基于余度技术的载人航天伺服机构系统研制

基于余度技术的载人航天伺服机构系统研制

1“云水”助推我国航天事业的复兴20世纪80年代末，中国开始实施载人航空航天开发计划。1999年11月20日,我国第一艘试验飞船“神舟”一号发射成功,标志着我国载人航天事业迈出了关键性的一步。2003年10月15日,“神舟”五号载人飞船承载着中华民族千年飞天梦想遨游太空,成为我国航天发展史上一座新的里程碑。回顾载人航天高可靠伺服机构系统的研制历程,总结其设计、生产过程中的经验,对未来开发可靠性更高、性能更好的航天伺服机构系统具有重要启示。2余度伺服方案载人航天的成功首先取决于火箭发射的成功,因此,对运载火箭的可靠性和安全性提出了很高要求。分配到伺服子系统,单机可靠度指标接近0.9999。根据国内外伺服机构系统研制经验,在传统液压伺服技术基础上,要达到这样高的可靠性要求,几乎是不可能的。余度技术在液压伺服领域的应用、发展为伺服机构系统由不十分可靠转化为高度可靠提供了有效途径。因此,自方案论证之初,采用余度技术即成为载人航天运载火箭伺服机构系统研制的指导思想。当时世界上先进的航空航天大国已有不少余度伺服技术应用成功的先例。余度伺服技术的发展经历了:简单并联余度方式→检测-纠正余度方式→多数表决余度方式→多数表决-检测纠正混合余度方式几个阶段。我国在余度伺服技术方面的研究起步较晚,在载人飞船运载火箭伺服机构系统研制之前,余度伺服技术在我国航天领域虽有研究,但实际应用还是空白,首次研制的高可靠伺服机构系统采用何种余度方案需要慎重抉择。从余度结构配置上看,国外余度伺服机构系统大多采用四余度、三余度、双余度,少数也有五余度或双-三余度,实用技术中以四余度最为先进、瞩目。余度数的选择主要从可靠性要求、余度管理方式、工程实现难易程度、体积、重量、成本几方面综合考虑。美国航天飞机主发动机和固体火箭助推器推力矢量控制伺服机构系统采用的四余度多数表决-检测纠正式机械反馈作动器方案代表了当前航天余度伺服技术的世界水平,具有非常高的可靠性,成为首选借鉴方案。其故障率较高的伺服阀前置级采用局部四余度以大幅度提高可靠性,而其余大功率部件则采取强壮设计的方法来保证可靠性,余度资源配置高效、合理。然而它的伺服阀是双重阀芯位置反馈的三级阀型式,其前置级为特殊的有第二级阀芯位置反馈和压差反馈的喷嘴-挡板型两级结构,直径很大的第三级功率阀芯的位移通过细长的第二机械反馈杆反馈到前置级力矩马达,这种结构的器件,在我国当时工艺水平下,实现起来有相当的难度。我国航天伺服机构系统在投入资金较少的条件下,通过精心设计、制造及应用对策,在以前的飞试/应用中保有不败纪录,其整机及器件可靠性在世界同类产品中处于高水平。此次用于重大使命,首次涉足余度伺服技术领域,从可靠性要求、研制周期、工艺技术水平、成本等多方面反复论证,最终确定采用三余度多数表决、故障吸收式伺服机构系统方案。该方案最突出的特点是无需故障检测和隔离,在几乎不增加系统重量和功率消耗的情况下,简单有效,为伺服机构系统提供了余度,是在我国现有工艺水平下,满足载人航天高可靠要求的好、快、省的余度伺服机构系统方案。3滑阀位置变化的反馈载人飞船运载火箭推力矢量控制三余度伺服机构系统采用了“多数表决、故障吸收”的工作方式。其原理如图1所示。伺服阀采用三个主动工作的力矩马达,它们各自为三个独立的伺服放大器所驱动。前置级液压放大器的输出流量在伺服阀滑阀两端进行叠加,液压放大器及阀芯位置反馈多数表决结果决定了阀芯的位置。力矩马达的衔铁是一个对力平衡敏感的自由杆,任何多余度元件的故障(输入开路、反馈开路、喷嘴堵塞)都会导致其相应的液压放大器输出发生变化,也会导致滑阀端压力发生改变和滑阀位置发生改变。滑阀位置的变化反馈到力矩马达的挡板上,两个正常工作的液压放大器用其部分能力抵消了由故障液压放大器在滑阀端所产生的压力。能够抵消故障通道坏影响的一个前提条件是:每个通道的作用量有限度,且各通道的限幅值相当,同时,滑阀是个积分环节,而反馈增益和液压放大器的增益足够高,滑阀只要稍微移动一下就能改正故障的影响。阀芯的位置决定了作动器活塞的运动速度,作动器活塞的积分效应,进一步降低了故障对作动器输出位置的影响。动压反馈活塞采用双重活塞来提供一定的余度,保证在一组动压反馈活塞失效的情况下,伺服机构的动态性能基本不受影响。位置反馈传感器是伺服机构中的一个关键环节,因此,位置反馈传感器采取了结构上一体化的三个传感器,其余度利用方法可有图1,图2两种方式。图1中,反馈传感器的输出采取了三重并联工作方式,主要用于克服开路故障;图2中,三个反馈传感器的输出各自反馈到相应的伺服放大器,既可吸收开路故障又可化解短路故障。两种方式都进行了试验,结果表明图2方式对于开路故障的容错能力不如图1,故障状态下性能损失较大。考虑到反馈传感器失效模式中开路故障发生的可能性较大,因此其输出最终采取了图1的三重并联工作方式。另外,在一些重要的电气连接部位、重要的密封部位采用了简单的双重并联方式。载人航天运载火箭推力矢量控制伺服机构系统,在10kW级和0.5kW级两个差别显著的功率级别上实现了三余度化,结构设计各具特点,两种都是液压源自足式的紧凑整体型产品,在世界同类余度伺服产品中有自己的特色。图3为0.5kW级三余度伺服机构系统实物照片。4正常及一通道故障下的失效模式及影响由于三余度伺服机构系统利用多数表决原理工作,不设故障检测、隔离装置,当出现故障时,伺服机构系统是带故障工作的,性能会有所降级。为了解余度伺服机构系统在故障状态下的工作能力,进行了分析和大量故障模拟试验,证实三余度伺服机构系统具有以下特点:1)当未采取冗余措施的伺服机构系统出现伺服阀固定节流孔堵死、控制喷嘴堵死等故障时,其影响是致命的,伺服机构系统将失去控制,作动器偏摆到最大位置。而三余度伺服机构系统在一个余度通道出现上述故障时仍能正常工作,只是工作零位发生约1%的偏移。2)当未采取冗余措施的伺服机构系统出现伺服阀控制线圈断线、伺服阀反馈杆折断的故障时,伺服机构系统将失去控制,作动器会漂向最大位置或不稳定。而三余度伺服机构在一个余度通道出现上述故障时仍能正常工作,位置特性无明显变化,只是工作速度比无故障时降低约1/3。3)当未采取冗余措施的伺服机构系统出现伺服阀动压反馈活塞卡死故障时,如果控制信号频率接近伺服机构系统与发动机谐振频率,伺服机构系统与发动机就会产生强烈的共振,使控制系统失稳。而三余度伺服机构系统在一个动压反馈通道出现上述故障时仍能正常工作,动态性能基本不受影响。4)在三余度伺服机构系统出现两路控制信号开路、两路活塞位移反馈信号开路等二度故障时仍能正常工作。5)在三余度伺服机构系统出现三余度伺服阀同一边两个喷嘴堵死的双重故障时,伺服机构仍能工作,零位产生约2.5%的偏移,保证了故障安全。6)三余度伺服机构系统不仅能够对自身产生的故障容错,对控制指令的故障也有容错功能。在一路伺服放大器出现常值输出10mA电流的硬故障时,伺服机构系统零位产生约3%的偏移,其它性能基本不受影响。表1归纳列出了主要失效模式及其影响的试验结果。图4为三余度伺服机构系统在正常及一通道故障情况下的位置特性曲线。其中,X轴为输入控制信号,Y轴为输出位移信号。模拟了两种故障状态,一种为伺服阀一组力矩马达控制线圈断线的故障,另一种为伺服放大器失效、伺服阀一组力矩马达控制线圈上有10mA常值电流的故障。从曲线可见,正常情况下及断一路线圈故障情况下位置回环曲线基本重合;在一路伺服阀常值输入10mA电流硬故障情况下,位置回环曲线只是对称中心略有偏移。图5为三余度伺服机构系统在正常及一通道故障情况下的频率特性响应曲线。从曲线可见,在断线圈情况下,幅值有所衰减,相位也有一定的滞后,但仍能满足控制系统工作要求。5可靠性验证试验按可靠性串联模型和先验数据首先从理论上进行可靠性预计:简单分析,其任务可靠度为:R=R电机R泵R阀R作动器组件R高压油滤R低压油滤R电位计其中:三余度伺服阀的可靠度:R阀=(3R12-2R13)×R2×[1-(1-R3)2]R1——伺服阀前置级可靠度;R2——功率滑阀可靠度;R3——动压反馈组件可靠度;三余度反馈电位计的可靠度:R电位计=1-(1-R4)3R4——单路反馈电位计的可靠度;经初步估算,一级三余度伺服机构系统的可靠度为0.9998,二级为0.9997,相对其非余度原型号,可靠度可提高一个量级,说明此种三余度伺服机构系统应能够满足设计要求。但对于载人飞行这样的重要使命,这还不足以使人放心,于是专门进行了可靠性验证工作。由于伺服机构系统生产周期长、造价高,试验样本量少,要验证载人航天三余度伺服机构系统这样高的可靠度指标,每台产品要能工作几百个小时不出故障,这就存在以下困难:(1)航天伺服机构系统为寿命耗损型产品,其额定可靠寿命只有50h。(2)伺服机构系统为自身携带能源的整体式结构,为减小重量和体积,其油箱容量设计得较小,油液温度上升很快。因此,地面试验时,伺服机构系统为间歇工作方式(即短时工作制),一台伺服机构系统要完成几百小时的试验实际上要耗费很长的时间。欲使可靠性试验切实可行,需要精心设计合理的试验方案。以往的伺服产品在进行可靠性评估时,寿命分布类型均保守地按指数分布考虑。对于载人航天三余度伺服机构系统,若仍按指数分布类型考虑,在实际能提供的试验产品数只有2～3台的情况下,每台产品的无故障工作时间就要长到不可实现的地步。考虑到伺服机构系统为机电类产品,其主要失效机理为相对运动件的磨损、受力件的疲劳损坏及密封件的老化,确定其寿命分布类型按Weibull分布考虑更为合理。等效任务时间是按伺服机构系统在飞行中的任务剖面确定的,并根据伺服系统工作应力特点,设计了强化寿命试验程序,用若干种典型动作来代替飞行过程中的随机动作,其时间、温度、动作次数、负载强度均有所强化,这样可以取较小的环境因子,缩短试验时间。寿命分布类型按照Weibull分布考虑,每台伺服机构系统试验时间为:T=t0[ln(1−γ)nlnR(t0)]1m(1)Τ=t0[ln(1-γ)nlnR(t0)]1m(1)其中:T为每台伺服机构系统试验时间,(h);t0为任务时间,(h);n是投试产品数量;m是形状参数;R(t0)是可靠度指标;γ为置信度。根据上述公式计算结果,要验证三余度伺服机构系统的可靠度指标,可按以下方案进行:一级取两台产品,每台产品试验时间不少于89h;二级取三台产品,每台产品试验时间不少于202h。按上述取样方法,历时半年,完成了可靠性验证试验。试验中,一级伺服机构系统曾出现伺服阀前置级喷嘴堵塞故障,由于三余度伺服机构系统具有容错能力,在带故障状态下,伺服机构系统输出性能仍满足控制系统要求,证实伺服机构