明確為滿足規(guī)定的指標要求系統(tǒng)研制周期時間跨度增加量、試驗飛行任務(wù)A和試驗飛行任務(wù)B應(yīng)成功執(zhí)行次數(shù)。

通常來說，新研航天器系統(tǒng)規(guī)劃的飛行任務(wù)次數(shù)遠遠不能滿足系統(tǒng)可靠性驗證需求，需要開展大量的地面驗證試驗，采用金字塔法對系統(tǒng)可靠性水平進行估計，通過增加地面試驗驗證時間可以減少規(guī)劃飛行任務(wù)次數(shù)的需求。圖2給出了在系統(tǒng)可靠性指標設(shè)計要求值和門限值基礎(chǔ)上開展系統(tǒng)任務(wù)規(guī)劃分析權(quán)衡過程。涉及到可靠性指標目標值、門限值的提出，基于任務(wù)規(guī)劃分析權(quán)衡技術(shù)的指標優(yōu)化和任務(wù)規(guī)劃迭代更新，以及指標合同值的提出和階段性指標預(yù)估、評估等工作，同時也給出了系統(tǒng)可靠性指標論證、迭代更新與系統(tǒng)任務(wù)規(guī)劃和研制過程的相互關(guān)系。

圖2 基于可靠性指標的新研航天器系統(tǒng)任務(wù)規(guī)劃分析權(quán)衡過程

從圖2可以看出：在規(guī)劃任務(wù)均能正確實施的前提下，通過基于可靠性指標的航天器任務(wù)規(guī)劃分析權(quán)衡工作，可以得到更新后的任務(wù)規(guī)劃。利用更新后的任務(wù)規(guī)劃，能進一步分析不同飛行任務(wù)首次飛行前的可靠性指標要求。若在實際研制過程中某次試驗飛行任務(wù)出現(xiàn)重大事故，則需要采用式(1)～(5)對系統(tǒng)可靠性增長趨勢圖進行更新，明確當(dāng)前的任務(wù)規(guī)劃和系統(tǒng)研制能力能否滿足系統(tǒng)研制總的任務(wù)目標和需求，并應(yīng)給出任務(wù)規(guī)劃或系統(tǒng)研制計劃進度調(diào)整的決策建議。當(dāng)然，在實際工程中，如果重大事故完成了歸零工作，相應(yīng)設(shè)計更改也得到了充分驗證，那么可以利用更改后數(shù)據(jù)結(jié)合剩余研制時間和任務(wù)規(guī)劃中的飛行任務(wù)次數(shù)，對系統(tǒng)可靠性增長趨勢圖進行迭代。更新后的系統(tǒng)可靠性增長趨勢圖可以為系統(tǒng)研制計劃進度安排提供決策支持。通過系統(tǒng)可靠性增長趨勢圖和系統(tǒng)及以下產(chǎn)品的研制進度情況，可以適時調(diào)整研制計劃和具體工作安排。

1.4 工程可靠性指標目標值和門限值確定

根據(jù)明確后新的試驗飛行任務(wù)A和試驗飛行任務(wù)B，采用基于任務(wù)剖面鏈的方法開展系統(tǒng)可靠性指標論證和確認工作，針對首次試驗飛行任務(wù)A、首次試驗飛行任務(wù)B及首次執(zhí)行正式飛行任務(wù)，分別給出系統(tǒng)可靠性指標的目標值和門限值。其中：目標值以執(zhí)行正式飛行任務(wù)為典型飛行任務(wù)模式進行論證；基于試驗飛行任務(wù)A和試驗飛行任務(wù)B次數(shù)，采用貝葉斯方法計算得到首次試驗飛行任務(wù)A、首次試驗飛行任務(wù)B及首次執(zhí)行正式飛行任務(wù)系統(tǒng)可靠性指標，作為門限值。因此，通過基于任務(wù)剖面鏈的方法開展工程各種飛行任務(wù)模式下的系統(tǒng)可靠性分析論證，可以得到航天器系統(tǒng)可靠性目標值和門限值，隨著研制工作的推進，可將系統(tǒng)指標進一步分解到分系統(tǒng)直至單機部組件級，形成一套完備的可以指導(dǎo)后續(xù)系統(tǒng)及以下產(chǎn)品研制工作的可靠性指標體系。

為了避免航天器各層級設(shè)計人員處于開環(huán)作業(yè)的盲目地位，系統(tǒng)可靠性指標要求一旦確定就要轉(zhuǎn)換為系統(tǒng)各層級的設(shè)計要求和生產(chǎn)要求。常用的方法是質(zhì)量功能展開(QFD)，使用通常稱為“質(zhì)量屋”的工具，它是把使用方要求轉(zhuǎn)換為功能要求、物理特性和過程控制的系統(tǒng)工具。

2 實例分析

假設(shè)某新實施工程任務(wù)包含試驗飛行任務(wù)A(規(guī)劃3次)、試驗飛行任務(wù)B(規(guī)劃2次)及正式飛行任務(wù)3種任務(wù)模式，涉及飛行器包括航天器系統(tǒng)S1、航天器系統(tǒng)S2及運載火箭系統(tǒng)。假設(shè)在工程論證階段利用國內(nèi)外數(shù)據(jù)得到典型任務(wù)模式(正式飛行任務(wù))下可靠性設(shè)計要求值分別為0.980 0，0.958 3，0.958 3。采用基于任務(wù)剖面鏈的方法對試驗飛行任務(wù)A、試驗飛行任務(wù)B及正式飛行任務(wù)3種任務(wù)模式進行可靠性指標論證模型構(gòu)建，得到3種飛行任務(wù)模式下可靠性指標論證任務(wù)剖面鏈模型，如圖3所示。

圖3 任務(wù)剖面鏈模型

根據(jù)任務(wù)剖面鏈模型和各階段任務(wù)失敗概率，可以采用事件樹仿真方法計算得到不同任務(wù)模式下的系統(tǒng)可靠度。其中：①各任務(wù)階段可靠度主要通過建立階段任務(wù)模型(通常為故障樹)、收集相關(guān)歷史經(jīng)驗數(shù)據(jù)開展階段任務(wù)可靠性評估；②航天器系統(tǒng)各階段任務(wù)可靠度則根據(jù)各階段任務(wù)中系統(tǒng)參與情況，對階段任務(wù)可靠性進行解耦，通過任務(wù)階段中航天器系統(tǒng)關(guān)聯(lián)關(guān)系及任務(wù)功能實現(xiàn)，構(gòu)建階段任務(wù)指標分解模型，計算得到航天器系統(tǒng)在各階段任務(wù)可靠度；③利用航天器系統(tǒng)在各階段參與情況及在各階段任務(wù)可靠度，利用式(11)開展各系統(tǒng)任務(wù)可靠度計算。

(11)

根據(jù)式(11)得到不同任務(wù)模式下的航天器系統(tǒng)可靠度。假設(shè)利用現(xiàn)有條件下相似航天器系統(tǒng)歷史經(jīng)驗數(shù)據(jù)得到系統(tǒng)的可靠度不滿足設(shè)計目標值要求，詳見表1。從表1中假設(shè)數(shù)據(jù)可以看出：利用當(dāng)前航天器系統(tǒng)S1、航天器系統(tǒng)S2及運載火箭系統(tǒng)具備的可靠性水平遠遠達不到進行正式飛行任務(wù)的要求，因此需要進一步分析任務(wù)規(guī)劃，從任務(wù)可靠性角度明確在開展正式飛行任務(wù)前試驗飛行任務(wù)A和試驗飛行任務(wù)B執(zhí)行次數(shù)；從任務(wù)可靠性角度明確第1次試驗飛行任務(wù)B前試驗飛行任務(wù)A執(zhí)行次數(shù)，以及明確正式飛行任務(wù)前試驗飛行任務(wù)A和試驗飛行任務(wù)B執(zhí)行次數(shù)。

表1 基于歷史經(jīng)驗數(shù)據(jù)的系統(tǒng)可靠性預(yù)估值及設(shè)計要求值

前述假設(shè)工程初期任務(wù)規(guī)劃為試驗飛行任務(wù)A成功執(zhí)行3次和試驗飛行任務(wù)B成功執(zhí)行2次數(shù)后，開展正式飛行任務(wù)。采用正式飛行任務(wù)指標目標值初值數(shù)據(jù)，根據(jù)工程規(guī)劃的飛行模式和飛行次數(shù)，并根據(jù)當(dāng)前系統(tǒng)可靠性水平分析得到的實施第1次試驗飛行任務(wù)A前的系統(tǒng)可靠性水平，采用貝葉斯方法計算首次試驗飛行任務(wù)B實施前和正式飛行任務(wù)實施前的系統(tǒng)可靠性指標。以航天器系統(tǒng)S1為例，基于當(dāng)前技術(shù)水平，試驗飛行任務(wù)A可以達到的可靠性點估計值為0.840 0，可以認為25次試驗飛行任務(wù)A有4次失敗，則根據(jù)伯努利分布極大似然估計方法，采用式(1)～(5)計算可知，當(dāng)前航天器系統(tǒng)S1已具備或已具有的可驗證可靠性水平(按工程實際通常取0.7置信度可靠性下限值)為0.763 1，明顯達不到要求。

為了確保正式飛行任務(wù)實施前航天器系統(tǒng)S1應(yīng)具備0.7置信度下可靠度0.980 0的水平，則在試驗飛行任務(wù)A和試驗飛行任務(wù)B共5次飛行任務(wù)均成功實施后，根據(jù)式(1)～(5)計算得到實施第1次正式飛行任務(wù)前航天器系統(tǒng)S1的0.7置信度可靠性下限值0.866 6，點估計值為0.91，如按0.980 0點估計值為目標值來考核，基于當(dāng)前設(shè)計能力是不滿足要求的。經(jīng)計算，基于當(dāng)前設(shè)計驗證能力，還需要再成功實施65次飛行任務(wù)才能使得航天器系統(tǒng)S1的0.7置信度可靠度下限值達到0.980 0。圖4給出了在已知先驗數(shù)據(jù)信息基礎(chǔ)上航天器系統(tǒng)S1成功試驗次數(shù)對其可靠性的影響?？梢悦黠@看出：航天器系統(tǒng)S1隨成功試驗次數(shù)增加的可靠性增長趨勢。同樣，基于表1數(shù)據(jù)可以得到航天器系統(tǒng)S2和運載火箭系統(tǒng)可靠性隨成功飛行試驗次數(shù)增加的增長趨勢。

圖4 系統(tǒng)任務(wù)可靠度隨飛行任務(wù)成功次數(shù)變化趨勢(0.7置信度)

這里假設(shè)工程規(guī)劃完成試驗飛行任務(wù)A成功執(zhí)行3次，試驗飛行任務(wù)B成功執(zhí)行2次的時間周期為3年，飛行任務(wù)實施前研制時間為5年，同時假設(shè)航天器系統(tǒng)S1通過試驗數(shù)據(jù)累積條件下的可靠性增長能力滿足均勻分布模型，且航天器系統(tǒng)S1試驗時間在8年周期內(nèi)等分，則可以將65次飛行試驗轉(zhuǎn)換成8年研制周期的可靠性設(shè)計及驗證能力，則每年等效飛行試驗次數(shù)為65/8，則5年研制末期首次試驗飛行任務(wù)A實施前應(yīng)完成等效飛行試驗41次，采用貝葉斯方法計算得到5年研制末期可靠度為0.967 9。假設(shè)試驗飛行任務(wù)A執(zhí)行3次所需時間為2年，則首次試驗飛行任務(wù)B實施前等效飛行試驗次數(shù)為60次，采用貝葉斯方法計算得到首次試驗飛行任務(wù)B實施前可靠度為0.977 1。假設(shè)試驗飛行任務(wù)B執(zhí)行2次任務(wù)所需時間為1年，則首次正式飛行任務(wù)實施前等效飛行試驗次數(shù)為70次，采用貝葉斯方法計算得到首次正式飛行任務(wù)實施前可靠度為0.980 0。根據(jù)以上計算結(jié)果，可以得到不同階段的航天器系統(tǒng)S1可靠性指標的門限值和目標值，如表2所示。可以看出：不同階段的設(shè)計要求值0.980 0不變，而首次試驗飛行任務(wù)A、首次試驗飛行任務(wù)B及首次正式飛行任務(wù)的門限值在不斷提高，即設(shè)計可驗證值隨研制任務(wù)進展而不斷增加。

表2 航天器系統(tǒng)S1可靠性指標要求

航天器系統(tǒng)可靠性驗證工作可以減少到很短的時間。但是對于新研航天器來說，其影響研制進度及試驗規(guī)劃的因素很多，一些關(guān)鍵產(chǎn)品(如發(fā)動機)的設(shè)計、試驗驗證到批生產(chǎn)需要很長周期，甚至一些關(guān)鍵產(chǎn)品生產(chǎn)制造也會耗費大量的時間[14-16]，因此，假設(shè)系統(tǒng)通過試驗數(shù)據(jù)累積條件下可靠性增長能力滿足均勻分布模型是一種理想情況，在新研產(chǎn)品可利用試驗驗證能力信息不足的情況下可以近似處理。對于復(fù)雜航天產(chǎn)品來說，其相關(guān)能力的驗證評價需要系統(tǒng)策劃和合理有效方法做支撐。

采用同樣的方法可以得到航天器系統(tǒng)S2和運載火箭系統(tǒng)的可靠性指標要求，包括門限值和設(shè)計要求值。其中：設(shè)計要求值是各系統(tǒng)開展研制設(shè)計的依據(jù)，在實際工程中，通常要保證將來0.7置信度下的系統(tǒng)可靠度0.980 0可驗證，系統(tǒng)方案設(shè)計時應(yīng)保證其系統(tǒng)設(shè)計的固有可靠度不低于0.990 0，有時設(shè)計值甚至?xí)哂谠O(shè)計要求值一個數(shù)量級。這樣的設(shè)計方式存在很大的余量，可以確保在設(shè)計、制造、裝配及操作等不確定性因素影響下系統(tǒng)的可靠性水平盡可能達到規(guī)定的要求。

3 結(jié)束語

本文在分析國內(nèi)外航天工程可靠性指標論證情況的基礎(chǔ)上，結(jié)合我國航天器研制特點，提出一種新研航天器系統(tǒng)可靠性指標論證方法。以實例形式給出了航天器系統(tǒng)可靠性指標論證過程，介紹了結(jié)合研制任務(wù)周期、任務(wù)實施周期、任務(wù)模式及航天器系統(tǒng)歷史經(jīng)驗數(shù)據(jù)等開展各階段門限值的確定方法，給出了具體的計算流程和公式，實現(xiàn)了從單一設(shè)計指標(設(shè)計要求值)向階段驗證指標(各階段門限值)過渡。針對基于數(shù)字化研制的新模式下的指標論證新需求，本文方法既適用于新研航天器系統(tǒng)可靠性門限值指標論證工作，也能從可靠性角度為工程整體的任務(wù)規(guī)劃計劃提供依據(jù)，對其他航天產(chǎn)品的可靠性指標論證工作也有借鑒作用。