Квалиметрия в ракетостроении

Обеспечение отказоустойчивости космических аппаратов длительного функционирования (КА ДФ) и ракет носителей (РН) - совокупность мероприятий по обеспечению гарантийных сроков КА на уровне 7-10 лет и безотказности РН, включая предупредительные, защитные и контрольные мероприятия, направленные на снижение уровня отказов элементной базы, дефектов производства, повышение уровня долговечности, обнаружение, локализацию и парирование отказов и неисправностей бортовой аппаратуры.

Основные положения по обеспечению отказоустойчивости перспективных КА ДФ и РН.

В основе системы обеспечения и контроля отказоустойчивости КА ДФ и РН - методические положения по следующим основным вопросам (направлениям):

- концепция обеспечения и контроля надежности КА ДФ, РН и их БА;

- программы обеспечения надежности К А ДФ и РН;

- анализ отказов прототипов и возможных отказов создаваемых КА ДФ и РН;

- выбор и обоснование использования элементной базы, применяемой в бортовой аппаратуре (БА) КА ДФ и РН;

- обоснование видов, кратности и режимов резервирования БА;

- обоснование использования современных методов резервирования на модульном уровне для различных видов БА;

- обоснование использования бортовой системы диагностики, контроля и

локализации отказов и неисправностей и восстановление работоспособности КА и РН;

- обеспечение качества производства отказоустойчивой БА;

- обеспечение контроля технического состояния БА на различных стадиях изготовления и испытаний;

- обеспечение защиты БА от внешних воздействующих факторов;

- контроль отказоустойчивости БА на различных стадиях создания КА и РН;

- нормативные документы по разработке отказоустойчивых КА ДФ и РН.

В основе концепции обеспечения и контроля надежности КА ДФ и РН должно быть положение о том, что требуемый уровень долговечности и безотказности достигается для каждого образца КА ДФ и РН гарантированным образом. В соответствии с указанным требованием на стадиях проектирования и экспериментальной отработки должны быть продемонстрированы требуемые запасы надежности по каждому возможному виду отказа.

В состав НОН КА ДФ и ПОН РН вводятся дополнительные мероприятия по обеспечению надежности, учитывающие специфику КА ДФ и РН. К дополнительным мероприятиям, которые должны войти в состав ПОН отказоустойчивых КА ДФ и РН, относятся:

- модели технического ресурса отказоустойчивых КА ДФ и РН;

- обоснование избыточности, используемой в аппаратуре, использование отказоустойчивых систем;

- исключение влияния внешних воздействующих факторов на надежность КА ДФ и РН при эксплуатации в наземных условиях и при условиях штатной эксплуатации;

- анализ причин и последствий возможных отказов, исследование влияния отказов на выходной эффект КА ДФ и РН;

- разработка перечней критичных элементов КА ДФ и РН, а также элементов, лимитирующих долговечность КА ДФ и РН;

- обеспечение надежности критичных элементов КА ДФ и РН и элементов, лимитирующих долговечность КА ДФ и РН;

- обоснование выбора, оценка и контроль надежности элементной базы, используемой в аппаратуре;

- оценка качества изготовления и достоверности контроля технического состояния КА ДФ и РН на этапах приемо-сдаточных испытаний и испытаний на техническом и стартовом комплексах;

- объемы и режимы приработочных испытаний и входного контроля;

модели типовых отказов КА ДФ и РН.

Контроль отказоустойчивости КА ДФ и РН и их бортовой аппаратуры последовательно проводится на этапах эскизного проектирования, наземных испытаний, летных испытаний и эксплуатации.

В материалах эскизного проекта в части надежности должны быть проведены работы по количественному анализу и обоснованию оптимального резервирования (избыточности), необходимого для обеспечения требований по надежности КА ДФ и РН, установленных в ТТЗ. Должны быть рассмотрены все основные виды избыточности, включая различные виды и способы структурного, функционального, программного и временного резервирования аппаратуры и ее составных частей, а также запасы работоспособности и запасы ресурса. Актуальна разработка алгоритмов по обоснованию оптимальной структурной и временной избыточности БА КА и РН, используемых для обоснования проектных решений.

В составе эскизного проекта предусмотрен анализ причин возможных отказов (АВО), который является обязательным элементом ПОН КА ДФ и ПОН РН. При методическом обеспечении работ по АВО используется метод дерева отказов (МДО), позволяющий проводить анализ причин и последствий возможных отказов и разрабатывать мероприятия по их предотвращению.

В эскизном проекте должны быть представлены материалы по обоснованию использования и контролю надежности элементной базы, входящей в состав БА К А ДФ и РН. Система входного контроля элементной базы КА ДФ и РН должна предусматривать 100%-ный прогнозирующий параметрический контроль.

Качество изготовления КА ДФ и РН определяется по результатам приемо-сдаточных испытаний на заводе-изготовителе бортовой аппаратуры, на головном заводе-изготовителе, испытаний на ТК и СК и в начальный период функционирования при эксплуатации.

Показателем качества изготовления КА ДФ и РН является вероятность исправного состояния изготовленных КА ДФ и РН после проведения испытаний. Для оценки показателя качества используется информация о дефектности элементов КА ДФ и РН и достоверности контроля ТС на различных этапах.

Для оценки уровня дефектности элементов КА ДФ и РН необходимо использовать информацию о техническом состоянии БА на этапах приемо-сдаточных испытаний на заводе-изготовителе, регламентных работ по техническому обслуживанию, испытаний на ТК и СК.

Надежность тяжелых ракет-носителей

Ракета-носитель	Страна	Период использования	Общее количество пусков	Успешные и частично успешные пуски*	Аварийные пуски*	Надежность (%)
Atlas 2	США	07.12.91-31.12.01	55	55	--	100
Delta 2	США	26.11.90-31.12.01	66	65	1	98,5
Ariane 4	Европа	15.06.88-31.12.01	107	104	3	97,2
"Протон"	Россия	01.01.91**-31.12.01	90	84	6	93,3
"Зенит-3SL"	Россия--Украина	28.03.99-31.12.01	7	6	1	85,7
Chang Zheng 3	КНР	08.04.84-31.12.01	24	20	4	83,3
Ariane 5	Европа	04.06.96-31.12.01	10	7	3	70,0
*Успешный пуск -- полезный груз выведен на расчетную орбиту, частично успешный пуск -- полезный груз выведен на нерасчетную орбиту, но это не препятствует его использованию по назначению, аварийный пуск -- полезный груз не выведен на орбиту либо выведен на нерасчетную орбиту, на которой он не может быть использован по назначению.
**Ракета-носитель "Протон" используется с 1965 года, всего произведено 288 пусков.
Источник: Данные Игоря Лисова

Развитие и совершенствование методологии задания требований, оценки, контроля и обеспечения качества и надежности космических систем и их составных частей

Существенное возрастание сложности РКТ, разработка КА длительного функционирования и высокие требования к безотказности внесли принципиальные изменения в методологию обеспечения и контроля их надежности. Основное внимание при обеспечении и контроле надежности РКТ было направлено на анализ причин потенциальных и имевших место при испытаниях отказов, разработку эффективных мероприятий по их предупреждению.

Основные принципы современной методологии обеспечения и контроля надежности.

Системный подход к обеспечению надежности на основе ПОН.

Использование вероятностных показателей надежности, включаемых в контракты с заказчиком.

Всесторонние отработочные испытания в условиях, максимально приближенных к эксплуатационным.

Использование на стадиях опытно-конструкторских работ систем автоматизированного проектирования, позволяющих сократить сроки разработки, избежать конструкторских ошибок, проводить сравнение различных вариантов построения систем, оптимизировать проекты по критериям стоимости и надежности, оптимальных весовых показателей и габаритов.

Использование на стадии производства автоматических и автоматизированных технологических процессов, контрольных систем и средств неразрушающего контроля.

Создание экспериментальной базы, позволяющей проводить отработку элементов РКТ на этапе наземных испытаний.

Создание отказоустойчивой бортовой аппаратуры РН и КА.

Основные направления совершенствования методологии оценки и контроля надежности перспективных космических средств на современном этапе.

Первое направление - поэтапное подтверждение требований. Оно обусловлено невозможностью подтверждения высоких требований по надежности (на уровне 0,98-0,99 и выше) на всех стадиях разработки и создания космических средств. Используется стратегия поэтапного подтверждения требований по надежности, учитывающая планируемые объемы наземных и летных испытаний и позволяющая подтвердить установленный в ТТЗ уровень надежности РН, РБ и КА к моменту завершения их летных испытаний. Предложенная идея нашла воплощение в соответствующих технических решениях по КРН "Протон-М" и КРБ "Бриз-М". Аналогичное решение планируется к реализации и для семейства РН "Ангара".

Второе направление - полное использование информации о надежности и техническом состоянии. Оно в первую очередь связано с необходимостью более детального учета физических параметров, определяющих работоспособность РН,РБ и КА, при оценке надежности космических средств и их составных частей. Указанный факт требует разработки методов оценки и контроля технического состояния космических средств и их составных частей на этапах приемных и контрольных испытаний и испытаний на техническом и стартовом комплексах.

Третье направление - учет опыта отработки эксплуатируемых в настоящее время космических средств. В первую очередь это относится к анализу типовых отказов РН, РБ и КА и на этой основе к разработке моделей в виде деревьев отказов перспективных средств. При этом следует отметить перспективность исследований по деревьям отказов космических средств.

Представленные концепция, принципы и основные положения по обеспечению качества и надежности перспективных КА и РН при условии их своевременной реализации окажут существенное влияние на научно-технический уровень разрабатываемых изделий, их стоимость, качество и надежность и в итоге на конкурентную способность на мировом рынке космических технологий и услуг.

Оценку качества параметров ракеты производят по расчетному пространственному движению ракеты путем сравнения рассчитываемых отклонений и углов атаки и скольжения или только отклонений ракеты с заданными значениями при допусках, в пределах которых не происходит ухудшения точности и коэффициента лобового сопротивления. Таким образом, обеспечивается контроль параметров управляемой ракеты в составе системы управления с реальными аппаратурными блоками.

В автоматизированной системе контроля повышение достоверности достигается путем:

- формирования на выходе блока 2 сигнала, пропорционального отклонению модулированного излучения относительно линии прицеливания;

- подачей сигнала с выхода блока 2 на вход вычислительного блока 3;

- формирования на выходе вычислительного блока 3 сигналов, пропорциональных расчетным координатам пространственного движения ракеты относительно линии прицеливания, и подачи этих сигналов на второй вход блока управляемых зеркал;

- определенной последовательностью соединения вновь вводимых элементов 3, 4 и 5 и выполнением определенных параметрических соотношений.

Обосновать работу системы управления можно следующим образом.

Передаточная функция замкнутой системы управления по выходным расчетным координатам ракеты имеет вид [см. [6] стр.64...84]:

где W_i(p) - передаточная функция i-го блока, - оператор дифференцирования по времени.

Передаточной функции (1) предлагаемой автоматизированной системы контроля соответствует передаточная функция реальной системы управления. При этом в оптический тракт устройств 1-2 возможно вводить различные оптические помехи, а в устройстве 3 задавать возмущающие воздействия, в том числе ветер, и разбросы по начальным возмущениям при решении уравнений пространственного движения ракеты.

В замкнутой системе управления наведение ракеты осуществляется по сигналу ошибки. Передаточная функция системы управления по сигналу ошибки имеет вид:

Формулы (1) и (2) показывают, что ошибка управления в замкнутом контуре наведения меньше, чем при проведении контроля в разомкнутом контуре управления.

Проведение контроля в замкнутой системе позволяет оценить влияние отклонений параметров на выходные характеристики системы, т.е. учитывает реальную динамику ракеты при оценке качества параметров ракеты.

В рассматриваемой системе обеспечивается повышение достоверности оценки качества параметров ракеты за счет проведения проверок в условиях работы всей системы управления с реальными аппаратурными блоками, в том числе при наличии возмущающих воздействий и помех.

Установлено экспериментально, что (1) справедливо, если для отношения коэффициентов передачи элементов системы управления в полосе рабочих частот выполняется зависимость:

где К_i - коэффициент передачи i-го блока.

Значения коэффициентов из диапазона 0,7...1,3 в (3) определяются при настройке каждого конкретного образца системы с целью наиболее полной реализации условия (1) и (2). Это обстоятельство вызвано отличием параметров конкретного образца системы от номинала.

Таким образом, предлагаемый способ контроля параметров управляемой ракеты и автоматизированная система контроля параметров управляемой ракеты для его реализации обеспечивают повышение достоверности проверок путем оценки качества параметров проверяемой аппаратуры по результатам сравнения выходных характеристик системы управления (качества пространственного движения ракеты), а именно отклонений и углов атаки и скольжения или только отклонений, с заданными значениями.

Следовательно, использование новых элементов 3, 4 и 5, соединенных в последовательности в соответствии с фиг.1, 2 с указанными динамическими характеристиками определенными соотношениями (1)-(3) в предлагаемой автоматизированной системе контроля параметров управляемой ракеты выгодно отличает предлагаемое техническое решение от прототипа, так как обеспечивает повышение достоверности оценки параметров ракеты.