分类目录归档:航天工程

航天器AIT未遂事件管理系统设计及数据分析

  0引言

  航天器研制是极为复杂的系统工程。其中,AIT(装配、集成、测试)过程是航天器研制过程的重要环节,其完成水平对航天器的质量及可靠性具有决定性的影响。北京卫星环境工程研究所承担着我国神舟载人飞船、天舟货运飞船、嫦娥系列卫星、北斗导航卫星、高分观测卫星、东方红平台通信卫星的AIT工作,研制过程中存在一系列关键的安全控制点,不仅涉及起重作业、压力容器作业、有毒有害作业、高处作业、密闭环境作业等常规危险操作,同时还有火工产品作业、低温真空作业、大量级振动试验作业等特殊危险操作圈,出现任一纸漏,不仅会严重威胁操作人员的人身安全,还可能对航天器研制的成败造成无可挽回的重大影响,包括贵重产品损毁带来的巨大经济损失。因此,航天器AIT过程中必须确保安全生产,不断提高安全管理水平,建立将事故消弭于未然的长效机制。

  根据海因里希事故理论,每一起事故的发生,背后隐藏着若干个未遂事件。对未遂事件进行规范、有效的管控是切断事故因果连锁、防比事故发生的有效手段。

  根据相关的研究,对发生的未遂事件进行分级管理,建立规范化的记录、解析报告,对一定时间段积累的数据进行阶段性分析,可以有效的预防类似事件的重复发生。同时也注意到,在开展未遂事件管理时,提高信息化水平可以加强数据分析的效率、准确性和直观性。因此,结合单位安全生产工作特点和需求,对未遂事件的管理模式和流程进行系统的构建,利用EXCEL服务器,建立了未遂事件管理系统及数据库,实现了未遂事件的”上报-信息录入-数据分析-整改验证”流程的有效闭环;同时,运用历史未遂事件数据,进行多维度解析和定性、定量分析,分析未遂事件深层次的原因,为下一步的重点工作和持续改进方向提供决策支持。

  1航天器AIT作业中未遂事件管理流程 设计

  在北京卫星环境工程研究所以往的安全管理实践中,对未遂事件采取”发现一起,查处一起”的模式,虽然发挥了一定作用,但该模式过于简单粗犷,信息的积累和分析应用不够,信息的来源和全员参与度不够,缺乏系统性和长效性,难以从根本上根除同类事件的重复发生。针对以上不足,设计了未遂事件管理流程。

  1. 1信息获取

  未遂事件信息的获取是整个流程的起点也是最关键的环节,主要有2个渠道:”检查发现”和”主动上报,。”检查发现”是各级安全管理人员根据安全检查管理办法要求,通过对所管辖范围开展安全检查,发现、上报未遂事件;而”主动上报”是管理流程中新增的一个重要信息渠道,通过大力开展宣传教育培训,鼓励广大员工积极主动上报未遂事件,力求达到全员参与,尽可能地不遗漏一起未遂事件。

  根据研究结果,未遂事件的主动上报在开始阶段一般效果不佳,员工由于担心追责等种种原因往往不愿上报。针对这种情形,在系统中设计了匿名上报流程,通过赋予车间作业现场看板计算机操作相关权限,让一线员工可以随时随地自主报送发现的问题。由于看板计算机的登录IP为公用IP,无法对填报人进行追查,彻底打消了员工的顾虑。同时,对匿名上报的未遂事件,设置了现场复查环节,由专职安全生产管理人员现场核实其真实性。

  1.2事件信息的统计解析

  EXCEL服务器是由勤哲公司开发的而向最终用户的信息系统设计工具与运行平台,可以灵活地建立适合需要的管理信息系统,实现管理信息化圈。EXCEL服务器系统界而简洁、操作易上手、后台数据提取和处理均十分便捷。结合EXCEL服务器数据处理特点,将未遂事件信息结构化分类,编制了未遂事件报表模版。

  针对未遂事件结构化信息,在EXCEL服务器上建立起处理流程,通过流程内赋予各级安全管理人员相应权限,可对获得的未遂事件信息进行处理和初步解析;通过控制表格表头下拉菜单选项,界定了各解析维度的可选内容,确保事件分析规范。

  2航天器AIT未遂事件维度分析

  2. 1航天器AIT未遂事件形成原因分析

  从成因角度对未遂事件进行分析,有助于从根本上消除未遂事件;同时,通过对一定量的未遂事件成因的统计分析,有利于找出共性特征,进行系统地整改。 通过从人、物、环境、管理4个方面,对以往未遂事件的成因进行分析归纳,航天器AIT未遂事件的主要原因类别如下,包括作业人员安全意识薄弱、安全责任未落实等9个主要类别。

  2. 2航天器AIT未遂事件业务模块分析

  在航天器AIT安全管理过程中,主要包括总装作业、热真空环境试验等如下9个业务模块。 一般情况下,未遂事件的数量随业务量的增加呈增加趋势,因此,结合生产流程及业务量,对未遂事件进行业务模块维度统计分析,可以为计划的合理制订、任务的合理分配和资源的合理配置提供决策支持或预警。

  以热真空环境试验、动力学环境试验、空间环境效应试验为代表的星船环境试验未遂事件占比较大且在2016年激增,说明随着”十二五”期间建设的新型试验设备全部投入使用后,新设备、新环境、新技术、新工艺带来了新的挑战,需要加大对环境试验相关部门的安全投入。而星船总装相关问题数量相对稳定,占比下降,反映了总装作业安全管理保持了较高的控制力度,仍需持续关注。

  3未遂事件形成原因的层次分析

  层次分析法(AHP)是美国T. L. Saaty提出的一种系统分析方法,它把人的决策思维过程层次化、数量化、模型化,并用数学手段为分析、决策提供定量的依据,是一种对抽象目标进行定量分析的有效方法。其基本原理是把管理目标分解为各个组成因素,将因素的支配关系分组形成有序的递阶层次结构,通过两两比较的方式确定层次中诸因素的相对重要性并排序。该方法广泛用于管理评价、经济发展比较、资源规划分析、人员素质测评及安全经济分析等方面。 其分析过程分为4步:

  1)确定对管理目标的影响因素,分析各因素之间的关系,建立递阶层次结构。

  2)对同一层次的各影响因素之问的关于上层次中某一准则的重要性进行两两比较,构造判断矩阵。

  3)由判断矩阵计算比较影响因素对于该准则的相对权重,并进行一致性检验。

  4)计算底层影响因素对系统目标的合成权重,进行一致性检验,并予以排序。

  利用层次分析法,可以对未遂事件形成原因的的重要性进行分析计算,为重点持续改进方向提供依据。通过组织巧位安全管理人员和员工代表,利用1 ~9标度法对形成原因进行评估,得到判断矩阵,并利用MAT-LAB软件编程计算,得到各影响因素权重值。

  4结论

  1)航天器AIT对安全生产水平要求极高,加强对未遂事件的管控是提高航天器AIT安全管理水平、将事故消弭于未然的有效机制。

  2)利用EXCEL服务器系统建立未遂事件信息化管理系统和数据库,简洁便捷、易各级人员操作;获取未遂事件信息是管理系统的一个关键环节,应进一步鼓励、引导全员主动上报未遂事件。

  3)对历年未遂事件进行多维度分析以及对未遂事件形成原因进行AHP分析,对深入查找安全管理薄弱环节,持续改进安全管理体系具有重要指导作用。

航天工程系统技术成熟度评估方法研究

  1引言

  航天工程属于复杂系统,其系统结构复杂、运用技术复杂、组织管理复杂,任何一个微小的差错都可能造成工程实施的不成功。因此,技术成熟度问题首先在航天领域获得研究并在实践中得到广泛应用。美国国家航空航天局(NASA)基于阿波罗登月项目的实践,早在1969年就产生了要准确阐述未来空间系统应用新技术状态的观点。20世纪70年代中期,NASA引入技术成熟度等级(Technology Readiness Level, TRL)的概念以评估新技术的成熟度;20世纪70年代末,NASA产生了最早度量技术成熟度的标准—技术成熟度等级叫。1995年NASA出台《TRL白皮书》,将TRL分为9级,并制定了具体应用规范和程序。

此后,美国国防部(DoD)借鉴NASA评价标准,于2003出版了《TRL评估手册》,并要求所有重要国防采办计划中都必须应用TRL。西方其它国家学习美国经验,也在国防采办中积极推广TRL。例如,英国国防部(MoD)于2005年开发了技术嵌入度量标准(Technology Insertion Metric),包括技术成熟度(TRL)等级、系统(集成)成熟度等级(System (Integration)Readiness Level)、集成成熟度等级(Integration Maturity Level) 3个方面内容,并将这种度量标准应用于武器系统工程的各个阶段实践中;加拿大国防部(DND)于2006年开发出了原型的综合评估体系—技术成熟度体系(Technology Maturity Level System, TML System),并将其应用于加拿大国防部系统与设备采办的管理系统—国防管理系统(Defence Management System, DMS)中。

目前,技术成熟度方法不仅应用于军工领域,也被广泛应用在国民经济的各个行业中。不过,技术成熟度评估方法的研究与应用一直侧重于对单一技术的评估,从而在需要多种关键技术集成的复杂系统工程应用中产生了局限性。一些相关研究已经注意到了这个问题,并针对技术集成问题开展了某些技术集成成熟度评估方法研究。比如,一些学者提出了集成成熟度等级(IRI.)概念,认为不同技术之间进行组合或者技术集成时,要考虑集成的物理属性及各关键技术间相互作用、兼容性、可靠性、可维修性、可保障性等要素,完成对系统集成状态技术成熟度评估;一些学者通过建立技术单元体系结构,采用加权方法等直接计算技术集成成熟度。从一些学者探讨了武器装备体系层面的技术成熟度评估方法。航天工程的系统结构具有复杂的层次性,对应存在着实现其功能的技术系统结构,且技术与技术间以及技术模块间需要通过集成技术完成连接。因此,本文研究认为,航天工程系统的技术成熟度评估应遵循航天工程本身的技术实现系统,去构建逐层集成的技术成熟度评估体系,最终完成对航天工程的整体技术成熟度评估。

  2航天工程技术系统结构的一个分层次描述

  一项航天工程往往可以分解为若干个分系统,每个分系统又可以分解为多个子系统,每个子系统则由众多单机构成。比如,中国载人航天工程由航天员、空间应用、载人飞船、运载火箭、发射场、测控通信、着陆场和空间实验室八大系统组成;就载人飞船分系统而言,它由推进舱、返回舱、轨道舱3个子系统构成;进一步从神舟号飞船的推进舱构成看,其安装有推进系统发动机和推进剂、飞船电源、太阳电池翼、环境控制和通信等系统、设备。可见,一项航天工程有着极其复杂的系统构成,其对应的技术系统也是十分复杂的。为此,可以对应于航天工程的系统组成,形成一个具有多层次结构的技术实现系统。其中,每一个层次技术都是通过下一级相关技术的集成而构成的一个技术集成体,因此每一个技术层中都包括了集成技术;就底层的单机技术而言,它可以分解为设计、材料、工艺、方法、设备、单机集成技术6类基本构成要素。

  3单机构成中的要素技术成熟度评价

  技术成熟度等级一般划分为9级,例如在美国国防部2009年版的《技术成熟度评估案头书》中,将技术成熟度等级划分为9级。 按照9级评价标准,可以针对某一具体航天工程单机构成中的要素技术成熟度首先给出评价,进而自下而上逐层汇总评价结果,最终得出整体系统的技术成熟度评价。

  1)设计成熟度评价

  设计的技术层次包括3个层面:物理原理设计—结构设计—工艺设计。参照技术成熟度9级划分方法,可将航天单机设计成熟度定义为9级。设计工作中,针对一个具体的单机可依据表2级别定义做出其设计成熟度等级评价。

  2)材料成熟度评价

  航天工程中使用的材料复杂,且许多材料是特种材料、新发明的材料。因此,确认材料的成熟度对工程实施的可靠性极为重要。材料的应用通常采用积木式方法逐步验证和实施,即对材料从试件、元件、组件、部件,直到全尺寸部件结构都需要进行严格考核叫。 在此,可结合积木式方法的实施步骤,将单机使用材料的技术成熟度按9个等级划分

  3)工艺成熟度评价

  产品制造工艺成熟程度:主要表现在产品工艺对设计要求的实现程度及其自身的完善程度,特别是产品制造工艺所达到的可操作、可量化、可检测、可重复程度,以及由不同时间、不同地点、不同人员生产出的产品的一致性程度,其核心在于工艺关键特性的识别、确定及其验证的充分性。 可考虑工艺状态、工艺基础、工艺实施和保障条件等内容维度,依据9级成熟度评价模型定义制造工艺成熟度等级划分。在具体的评价中,每个维度确立典型评价要素,确定成熟度模型中每一级的评价标准,进而针对实际单机对象作出成熟度评价。

  4)方法成熟度评价

  方法在技术成熟度评价中常常被轻视,而它涉及的方面很多,且是技术成熟程度的一个重要环节。比如,方法可体现在可靠性评价、质量控制、模型化、仿真能力、测试,概念模型、仿真模型、仿真结果分析、工艺模型等诸多方面。 同理,可以依据9级成熟度评价模型定义方法成熟程度等级划分,据此可以评价实际单机制造的方法成熟度。

  5)设备成熟度评价

  设备成熟度评价是对航天工程制造应用的设备成熟度给出评价,以主要体现为完整的生产设备及制造能力。航天工程单机制造使用设备的9级成熟度等级划分。

  6)单机集成技术成熟度评价

  单机制造会涉及多种技术运用,每项单一技术的成熟度高并不能保证单机制造的整体技术成熟度达到高水平,因为还取决于其技术间的集成水平。因此,可对技术集成能力划分级别,结合实际单机对象,完成具体单机集成技术成熟度评价。 同时,上述单机集成技术成熟度等级划分,可根据具体系统背景进行适当修订,形成子系统、分析统、系统3个级别的各自9级技术成熟度评价定义。

  5结束语

  从目前的理论研究与实际应用情况看,都倾向于单一技术成熟度评估思维,即对系统某一级别对象完成独立技术成熟度评估。这种做法虽然容易实现,但并不符合实际技术系统的整体结构关系。任何一个技术系统的先进性、成熟性、可靠性都依赖于各层次技术的情况及其技术集成能力,简单的装置技术与制造问题都可能影响到一个航天工程的安全性能。因此,本文认为应从最基本的单机构成要素为起点进行技术成熟度评价,进而按照逐层集成的方法完成一项航天工程整体技术系统成熟度的评估工作。本文的研究成果主要体现在思维与方法的创新价值,实际应用可能存在许多困难与复杂性,但其合理性是显而易见的,希望能对航天工程特别是重大航天工程整体技术系统成熟度评估的实际工作产生有意义的影响。

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钱学森与中国航天工程的开创——以探空火箭工程和东方红一号卫星工程为例

  1引言

  1955年10月,钱学森回到祖国立即投入到新中国建设的热潮中。从1955年11月起,钱学森为筹建中国科学院力学研究所,深入东北地区有关厂矿、大学和研究所考察调研,召集国内科学院所的领导和专家座谈讨论,统一建所思想,明确建所方针,在不到3个月的时间内,领导组建了中国科学院力学研究所。1956年1月,钱学森担任力学研究所所长。同年2月,在周恩来总理的鼓励和支持下,他起草了《建立我国国防航空工业的意见书》,为我国火箭和导弹技术的创建与发展提供了极为重要的实施方案。同年3月,党中央和国务院决定制定我国《1956年至1967年科学技术发展远景规划纲要》,钱学森担任科学规划组组长,主持起草了建立”喷气和火箭技术”项目的报告书,为推动新中国的科学技术、工业、农业和国防事业的发展起到了重要作用。同时,钱学森受命组建国防部第五研究院并担任首任院长,后又兼任国防部第五研究院一分院院长,担负起新中国导弹航天事业技术领导的重任。

  钱学森在《建立我国国防航空工业的意见书》中,从领导、科研、设计和生产等方面对发展中国的导弹事业提出了建议。钱学森指出,为了发展国防航空工业,需要设置专门的科研机构、试验场以及制造工厂,要培养大批年轻力量,要制定长远的规划。

  钱学森在《建立我国国防航空工业的意见书》中建议:(1)”领导机构应包括科学、工程、军事、政治方面的人员。这个机构设在国防部内。”(2)做长远及基本研究的单位,”重点放在完全了解一个问题的机理”、”探索新方向”。这种单位”组织上可以在中国科学院系统之内,但同时也归上述机构领导”。如”现在科学院内的力学研究所,其他研究所中的”高温材料研究、电子学研究、计算机研究等;将来很可能再设空气动力研究所、自动控制研究所等”。(3)做设计研究的单位,其任务是”生产新型产品,包括试制及试飞阶段在内”。它应该包括”空气动力学研究所、结构研究所、火箭推进机研究所、冲压推进机研究所、透平式推进机研究所、控制系统研究所、材料研究所、燃料研究所、计算局……”共12个研究单位。(4)生产工厂”是航空生产的一系列工厂”,”包括金属及非金属原料工厂,各种零件制造厂、电器制造厂、燃料工厂,最后才是飞机及飞弹制造厂”。

  钱学森当时身兼国防部五院院长(后为副院长)及中国科学院力学研究所所长两个重要职务,对组织、协调国防科研力量和中国科学院力量共同投入中国导弹和航天事业的发展起了巨大的作用。

  本文将以中国的探空火箭工程和第一颗人造卫星工程为例,重点论述钱学森与中国航天工程的开创之间的关系。影响,中国科学院把人造卫星列为1958年第一项重点任务,成立了以钱学森为组长,赵九章、卫一清为副组长的领导小组,负责筹建3个设计院。第一设计院(代号1001设计院)负责人造卫星及其运载火箭的总体设计等项工作。

  2中国航天事业的缘起

  1957年10月4日,苏联成功地发射了世界上第一颗人造地球卫星,标志着人类进入了航天时代。1958年5月17日,毛泽东主席在党的八大二次会议上发出了”我们也要搞人造卫星”的号召,表达了我国人民发展航天技术、探索太空的强烈愿望和决心。8月,国务院科学规划委员会在《十二年科学规划执行情况的检查报告》中指出:”发射人造卫星,将使尖端科学技术加速前进,开辟新的科学技术研究工作的领域,为导弹技术动员后备力量。同时,大型的卫星上天是洲际弹道导弹成功的公开标志,是国家科学技术水平的集中表现,是科学技术研究工作向高层空间发展不可少的工具。”报告还说,围绕人造卫星的研究,高能燃料、耐高温合金、无线电电子学、电子计算机、应用数学等一系列工作将被带动起来。聂荣臻副总理召集专门会议,责成中国科学院和国防部五院的负责人张劲夫、钱学森、王睁,组织有关专家拟定人造卫星发展规划草案。

  3钱学森与中国探空火箭的开创

  3.11001设计院建院初期的状况和研究方向

  1001设计院是1958年8月21日在北京建立的,至1958年11月初迁至上海改名为上海机电设计院前,总共存在2个多月。1001设计院的任务是负责卫星和运载火箭的研制工作。当时提出的1001设计院的中心任务是要在1959年国庆节前发射我国第一颗人造卫星,其运载火箭的第一级为采用高能推进剂的T-3火箭,第二级为采用常规推进剂的T-4火箭。当时这一中心任务是在”大跃进”的特定历史背景下提出的,明显脱离了实际。例如,只看到高能推进剂比冲高,就想选用液氟作为氧化剂而不去考虑液氟的剧毒和强腐蚀性。后来,钱学森在他的专著《星际航行概论》中说得好:”如果腐蚀性所带来的问题不能解决,哪怕是比冲再高的推进剂也无法使用。如液氟F:是一个氧化性强、燃烧比冲高的良好氧化剂,但是,因为它的腐蚀性很大,目前还没有完全解决抗氟的腐蚀性问题,所以还不能在实际上使用”。

  3.2上海机电设计院与T5,T6火箭

  由于1001设计院在北京缺乏生产、加工能力,经中国科学院领导和上海市领导研究,决定将该院迁到上海。1958年11月,1001设计院搬迁到上海,以此为基础,并由上海市委从上海市各院校、机关、工厂抽调大批人员,更名成立了上海机电设计院。

  1958年11月初,设计院认识到T-3火箭发动机采用液氟为氧化剂将遇到不可克服的困难,考虑采用较易掌握的推进剂。为了锻炼队伍,先设计一种有控制系统的、使用常规推进剂的探空火箭,其代号为T5。但因不具备发动机试车条件以及控制系统不配套等原因,T5火箭始终没有飞上天。

  尽管当时以液氟为氧化剂的T-3火箭研制工作遇到了不可克服的困难,但是发射我国卫星是设计院一项重大政治任务,不能放松,所以又决定研制一枚常规推进剂火箭以代替T-3火箭作为卫星运载火箭的第一级,这一火箭叫T-6火箭。由于在1959年5月1日调整了设计院的任务,提出了下半年以T5为中心,而且T6火箭尺寸较大,没有加工条件,所以T6火箭一直仅停留在图纸上。

  3.3走上以研制探空火箭起步的正确轨道

  当时,我国刚刚完成发展国民经济的第一个五年(1953~1957年)计划,尚不具备研制发射人造卫星的能力和条件。为此,1959年1月,陈云(时任中共中央副主席、国务院副总理)和邓小平(时任中共中央书记处书记、国务院副总理)指示:”卫星还是要搞,但是要推后一点,因为国家经济困难。”

  1959年1月初,中国科学院副院长张劲夫到上海,了解了上海机电设计院的工作情况,1月6日,全院同志在上海市科学会堂听取张劲夫同志的报告。报告中他提出了”边战、边练、边建”的”三边”方针,要求苦干三年,突破科学尖端关、实现上天任务。根据中央领导的指示和中国科学院关于调整研制任务的精神以及近一年来设计院的工作状况,1959年7月10日钱学森在给艾丁(时任上海机电设计院党委书记)的关于”上海机电设计院发展建议(草案)”的信中,认为1958建院初期要搞大型运载火箭及发射卫星的设想是不现实的。建议把设计院改组成一个设计试制小型火箭的单位,主要任务为研制气象火箭等。

  上海机电设计院领导接受了钱学森的正确建议。1959年8月,设计院领导研究决定,将研制1-2种小型的花钱少的气象火箭作为1960年设计院的任务,这就是T7液体探空火箭和T-7M液体探空火箭。从此,上海机电设计院科研走上了正确的轨道。

  3.4中国第一代探空火箭的发展

  中国第一代探空火箭是指主火箭为液体推进剂的探空火箭,它包括T-7M火箭、T-7火箭和T-7A火箭。

  3.4.1探空7号模型火箭—迈出我国奔向太空的第一步

  探空7号模型(代号T-7M)火箭是探空7号(代号T7)气象火箭的模型火箭。除了创造技术保障条件和培养火箭技术队伍,研制的目的主要在于掌握火箭设计制造和试验技术,具体包括:研究和试验液体火箭发动机及其挤压式输送系统的技术(包括推力室、推进剂贮箱和各种阀门等部件的设计、制造和使用);研究和试验空中点火和安全启动方案;研究和试验助推器与主火箭连接以及自动分离技术;研究和试验箭头与箭体自动分离后,分别用降落伞回收的技术;摸索火箭发射场建设经验等。

  T-7M火箭是由液体推进剂的主火箭和固体推进剂的助推器串联起来的两级无控制火箭。当助推器工作完毕后,主火箭能在空中自动点火,主火箭的箭头、箭体在弹道顶点附近可以自动分离,分离后的箭头、箭体分别用降落伞进行回收。贮箱采用悬挂式,主火箭箭体结构由蒙皮、析条和加强框等组成,它把各个系统连成一个整体。在主火箭尾部装有4片尾翼,以确保火箭飞行稳定。T-7M火箭起飞总质量为190千克,总长度5345毫米,箭体直径250毫米。常温条件下助推器地面平均推力17.5千牛,主火箭地面稳态推力2.2千牛。T-7M火箭的理论最大弹道顶点的海拔高度为10千米。

  T7M火箭的研制负责单位和总体设计单位为上海机电设计院,加工单位主要是上海市有关工厂。在T7M火箭的研制过程中,研制人员解决了主火箭发动机安全启动、箭头和箭体回收等关键技术,还创建了江湾发动机热试车台和南汇火箭发射场。T7M火箭于1959年10月10日开始研制。T7M火箭在钱学森指导设计下,在杨南生、王希季主持下,充分发动群众,组织关键技术攻关,设计人员下厂结合生产搞设计,仅用三个月就装出第一枚主火箭。1960年2月19日T7M液体探空火箭首次发射成功。T-7M火箭于1960年1月至1963年12月进行3批次飞行试验后,完成了研制任务。

  3.4.2T-7与T-7A气象火箭的研制

  T-7气象火箭是我国第一代气象火箭的第二种型号。它是由一种采用固体推进剂的助推器和液体推进剂的主火箭串联起来的无控制火箭。起飞质量1138千克,最大飞行高度约60千米,携带气象探测仪器25千克。1959年11月研制,1960年4月发动机热试车成功。同年6月完成了3枚火箭的总装工作。9月,火箭首次发射成功。整个研制周期不到一年时间。随着空间探测活动的发展,1962年1月,中国科学院对气象火箭提出了新的要求:有效载荷(即探测仪器)质量要增加到40千克;正常飞行高度要求在60千米以上,最好是80千米一100千米;测量60千米以下的高空大气压力、大气温度、风向风速;确保箭头、箭体安全回收等。鉴于T-7火箭的性能不能满足上述新要求,上海机电设计院总工程师王希季提出并组织设计人员对T7火箭作了重要改进,改进后的产品命名为T-7A气象火箭。

  3.4.3用于技术试验的探空火箭的研制

  人造卫星及其运载火箭的分系统的部件,在上天之前,需要进行充分的地面模拟试验,但有许多工作环境在地面上无法模拟,只能利用探空火箭进行飞行模拟试验。因此,探空火箭是发展空间技术的一种有效试验工具。

  我国研制的以T-7A为基础的、用于技术试验的探空火箭,曾于1965年到1969年间对卫星姿态控制系统和高空摄像系统、运载火箭发动机的高空点火系统,以及电离层探测等做过多次富有成效的飞行试验。在探空火箭研制过程中,钱学森经常深入第一线,指导研制工作的开展。王希季院士(时任上海机电设计院总工程师)说:”钱老(钱学森)的头脑中考虑最多的是中国航天事业的发展,从导弹、人造卫星一直到载人航天。他不仅考虑到规划性、战略性,在细致的关键技术环节他都亲自把关。我记得1960年4月,钱老两次到上海机电设计院,一次是陪聂荣臻元帅看发动机试车,一次是到南汇指导T-7M火箭的发射,从准备到发射结束一直在现场”。

  4钱学森与东方红一号卫星工程

  我国的东方红一号卫星工程由东方红一号卫星、长征一号运载火箭、酒泉卫星发射场、测控网、应用系统等组成,是一项复杂的国家尖端技术工程。

  4.1培养航天技术人才为东方红一号卫星工程做准备

  钱学森是一位具有前瞻性的科学家,在我国航天事业开创时期就积极培养我国航天技术人才。1963年他曾对李颐黎等人说:”我是星际航行的积极分子”。由钱学森等3位科学家主持的中国科学院星际航行座谈会,自1961年6月开办以来,在3年中举办了12次会议,钱学森在第一次座谈会上做了题为”今天苏联及美国星际航行火箭动力及其展望”的讲演,许多科学家和中青年科技人员参加了这些学术活动。1962年他在中国科技大学开设并亲自讲授了”火箭技术概论”专业课程。在此基础上,他于1963年编写出版了《星际航行概论》。该书和《导弹概论》是钱学森1955年回国后撰写的首批经典著作。

  为了促进我国航天事业的发展,1963年2月至1964年7月,钱学森指导了上海机电设计院4名年轻科技人员(孔祥言、朱毅麟、李颐黎、褚桂柏)的工作和学习,并安排他们作为自己在航天技术方面的助手。百忙之中的他每周抽出一个上午听取他们的汇报工作,指导和布置他们下周的任务。他教导这些年轻人必须要有广泛和深入的星际航行科技知识。为此,他将这些年轻人的办公室设在国防情报资料研究所,以便深入查阅各种国内外资料,掌握当时最新的国际星际航行的动态,如苏联和美国第一颗人造地球卫星及其运载火箭的设计、美国双子星座号飞船的交会对接方案设计、美国阿波罗号飞船载人登月方案设计等。钱学森派这4位年轻人到中国科学院地球物理研究所,生物研究所等单位去了解情况,1963年底他们完成了《中国1964~1973年空间技术发展规划》的编制。他还派他们去国防部五院一分院的研究室了解我国中程、中远程火箭的研制状况和性能参数,为未来我国发射人造卫星的运载火箭可行性进行预先研究。1964年5月,在钱学森的推动下,上海机电设计院以”四人小组”为骨干,又从其他研究室调了一些技术人员成立了卫星总体室(七室),该研究室后来承担了长征一号运载火箭设计和返回式卫星设计的任务。

  4.2建议将人造卫星研制列入国家计划

  受1964年中国”两弹”试验成功的鼓舞,加上中国经济从1965年起开始好转,曾经被”推后一点”的发射人造地球卫星的计划,又被提到日程上来了。钱学森认为,有了”两弹”结合的成功经验,又有了探空火箭的成功经验,已经为发射人造卫星打下良好的基础。1965年1月8日,钱学森向中央提出报告,建议早日制定中国人造卫星研制计划并列入国家任务。5几点启示

  钱学森在中国航天工程的开创中发挥了巨大的作用,他是中国航天事业的奠基人。考察和分析钱学森与中国航天工程开创的历史,我们可以得到以下几点启示。

  5.1航天工程必须根据需要和可能确定科学合理的工程目标

  从本文所述的我国航天工程开创的历史可以看出:为什么1958年中国科学院1001设计院要在1959年发射中国卫星的计划没有实现,而在1965年4月张爱萍召集张劲夫、钱学森、孙俊人等对中国人造卫星研制计划的方案进行讨论,提出拟于1970~1971年发射中国的第一颗人造地球卫星的目标就按时实现了呢?原因就在于卫星工程是一项复杂的尖端技术工程,在1959年我国科技水平低、工业基础薄弱、国家实力有限,没有可能在这么短时间就完成卫星工程。到了1965年1月,正如钱学森所说:”……现在我国弹道式导弹已有一定基础,现有型号进一步发展即能发射100公斤左右重量的仪器卫星”,也就是说即将具备发射卫星最起码的条件:把卫星送人轨道的运载火箭,当然还有其他条件。因此,在1965年确定1970~1971年发射卫星的计划,在1970年得以实现。

  过高的、不合理的工程目标必须更改才能促进航天事业的发展。在钱学森的建议下,上海机电设计院领导决定从研制T-7M,T-7探空火箭起步,开始走上了正确的发展道路,也是一个案例。

  5.2坚持系统工程的科学方法是取得成功的关键

  钱学森指出:”‘系统工程’是组织管理’系统’的规划、研究、设计、制造、试验和使用的科学方法,是一种对所有’系统’都具有普遍意义的科学方法。”他常讲,这样一种复杂的工程系统所面临的基本问题是:怎样把比较笼统的初始研制要求逐步地变成成千上万个研制任务参加者的具体工作,以及怎样地把这些工作最终综合成一个技术上合理、经济上合算、研制周期短、能协调运转的实际系统,并使这个系统成为它所从属的更大系统的有效组成部分。

  从20世纪五六十年代开始,钱学森就开始把系统工程的理论方法运用到航天型号研制中。在东方红一号卫星工程中,他实际上承担了现在我们所说的工程总设计师的职责,负责对卫星系统、运载火箭系统、地面观测测量系统和发射场系统的技术领导和协调工作,从指导制定卫星、运载火箭等方案,到发射现场的故障处理和技术指导,做了大量深入、细致的工作,保证了我国第一颗人造卫星首次发射就取得圆满成功。第一批人造卫星都选用60度到70度的轨道倾角,大大节约了地面建站经费,也是系统工程理论方法成功运用的案例。

  5.3坚持自主创新,正确处理继承和创新的辩证关系,实现技术跨越

  我国的探空火箭工程坚持自主创新。在经济十分困难的条件下,研制人员在柴油机厂造出了火箭发动机,在上海江湾机场的废碉堡中完成了T7M火箭发动机的热试车,在上海南汇自主建造了T7M火箭的发射场,并完成了发射和回收箭头及箭体的任务。

  在制定长征一号运载火箭方案中,研制人员把探空火箭技术与导弹技术结合起来,长征一号运载火箭的第一级、第二级选用了正在研制中的中远程火箭,第三级选用了正在研制中的固体发动机,从而很好地继承了原有型号的可靠性,为长征一号首次发射东方红一号卫星就取得成功打下坚实的基础。长征一号末级火箭上安装观测体,卫星播放”东方红”乐曲都是实现自主创新的案例。

  5.4坚持质量第一的方针,力争一次成功

  坚持质量第一,首先体现在设计方案上,如正确处理继承与创新的关系,尽量采用成熟技术和成熟技术的延伸,以及进行充分的地面试验和必要的飞行试验。例如,在长征一号发射东方红一号卫星前,除做了充分的地面试验外,还做了两次飞行试验:一次是用T-7A探空火箭改装成末级高空点火技术试验火箭,验证了在高空中长征一号末级火箭点火的可靠性;另一次是在1970年1月30日考验长征一号第一、二级和滑行段姿态控制的试飞取得成功。这也为长征一号发射东方红卫星首发成功奠定了基础。

  其次,在发射基地,遵照周恩来总理的要求,”绝不带任何一个疑点上天”。1970年4月15日,周恩来总理在听取执行东方红一号卫星工程人员的汇报时,当听到在测试中发现火箭体内有松香等多余物时,总理严肃地说:”这个不行。这等于开刀把钳子丢到肚子里嘛!你们产品是死的,可以搬来搬去总比开刀容易、总可以搞干净的嘛!无非是出厂时间晚两天。不能把松香、钳子丢在里头。这个不能原谅。”

  其后,发射前还出现一系列故障:4月21日出现的火箭第三级固体发动机发现异常;发射前8小时准备口令下达后地面的一个跟踪雷达出现了不稳定状态;下达1小时准备口令前,发现卫星上应答机对地面所发信号没有反应;发射前湖南卫星观测站一台单脉冲雷达的参数放大器的管子烧坏了。对于所有这些故障,根据”绝不带任何一个疑点上天”的要求,都予以排除或完成了紧急处理,从而保证了发射成功。

  经过对我国东方红一号卫星工程中的经验和教训的总结,我国航天部门更牢固地树立起了质量第一意识,完善了质量管理体系,对保证后续航天飞行的高成功率起了重要作用。

航天元器件长期稳定供应及维持能力评价体系研究

  引言

  航天型号工程周期跨度大,型号数量多,对于元器件研制单位提出了更高的要求,除了能够自主研发满足型号高性能、高可靠性、长寿命要求的国产元器件外,还要求能在较长周期内持续提供批量较大且一致性和稳定性程度高的国产元器件,即不仅要求关键元器件的研发生产”自主”,不受制于人,还要求其后续的长期供应”可控”,这将直接决定型号任务的成败。 我国对于包括航天元器件在内的军用元器件管理长期以来侧重研制,对生产供应重视不足。国家层而对于军用元器件的管理以研制立项为始,一般至鉴定通过、设计定型为终,对于之后元器件的生产供货目前主要以航天用户的合格供应商管理、合格元器件目录管理、供货合同管理为主要管理手段,国家层而参与少,对研制单位约束力小,研制单位重视程度低。从历史数据看,虽然国产元器件通过了鉴定,但在给航天型号供货过程中屡屡发生问题,国产元器件质量、可靠性依然偏低,与国外同类型产品相比价格偏高.难以适应快速发展的航天型号的需求。

  为了有效实施航天元器件长期稳定供应及维持管理,研究建立了航天元器件长期稳定供应及维持能力评价体系,可为专家和决策者对航天元器件长期稳定供应及维持能力评价和监控提供参考和借鉴。

  1长期稳定供应内涵

  航天元器件长期稳定供应是指在满足航天型号对元器件的功能、性能、环境适应性、质量可靠性等技术要求和配套进度要求的前提下,以适当的价格和周期,从适当的供应商那里采购到适当数量的航天元器件及服务。航天元器件长期稳定供应主要涉及到以下几方面。

  1)元器件技术

  国产元器件中存在大量集成电路、分立器件等微电子器件,由于技术发展带来的研制单位工艺、原材料、设备等可能无法保证满足航天元器件生产条件,因此生产出的产品技术状态有可能发生变化,影响稳定供应。

  2)供应商供货能力

  国产元器件供应商一般是国内的元器件生产商,供应商的生产规模、研制水平、经营发展能力、生产过程管理水平都会对专项元器件的长期稳定供应造成直接影响。

  3)采购管理

  元器件价格容易受到多方面因素影响,加之航天型号批量小、要求高等特点,确保采购价格保持在用户可接受的范围内一直是影响航天元器件长期稳定供应的一个问题。

  4)储存管理

  航天元器件储存管理主要涉及元器件的库房管理、超期复验、信息管理等,元器件储存管理不规范,会直接影响航天元器件的长期稳定供应。

  5)外协管理

  国产元器件生产环节涉及很多外协活动,尤其是较多集成电路采用代工厂外协流片,部分产品的生产周期存在不确定性,按时稳定供货有一定风险。

  2国外航天元器件稳定供应现状

  国外航天强国将发展高等级军用电子元器件作为国家战略,制定了长期发展规划,并投入巨大的人力财力,不断发展和完善标准和生产线认证程序;不断完善高等级产品的设计、生产线质量控制、产品的鉴定检验和宇航应用验证;在高度市场经济环境下采取特殊政策维持先进的宇航级制造体系和产品体系,设立权威和专门的管理机构如美国宇航局(NASA)、欧洲宇航局(FAA),代表国家制定航天发展规划、政策,组织制定标准、宇航级产品认证、发布选用指南和元器件优选目录等,形成了元器件发展的长效机制。 国外航天强国主要通过以下方面来确保航天元器件稳定供应。

  2.1产品体系

  在军用和宇航用电子元器件方面,美国产品具有品种齐全、性能先进、可靠性高的优势,根据美国宇航局电子元器件产品优选目录(NPSL)公布的数据,宇航级电子元器件就有21 000余个品种和规格。欧美、日本等发达国家也根据国家利益,建立了独立的军用和宇航用电子元器件产品体系。

  2.2制造体系

  先进的军用和宇航用电子元器件,除了人才、技术、管理等因素外,主要取决于先进的制造条件。在这一环节上,美国等发达国家已经遥遥领先,主要体现在认识超前、专项计划保证,制造条件先进,立足本土、对外封锁。

  2.3标准体系

  国外航天和军事强国都十分注重掌握军用及宇航用电子元器件标准的研究、编制、验证和修订,以保持标准的先进性、实用性和自主性。目前,在军用及宇航用电子元器件标准方面,美国军用标准( MIL)技术先进、体系完整,具有广泛的适应性,领先于世界各国。其次是ESA标准,它的特点是充分利用国际先进成果,大量采用MIL标准,针对性强,管理开放,强调过程控制等。

  2.4认证体系

  军用和宇航用高可靠生产线及其产品必须经过国家权威机构的认证和鉴定。NASA和ESA宇航级电子元器件的认证情况如下。

  1) NASA认证情况

  MIL标准体系采用了合格制造商目录(QML)和合格产品目录(QPL)并存的方式,NASA是针对按照MIL体系无法获得适用于航天要求的产品时开展认证。对MIL标准体系的总规范和认证体系不能支持的专用和特殊元器件,NASA采用了由哥斯达飞行中心(GFSC)组织开展的合格元器件产品目录(QPLD)认证方式。

  2) ESA认证情况

  ESA针对宇航用产品建立了完整的认证体系,设立欧洲空间元器件协调机构(ESCC),负责组织元器件产品的认证,定期发布QPL和欧洲产品优选目录(EPPL)。ESA在宇航级产品认证的技术层而上加入了结构分析、高可靠性评价、过程控制文件和产品鉴定等方面的内容。

  2.5采购供应体系

  欧洲至少每两年举办一次厂商参与的会议,会议上调查用户需求,讨论国内鉴定项目,并就元器件问题交换信息。较大的公司(比如ASTRIUM )拥有自己的元器件采购部门,拥有自己的元器件采购供应战略。欧洲的宇航用元器件都是由这些大公司集中采购并开展相关保证工作,模式较为先进。

  国外宇航机构的元器件保证环节,基本覆盖了元器件的鉴定、降额、选择、验收、贮存、运输。在此基础上,各国的宇航元器件保证又各有特点。分析来看,ESA宇航元器件保证流程更为完备,突出了对元器件的到货检验破坏性物理分析(DPA)、数据管理、元器件质量管理(失效报警、可追溯性)等方面的要求;日本宇航局(( JAXA )保证流程的特点则是增加了对元器件使用的要求。

  3航天元器件长期稳定供应及维持能力评价体系

  航天元器件长期稳定供应对航天型号配套至关重要,因此,需要针对我国国情,建立一套适用的航天元器件长期稳定供应及维持能力的评价体系,针对航天元器件能否长期稳定供应及维持给出科学和客观的评价结果。

  3.1航天元器件长期稳定供应及维持能力评价指标体系构建

  3.1.1航天儿器件长期稳定供应及维持能力影响要素识别与分析

  借鉴供应链管理相关理论,分析航天元器件采购与供应涉及的各环节工作.总结航天元器件采购与供应方面47起缺失案例的经验教训,系统梳理出影响国产元器件长期稳定供应及维持能力的要素,主要包括元器件生产环节、研制单位质量保证、企业经营发展、用研协作、企业文化5个方面。

  1)元器件生产环节影响因素识别

  元器件的固有可靠性是在元器件制造过程中形成的,一旦元器件生产完成,它的固有可靠性就固化了。元器件制造方面的很多因素会影响到元器件的固有可靠性,也是决定其能否在重要型号上使用的关键因素。因此对元器件生产阶段的影响因素进行分析,有助于对元器件是否能够长期稳定供应及维持进行判断。元器件生产环节中影响元器件长期稳定供应及维持的因素主要包括人员情况、设备情况、原材料情况、生产工艺技术情况。

  2)研制单位质量保证影响因素识别

  研制单位为保证国产元器件的质量必须开展行之有效的质量保证工作,质量保证环节是对一个单位能够持续地生产出满足要求产品的一个有力保证。质量保证方面影响国产元器件长期稳定供应及维持的因素主要包括质量管理体系、产品批次管理、质量问题归零。

  3)企业经营发展影响因素识别

  研制单位应具备与配套国产元器件生产相适应的经济实力,研制单位经营不善导致资金困难、濒临破产、倒闭、停产等会对国产元器件的长期稳定生产造成不利影响,甚至会中断国产元器件的生产任务。因此,良好的经营发展是国产元器件长期稳定供应及维持的基础。

  4)用研协作影响因素识别

  用户和研制单位之间相互合作的协调程度和协同程度、供应各个环节的协作水平等对专项元器件长期稳定供应有很大的影响。

  5)企业文化影响因素识别

  研制单位除了承担型号配套任务以外,还要考虑自身发展问题,因此相对型号任务具有一定的独立性,当二者目标发生冲突时,会严重影响供应的稳定性。这种情况下,具有良好的企业文化,尤其是认同航天文化的研制单位能够更加重视国产元器件的生产配套任务,保证各项资源能够优先使用。

  3.1.2航天儿器件长期稳定供应及维持能力评价指标体系

  根据确定的影响要素.按与元器件供应相关的人、机、料、法、环等方面进行归类,采用德尔菲法对长期从事航天元器件采购的专家意见进行多轮次征询、归纳、提炼,形成了可定性定量评价研制单位长期稳定供应国产元器件能力的评价体系,包括9个方面、16个项目和21项要求。

  3.2航天元器件长期稳定供应及维持能力评价指标赋权

  指标赋权的过程就是实现指标重要性程度从定性描述到定量表述之间的转化。层次分析法作为一种指标赋权方法,目前已在很多领域得到了广泛的应用。

  层次分析法的思想是把一个复杂的问题分解成多个组成部分,然后将这些组成要素按支配关系进行分组,从而形成一个有序的递阶层次结构。在这个基础上,通过两两比较的方式确定层次中各个因素的相对重要性,最后综合专家的判断确定出各个要素的相对重要性的总排列顺序,并得到各项评价指标的权重。

  专家对于要素之间重要性的判断应协调一致,不应出现相互矛盾的结果。为了保证应用层次分析法得到合理的指标权重,在专家完成判断矩阵后,还要进行一致性检验,确定随机一致性比率CR的大小。

  3.3航天元器件长期稳定供应及维持能力评价模型方法构建

  目前的评价模型方法很多,由于各种方法的使用条件和评价问题不尽相同,人们在对不同对象评价时使用了不同的方法,这一方面与研究人员对方法的掌握程度有关系,另一方面与各种方法的适用性有关。目前,较为常用的评价方法有线性加权评价法、模糊评价法、灰色关联度系数法、数据包络分析法等。

  由于线性加权评价法计算简便,在供应商管理的实践中已经得到应用,因此本文采用该方法对航天元器件长期稳定供应及维持能力进行评价。

  3.4航天元器件长期稳定供应及维持能力评价判据体系构建

  为了保证长期稳定供应及维持能力评价结论的准确性和完整性,需要建立一套适用于航天元器件长期稳定供应及维持能力的判据体系。 航天元器件长期稳定供应及维持能力评价判据可分为单项指标判据和评价结果判据两部分,而判据由判据等级、判据范围、等级描述等3部分组成。

  3.4.1指标判据

  指标判据是长期稳定供应及维持能力评价判据体系的关键判据之一,在实施航天元器件长期稳定供应及维持能力评价开始时,需要根据指标体系和指标判据进行问卷设计,并以此作为专家打分的依据。

  借鉴国内外供应链和供应商管理等相关领域的评价标准,参考我国航天型号物资供应商管理经验,针对各评价指标的特点,形成长期稳定供应及维持能力评价指标的判据。如对于”A111制定了健全的稳定核心人员的措施,并有效执行”指标,判据:(1)核心人员管理办法合理可行、措施有效,近3年核心岗位无人离职,为一级,分值为标准分的[80%,100%];(2)核心人员管理办法较为合理,措施有效性一般,近3年核心岗位有离职情况发生,但核心团队仍比较稳定,为二级,分值为标准分的[20% , 80% );( 3)核心人员管理办法有较明显不足,措施有效性较差,近3年核心岗位有离职情况发生,且影响团队稳定性,为三级,分值为标准分的[0%, 20%)。

  3.4.2评价结果判据

  根据供应链稳定性理论,对于特殊任务保障,稳定度至少应达到80分(满分为100);对于存在突发事件风险的保障,稳定度至少应达到90分。航天工程是具有特殊任务的复杂系统工程,存在较多突发事件。因此,对于航天工程配套的国产元器件,根据对应元器件长期稳定供应及维持能力的评价结果,从高到低划分为3个等级。

  1) A级:分数为[90 , 100],长期稳定供应及维持能力优秀;

  2) B级:分数为[80, 90),长期稳定供应及维持能力良好;

  3) C级:分数为[[0, 80),长期稳定供应及维持能力较差。

  4结束语

  航天元器件长期稳定供应及维持作为国产元器件自主可控的重要内容.已然成为航天型号重点关注的对象。本文建立了航天元器件长期稳定供应及维持能力评价体系,并通过实际工程案例分析,说明了评价体系的可行性和合理性,解决了元器件长期稳定供应能力缺乏有效评价手段的问题,为航天国产元器件长期稳定供应及维持的管理和控制提供了决策依据。同时,丰富了我国军用元器件管理特别是供应商管理的内容和手段。

Astroscale太空清洁工通过太空轨道运行创新技术,有效监测和清理太空垃圾

  自从1957年苏联人造卫星发射以来,7757个卫星已经被发射到了外太空,当我们惊叹这些飞行器不断在蔚蓝天空探索无限的宇宙边界时,却无法想象天空垃圾,也称为”太空碎片”存在的可怕。太空碎片完全是人类空间活动留下的垃圾,比如完成任务的火箭箭体和卫星本体、火箭的喷射物、在执行航天任务过程中的抛弃物、空间物体之间的碰撞产生的砰块等。美国监测网络NORAD监测到有超过20000的大型太空碎片从地球上可追踪以及预计数量超过750000的小碎片无法被跟踪。太空碎片的数量也以惊人的速度增加,在距地面2000公里内的低地球轨道区域(LEO),厘米级太空碎片由2005年的30万个增长到2015年的50万个,年增长率达15%0

  在人类使用最频繁的LEO上,太空碎片一旦与航天器发生撞击,平均撞击速度将达10km/s,轻则导致航天器表面性能衰退功能丧失,重则对结构和载荷造成严重损伤,甚至使整个航天器彻底爆炸解体。而坠入大气层的大尺度太空碎片,陨落时可能有部分质量未完全烧毁分解,也会对地面安全造成威胁。

  为了解决日益增长的太空垃圾,一位日本IT界企业家和战略顾问NobuOkada,2013年在新加坡和东京筹备了自己的新业务——Astroscale,通过发展可伸缩的新型在轨技术来安全清理最具威胁性的轨道碎片,从而维护太空环境的可持续发展。今年在英国也有了办公空间。

  目前,”太空清洁工”Astrocale提供的核心解决万案主要有两个OSG(OrbitalDebrisMonitoring)和ELSA(End-of-LifeServicebyAstroscale)oIDEAOSG1第一代产品是一颗22公斤重的微型卫星,上面安装的面板能够感受到太空环境中垃圾碎片与其撞击的情况,甚至能灵敏地检测到小于一毫米的碎片撞击数据。利用这些数据,公司就能绘制出各种太空高度环境下的碎片密度情况图。这些数据除了用于公司自身的太空垃圾处理业务使用外,还能出售给其他卫星运营商和空间机构。预计明年上半年在俄罗斯发射。

  公司另一个更大的计划目标,则是在2019年发射出首个太空垃圾收集器卫星”ELAS1″。卫星表面会涂满”胶水”,这是Astroscale公司与一家日本化学公司合作研发出了一种胶粘剂,能够覆盖ELSA1号飞船上如晚餐盘子般大小的一块平面。飞船撞到一块太空碎片后,会将其粘住然后脱离原本的飞行轨道,最后与机体一同燃烧殆尽,省去了将这些物体运回地球的成本。

  在太空碎片问题的解决上,太空机构和公司提出了数十种清理低地球轨道的概念。但是困难之处在于如何能靠近并且抓住太空砰片—以每小时27358.8千米速度在太空翻滚着的深色物体。马里兰大学(UniversityofMaryland)航空航天工程教授雷蒙德·塞奇威克(RaymondJ.Sedwick)形象地比喻为在溜冰场上抓住一个旋转中的溜冰者的情景,在太空中抓住碎片相当于被抓住的不是一个人,而是一辆SUV汽车。而且远程操控卫星是有一定的时间差,太空环境变化莫测,只有感应数据是非常困难的。

  清理太空垃圾除了需要过硬的技术,还得考虑成本17题。NobuOkada称,要将数千万乃至数亿美元的垃圾处理价格降低,关键在于减轻重量。他说,ELSA1号飞船的胶粘剂重量只有几盎司重(1盎司相当于28.35克),他公司的工程师已经能让飞船重量减到90.7千克。

  据NobuOkada介绍!”我们的第一个目标不是清理随机的砰片,而是清理我们客户发射的卫星。随着我们的技术不断完善,我们可以逐步开始清除砰片的工作。”所以Astroscale将会先经营大型卫星网络公司的合作业务,帮助清理报废的卫星,将位置腾出给其他有效运行的卫星。目前Astroscale也已经筹得了4300万美元的投资款。

  此外,NobuOkada表示,这项技术如果要投入使用,还有很多国际法律法规需要重新协商才有可能,因为在目前的国际法中,根据1967年的条约,空间中的人造物体属于发射它们的国家,不经未经批准就不能触碰。

航天型号元器件补充筛选必要性分析

  引言

  元器件可靠性数据分析作为描述、评价产品可靠性的理论方法,随着可靠性概念的提出和应用逐渐发展起来,成为可靠性工程的重要组成部分。可靠性概念与1957年美国国防部首次提出,典型报告为《军用电子设备可靠性》,提出了指标及评价方法,为可靠性发展奠定了基础。经过为期60多年的发展,可靠性评价逐渐成熟,已经向综合化、智能综合化发展。 就目前国内元器件质量保证技术而言,主要有元器件补充筛选 (二筛)、破坏性物理分析(DPA )、失效分析(FA)和结构分析(CA)。此外,今年来逐步发展的还包括新品评价、应用验证等技术。这些技术可以从事前、事中以及事后对元器件可靠性进行指导,在很大程度上提高了产品的可靠性。对于元器件生产商,通过相应的分析技术指导,不断改进器件制备工艺,生产出性能趋于稳定的产品。对于用户而言,增强了从元器件、单机以及系统方面的综合认识,进行电装工艺、系统兼容、冗余设计等方面的改进,提高了系统可靠性。

  航天型号产品需要使用大量的元器件,元器件的可靠性是型号工程可靠性的基础。航天产品具有不可维修性的典型特征,可能因为一个元器件失效而引起单机或系统的失效,因而元器件要保证高可靠性。伴随着卫星微型化、小型化的发展趋势,型号元器件的选用、质量保证等方面的要求也越来越高。与此同时,元器件生产工艺逐渐趋于成熟,生产的元器件性能越来越稳定。生产厂进行一次筛选,剔除早期失效的产品,以保证可靠性技术要求。

  但是,在生产工艺逐渐成熟的今天,元器件进行补充筛选试验有没有必要进行?进行此试验能够在多大程度上保证元器件可靠性?尤其是面对高密度封装、高度集成器件,补充筛选很容易引入新的损伤(如引脚弯曲变形,等),造成元器件装配过程中不确定因素的存在。各型号每年对于元器件补充筛选投入的时间较长而且费用较高,但是业内没有元器件补充筛选统计分析的研究进展。基于此,通过各型号元器件补充筛选数据进行统计分析,探究二次筛选对元器件可靠性质量保证可靠度方面的研究,保证型号工行的高可靠运行势在必行。本文以多颗卫星的筛选数据为样本,对元器件补充筛选试验数据进行总结并提出合理化建议,对低成本商业卫星元器件可靠性保证具有一定的指导意义。

  1国产、进口元器件数量分析

  参与统计的所有元器件共计208.441 6万只,16 060批次。其中,国产元器件191.274 1万只,比例为91.76 0Ic;进口元器件17.167 5万只,比例为8.24%。国产元器件中,元件有181.375 2万只,比例为94.68%;器件有10.186 1万只,比例为5.32%。进口元器件中,元件9.686 5万只,比例为56.42%;器件7.481 0万只,比例为43.58%。

  2国产元器件失效数据分析

  通过查阅数颗卫星所用元器件的补充筛选数据,对所有元器件进行分类、归纳、总结,并对各类元器件失效信息进行汇总。 部分元件失效信息为:某单位生产的热敏电阻,失效比例为3.888 9%;某单位生产担电解电容,失效比例为2.758 6% ;某单位生产的微型磁保持继电器,失效比例为0.092 26%;失效比例相对较小。

  在国产器件的补充筛选失效统计分析中,分为二极管、三极管、集成电路三个部分。分立器件中,二极管包括硅阶跃恢复二极管、变容二极管、二极管、瞬态抑制二极管等,生产厂家共5家,总失效数量11只,参与计算样本容量1 134只,失效比例为0.970 0%;三极管包括三极管、晶体管,生产厂家共4家,总失效数量22只,参与计算样本容量582只,失效比例为3.780 1%;集成电路包括CMOS电路、放大器、混频器、三端稳压器等,生产厂家共3家,总失效数量9只,参与计算样本容量348只,失效比例为2.586 2%。总的失效比例相对较小。

  3讨论与分析

  近年来,我国航天事业取得了很大进展。其中,元器件的补充筛选,对航天型号可靠性起着极其重要的作用,多项航天任务取得圆满成功。然而,元器件加工业也在飞速发展,目前生产的元器件可靠性多数较高,经过补充筛选后没有淘汰或很少淘汰早期失效产品。为保证航天型号工程质量,各承研单位的元器件电装工艺前,仍然按照原来的补充筛选技术条件进行。然而,在元器件本身可靠性提升的条件下,补充筛选的适用性到底有多大,元器件需不需要筛选以及如何筛选,成为航天型号研究领域各用户关心的间题。特别是国际、国内低成本商业卫星应用需求,各单位对筛选间题更为关注。

  1)元件。通过对多颗卫星元件补充筛选数据统计,可以看出:经过补充筛选,电阻器、电容器、电感器,电连接器等元件失效比例较小,甚至可以忽略。失效电阻主要为热敏电阻、担电解电容器和继电器。 为此,笔者建议,元件二筛需要改变原有的筛选模式。元件类筛选,可以通过减少筛选项目或委托生产厂在一筛中进行。厂家一筛的条件为,元器件可靠性质量保证机构对生产厂家建立较为完善的厂家考核机制,能够实行对生产厂家的动态管理,对不合格元件生产厂家有相应的管理办法,如限制供货甚至是不采用该厂家产品。

  对热敏电阻、担电解电容器,由于生产工艺本身特点,生产出的产品二筛过程中会出现一定比例的失效,但批允许不合格率(PDA)一般都符合技术文件规定要求,该类元件按照原有补充筛选试验项目进行。对继电器的筛选,沿用原有的筛选试验条件。其原因是,继电器属于型号产品关键元件,该元件失效会导致所控制单机的失效。单机可靠性再高,若控制的继电器失效,则该单机失效,丧失原有功能。

  2)器件。通过对多颗卫星器件补充筛选数据统计,可以看出:经过补充筛选,各类二极管、三极管以及集成电路失效比例较小,甚至可以忽略,但失效器件较为分散,不同种类、不同批次器件均可能失效。对于器件类筛选,可以部分程度上采用元件类筛选模式,如器件补充筛选纳人厂家一筛,建立厂家动态考核机制等。部分程度上沿用原来航天型号元器件筛选模式。在低成本商业卫星的背景需求下,可以探究元器件补充筛选新模式,如按照卫星设计寿命制定筛选技术方案、按照卫星运行轨道制定补充筛选技术方案等。

  由于器件类生产工艺较为复杂,每一道生产工艺不当,均会对产品可靠性造成影响。器件生产涉及氧化、掺杂、金属化、表面钝化等技术环节,且多数步骤需要清洗工艺。可能因一个步骤不当就会造成器件的批次性失效。因此,器件类补充筛选要较为慎重,筛选方案制定时要综合考虑方案的合理性、筛选成本、进度等方面。此外,元器件补充筛选过程中,其他可能导致可靠性降低的因素较多,如静电敏感元器件的筛选、假冒翻新元器件的识别以及新型元器件筛选间题。以目前型号采用的BGA器件为例,可能存在筛选技术员对器件不了解导致过应力筛选、筛选后因焊锡球氧化而不如不筛选元器件的可靠性(电装过程中出现虚焊或不能焊接)。

  塑封器件筛选间题也是业内关注的重点。商用塑封器件与宇航级元器件相比,存在明显的区别,如温度适用性范围、质量等级等。按照常规筛选模式进行筛选,周期长、费用高,低成本卫星实际现状以及发展方向难于接受。但塑封器件在航天型号上的应用逐渐增多,如何合理制定筛选技术方案,如何有效对塑封元器件进行筛选,成为业内关注的重点。

  4结论

  元器件补充筛选对航天型号工程型号可靠性保证起到了积极的推动作用,很大程度上保证了型号工程的可靠性。本文对多颗卫星元器件补充筛选试验失效元器件数据进行总结,并对目前元器件补充筛选试验进行了总结,得出如下结论:

  1)元件类筛选。可以通过减少筛选项目或委托生产厂在一筛中进行,建立厂家动态考核机制;热敏电阻、担电解电容器以及继电器,按照原有补充筛选试验项目进行。

  2)器件类筛选。器件补充筛选纳人厂家一筛,建立厂家动态考核机制等;部分程度上沿用原来航天型号元器件筛选模式;探究元器件补充筛选新模式,如按照卫星设计寿命制定筛选技术方案、按照卫星运行轨道制定辛卜充筛选技术方案等。

  3)低成本卫星下塑封器件筛选间题。改变或沿用现有筛选模式,合理编制筛选方案,有效对塑封元器件进行筛选。

浅谈滚动接触疲劳寿命预测

  1 接触疲劳的基本原理

  接触疲劳是指材料在循环应力作用下,产生局部永久性累计损伤,经一定的循环次数后,接触表面产生麻点、浅层或深层剥落的过程。航空轴承、齿轮和凸轮等都是典型的接触疲劳失效构件。早在1896 年Hertz 就提出了关于两个弹性体在一点发生接触的局部应力和变形的经典解,这种应力后来被称为Hertz应力。主要基于几点假设:①所有的变形都是弹性的;②载荷是垂直于表面的,没有表面的剪应力;③接触区域的尺寸很小,而接触区域的曲率半径很大。这种基于经典弹性力学的结果到目前为止仍是在接触问题应力分析过程中最重要的理论基础。

  由于接触疲劳在接触区域的应力状态是复杂的多轴应力状态,与传统的疲劳例如单轴的轴向疲劳、旋转弯曲疲劳等有很多不同的地方:首先是接触疲劳最早失效萌生的位置发生在亚表面,引起失效的主因目前还有争议,主要几种观点分别认为是最大剪应力τyz、正交剪应力τ0 或者八面体剪应力τoct。不管采纳哪种观点毫无疑问的是都会发生在接触表面下一定的深度位置。

  其次,由于在应力循环主轴过程中最大剪应力平面总是变化的,所以接触应力的主轴方向也随之变化。这导致要确定发生疲劳损伤最大的位置非常困难。再次,接触疲劳发生在很小的应力体积里,原因是接触应力场是非常局部的。例如:典型的轴承接触宽度仅为200 ~ 1000μm。最后,导致接触疲劳损伤的剥落分为三个阶段:①安定阶段;②稳态的弹性响应;③不稳定阶段。局部的塑性变形和残余应力的发展会是疲劳损伤的先兆。因此通过计算三维弹塑性应力场来说明周期性载荷及摩擦力的影响以及获取微观结构的变化等信息,是定量滚道疲劳损伤的必要手段。

  2 接触疲劳寿命预测方法综述

  自接触疲劳在滚动轴承的失效模式中占据主导地位以来,轴承的寿命问题一直就被滚动接触疲劳寿命制约着。多年来,研究者们提出了不少的数学模型来评估滚动接触疲劳下轴承零件的寿命。这些模型一般的分为基于概率的工程模型和确定性的研究模型。工程模型利用大量的从实验中获取的不同参量的数据,它们既不直接考虑材料在接触载荷下的本构行为的细节,也不计算接触区域的残余应力和应变。而另一方面,研究模型则是来自于理论推导,通常需要接触体材料完整的应力- 应变行为的信息,并结合材料的失效模型。因此,这些模型通常用于说明失效过程中的某些特定的特征,例如裂纹萌生或裂纹扩展。

  本文将论述一些经典的轴承滚动接触疲劳的寿命预测方法及应用。

  ① Lundberg-Palmgren 方程在发展轴承滚道和滚珠的寿命预测方法方面最具影响力的是A. Palmgren,他与G. Lundberg 于1947 年和1952 年发表的文章中首次在模型中使用了Weibull概率分布的方程。他们的模型对国际标准化组织(ISO)及全美标准化组织(ANSI)/ 抗摩擦轴承制造协会(AFBMA) ( 美国轴承制造协会ABMA 的前身) 在后来制定滚动轴承寿命相关标准时起到了很大的作用。Lundberg-Palmgren 方程的基础是Weibull 分布。1939 年Weibull 在对脆性工程材料失效进行统计时,认识到材料的极限强度应该用统计分布来描述,其基本定律。

  方程将试样存活率S 与断裂的强度σ 联系了起来。其主要的描述了在一定体积中给定应力分布所决定材料的断裂失效概率,其基本假设为初始裂纹导致破坏。而在滚动接触疲劳中,很多产生于表面以下的裂纹并不扩展至表面引起失效,所以Weibull方程不能直接应用于滚动接触疲劳分析中。

  Lundberg 和Palmgren 的理论则假设接触疲劳的裂纹源于承载表面下最大正交剪应力处产生的薄弱点。这种薄弱点假设是随机的分布在材料中的。这样就可以将Weibull 概率强度理论应用于在纯赫兹接触的应力体积单元中,从而获得亚表面起始疲劳的体积存活率的概率分布。这种失效认为是主要由裂纹起始引起的。Lundberg–Palmgren 理论将轴承套圈承受的循环载荷周次N与存活率S 。

  这里a, z0, and rr 对应图1 中体积单元的宽度,深度和长度。在实际应用过程中,根据Lundberg- Palmgren 方程可以得到10% 的失效概率下的寿命L10、 轴承的额定动载荷C 与轴承的等效载荷P之间的关系,如式(4):

  式中指数P 对于球轴承取3,滚子轴承取10/3, 纯线接触取4。直至现在,ISO 组织有关轴承寿命的预测模型也是基于此式修正得到的:

  式中a1, a2, and a3 分别是有关可靠度、材料和操作条件的寿命修正系数。

  ② Ioannides-Harris 方程

  尽管Lundberg- Palmgren 方程得到了广泛的应用,但是还是有一定的局限性,以后的研究者对其进行修正,最具代表性的就包括Ioannides- Harris 方程、Zaretsky 方程等。

  Ioannides- Harris 方程提出:在离散的体积单元中当应力τ 超过门槛值τu 时,才开始产生疲劳裂纹,这种应力可以是Lundberg- Palmgren 方程中的最大正交剪应力,也可以是其他应力准则如von Mises 应力或最大剪应力。Ioannides- Harris 方程的形式如下:

  该式的优点是能更好的说明无限疲劳寿命这与大多数轴承钢的疲劳极限的特征是一致的。

  ③ Zaretsky 方程从Lundberg- Palmgren 方程中看出,应力- 寿命指数依赖于轴承接触疲劳寿命的分散性。然而从已知的文献中该指数是独立于寿命分散性的。基于此认识,Zaretsky在Lundberg-Palmgren 的公式上做了两点修正,一是将依赖于应力- 寿命关系的Weibull 曲线的斜率e 去掉,二是依赖于深度的分量去掉。另外,临界应力分量用最大剪应力τ 代替了最大正交剪应力τ0。Zaretsky 的方程如下:

  ④理论模型

  另一方面,研究者们建立的理论模型能更深入地解释接触疲劳失效过程中的机理。这些模型一般基于力学原理,将失效的过程分为两个阶段:裂纹萌生阶段和裂纹扩展阶段。

  第一个理论分析模型是1983 年Keer 和Bryant使用二维断裂力学评估滚动/ 滑动赫兹接触的疲劳寿命问题。他们假设裂纹萌生寿命相比于裂纹扩展寿命很短。疲劳失效的周次Nw 表述为最大赫兹压力pmax和接触宽度的一半b 的方程:

  式中:β0 和m——裂纹扩展速率控制的材料参数。因此,可以发现用此公式预测的寿命比用相同赫兹压力使用工程模型的预测寿命要短得多。Zhou 等人的寿命模型包括了裂纹萌生和裂纹扩展寿命。总寿命表述为:

  式中:A, c 和n——材料参数;

  Wc——单位面积内的断裂能;

  Δσ——局部剪应力幅;

  σk——材料的临界摩擦力;

  D ——累计损伤系数;

  K — — 裂 纹Δ尖端的应力强度因子范围。

  Vincent 等人提出了一个基于位错堆积的裂纹萌生的简单模型。模型中考虑了所有应力分量和残余应力的影响。位错的产生假设是发生在轴承钢基体导致局部应力集中和局部塑性应变的亚表面夹杂处。此夹杂也被设定为球形。裂纹萌生寿命的周次N 可以通过下式来表示:

  μ 和ν——基体的剪切模量和泊松比;

  f——损伤效率的积累因子;

  d——夹杂的直径;

  λ——累积位错范围的长度;

  γpl——第一个载荷循环后的有效塑性应变;

  γpc——有效的循环应变;

  b——伯氏矢量的模;

  σ x 和σy——应力张量(包含赫兹应力也包括残余应力)的分量;

  α——理论强度因子,大多数金属为5。Jiang 和Sehitoglu 等人应用的弹塑性有限元模型中则包含了结合多轴疲劳准则中周期棘齿效应的影响计算出滚动线接触的总寿命。总损伤D 假设是疲劳损伤Df 和棘齿损伤Dr 之和。疲劳发生在总损伤的位置。这种方法再次基于仅考虑裂纹萌生寿命而忽略扩展寿命。两种累计损伤的速率为:

  FP——疲劳参数;FP0——棘齿应变和m;C 和γcrict 为材料常数。疲劳参数FP 与相应多轴疲劳准则的临界平面的应力和应变有关:

  式中:Δε—— 正应力幅;σmax——最大正应力;Δγ—— 剪应变幅;Δτ—— 剪应力幅;J——材料相关参数。

  他们得出结论在最大正交剪应力深度处疲劳和棘齿效应结合的损伤是最大的。这与Lundberg–Palmgren 理论相一致。

  3 结束语

  滚动接触疲劳是轴承最主要的失效模式。其最重要的两个机制是:裂纹由亚表面起始以及裂纹扩展至表面剥落失效。本文系统地回顾了在滚动接触疲劳研究过程的应用最广最为人所接受的工程模型和理论模型。虽然目前工程模型仍是实际寿命预测中最重要的工具,但是它的最大缺陷是不能将材料的微结构考虑进去,从而影响模型的普适性。其主要根源在于这些模型都是Weibull 强度理论的直接应用,而并未将材料微结构的表征融入进去,换句话说就是它们只是假设了寿命遵循Weibull 分布,而不是材料微结构本质的非均匀随机分布的结果。另一方面,研究模型则基于各向同性材料的接触区域特性来预测接触疲劳寿命。由于亚表面起始剥落是滚动接触疲劳经典的失效模式,容易与材料的结构包括缺陷的分布、材料的不均匀分布等特征结合起来。这类的研究模型的缺点是一般所涉及的参数较多,而且大多难以测量或无法测量,所以影响模型的应用。所以目前对于接触疲劳的寿命预测来说,工程模型与研究模型还无法很好的结合起来,还需要研究者进一步的工作来解决。

胎压变化影响的某型号飞机主轮流固耦合有限元探究

  1 引言

  飞机着陆阶段中,机轮除了受到飞机重量及控制力矩外,还受到冲击载荷和充气压力的作用。这些载荷通过轮胎和轮胎内气体施加于轮毂上。考虑到轮胎大变形,传统的将冲击载荷分解为径侧向载荷,将充气压力设置为恒定值的经验方法逐渐不满足现代航空工业的需求。因此,轮胎机轮一体化分析具有工程与学术意义。

  参考文献[2]进行了轮胎撞击地面的有限元模拟。参考文献[3]讨论了轮胎与地面之间的接触问题。参考文献[4]给予了一种测定轮胎变形的试验方法。虽然这些文章均研究了轮胎机轮一体化设计,然而他们的充气压力依然设定为常数,且对于机轮仅仿真了轮缘部分,并非完整的轮毂。本文在模拟完整轮胎轮毂的基础上,考虑轮胎超弹性大变形带来的材料非线性,轮胎着陆过程中的几何非线性与接触非线性。引入空气单元与流固耦合,使得充气压力随轮胎变形而改变, 并设计径向载荷试验对有限元模型加以验证。

  2 几何与有限元模型

  2.1 轮毂与轮胎模型

  几何模型分为3 部分,轮胎、机轮和刚性地面,如图1所示。刚性地面位于轮胎之下,被认为是刚体。机轮是偏置单幅版结构,在进行有限元分析时,对其螺栓螺母结构进行了简化,如图2 所示。轮胎是航空斜交胎,在模拟补强层和帘线层时,采用尼龙和钢丝的加强筋模型。考虑到轮胎受冲击载荷时的大变形,建模时将轮胎分为7个部分:帘线层、补强层、胎圈包布、胎侧、胎面、三角胶、钢丝圈. 其截面有限元网格模型如图3 所示。

  2.2 材料属性

  考虑到橡胶复合材料是航空轮胎的主要材料,其材料属性需通过实验确定。本文通过Yoeh 模型建立超弹性橡胶储能方程,其优点是只需进行单轴拉伸试验即可定义材料属性。单轴拉伸试验根据国标GB/T5288-1998 进行,采用2mm 厚的哑铃形试件,加载速率设置为500mm/min。

  2.3 加强筋模型

  本文帘线层采用加强筋模型进行模拟。帘线由尼龙、钢、聚酯构成,嵌在橡胶基体中。考虑其力学特性时,假设材料为正交各项同性,其材料特性如表1 所示。在ANSYS 中,帘线- 橡胶复合材料模型通过APDL 命令”EREINF”建立。加强筋模型假定每条帘线在橡胶基体中都有固定的截面积,材料属性,距离和角度。帘线的几何分布见表2。

  2.4 接触定义

  本文定义了两个接触对:①轮胎和地面的接触;②轮毂和控制节点的接触。特别说明的是轮胎与机轮之间并没有建立接触约束,而是采用了布尔运算”GLUE”。①轮胎和地面之间的接触如图7 所示,该接触关联了地面和轮胎(图4)。由于轮胎是柔性体,地面是刚性体,固采用刚柔接触。轮胎接触单元选用CONTA174 单元,地面单元选用TARGE170 单元。为减小接触刚度系数的影响,接触表面采用曾广拉格朗日算法。摩擦系数设为恒定的0.2。②轮毂与控制节点间的接触本文创建位于轮毂几何中心的控制节点以控制轮毂向下运动。为关联控制节点和轮毂,接触约束必须被创立,如图5 所示。该接触为刚刚接触,选择控制节点为目标面网格采用TARGE170,轮毂内表面为接触面网格采用CONTA175。CONTA175 常用于点面接触,又因轮毂和控制节点位置固定,接触关系选择bonded。

  2.5 流体场及流固耦合

  为模拟轮胎受冲击载荷后充气压力的变化,必须建立空气单元。本文采用HSFLD242 单元。该单元共有9 个节点,所有空气单元共用一个气压节点Q。节点I,J,K,L,M,N,O,P 位于固体场上,当其位置发生变化时,将位移信息返回并计算流体场压力,置于中心节点Q 上。常用于构架被固体场包围的流体。当节点I-P 为逆时针顺序时,空气场为正体积。当I-P 为顺时针顺序时,空气场为负体积。对于本文,必须从轮胎包围的空气中(图6)减去机轮包围的空气(图7)才能得到整个空气场。

  随着轮胎受到冲击载荷发生大变形,空气单元发生变形,将体积变化转换为气压变化反馈给压力节点后,重新施加充气压力于机轮上,实现流体场合固体场的耦合。

  3 静力学分析及工况

  本文依据机轮径侧向载荷实验建立的静稳态模型,用以分析机轮变形及断裂危险点。主要思路如下:①在充气压力为恒定压力(初始充气压力)时求解机轮及轮胎受冲击载荷后的形变。②通过ANSYS APDL 命令 ESOL 测定稳定后新流场的体积。③通过流场体积换算流场新压强。④通过ANSYS APDL 命令 D 将新压强赋予流体静压单元压力控制节点,作为新的边界条件。⑤重新进行静力学分析。⑥判断气压变化是否大于预设值0.1,如果大于0.1 则返回第二步,否则保存结果。

  初始边界条件分为两部分,初始充气压力和作用在控制节点上当冲击载荷。由于额定充气压力是785kPa,模拟与试验充气压力选择459、584、667、785 、958、1084、1334 kPa 施加在HSFLD242 流体静压单元气压节点上。而冲击载荷,由于额定工况是250kN,冲击载荷设为50、100、150、200、250、300kN 施加在控制节点上。

  虽然本文采用了Newton-Raphson 公式求解轮胎大变形效应,如果冲击载荷不分解成几个载荷步,求解过程中单元会产生过度挤压导致结果不收敛。为解决这一问题,不仅网格需精确划分,在求解过程中将冲击载荷划分为100 个载荷子步进行求解。

  4 对比试验

  为验证有限元模型的正确性,本文设计如图8 的径向载荷试验做验证。其主要组件包括提供压力的液压悬挂装置,链接液压悬挂装置和轮毂的楔形轴,机轮,刚性地面,检测胎压的气压传感器,检测轮毂变形的位移传感器,以及控制冲击载荷的控制台。

  试验过程如下:控制台控制液压悬挂装置对机轮施加与有限元模型一致的冲击载荷,直至轮胎停止形变。对机轮进行卸载,并转动轮胎90°、180°、270°重新进行实验。

  通过该实验记录以下3 个结果:

  ① 轮胎形变随冲击载荷增加而变化的曲线(图9)。

  ②每次静稳态试验前后充气压力变化。

  ③ 轮毂随冲击载荷增加而变化的曲线(图10),这里选取标准工况即充气压力为785kPa。

  5 结果与分析

  为验证有限元模型正确性,有限元结果与实验结果进行对比。为简洁明了的展示结果,虽然对多种工况进行了分析,本文仅展示充气压力为785kPa,冲击载荷为150kN 下结果。

  5.1 轮胎变形

  如图11 所示,轮胎在Y 轴方向的最大位移为120.24mm,而实际试验结果为124mm。图12 展示了仅一步迭代,即充气压力为恒定初始压力不变时的轮胎变形。其Y 方向的变形为138.5mm。这充分说明本有限元模型能够模拟轮胎形变时,轮胎内空气受挤压导致胎压上升,使得轮胎整体刚度增加,下沉量减少。通过有限元模型与实验数据之间轮胎下沉量对比,误差不大于4%。表明使用流固耦合方法预测轮胎变形,具有一定的准确性。

  5.2 充气压力变化

  充气压力变化的实验值和有限元模拟值对比见表3。可知充气压强在轮胎受到冲击载荷后会比初始压强大6% 左右。并且比较有限元模型和实验结果,误差不大于3%。随着初始压强的增加,误差减小,这是由于高压情况下,轮胎刚度上升,使得下沉量减小,易于计算。

  5.3 轮毂变形

  图13 显示了标准工况流固耦合模型计算所得机轮受冲击载荷后的变形情况。显示轮缘处最大变形为9.2636mm,轮毂处最大变形为7.31043mm。和实验验轮缘处形变7.48mm,轮毂处形变7,48mm 的结果比较,误差分别不大于0.6% 和3%。有限元模型轮毂处的形变比实验结果略小。这是由于本文没有模拟轴,而采用了接触约束。这种处理方法限制了轮毂的变形。图14 展示了不采用流固耦合,充气压力为固定值时机轮受到冲击载荷作用下的形变图。比较该结果,流固耦合模型结果与实验结果可知,采用流固耦合方法能提升结果精确度。

  6 结论

  通过以上分析可以得出如下结论:

  ①通过流固耦合的有限元分析能够有效的模拟飞机机轮及轮胎受到冲击载荷作用下的变形。

  ②机轮轮胎流固耦合有限元分析所得结果与实际实验结果比较,可知轮胎变形误差不大于4%,轮毂形变不大于3%,误差远小于不采用流固耦合方法。

  ③实验和有限元分析结果表明受到冲击载荷后,由于轮胎下沉量较大,胎压平均提升6% 左右,这对轮毂的应力分布产生一定影响。

光学加工射频中和器的结构设计及性能分析

  前言

  离子束抛光技术已经广泛用在光学表面超精加工中,具有原子量级的材料去除能力,加工精度达到纳米、亚纳米级别。中和器是离子束抛光系统中的核心部件之一,它的作用是发射电子中和离子束电荷,防止正电荷在离子束中的堆积。目前使用的中和器分为:浸没式和非浸没式两种。

  浸没式是采用直接浸没于离子束中的悬丝方式。一般采用钨丝作为阴极,利用阴极加热时释放电子中和离子束中多余的正电荷。这种方法简单方便、使用成本低。但是在离子束的轰击下会产生阴极材料溅射,造成工件表面污染,阴极寿命短只有十几小时;并且在反应离子束抛光中,阴极极易与反应气体发生化学反应,不适用于反应离子束加工。

  非浸没式主要有:等离子桥、空心阴极、射频中和器。非浸没式中和器放置在离子束外,由喷嘴向外引出电子束至离子束实现电荷中和。等离子桥一般采用钨丝作为阴极材料发射电子,阴极损耗严重,寿命大约为几十小时。空心阴极电子逸出功高,需要的工作温度高,这就可能导致高温下热量损耗大,发射效率降低;另外加热器在高温下再结晶,导致热丝变脆易断,不仅影响加热效率还使得阴极的使用寿命短,大约为200小时左右。

  射频中和器的主要优点是不使用阴极,靠射频辐射激发等离子体,由保持器(keeper)引出电子束,对离子源的束离子进行电荷中和。相比于其他几种中和器,射频中和器具有以下优点:①由于射频中和器采用的是无极放电,因此不存在阴极材料消耗,使用寿命长可以达到上千小时,并且不会对加工表面产生阴极溅射污染,与反应气体不发生反应,适用于反应离子束抛光系统;②由于射频中和器利用电子点火装置发射电子,电子被射频电场加速使放电室内气体击穿,产生等离子体,然后引出电子束,因此中和器无需加热,工作温度低、射频功率低,启动速度快。

  为了解决离子束抛光和反应离子束抛光中中和器的电子发射效率和工作寿命的问题,适应光学加工的纳米、亚纳米精度需求,本文研究了射频中和器的工作原理,并且设计了射频中和器结构,通过实验研究了射频中和器的中和能力。性能稳定、使用寿命长的射频中和器对离子束抛光和反应离子束抛光的研究具有重要的意义。

  1射频中和器工作原理与结构设计

  1.1射频中和器工作原理

  射频中和器的工作原理:放电室内通入中性气体,通过自动匹配器将射频电源的入射功率加到射频线圈上,在线圈内产生交变电流,产生交变磁场,在放电室内感应出射频电场。放电室内安装的接负偏压的金属收集器起到电子点火作用,利用电压的瞬态变化形成放电,在放电室内产生电子。电子被电场加速,快速积累能量,与放电室内中性气体原子发生碰撞,使气体电离产生等离子体,同时射频线圈的能量也耦合到等离子体中。接正偏压的保持器(keeper)将等离子体中的电子引出形成电子束对离子源的束离子进行中和,等离子体中的阳离子由接负偏压的收集器吸收,避免过多积累而溢出。图1为射频中和器的工作原理图。

  1.2射频中和器结构设计

  依据上述射频中和器的工作原理,开展了射频中和器的结构设计,图2为射频中和器的结构简图。如图2所示的射频中和器结构图,射频中和器主要由射频电源及自动匹配器、陶瓷杯放电室、收集器、保持器(keeper)等部分组成。因此,射频中和器结构简单,维护方便。

  射频电源提供射频功率使放电室内气体电离。在射频电源与负载线圈之间插入一个无源的匹配网络,使负载阻抗与波源阻抗相匹配,实现最大的功率传输。匹配网络有两种:自动匹配网络与固定匹配网络。本文采用自动匹配器来实现阻抗的匹配,自动匹配器安装在真空室外,方便中和器的安装和工作。陶瓷杯放电室提供了气体电离生成等离子体的空间,气体原子与被电场加速而获得足够动能的电子碰撞,获得能量被电离。为方便收集器在放电室内安装固定,陶瓷杯采用分体式结构,由杯盖与杯体的装配来构成放电室。此种设计有效的解决了进气管安装、收集器接导线的困难。

  收集器为不锈钢材料,在射频中和器中有两个作用:①作为电子点火装置,启动时射频偏压电源通电瞬间发生放电现象,产生电子起到引弧作用,使气体在低射频功率下被电离;②收集等离子体中的阳离子,由于收集器上接负偏压,可以吸收放电室内等离子体中的阳离子。本文对收集器采用非封闭式薄壁圆环的结构设计,有效避免了对射频电场的法拉第屏蔽作用,并通过实验改进控制圆环缺口尺寸,保证良好的阳离子收集能力。保持器(keeper)同样采用不锈钢材料的薄圆片结构,中心圆孔为电子通道,利用接入的正偏压引出电子束。图3为设计的射频中和器结构。

  为了研究射频中和器在光学加工中的中和能力和工作性能,本文开展了射频中和器的工作性能研究,验证射频中和器在光学加工中的中和能力和实用性。

  2射频中和器工作性能

  本文的所有实验均在KDIFS-500离子束机床上进行,将原有抛光机床中的空心阴极中和器更换为射频中和器进行中和性能探究和离子束加工实验,验证射频中和器的中和性能能否满足光学加工要求。

  2.1中和能力探究实验

  中和器的使用目的是对离子源的束离子进行有效中和,为了探究射频中和器能否有效引出电子束对离子束进行中和,本文首先研究射频中和器的中和效果。通过实验研究了射频中和器的中和效果,分析了在中和器不启动与正常工作情况下的实验结果。实验工件采用Φ100mm微晶玻璃,工艺参数为:射频离子源利用Φ10mm的栅网、气体流量为3sccm、靶距为40mm、屏栅电压为900V、加速栅电压为120V、入射功率为70W,射频中和器功率为65W、气体流量为3sccm,在射频中和器不启动和正常工作的条件下,进行离子束打点实验。实验获得的加工结果如图4所示,实验现象和去除函数如图5所示。

  从图中可以看出,当射频中和器不启动时,离子束中的正电荷在微晶玻璃表面大量积累,阻挡了束离子对微晶表面的轰击作用,此时离子束的材料峰值去除率仅有6nm/min,几乎可以忽略不计。当射频中和器正常工作时,中和器发射的电子束对束离子进行电荷中和,微晶表面没有大量电荷累积,束离子对工件表面有很好的轰击作用,材料的峰值去除率达到了72.5nm/min。

  研究表明,射频中和器能够成功引出电子束,并且能有效的对离子束进行中和,中和效果好。

  2.2中和器性能对比实验

  为了探究射频中和器在光学加工中的中和能力,实验研究了使用射频中和器和空心阴极中和器进行中和的离子束去除函数的性能差异,验证射频中和器的中和性能。

  去除函数是光学面形确定性加工的基础,离子束抛光中最理想的去除函数形状为高斯形。通过打点法研究了在射频中和器中和下与空心阴极中和器中和下的去除函数性能,对比两者实验结果分析射频中和器的中和性能。依据课题组在KDIFS-500离子束机床上使用空心阴极进行的相应研究,实验参数选取如下:实验工件采用Φ100mm微晶玻璃,射频离子源采用Φ10mm的栅网、靶距为40mm、屏栅电压为900V、加速栅电压为120V、入射功率为90W、气体流量为3sccm,中和器气体流量为6sccm。实验结果如图6所示。

利用IBFCAM软件测得各点的去除函数形状均为回转对称的高斯形。高斯形去除函数的性能评价指标为:峰值去除率、体积去除率、半峰全宽。对去除函数进行高斯拟合得到如图7所示结果,计算得到利用射频中和器中和与空心阴极中和器中和的去除函数高斯拟合误差都在0.1%以内。

对去除函数的性能参数利用IBFCAM软件进行提取,结果如表1所示。

  从表1的实验结果可以看出,使用射频中和器中和的去除函数与使用空心阴极中和器中和的去除函数的各项性能评价指标相比较,两种情况下:峰值去除率误差在2%以内,半峰全宽误差在0.5%以内,体积去除率误差在1%以内。因此,认为两者性能相同。研究表明,利用射频中和器对离子束进行中和与空心阴极中和器中和的实验结果保持一致,实验证明射频中和器与空心阴极中和器的中和能力相当,能够应用于光学加工;并且射频中和器在使用寿命、维护成本等方面有突出的优势,因此在光学加工中具有巨大的应用价值。

  3结论

  本文研究了射频中和器的工作原理,并且设计了射频中和器结构,实验探究了射频中和器的工作性能。实验发现射频中和器启动速度快、中和效果好、工作性能稳定,并实现了射频中和器在光学加工中的应用。射频中和器在光学加工中的成功应用为离子束抛光、反应离子束抛光的进一步研究奠定了技术基础。

飞机防滑刹车系统测试

  1 概述

  飞机防滑刹车系统是保证飞机安全着陆、制动的重要设备。飞机防滑刹车系统的功能、性能必须通过厂内静态和动态试验考核,本文从 GJB2879《飞机机轮防滑刹车控制系统通用规范》规定的刹车系统功能、性能出发研究开发出合适厂内试验项目和试验方法。

  2 飞机防滑刹车系统功能、组成及主要性能

  2.1 飞机防滑刹车系统的功能

  飞机防滑刹车系统通过调节刹车压力充分利用机轮与地面的结合系数,防止机轮卡滞、抱死,保证飞机在各种跑道条件下的着陆安全。按图1 设计一种飞机防滑刹车系统原理图给出刹车系统结构,该飞机防滑刹车系统具有正常刹车与防滑(中止起飞刹车)、应急刹车、差动刹车、起飞线停机刹车、起落架收起刹车、牵引刹车、地面停放刹车、接地保护、轮间保护、刹车系统BIT 功能。

  2.2 飞机防滑刹车系统组成

  飞机刹车系统由刹车踏板(1)、刹车阀(2)、电液压力伺服阀(3)、定量器(4)、机轮速度传感器(5)、电子防滑控制盒(6)、起落架收起刹车机构(7)、气压刹车阀(8)等部件组成;飞机防滑系统由机轮速度传感器(5)、电子防滑控制盒(6)、电液压力伺服阀(3)等附件组成。

  2.3 飞机防滑刹车系统主要性能

  2.3.1 防滑刹车系统基本技术要求

  ①系统油源压力:15MPa;

  ②系统供电电压:28V.DC。

  2.3.2 防滑刹车系统性能指标

  ①系统升降压时间:正常刹车系统升降压时间不大于1.5s,应急刹车系统升降压时间不大于2.5s;

  ②防滑刹车系统压力要求: 起飞线停机刹车压力7.5MPa ;正常刹车压力7.5MPa,且左右压力差不大于0.6MPa ;应急刹车压力7.5MPa ;起落架收起刹车压力6MPa;地面停放刹车12 小时后刹车压力不小于5.5MPa;

  ③轮间保护:飞机速度大于45 km/h,左右机轮速度差达到30% 以上,全部或部分释放低速机轮刹车压力;

  ④接地保护:飞机主轮接地前或主轮未充分转动时,防滑刹车系统禁止对机轮施加刹车压力;

  ⑤防滑刹车系统辅助功能:正常刹车系统具有差动刹车功能;应急刹车系统具有牵引刹车功能;

  ⑥防滑刹车系统BIT 功能:防滑检测功能、故障检测功能;

  ⑦防滑刹车性能要求:最大刹车压力7.5MPa ;刹车速度220km/h,刹车距离不大于750m ;中止起飞速度263km/h,刹车距离不大于1300m;干跑道着陆时防滑刹车效率不小于90%;防滑失效速度不大于30±5 km/h。

  3 飞机防滑刹车系统试验分类

  飞机防滑刹车系统是电- 液- 气组成的复杂系统。飞机防滑刹车系统研制阶段厂内试验分为以下5 类:防滑刹车系统负载(静态)试验(1 类)、防滑刹车系统BIT 试验(2 类)、防滑刹车系统动力试验(3 类)、电磁效能试验和环境鉴定试验;电磁效能试验和环境鉴定试验必须在有试验资质的试验室按专用试验大纲进行,本文不做讨论。

  表1 规定了3 种飞机防滑刹车系统厂内试验项目、试验目的、试验方法、刹车曲线、性能指标和试验分类。防滑刹车系统动力试验在具有国际、国内适航认证和国家质量体系认证的电惯量模拟动力试验台(QP584)上,按专用试验大纲考核刹车系统与刹车机轮的匹配性, 确定飞机防滑刹车系统正常刹车压力、防滑失效速度、刹车距离和刹车效率,全面考核飞机防滑刹车系统正常刹车与防滑(中止起飞刹车)功能,本文后面不做论述。

  4 飞机防滑刹车系统负载(静态)试验

  按图2 设计一种飞机防滑刹车系统试验测试原理图进行液压和电器连接,被试产品满足技术要求,模拟飞机实际规格、尺寸和安装方式;刹车系统测试选用标准记录示波器、(液压/ 气压)压力传感器;飞机电源用直流电源代替,油源用地面油源代替,油液污染度指标必须满足系统要求;蓄能器型号规格与装机产品相同,按要求充好氮气;刹车系统激励器(简称激励器)能够调节机轮速度传感器转速、刹车阀或应急刹车阀输出刹车压力;测试电缆与电子防滑控制盒检测插座和压力传感器插座连接。

  激励器根据试验大纲要求控制机轮速度传感器转速和刹车压力,记录示波器记录(电子防滑控制盒左右刹车机轮速度、基准速度、阀门电压、刹车阀或气压刹车阀输入压力、左右刹车阀输出压力、左右刹车机轮刹车压力和气压刹车阀输出压力共六组)试验曲线和数据;图3 一种飞机防滑刹车系统典型试验曲线(刹车系统地面通电、未按压刹车手柄)。图3 中飞机防滑刹车系统信号范围:机轮速度电压范围4 ~ 15V、基准速度电压范围4 ~ 15V、阀门电压范围0.7 ~ 8V、刹车阀或气压刹车阀输入压力范围0 ~ 16MPa、刹车阀输出压力范围0 ~ 10MPa、刹车机轮刹车压力或气压刹车阀输出压力范围0 ~ 10MPa。通过试验曲线分析刹车系统性能。

  4.1 激励器的组成和工作原理

  激励器由速度传感器转速控制机构和刹车阀手动操纵机构组成。能实现左右速度传感器转速自动控制,左右刹车阀、应急刹车阀手动压力控制。

  调速机构由台体、转速控制器、机轮速度传感器夹具等三部分组成;转速控制机构根据试验要求独立控制左/ 右机轮速度传感器转速,使机轮速度传感器按要求试验曲线转动。手动调压机构由刹车手柄和刹车阀夹具两部分组成。手动调压机构分别按要求的刹车压力和加压方式控制左/ 右刹车阀和应急刹车阀输出3组刹车压力。 详见图4 激励器结构原理图。

  4.2 飞机防滑刹车系统负载(静态)试验

  4.2.1 空/ 地刹车模式试验

  ①地面刹车试验

  接通轮载开关(地面),接通防滑开关,刹车系统通压,压刹车手柄到底,机轮速度传感器停转,记录刹车曲线。

  接通轮载开关(地面),接通防滑开关,刹车系统通压,压刹车手柄到底。试验时机轮速度传感器按图5所示曲线旋转,最高速度为飞机速度,记录刹车曲线。

  ②空中刹车试验

  断开轮载开关(空中),接通防滑开关,刹车系统通压,压刹车手柄到底,机轮速度传感器停转,记录刹车曲线。

  断开轮载开关(空中),接通防滑开关,刹车系统通压,压刹车手柄到底,试验时机轮速度传感器转速按图5 所示曲线旋转,最高速度为飞机起飞速度,记录刹车曲线。重复试验两次。

  4.2.2 起飞线停机刹车试验

  接通轮载开关(地面),接通防滑开关,刹车系统通压,机轮速度传感器停转,压刹车手柄到底,记录刹车曲线。

  4.2.3 轮间保护试验

  ①接通轮载开关(地面),接通防滑开关,刹车系统通压,压刹车手柄到底;机轮速度传感器按图6曲线减速,右速度传感器速度高,且最高转速为飞机最大刹车速度,机轮速度差[δ=︳(V左-V右)︳/(V左与V右中速度高者)]分别为5%、10%、15%、20%、25%、30%、35%、40%,记录刹车曲线(曲线3.4a)。

  5 健康诊断试验

  图1 中防滑刹车系统BIT 动能包括:有防滑刹车功能和刹车系统电气附件线圈开短路检查两项健康诊断项目。

  ①防滑刹车系统正常,断开轮载开关(空中),接通防滑开关,刹车系统通压。松开正常刹车手柄,按下-松开试验开关,进行防滑刹车功能检查,记录刹车曲线(曲线3.8a),按正常刹车手柄到底,按下- 松开试验开关,进行防滑刹车功能检查,记录刹车曲线。

  ②防滑刹车系统正常,接通轮载开关(地面),接通防滑开关,刹车系统通压。松开正常刹车手柄,按下-松开试验开关,进行防滑刹车功能检查,记录刹车曲线(曲线3.8c),按正常刹车手柄到底,按下- 松开试验开关,进行防滑刹车功能检查,记录刹车曲线。

  ③接通轮载开关(地面),接通防滑开关,刹车系统通压。分别断开/ 短接产品插头,进行刹车系统故障定位检查。

  ④防滑刹车系统异常,断开轮载开关(空中),接通防滑开关,刹车系统通压。分别断开/ 短接产品电器插头,松开正常刹车手柄,按下- 松开试验开关,进行防滑刹车功能检查,记录刹车曲线;分别断开/ 短接产品电器插头,按正常刹车手柄到底,按下- 松开试验开关,进行防滑刹车功能检查,记录刹车曲线。

  ⑤防滑刹车系统异常,接通轮载开关(地面),接通防滑开关,刹车系统通压。分别断开/ 短接产品插头,松开正常刹车手柄,按下- 松开试验开关,进行防滑刹车功能检查,记录刹车曲线;分别断开/ 短接产品电器插头,按正常刹车手柄到底,按下- 松开试验开关,进行防滑刹车功能检查,记录刹车曲线。具体刹车系统健康诊断内容见表2。

  6 结论

  本文通过对飞机防滑刹车系统负载(静态)试验和健康诊断试验要求和方法研究, 表1 试验项目能够全面考核飞机防滑刹车系统性能指标。试验所得数据和曲线能够为飞机外场首飞、试验、使用、维护提供技术支持;试验方法能够进一步扩展、延伸,模拟解决更多飞机刹车系统使用中的技术问题。