第六章 可靠性工程设计技术
可靠性是固体火箭发动机的固有属性之一，和总冲、重量等都是发动机设计时必须考虑的因素之一。但和其他参数不同，可靠性不是用仪器可以直接测量的，需要通过概率、统计等非确定性手段加以判断，因此其设计方法与其他属性的设计方法有较大的差异。
本章重点讨论可靠性、维修性、安全性、寿命等可靠性工程基本概念，并给出相关的设计方法。
6.1 基本概念
6.1.1 可靠性的概念
产品在规定条件下和规定时间内，完成规定功能的能力，叫做可靠性。用概率来表示可靠性就叫做可靠度，它使含糊不清的可靠性有了明确统一的尺度，用以衡量产品可靠性的程度。理解可靠性的定义，应注意以下几点：
（1）“产品”是指作为单独研究和分别试验对象的零件、元器件、部件、组件或整个发动机，或者是整个导弹武器系统。
（2）“规定条件”一般是指使用条件和环境条件，包括应力水平、温度、湿度、盐雾、沙尘等，还包括使用方法、维护方法等。
（3）因为可靠性标志着产品功能在时间上的稳定程度，所有对时间的要求一定要明确。时间不仅是年、月、日、时、分和秒，也可以是与时间成正相关的次数、距离等。
（4）一定要弄清产品的“功能”是什么，怎样才算完成了规定功能。产品丧失规定功能叫做失效，对于可修复产品则称做故障。
（5）定性地理解“能力”比较抽象，对能力定量需要应用概率和数理统计方法。
可靠性的概念与全寿命周期的概念有密切的关系，全寿命周期是产品从出厂直到产品退役或者被用掉的全部过程，通常产品的全寿命周期分为运输贮存阶段和任务阶段，前者是指产品处于非工作状态的过程，后者是指产品处于工作状态的过程，对于一次性使用产品，如炸弹、导弹、食物等，总是先有运输贮存阶段然后有任务阶段，对于可重复使用产品，如冰箱、电视、加工机械等，则运输贮存阶段和任务阶段可以交替进行。
可靠性的概念有广义和狭义之分。如果将“规定的时间”定义为任务阶段，则为狭义可靠性，如果将“规定的时间”定义为全寿命周期，则为广义可靠性，广义可靠性不仅仅包含狭义可靠性的内容，还包括维修性（产品在全寿命周期内进行检修及故障的处理）、安全性（产品在全寿命周期内不允许对使用者或其他设备造成伤害）、测试性（通过监检测的方法对故障提前预警）、保障性（为保证产品可使用而提供的额外的包装、备件等）、环境适应性（产品在各种恶劣环境下均保持工作能力）、低易损性（产品在受到火焰、炮弹、子弹、核弹等打击时不爆炸）。
本书以后在提到可靠性这个概念时，指的是狭义可靠性，对广义可靠性采用“可靠性工程”这个术语。
6.1.2 可靠性工程设计
为了确保可靠性工程中所有对产品的要求都能够落到实处，需要在产品设计过程中采取多种措施，这些措施分别被称为可靠性设计、维修性设计、安全性设计、测试性设计、保障性设计、环境适应性设计和低易损性设计。
一般情况下，每种设计方法都被分为定性设计方法和定量设计方法两种，定性设计方法包括故障模式及其影响分析（FMEA，Failure Mode and Effect Analysis）、试验设计、可靠性增长等内容，定量设计方法包括可靠性（维修性、安全性等）指标、可靠性（维修性、安全性等）分配、可靠性（维修性、安全性等）模型、可靠性（维修性、安全性等）预计、可靠性（维修性、安全性等）评估等内容。
除技术方面的要求外，为实现可靠性工程的要求还需要企业在管理方面采取相应的措施，这些措施被称为可靠性管理，它包括可靠性队伍的建立、设计复核复算制度、可靠性试验的安排、双归零制度等。
通常情况下，在产品的所有设计指标中，可靠性指标是最难实现的，也是最难验证的，特别是对于高可靠性要求的一次性使用产品，因此可靠性工作会贯穿在整个产品的研制历程，产品研制阶段一般分为方案阶段、模样阶段、初样阶段、试样阶段、定型阶段和批生产阶段，在方案阶段应完成产品可靠性指标的论证工作，在模样阶段应完成FMEA、可靠性分配、可靠性模型和可靠性预计工作，在初样阶段完成可靠性试验设计，在试样阶段完成可靠性试验，在定型阶段完成所有的可靠性工作项目，并完成可靠性评估。可靠性增长则贯穿在整个研制历程中。
6.1.3 故障和故障模式
故障是指产品不能满足规定的功能，而故障模式则是设计师对产品故障表现形式的判断。故障是产品实际发生的现象，而故障模式则是设计师对故障的主观认识，即使没有实际的产品，故障模式也是存在的。
一个完整的故障模式的表述包括：观察者（可以是人，也可以是仪器）、故障发生部位、观察者看到的故障表现形式。
对产品的故障模式进行分析是可靠性工作的基础，对产品进行设计时必须了解产品可能会出现的各种故障模式，并采取措施防止故障模式转化为产品的故障。通常采用FMEA的方法完成对故障模式的分析工作，该方法需要填写FMEA表格。
6.1.4 可靠性指标体系
可靠性不是一个单一的指标，而是由许多指标形成的指标体系。可靠性指标体系是指发动机为满足生产周期控制设计、质量控制指标设计、长寿命设计、低易损性设计、环境适应性设计、维修性设计、保障性设计、测试性设计、结构可靠性设计和点火安全性设计而产生的指标的集合。发动机所采用的可靠性指标体系包括如下：
（1）在生产阶段：
产品合格率（合格产品数占总产品数的比例）、生产成本（平均每台发动机的生产成本）、生产周期（平均每台发动机的生产周期）、劳保成本（为保证职工劳动过程中不受损伤所付出的劳动保护费用，平均到每台发动机上）、质量成本（为保证质量而进行的测试、试验费用，平均到每台发动机上）
（2）在总装阶段：
开箱合格率（总装厂验收发动机时的合格率）、维修时间（对不合格部位的维修时间）、维修成本（为修复不合格品产生的费用）、备附件成本（平均每台发动机总装消耗品及维修备件的成本）
（3）在运输贮存阶段：
初始可靠度（发动机出厂时的可靠度）、库房条件贮存年限及对应可靠度（指定贮存年限时的可靠度）、机动运输条件运输距离及对应可靠度（指定运输距离时的可靠度）、战斗值班条件年限及对应可靠度（指定战斗值班年限时的可靠度）、库房条件安全度（库房条件下发动机不误发火的概率）、机动运输条件安全度（机动运输条件下发动机不误发火的概率）、战斗值班条件安全度（战斗值班条件下发动机不误发火的概率）、易损性（受到子弹撞击、碎片撞击、聚能射流冲击、跌落、慢速烤燃、快速烤燃、激光照射等环境条件下发动机不燃烧或不爆炸的概率）、翻修期、大检维修时间（对不合格部位的维修时间）、大检维修成本（为修复不合格品产生的费用）、大检备附件成本（平均每台发动机维修消耗品及维修备件的成本）
（4）在升空阶段：
升空累积损伤系数（经历升空环境时对发动机结构造成的累积损伤系数）、升空安全性（经历升空环境时不误发火的概率）、电磁兼容性（不因电磁感应现象而误发火的概率）
（5）在点火阶段：
发火可靠度（接到点火信号后发动机在规定的时间内燃烧室压强达到指定压强的概率=点火装置正常发火的概率）、点火安全度或结构可靠度（点火过程中发动机不爆炸的概率，当发动机在地面点火时为点火安全度，在空中点火时为结构可靠度）
（6）在工作阶段：
结构可靠度（发动机工作阶段中结构不发生不允许的破坏的概率）、性能可靠度（结构无失效的情况下发动机指定工作性能满足任务书要求的概率）
（7）在被动阶段：
结构可靠度（发动机被动阶段中结构不发生不允许的破坏的概率）
以上在提到概率的场合均指任务书所规定的环境条件下的概率，当有多环境条件时取其中最小概率。
在发动机设计时通常不考虑生产阶段和总装阶段的指标，只考虑交付用户以后的阶段。
发动机是一种一次性使用产品，其全寿命周期分为运输贮存阶段和任务阶段两个阶段，其中任务阶段又可以分为升空阶段、点火阶段、工作阶段、被动阶段等。其中的可靠性指标分为基本可靠性和任务可靠性两类，基本可靠性是指在产品在运输贮存阶段保持结构完整的能力，任务可靠性是指产品在规定的任务剖面内完成规定功能的能力。
6.1.5 可靠性定量指标
可靠性既然是产品的特性参数，不能只有定性说明，应该有定量数据表示。实践表明，描述产品的可靠性时有时重视产品完成规定功能的概率；有时用产品从开始使用到丧失功能的时间——“寿命”表示更直观；有时需要了解某瞬时的故障率；或同时用几个指标来表示，它们统称为可靠性定量指标。
（1）用概率计量的定量指标
可靠度是可靠性的特征量之一，其定义是：产品在规定条件下和规定时间内，完成规定功能的概率。这个定义指出了可靠性的对象，功能、使用条件、时间和概率值等五方面因素。
可靠度为时间的函数，记为R(t)，且其值在0和1之间。
在规定条件下，规定时间内，产品丧失规定功能的概率，叫做不可靠度。不可靠度也是时间的函数，记为F(t)，表示产品在[0,t]时间段内丧失功能的概率。因为完成规定功能和丧失完成规定功能是对立事件，根据概率互补定理得
\(R(t)+F(t)=1\) （6-1）
可靠度的值需通过试验进行估计。如将累积失效数r(t)与产品总数N0的比值定义为累积失效频率，当N0足够大时，该值可视为累积失效概率或不可靠度
\(F(t)=\underset{{{N}_{0}}\to \infty }{\mathop{\lim }}\,\frac{r(t)}{{{N}_{0}}}\) （6-2）
由式（6-1）可得
\(R(t)=1-F(t)=1-\underset{{{N}_{0}}\to \infty }{\mathop{\lim }}\,\frac{r(t)}{{{N}_{0}}}\) （6-3）
如将不可靠度看作时间的连续函数，则式（6-2）改写成
\(F(t)=\int{_{0}^{t}\frac{dF(t)}{dt}dt=\int{_{0}^{t}f(t)dt}}\) （6-4）
式中
\(f(t)=\frac{dF(t)}{dt}\) （6-5）
叫做失效密度函数，表示某一指定时刻，产品的失效概率，显然，也是时间的函数。由式（6-3）有
\(R(t)=1-\int{_{0}^{t}f(t)dt=\int{_{0}^{+\infty }f(t)dt}}\) （6-6）
上式表明，产品在t=0时，\(R(t)=1,F(t)=0\)；随着时间推移，产品不断发生失效，最后，\(R(t)=0,F(t)=1\)。图6-1为失效密度f(t)随时间变化的曲线。f(t)曲线与横坐标所围面积为1。
需要说明的是：
1）可靠度如果是对产品在实际的使用环境中统计得到 图6-1 失效密度随时间的变化
的，则称之为使用可靠性，如果是在研制任务书规定的理论条件下计算得到的，称之为固有可靠性，通常固有可靠性会略高于使用可靠性，但两者相差不大。在产品设计过程中，只考虑固有可靠性的设计，使用可靠性只有在产品大量投入使用后才能获得。
2）R(t)中的时间t是指产品在任务阶段的时间，这个时间是个广义的概念，对于可重
复使用产品，可以是多次使用的累积时间，也可以是累积使用次数，对于一次性使用产品在任务阶段的可靠性指标，通常不考虑工作时间，把可靠度看作是产品固有的一个常数。
3）对一次性使用产品，可以把任务阶段划分为若干个任务剖面，每个任务剖面都可以用可靠度予以度量，例如固体火箭发动机的任务阶段可以分为点火和飞行两个阶段，因此可以进一步划分为点火可靠度和飞行可靠度，发动机的可靠度为这两个可靠度的乘积；
4）对某一个任务剖面，如点火阶段，一般总是可以分为性能要求和结构要求，其可靠性可以分别计算。
（2）用时间计量的定量指标
1．平均寿命和平均失效前时间
对于不可修复产品的平均寿命，常以平均失效前时间（MTTF-mean time to failure）表示，即产品发生失效前的工作时间之平均值。
设有N0个不可修复产品在同样条件下进行试验，测得其全部寿命数据为\({{t}_{1}},{{t}_{2}},\cdots ,{{t}_{{{N}_{0}}}}\)，则其平均寿命\(\theta \)为
\(\theta =MTTF=\frac{1}{{{N}_{0}}}\sum\limits_{i=1}^{{{N}_{0}}}{{{t}_{i}}}\) （6-7）
如产品数N0很大，则可将数据分为m组，设每组的寿命中值为ti，每组的频数为\(\Delta {{r}_{i}}\)，则
\(\theta =\frac{1}{{{N}_{0}}}\sum\limits_{i=1}^{m}{{{t}_{i}}\Delta r}\) （6-8）
式中
\(\sum\limits_{i=1}^{m}{\Delta r}={{N}_{0}}\) （6-9）
当数据分组m很大时，式（6-8）可以通过式（6-2）改写为
\(\theta =\int{_{0}^{+\infty }tf(t)dt}\) （6-10）
由于
\(f(t)=-\frac{dR(t)}{dt}\) （6-11）
故
\(\theta =\int{_{0}^{1}tdR(t)=\int{_{0}^{+\infty }R(t)dt}}\) （6-12）
可见\(\theta \)即MTTF值为R(t)曲线下的面积值。
2．平均故障间隔时间（MTBF，mean time between failures）
平均故障间隔时间是对可修复产品而言，其定义为两个相邻故障间工作时间的平均值，也叫做平均无故障时间。设有一个可维修产品，在使用中，发生N0次故障，其故障间的时间分别为\({{t}_{1}},{{t}_{2}},\cdots ,{{t}_{{{N}_{0}}}}\)，其平均故障间隔时间为
\(\theta =MTBF=\frac{1}{{{N}_{0}}}\sum\limits_{i=1}^{{{N}_{0}}}{{{t}_{i}}}\) （6-13）
如
\(T=\sum\limits_{i=1}^{{{N}_{0}}}{{{t}_{i}}}\) （6-14）
则
\(\theta =MTBF=\frac{T}{{{N}_{0}}}\) （6-15）
式中的T为产品总工作时间，N0为产品的总故障次数。对于不可修复产品，有MTBF=MTTF。
（3）与时间有关的可靠度定量指标
对于各种材料，其故障率一般都服从浴盆曲线，如图6-2所示。
图6-2 故障率的浴盆曲线
此时其可靠度是与时间有关的函数。
在浴盆曲线中，[0,\({{\tau }_{0}}\)]期间是故障高发期，这些故障被称之为早期故障，它主要是由于生产中的缺陷造成的；（\({{\tau }_{0}}\)，\({{\tau }_{e}}\)）期间是故障低发期，这些故障通常是由于随机因素诱发材料内部缺陷发展造成的，被称之为随机故障；（\({{\tau }_{e}}\)，\({{\tau }_{m}}\)）期间故障率越来越高，直到肯定发生故障，这些故障通常是由于老化、磨损等现象造成的，称之为老化故障。\({{\tau }_{m}}\)被称为材料的极限寿命。
设材料故障率分布密度函数为f(t)，则为早期故障概率，其可靠性为1-F0，（\({{\tau }_{0}}\)，\({{\tau }_{m}}\)）期间其可靠性函数为\(R(t)={{(1-\frac{t-{{\tau }_{0}}}{{{\tau }_{m}}-{{\tau }_{0}}})}^{m}}\exp (-\frac{\lambda (t-{{\tau }_{0}})}{{{\tau }_{m}}-{{\tau }_{0}}})\)，如果综合考虑早期故障的影响，则可靠性函数为
\(R(t)=1-\int{_{0}^{{{\tau }_{0}}}f(t)dt}\) \(0\le t\le {{\tau }_{0}}\)
\(R(t)=(1-{{F}_{0}}){{(1-\frac{t-{{\tau }_{0}}}{{{\tau }_{m}}-{{\tau }_{0}}})}^{m}}\exp (-\frac{\lambda (t-{{\tau }_{0}})}{{{\tau }_{m}}-{{\tau }_{0}}})\) \({{\tau }_{0}}\le t\le {{\tau }_{m}}\)
\(R(t)=0\) \(t<{{\tau }_{m}}\)
（6-16）
其中m>0为形状参数。
当材料只在（\({{\tau }_{0}}\)，\({{\tau }_{u}}\)）期间使用时，可以不考虑老化的影响，此时在（\({{\tau }_{0}}\)，\({{\tau }_{u}}\)）期间的可靠性函数可以采用指数分布：\(R(t)=\exp (-\frac{\lambda (t-{{\tau }_{0}})}{{{\tau }_{m}}-{{\tau }_{0}}})\)，其中\(\lambda =\frac{{{\tau }_{m}}-{{\tau }_{0}}}{MTBF}\)。\({{\tau }_{u}}\)-\({{\tau }_{0}}\)被称为产品的使用期，\({{\tau }_{u}}\)应满足\({{\tau }_{u}}<{{\tau }_{e}}\)。
6.1.6 可靠性模型
可靠性模型是指由多个部组件所组成的系统的可靠度与各部组件可靠度之间的函数关系，通常这种函数关系依赖于部组件与系统之间的故障传递关系，当某部组件发生故障就会导致系统出现故障，则认为该部组件为系统的串联可靠性单元；当多个部组件都发生故障才会导致系统出现故障，则认为这些部组件为系统的并联可靠性单元。通常用可靠性框图来表示系统可靠度与各可靠性单元之间的关系，如n个可靠性单元均为串联可靠性单元时，其可靠性框图为
图6-3 串联可靠性模型
用数学函数公式表示，有
R系统=R可靠性单元1×R可靠性单元2 ×……× R可靠性单元n （6-17）
当n个可靠性单元均为并联可靠性单元时，其可靠性框图为
图6-4 并联可靠性模型
用数学函数公式表示，有
R系统= 1-(1-R可靠性单元1 )×(1-R可靠性单元2)×……×(1- R可靠性单元n) （6-18）
如果可靠性单元既有串联单元，也有并联单元，则称为串并联可靠性模型。
除串并联单元外，可靠性单元还可能会出现条件并联、温贮备、n中取k等类型的可靠性单元，但对发动机而言，常见的是串并联可靠性模型。
基本可靠性的可靠性模型中，所有的可靠性单元均为串联可靠性单元。
任务可靠性的可靠性模型需根据实际结构来分析故障传递关系，进而确定各部组件的串并联关系。
如果某材料有N个故障模式，则任一故障模式发生，就认为该材料发生了故障，因此材料的可靠性模型为每个故障模式所对应的可靠性单元的串联系统。
注意，可靠性模型中的串并联模型与电路原理图中的串并联模型没有任何关系，例如图6-5所示振荡电路的原理图，其可靠性框图知图6-6所示。
图6-5 振荡电路原理图 图6-6 可靠性原理
6.1.7 可靠性分配和可靠性预计
可靠性分配是将任务书中的发动机系统可靠性定量指标分配给各部组件的可靠性定量指标的过程，可靠性预计则是依据部组件的可靠性定量指标来计算发动机系统可靠性定量指标。
无论可靠性分配还是可靠性预计，都需要通过可靠性模型完成系统可靠性与单元可靠性之间的转换。
6.1.8 可靠性工程设计的一般流程
发动机的可靠性工程设计分为总体可靠性设计和部组件可靠性设计两类。
（1）发动机总体可靠性设计的总要求
发动机总体可靠性设计工作应由发动机总体岗位的设计师负责完成，其他设计岗位的设计师协助完成。
进行总体可靠性设计的目的是保证确保总体要求的可靠性指标能够贯彻落实。
进行发动机总体可靠性设计的时机是发动机图样下厂之前，可以是方案论证阶段，也可以是在模样阶段，只要遇到发动机总体方案设计或发动机详细设计已完成的场合，在设计图样下厂之前须完成总体可靠性设计工作。其他阶段视需求决定是否进行本工作，原则上如果发动机曾经进行过总体可靠性设计工作，没有进行大的设计变更，则不需要重新进行该工作，否则需要进行该工作。
发动机总体可靠性设计的指导思想是对产品全寿命周期内所有的技术风险都予以识别并控制，确保发动机的技术风险处于受控状态。
（2）发动机总体可靠性设计的流程
发动机总体可靠性设计工作流程为：
首先，需要完成发动机全寿命周期设计需求分析，确认发动机在全寿命周期内可能会遇到的阶段，以及在每个阶段为保证任务完成所需要的设计需求；
其次，将设计需求转化为可以具体控制的指标体系，包括质量指标体系、性能指标体系和可靠性指标体系。质量指标体系是指在发动机生产期间测量到所有的参数，如质量、尺寸、延伸率、强度等；性能指标体系是指在生产期间无法测量，只有在使用过程中才能测量到的参数，如压强、推力、应变等；
其三，通过故障模式分解、可靠性分配等措施，将可靠性指标体系传递给各部组件设计师；
其四，各设计师完成各部组件的设计，并进行可靠性分析，确定哪些指标可以达到，哪些不可达到，哪些不确定能否达到；
其五，总体设计师综合权衡性能指标和可靠性指标的实现情况，根据风险大小决定设计图样是否下厂。
（3）发动机部组件可靠性设计的总要求
发动机部组件可靠性设计工作应由各发动机部组件岗位的设计师负责完成，其他设计岗位的设计师协助完成。
进行部组件可靠性设计的目的是保证确保发动机总体要求的各项要求能够贯彻落实。
进行发动机部组件可靠性设计的时机是发动机方案论证完成后，发动机图样下厂之前，在部组件设计图样下厂之前须完成部组件可靠性设计工作。其他场合视需求决定是否进行本工作，原则上如果发动机曾经进行过部组件可靠性设计工作，没有进行大的设计变更，则不需要重新进行该工作，否则需要进行该工作。
发动机部组件可靠性设计的指导思想是把发动机总体的要求落实到设计方案中，并对产品全寿命周期内所有的技术风险都予以识别并控制，确保发动机部组件的技术风险处于受控状态。
（4）发动机部组件可靠性设计的流程
发动机部组件可靠性设计工作流程为：
首先，分析发动机总体对部组件设计的各种设计约束，明确部组件全寿命周期设计需求分析，确认部组件在全寿命周期内可能会遇到的阶段，以及在每个阶段为保证任务完成所需要的设计需求；
其次，按相关设计规范的计算方法，以及质量特性设计方法，将设计需求转化为可以具体控制的指标体系，包括质量指标体系、性能指标体系和可靠性指标体系，完成设计方案及相关设计文件；
其三，通过寿命可靠性计算、各故障模式失效概率的计算等措施，完成可靠性预计，并与可靠性分配的结果进行对比，确定设计方案是否合理；
其四，对总体的所有设计约束逐一进行对比，如实对总体反馈指标实现情况；
其五，根据总体设计师的要求，确定是否进行设计更改，或者确定设计图样是否下厂。
6.2 发动机总体可靠性设计
6.2.1 发动机设计需求分析
发动机设计需求分析的目的是将发动机在全寿命周期内所有可能会遇到的环境条件及其影响予以分析，以确定设计时必须予以控制的项目。
（1）发动机全寿命周期内的阶段划分
发动机视实际用途及环境历程划分发动机全寿命周期内的阶段，一般可以分为以下一些阶段：
- 生产阶段
指备料直到发动机总装完成这段历程。
2.总装阶段
指发动机交付系统总装直到交付最终用户的历程。
3.运输贮存阶段
指发动机交付最终用户直到发动机被使用，或发动机贮存后退役期间内的历程。
4.弹射（或升空）阶段
指发动机从地面被推到一定高度，或直到发动机接到点火信号所经历的历程。有些发动机直接在地面点火，则没有该阶段。
5.太空待机阶段
指发动机在太空中承受无重力环境时的历程，通常出现在卫星、飞船等航天器上。
6.使用阶段
指发动机接到点火信号后发动机工作，直至发动机内压强低于指定值期间所经历的历程。
7.被动阶段
指发动机工作阶段结束后发动机仍在空中飞行的阶段。
发动机的各阶段应根据实际情况可以对上述阶段的划分予以调整或取消若干阶段，也可以将其中的若干阶段更进一步划分，如使用阶段可以进一步分为点火阶段、工作阶段和反推阶段，运输贮存阶段可以进一步分为野战值班阶段、库房贮存阶段、机动运输阶段等。
发动机设计时应确定一个或多个典型历程，在典型历程中应给出个阶段的时间，如表6-1所示的为某发动机的一个典型历程。
表6-1 某发动机的一个典型历程
|
阶段 |
时间 |
环境条件 |
备注 |
|
生产阶段 |
300d |
温度10～15℃，湿度20～80% |
在生产厂房中 |
|
总装阶段 |
360d |
温度10～15℃，湿度20～80% |
在生产厂房中 |
|
库房贮存阶段 |
2555d |
温度-10～+40℃，湿度20～80% |
在无空调库房中，以南京气温历程为依据 |
|
机动运输阶段 |
300d |
温度-30～+50℃，湿度20～80%，公路运输距离≤10000km，铁路运输距离≤3000km |
在无空调车厢中 |
|
战斗值班阶段 |
30d |
温度-40～+55℃，湿度20～80%，升降温速率≤3℃/h，阳光直射≤30h |
野外环境，发动机竖起 |
|
升空阶段 |
5s |
温度-40～+55℃，轴向加速度≤35g |
有振动冲击环境 |
|
使用阶段 |
17～22s |
温度-40～+55℃，轴向加速度≤30g，横向加速度≤30g，气动加热≤155℃ |
有振动冲击环境 |
|
被动阶段 |
3～15s |
温度-40～+55℃，轴向加速度≤10g，横向加速度≤30g，气动加热≤300℃ |
有振动冲击环境 |
（2）发动机全寿命周期内的设计需求
发动机在不同的阶段对其功能的要求不同，因而需要分析在全寿命周期内各阶段的设计需求。不同的发动机由于其历程、功能及结构的差异，设计需求会有所差异，常见的设计需求见表6-2。
表6-2 发动机在全寿命周期的功能需求及其设计需求
|
阶段 |
需求类型 |
功能需求的内容 |
设计需求 |
|
生产阶段 |
正常情况下 |
可制造 |
面向制造设计需求 |
|
易装配 |
面向装配设计需求 |
||
|
各参数及性能可测 |
面向测量设计需求 |
||
|
环境保护 |
面向环保设计需求 |
||
|
生产周期短 |
生产周期控制设计需求 |
||
|
故障情况下 |
质量控制 |
质量控制指标设计需求 |
|
|
生产中可维修 |
维修工艺设计需求 |
||
|
生产中的安全 |
生产安全性设计需求 |
||
|
生产中周转的安全 |
生产周转安全性设计需求 |
||
|
库房中的安全 |
库房安全性设计需求 |
||
|
总装阶段 |
正常情况下 |
发动机周转 |
发动机周转设计需求 |
|
交付验收 |
面向总装交付验收设计需求 |
||
|
总装装配 |
面向总装装配设计需求 |
||
|
气密检漏 |
面向气密检漏设计需求 |
||
|
电性能可检测 |
面向电性能检测设计需求 |
||
|
故障情况下 |
可更换 |
面向总装维修性设计需求 |
|
|
总装安全性好 |
面向总装安全性设计需求 |
续表6-2 发动机在全寿命周期的功能需求及其设计需求
|
阶段 |
需求类型 |
功能需求的内容 |
设计需求 |
|
运输贮存阶段 |
正常情况下 |
产品周转 |
产品周转保护设计需求 |
|
产品维护 |
面向产品维护设计需求 |
||
|
运输贮存环境中长寿命 |
面向发动机使用寿命设计需求 |
||
|
故障情况下 |
可维修 |
面向产品维修性设计需求 |
|
|
运输贮存时的安全 |
面向运输贮存安全性设计需求 |
||
|
受到攻击时的安全 |
面向低易损性设计需求 |
||
|
升空阶段 |
正常情况下 |
可承受升空环境 |
环境适应性设计需求 |
|
故障情况下 |
杂波电流不发火 |
钝感发火设计需求 |
|
|
电磁感应不发火 |
电磁兼容性设计需求 |
||
|
使用阶段 |
正常情况下 |
操作简便 |
人机工程设计需求 |
|
任务能够完成 |
产品性能设计需求 |
||
|
故障情况下 |
故障率低 |
面向结构可靠性设计需求 |
|
|
故障预警 |
面向故障预警设计需求 |
||
|
点火时的安全 |
面向点火安全性设计需求 |
||
|
被动阶段 |
正常情况下 |
有承力件 |
面向被动阶段结构设计需求 |
|
故障情况下 |
承力件不发生结构破坏 |
面向被动阶段结构可靠性设计需求 |
（3）满足发动机设计需求的管理及技术措施要点
发动机在设计时必须保证所有的设计需求都得到满足，为此需要在管理、技术上采取诸多措施。常见的技术措施见表6-3。
表6-3 发动机满足设计需求常采用的管理、技术措施
|
设计需求 |
管理、技术措施 |
|
面向制造设计需求 |
所使用的所有原材料均为国内市场能采购到的； 所提的制造验收指标均为可以达到或攻关后可达到； 设计图样必须进行工艺会签，工艺师应确保选用的工艺路线能够生产出合格产品； 尽量多使用标准件或借用成熟结构。 |
|
面向装配设计需求 |
使用PRO/E等三维设计软件进行设计； 各接口尺寸须给出协调图，更改接口尺寸除更改设计图外必须同时更改协调图。 |
|
面向测量设计需求 |
尺寸精度须根据工厂测量能力而定； 在研制初期测量数据应尽可能多，而到定型时除涉及总装的参数、安全系数较小的参数以及波动太大的参数外，应尽量减少测试数据的量。 |
|
面向环保设计需求 |
除非无法替代的场合，生产所使用的材料均不应对人体有毒害。 |
|
生产周期控制设计需求 |
在多个设计方案论证时，需要对各方案的生产周期、成本进行分析对比，选择性价比最高的方案； 工艺设计方案应在满足制品性能的同时，考虑降低生产成本和缩短生产周期。 |
|
质量控制指标设计需求 |
依据事件流分析方法确定发动机完备质量指标体系，并获得适用质量指标体系，设计师应依据适用质量指标体系对发动机提出质量控制要求； 质量控制指标分为每台都测量且有合格与否判据的验收指标、每台都测量但没有合格判据的监控指标、抽样测试的性能指标三类，根据实际需求分别实施控制； 对生产过程的产品质量要进行过程控制，对生产厂有质量保证体系的要求。 |
|
维修工艺设计需求 |
工艺上对所可能产生的超差或异常给出维修预案。 |
|
生产安全性设计需求 |
装药生产过程是生产安全防范的重点，需采取控制湿度、控制温度、控制静电等多项措施。 |
|
生产周转安全性设计需求 |
采用火工品周转箱完成火工品的周转； |
|
库房安全性设计需求 |
库房与居民点、生产厂房有安全距离； 库房有防静电措施； 发动机的放置应兼顾生产和防爆的要求。 |
|
发动机周转设计需求 |
需要设计发动机整机周转车厢、弧形架。 |
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面向总装交付验收设计需求 |
应明确发动机总装交付验收的技术要求 |
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面向总装装配设计需求 |
应明确发动机参与全系统总装时的各项技术要求 |
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面向气密检漏设计需求 |
应明确发动机气密检漏的技术要求 |
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面向电性能检测设计需求 |
应明确各项电性能检测的技术要求 |
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面向总装维修性设计需求 |
应明确发动机维修更换的技术要求 |
|
面向总装安全性设计需求 |
应明确发动机总装厂房内的安全技术要求 |
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产品周转保护设计需求 |
应明确发动机随导弹等系统周转时的环境要求 |
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面向产品维护设计需求 |
应明确发动机交付用户以后的维护要求 |
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面向发动机使用寿命设计需求 |
采用长寿命设计技术 |
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面向产品维修性设计需求 |
应明确系统的其他部分维修影响到发动机时的技术要求 |
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面向运输贮存安全性设计需求 |
应明确发动机随系统进行运输贮存时为保证安全性对系统其他部分的要求，以及对库房的安全性要求 |
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面向低易损性设计需求 |
尽量采用符合低易损性要求的推进剂 |
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环境适应性设计需求 |
采用环境适应性设计技术 |
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钝感发火设计需求 |
发火装置应采用钝感发火装置 |
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电磁兼容性设计需求 |
发动机如果内部设置有电线必须采用电磁屏蔽技术； 发火装置应在电磁感应不太强烈的场合不会发火。 |
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人机工程设计需求 |
发动机及其部组件的编号要有明确标识； 运输贮存过程中有方向要求的要有标识。 |
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产品性能设计需求 |
采用发动机性能设计技术 |
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面向使用阶段结构可靠性设计需求 |
采用发动机使用阶段结构可靠性设计技术 |
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面向故障预警设计需求 |
对电路要在发射前进行自检 |
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面向点火安全性设计需求 |
通过点火可靠性来保证点火安全性 |
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设计需求 |
管理、技术措施 |
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面向被动阶段结构设计需求 |
应明确发动机工作后的结构是否满足总体的要求，是否需要补充其他结构 |
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面向被动阶段结构可靠性设计需求 |
采用发动机被动阶段结构可靠性设计技术 |
上述管理及技术措施中，涉及到定量分析计算的设计技术见表6-4。其他设计需求均在这些定量分析计算的设计完成之后再实施相应的措施。
表6-4 发动机定量设计技术
|
设计需求技术 |
定量设计技术 |
|
面向制造设计 |
所使用的所有原材料均为国内市场能采购到的； 所提的制造验收指标均为可以达到或攻关后可达到； 设计图样必须进行工艺会签，工艺师应确保选用的工艺路线能够生产出合格产品； 尽量多使用标准件或借用成熟结构。 |
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生产周期控制设计 |
在多个设计方案论证时，需要对各方案的生产周期、成本进行分析对比，选择性价比最高的方案； 工艺设计方案应在满足制品性能的同时，考虑降低生产成本和缩短生产周期。 |
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质量控制指标设计 |
依据事件流分析方法确定发动机完备质量指标体系，并获得适用质量指标体系，设计师应依据适用质量指标体系对发动机提出质量控制要求； 质量控制指标分为每台都测量且有合格与否判据的验收指标、每台都测量但没有合格判据的监控指标、抽样测试的性能指标三类，根据实际需求分别实施控制； 对生产过程的产品质量要进行过程控制，对生产厂有质量保证体系的要求。 |
|
面向发动机使用寿命设计 |
采用长寿命设计技术 |
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面向低易损性设计 |
尽量采用符合低易损性要求的推进剂 |
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环境适应性设计 |
采用环境适应性设计技术 |
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产品性能设计 |
采用发动机性能设计技术 |
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面向使用阶段结构可靠性设计 |
采用发动机使用阶段结构可靠性设计技术 |
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面向点火安全性设计 |
通过点火可靠性来保证点火安全性 |
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面向被动阶段结构设计 |
应明确发动机工作后的结构是否满足总体的要求，是否需要补充其他结构 |
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面向被动阶段结构可靠性设计 |
采用发动机被动阶段结构可靠性设计技术 |
其中产品性能设计和面向制造设计为第一优先级，其余设计技术为第二优先级，当设计需求之间有矛盾时，优先满足第一优先级的设计需求。
6.2.2 研制任务书中的发动机可靠性指标体系
发动机设计中采用三级可靠性指标体系，第一级为整机级可靠性指标体系，其要求为发动机满足发动机研制任务书要求的概率；第二级为部组件级可靠性指标体系，其要求为发动机各部组件满足部组件研制任务书要求的概率，第三级为控制各故障模式的可靠性指标体系，其要求为各故障模式的发生概率均受控。
（1）第一级可靠性指标体系的适用范围
发动机研制任务书中有可能会提到可靠性、安全性、维修性、电磁兼容性以及环境适应性方面的要求，这些要求都是对发动机交付最终用户以后的要求，不是针对生产及总装过程的要求。如果总体单位对生产及总装过程有特殊要求，归入生产组织方面的要求，在发动机使用技术条件中落实，不用可靠度、安全度等概率方法进行控制。设计师有时会对生产过程提出要求，但生产及总装阶段的可靠性指标体系均为内控指标，不反映在研制任务书中，其指标的实现不仅仅由设计方案、工艺方案来保障，还要由生产组织方式来保障。
（2）发动机研制任务书中可靠性指标的提法
总体单位对发动机的可靠性要求分为定性要求和定量要求两种，定性要求体现在总体单位的型号可靠性保证大纲中，定量要求体现在发动机研制任务书中。
在发动机的研制任务书中必须对可靠性有定量的要求，可靠度的任务书指标有3种提法：
1）可靠度设计目标值
设计时的可靠度目标，可以作为可靠性分配的依据，在任务书中表达方式为：可靠度设计目标值为R。
2）可靠度最低可接受值
发动机定型时进行可靠性评定后的最低可接受值，作为定型时可靠性指标验收的依据，在任务书中表达方式为：在置信度γ下可靠性下限为RL。
可靠度最低可接受值不能直接用于指导可靠性设计，只有转化为设计目标值才能用于可靠性设计。如果发动机研制任务书中同时规定了可靠度设计目标值和最低可接受值，按可靠性设计目标值指导可靠性设计工作，最低可接受值用于指导可靠性试验工作。如果发动机研制任务书中没有规定可靠度设计目标值而只规定了最低可接受值，推荐按如下计算公式换算到设计目标值：
\(R=R_{L}^{\frac{\ln (0.5)}{\ln (1-\gamma )}}\) （6-19）
3）分阶段的可靠性指标
通常有：
发射可靠度：发动机点火成功的概率；
飞行可靠度：发动机在点火成功后完成飞行任务的概率；
初始可靠度：发动机在交付用户时的可靠度；
库房贮存n年后的可靠度：发动机在库房贮存环境下贮存n年后可靠度；
战备值班n年后的可靠度：发动机在战备值班环境下贮存n年后可靠度。
其中可靠度的表达方式可以采用设计目标值，也可以采用最低可接受值。
上述三种提法均是可行的，具体可靠度数值因发动机而异，如果发动机质量比小、研制周期长、试验数量大则可靠度要大一些，否则就应小一些。
在研制任务书对可靠度的涵义有说明时采纳研制任务书的解释，如研制任务书中对可靠性的具体涵义无解释，采用如下解释：
发动机可靠度=发动机出厂时的可靠度=发火可靠度×结构可靠度×性能可靠度
发射可靠度=发动机出厂时的发射可靠度=发火可靠度×点火性能可靠度
飞行可靠度=发动机出厂时的飞行可靠度=结构可靠度×工作性能可靠度
初始可靠度=发动机出厂时的可靠度
性能可靠度=点火性能可靠度×工作性能可靠度
贮存n年后的可靠度=发动机贮存n年时的可靠度=发火可靠度（贮存n年时）×结构可靠度（贮存n年时）×性能可靠度
（3）发动机研制任务书中安全性的提法
总体单位对发动机的安全性要求分为定性要求和具体要求两种，定性要求体现在总体单位的型号安全性保证大纲中，具体要求体现在发动机研制任务书中。
有的发动机研制任务书中会有对安全性的具体要求，有些则没有提出具体要求，无论是否有要求，发动机设计时必须满足如下安全性要求：
1）在运输贮存过程及野战环境下中不能误发火或自燃；
2）静电是导致发动机自燃的最危险的因素，必须采取防静电措施；
3）在意外跌落时不能爆炸；
4）受到雷击时不能爆炸；
5）在强电磁环境下不能误发火或自燃；
6）发动机在贮存过程中不能散布有毒气体；
7）点发火管应当为钝感电发火管；
8）地面或舰面上点火的发动机不允许在点火时爆炸；
9）机载武器和舰载武器的发动机在受到受到子弹撞击、碎片撞击、聚能射流冲击、跌落、慢速烤燃、快速烤燃、激光照射等环境条件下不允许爆炸；
10）库房贮存或舰上贮存的发动机在安全距离以外不允许发生殉爆。
如果总体单位对发动机的安全性还有其他要求，应当在发动机研制任务书中提出。
（4）发动机研制任务书中环境适应性、维修性、测试性、保障性的提法
总体单位对发动机的环境适应性、维修性、测试性、保障性要求分为定性要求和具体要求两种，定性要求体现在总体单位的型号环境适应性、维修性、测试性、保障性保证大纲中，具体要求体现在发动机研制任务书中。
有的发动机研制任务书中会有对环境适应性、维修性、测试性、保障性的具体要求，有些则没有提出具体要求，无论是否有要求，发动机设计时必须满足如下环境适应性、维修性、测试性、保障性要求：
1）导弹发动机在交付用户后可能会遇到的环境条件见表6-5。
表6-5 导弹发动机全寿命周期中所遇到的环境
|
阶段 |
环境 |
|
运输贮存阶段 |
温度、湿度、振动、重力、气压、微生物、盐雾、粉尘、结冰、支架、氧化 |
|
野战值班阶段 |
温度、湿度、机械振动、重力、气压、微生物、盐雾、粉尘、结冰、日晒、雨淋、撞击、冰雹、闪电、雪、空气污染、沙尘、温度交变、电磁、声震动、氧化 |
|
舰船值班阶段 |
温度、湿度、机械振动、重力、气压、微生物、盐雾、颠震、温度交变、电磁、声震动、氧化 |
|
点火阶段 |
温度、姿态变化、气压、声振动、加速度、机械振动 |
|
工作阶段 |
加速度、机械振动、气动加热、闪电、雨、雪、风、沙尘、电磁、气压 |
如果发动机会遇到与表6-5不同的环境条件，应在发动机研制任务书中予以规定。
发动机设计时必须要考虑在上述环境历程中不会对发动机结构造成破坏。
2）发动机在运输、贮存以及值班环境中如果受到发射筒等与空气隔离的保护设施保护时，应进行免维护设计，在指定的寿命期内不允许对发动机进行维修或维护工作；
3）发动机在运输、贮存以及值班环境中如果裸露在空气中，则需要确定大检年限，在大检年限到来时，需要对发动机的状态进行检查，如果发动机的实际状态不符合设计要求，允许进行维修或维护；
4）对允许维修的发动机应提供状态检查、维修或维护所需的设备，以及发动机分解更换件（如密封圈、螺栓等）的备件；
5）发动机所有的电路都必须提供电阻测试手段及合格判据，对电路电阻的测试不应局限在大检时；
6）发动机如果直径超过1m，可以考虑采取滚转措施。
7）对允许维修的发动机设计时应考虑维修工艺的要求，对有可能会被拆卸的紧固件不允许用固化胶固化，拆卸的过程中应保证各部组件之间不会出现空间干涉；
8）应当给总体单位或用户提供产品质量证明书、产品使用说明书、产品维修手册等资料。
如果总体单位对发动机的环境适应性、维修性、测试性、保障性还有其他要求，应当在发动机研制任务书中提出。
受技术手段的限制，对上述环境适应性、维修性、测试性、保障性指标一般不提出定量的指标要求，但有时候会对维修时间提出要求，维修本身由于采用更换部组件的方式所花费的时间一般比较短，维修时间是指更换所需的时间，被更换后的部组件对其进行维修时所花费的时间不计入维修时间，同时维修前发动机的分解、维修后发动机的总装所花费的时间也不计入维修时间。
（5）发动机研制任务书中电磁兼容性的提法
电磁兼容性与电磁环境适应性的区别在于电磁兼容性来源于闭合回路所产生的电磁感应现象，与电磁场强度关系不大，而与特定的电磁波频率有密切的关系。
总体单位对发动机的电磁兼容性要求分为定性要求和具体要求两种，定性要求体现在总体单位的型号电磁兼容性保证大纲中，具体要求体现在发动机研制任务书中。
有的发动机研制任务书中会有对电磁兼容性的具体要求，有些则没有提出具体要求，无论是否有要求，发动机设计时必须满足如下电磁兼容性要求：
1）要采取防电磁干扰的结构设计，包括电路上应连接有滤波器、电路进出发动机时应采用射频密封垫、采用屏蔽措施等；
2）电子元器件及电线的布局应满足电磁兼容性的要求；
3）电磁兼容性设计最终的要求是在出现电磁感应的情况下，电路中的电流应低于发火元件的安全电流；
4）电磁兼容性设计时的环境参数及设计计算要求见GJB3590-99《航天系统电磁兼容性要求》。
如果总体单位对发动机的电磁兼容性还有其他要求，应当在发动机研制任务书中提出。
6.2.3 将第一级可靠性指标体系转换为第二级可靠性指标体系的方法
在明确了第一级可靠性指标体系的定型、定量要求后，需要将这些指标体系分解为第二级可靠性指标体系，并分配给各岗位的设计师，以确保相关的要求都落到实处。为此需对第一级可靠性指标体系进行后续处理，包括：
1）建立基本可靠性模型，并完成对环境适应性、维修性、保障性、测试性、电磁兼容性、贮存安全性指标体系的落实；
2）建立任务可靠性模型，并完成对点火安全性、可靠性指标体系的落实。
（1）基本可靠性的分解方法
基本可靠性的模型与发动机具体的工作方式无关，它是所有部组件的串联系统，适用于环境适应性、维修性、保障性、测试性、电磁兼容性以及贮存安全性的概率模型。在进行结构可靠性的分解时，可以对概率模型中的每个单元都提出相应的环境适应性、维修性、保障性、测试性、电磁兼容性以及贮存安全性要求。
以发动机结构为远距离发火装置、点火装置、壳体、绝热结构、药柱、喷管、密封连接结构为例来给出分解方法。
1）环境适应性的分解方法
对环境适应性，其概率模型为
图6-7 环境适应性模型
其物理涵义为当每个概率单元的环境适应性概率都满足要求时，系统的环境适应性概率满足要求。
对每个概率单元都应进行环境适应性分配，并反映在对各部组件的研制任务书中，但受到环境传递的影响，有些概率单元环境传递后影响非常小，默认其满足环境适应性概率为1，此时可以对这部分部组件在相应环境适应性下不进行分配，正常情况下环境适应性分配表格见表6-6。
表6-6 发动机环境适应性分配表格
|
部组件 环境 |
远距离 发火装置 |
点火装置 |
壳体 |
绝热结构 |
药柱 |
喷管 |
密封连接 结构 |
|
温度 |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
|
湿度 |
√ |
√ |
√ |
√ |
|||
|
振动 |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
|
重力 |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
|
气压 |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
|
微生物 |
√ |
√ |
√ |
√ |
|||
|
盐雾 |
√ |
√ |
√ |
√ |
|||
|
粉尘 |
√ |
√ |
√ |
√ |
|||
|
结冰 |
√ |
√ |
√ |
√ |
|||
|
支架 |
√ |
||||||
|
氧化 |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
|
日晒 |
√ |
√ |
√ |
||||
|
雨淋 |
√ |
√ |
√ |
√ |
|||
|
撞击 |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
|
冰雹 |
√ |
√ |
|||||
|
闪电 |
√ |
√ |
|||||
|
雪 |
√ |
√ |
√ |
√ |
|||
|
空气污染 |
√ |
√ |
√ |
√ |
|||
|
沙尘 |
√ |
√ |
√ |
√ |
|||
|
温度交变 |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
|
电磁 |
√ |
√ |
√ |
√ |
|||
|
声音 |
√ |
√ |
√ |
√ |
|||
|
颠震 |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
|
加速度 |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
|
姿态变化 |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
√ |
|
气动加热 |
√ |
注：√表示需要在任务书中规定该环境适应性要求，空白表示不需要在任务书中规定该环境适应性要求。
在确定需要进行环境适应性分配的部组件后，根据各部组件实际承受的环境条件来给出定量的环境适应性要求。
2）测试性的分解方法
发动机的测试性分为机内测试和脱机测试两种情形，一般情况下，对发动机所用到的电路所涉及到的部件均应进行机内测试性设计，这些电路包括：远距离发火电路、自毁装置电路、泄压装置电路等，应要求各相关部组件提出电路中的部组件是否出现故障的判据以及机内测试方案，这些措施应在基层级可以实施；对不涉及电路的部组件，如壳体、绝热结构、药柱、喷管等，允许进行脱机测试，即应在基地级、中继级进行脱机测试性设计，应根据是否便携的特点，将检测发动机故障所需的各种仪器分为可以便携的和不方便便携的两种，其中便携的仪器放置在中继级，而基地级放置各种检测仪器。
机内测试性需要分解到各相关部组件，并应体现在各相关部组件的研制任务书中。
脱机测试性由发动机总体设计师负责，应根据弹总体的要求以及经济性的考虑来衡量是否提供以及提供哪些脱机测试所需的仪器。
3）维修性的分解方法
对维修性，其概率模型取决于基地级测试能力，如果维修基地的检测手段只局限于电性能测试和目测，则概率模型为
图6-8 维修性模型
其物理涵义为当每个概率单元的不需维修（即无故障）的概率都满足要求时，系统的不需维修的概率满足要求。
上述模型中，所有在维修基地不进行检测的部组件如药柱、绝热结构等，不考虑维修，因而不列入到模型中，如果维修基地有超声波探伤、X射线探伤等设备，可以检查药柱、绝热结构等是否有故障，则概率模型中应把药柱、绝热结构等列入。即部组件是否列入维修性单元取决于能否对其故障进行检查，能检查到的部组件列入，不能检查到的部组件不列入。
发动机总体应完成发动机总装技术条件、发动机分解技术条件，另外还应要求维修性概率模型中的部组件提供维修其部组件的技术条件。
4）保障性的分解方法
对保障性，分为对发动机的保障性要求、运输贮存的保障性要求和地面设备的保障性要求三个部分。
对发动机的保障性要求，其概率模型应与维修性模型相同，与维修性不同的是：维修性分析的重点是确定故障模式、故障判据及维修工艺流程，而保障性分析的重点是检测设备、维修所需的工具、备件数量，允许在发动机维修性分析的同时完成发动机保障性分析，并在维修技术条件中规定相关的检测设备、维修所需的工具。
对运输贮存的保障性要求，需要发动机总体设计师编制运输贮存技术条件，该技术条件也可并入到发动机使用技术条件中，应明确运输及贮存时的弧形架、防静电等设施的要求。
对地面设备的保障性要求，是指发动机检测、维修时使用的专用设备的数量、防故障措施等保障性要求，由发动机总体设计师统一负责编制。
在进行保障性分配的时候，发动机总体设计师应充分考虑到设备的通用性，尽量减少专用设备。
5）电磁兼容性的分解方法
由于涉及到电缆的布线问题，电磁兼容性的要求通常由弹总体部门提出具体要求，由发动机总体设计师负责进一步分解，通常会遇到电缆的选型、电磁屏蔽等要求，于相关部组件的研制任务书中予以落实。如果弹总体没有对电磁兼容性提出具体要求，则认可由弹总体采取电磁兼容性防护措施，发动机设计时可以不予考虑。
6）贮存安全性的分解方法
发动机的危险源分为内部危险源和外部危险源两类，内部危险源是指发动机中具备爆炸能力的含能材料，包括推进剂、点火药、导爆索等，以及作为高压容器的发动机自身，外部危险源是指发动机外部有可能引起内部危险源发生爆炸的刺激源，通常分为贮存危险源、运输危险源和野战危险源三种类型，外部危险源的类型主要有以下一些：
贮存危险源：静电
运输危险源：静电、发动机跌落、撞击、日晒、高温、雷击
野战危险源：子弹打击、炮弹打击、爆轰波、强声波、核辐射、火焰
这些危险源当中，静电是必须防范的，其他危险源由于发生概率较小，依据任务书的要求决定是否需要予以防范，如果任务书中没有规定，则只考虑静电的影响。
对贮存安全性进行分解时首先确定内部危险源并落实到具体的部组件，然后确定外部危险源的量级，将外部危险源作用于内部危险源，并在给相关部组件研制任务书中予以规定。
（2）任务可靠性的分解方法
发动机任务可靠性是指发动机在使用阶段和被动阶段完成规定功能的概率。
依据可靠性单元确定方法的不同，发动机任务可靠性模型有两种：
A型模型：适用于描述发动机部组件与发动机可靠性关系的场合，通常用于研制任务书的可靠性指标分配，可靠性单元为部组件，以及已知部组件可靠性时计算发动机可靠性的场合。发动机结构可靠性模型为
图6-9 发动机结构可靠性模型
该模型与基本可靠性模型不同的是，部组件可能会存在并联或其他冗余方式，例如发动机上安置有两个远距离发火装置，这两个远距离发火装置只要有一个能正常工作则发动机就能正常点火，说明这两个部组件在工作时是并联关系，则任务可靠性中，远距离发火装置的可靠性模型为
图6-10 远距离发火装置任务可靠性模型
而在基本可靠性中，远距离发火装置的可靠性模型为
–远距离发火装置–远距离发火装置–
图6-11 远距离发火装置基本可靠性模型
B型模型：适用于根据故障模式的发生概率计算部组件的可靠性和可靠性增长的场合，可靠性单元为故障模式，可靠性模型为所有I、II类故障模式所对应的成功模式的串联系统。
（3）发动机定量可靠性指标的分配
将发动机研制任务书中所规定的可靠性定量指标分配给各分系统，这个过程被称为可靠性分配。需要明确的是：可靠性分配的指标是指在定型时发动机应该达到的可靠性指标，在研制阶段只作为一个设计目标提供给设计师作为设计输入，如果设计方案确实无法满足可靠性分配的要求，在定型阶段前允许根据实际情况重新进行可靠性分配。
可靠性分配分为两个步骤：
步骤一：将发动机可靠性指标分配给发动机总体可靠性指标。
发动机定量可靠性指标总可以分为发火可靠度、结构可靠度、性能可靠度（包括点火性能可靠度和工作性能可靠度，点火性能可靠度一般指点火延迟时间等表征点火性能的参数满足任务书要求的概率，工作性能可靠度一般是指总冲和工作时间满足任务书要求的概率）、贮存可靠度4个指标，这4个可靠性指标只与发动机总体设计师有关，因此被称为总体可靠性指标。
发动机总体设计师可以指定这4个指标，满足：
发动机可靠度=发火可靠度×结构可靠度×点火性能可靠度×工作性能可靠度
发射可靠度=发火可靠度×点火性能可靠度
飞行可靠度=结构可靠度×工作性能可靠度
即可。一般情况下，发火可靠度、点火性能可靠度要高一些。可靠性分配时，发火可靠性直接分配给点火装置；性能可靠性由发动机总体负责，结构可靠性则需要进一步分配给各部组件。
步骤二：总体设计师将可靠性指标分解给各部组件的可靠性指标。
一般情况下，当发动机由N个部件组成时：
可靠性=结构可靠性×性能可靠性+∑P（性能正常|有1个结构件失效）P（有1个结构件失效，其它无失效）+∑P（性能正常|有2个结构件失效）P（有2个结构件失效，其它无失效）+…+∑P（性能正常|有N个结构件失效）P（有N个结构件失效，其它无失效）
=结构可靠性×性能可靠性+∑P（性能正常|有1个结构件失效）P（有1个结构件失效，其它无失效）
例：某发动机由2个电发火管、1个点火器、1个点火顶盖、1个壳体、1个绝热结构、1个药柱和1个喷管组成，则部组件数量为8，除电发火管外，其它任何部组件失效都会导致点火性能不正常，因此对这些部组件有P（点火性能正常|有1个结构件失效）=0，因而其点火可靠性为
R点火=R性能R电发火管R电发火管2 R点火顶盖R点火器R壳体R绝热结构R药柱R喷管+
2R有一个电发火管失效时的性能(1-R电发火管)R点火顶盖R点火器R壳体R绝热结构R药柱R喷管
其中R表示可靠性，“点火性能正常|有1个结构件失效”表示已知有一个结构件失效时点火性能正常，P表示概率。
类似地，有
工作可靠性=工作结构可靠性×工作性能可靠性+∑P（工作性能正常|有1个结构件失效）P（有1个结构件失效，其它无失效）+∑P（工作性能正常|有2个结构件失效）P（有2个结构件失效，其它无失效）+…+∑P（工作性能正常|有N个结构件失效）P（有N个结构件失效，其它无失效）
=工作结构可靠性×工作性能可靠性
这个结果和点火可靠性有所不同，是因为发动机点火时冗余了1个电发火管，而工作时，没有其它的冗余件。
被动段可靠性=被动段结构可靠性×被动段性能可靠性+∑P（被动段性能正常|有1个结构件失效）P（有1个结构件失效，其它无失效）+∑P（被动段性能正常|有2个结构件失效）P（有2个结构件失效，其它无失效）+…+∑P（被动段性能正常|有N个结构件失效）P（有N个结构件失效，其它无失效）
=被动段结构可靠性×被动段性能可靠性
推力终止可靠性=推力终止结构可靠性×推力终止性能可靠性+∑P(推力终止性能正常|有1个结构件失效)P(有1个结构件失效，其它无失效)+∑P(推力终止性能正常|有2个结构件失效)P(有2个结构件失效，其它无失效)+…+∑P(推力终止性能正常|有N个结构件失效)P(有N个结构件失效，其它无失效)
=推力终止结构可靠性×推力终止性能可靠性
需要进一步说明的是：在发动机工作过程中，其结构件的数量会不断地发生变化，例如点火过程中有点火器存在，但在发动机工作过程中点火器很快就被烧熔了，因此在发动机工作过程中点火器作为一个结构件已经不复存在了。
可以根据经验来确定各部组件的可靠度大小，只要最终保证根据可靠性模型计算出的发动机可靠性满足要求即可。在研制期间如果发现某些可靠性单元的可靠性不符合预期，允许进行调整，只要最终满足可靠性要求即可；
（4）发动机定性可靠性要求的分解
对发动机的可靠性要求除了定量的可靠性指标要求外，还会有定性的可靠性要求，对这些可靠性要求也应予以分解，并要求在部组件设计中予以落实。
对发动机的定性要求主要有FTA、FMEA、风险分析、可靠性设计准则、复核复算等。不同的型号对定性可靠性的要求不同，应按照型号发动机可靠性保证大纲的要求确定定性可靠性工作的项目。
1）故障树分析（FTA）
故障树分析是一种自上而下的故障分析方法，首先要选择一种故障现象作为顶事件，按照故障传递的特点逐步分解到底事件。进行FTA应按照GJB/Z768A-98《故障树分析指南》的要求进行，顶事件的选择由总体设计师确定，应将最关心的故障模式作为顶事件，在逐层分解时会遇到各部组件的中间事件和底事件，此时需各部组件的设计师继续进行分析。故障树最终应由总体设计师汇总。
2）故障模式及影响分析（FMEA）
FMEA是定性可靠性工作中最常用的工具，可以用于可靠性、维修性、安全性等多种场合。FMEA的要求应按GJB/Z1391-2006《故障模式、影响及其危害性分析指南》的要求进行。进行FMEA应填写相应的FMEA表格，该表格见6-7。
表6-7 FMEA表
|
代码 |
产品或功能标志 |
功能 |
故障模式 |
故障原因 |
任务阶段与工作方式 |
故障影响 |
严酷度 |
发生可能性 |
故障检测方法 |
设计改进措施 |
使用补偿措施 |
备注 |
||
|
局部影响 |
高一层影响 |
最终影响 |
||||||||||||
FMEA表格由各相关部组件的设计师填写，由总体设计师或可靠性专业设计师汇总。
FMEA表中的一些约定按弹总体的要求执行，如果弹总体未予规定，则默认的约定如下：
初始约定层次：弹
约定层次：发动机
最低约定层次：部组件
局部影响：故障对最低约定层次的影响
上一层影响：故障对约定层次的影响
最终影响：故障对初始约定层次的影响
故障发生的可能性一般分为A～E五个等级，A为经常发生，E为几乎不可能发生。
在FMEA表格中涉及到严酷度的概念，其要求见表6-8。
表6-8 严酷度等级
|
严酷度等级 |
故障影响的严重程度 |
|
IV（轻度的） |
不足以导致人员伤害、产品轻度损坏、轻度的财产及轻度环境损坏，但它会导致非计划性维护或修理 |
|
III（中度的） |
导致人员中度程度伤害、产品中度损坏、任务延误或降级、中等程度财产损坏及中等程度环境损害 |
|
II（致命的） |
导致人员严重伤害、产品严重损坏、任务失败、严重产品损坏及严重环境损害 |
|
I（灾难的） |
导致人员死亡、产品（如飞机、坦克、导弹及船舶等）毁坏，重大财产损失和重大环境损害 |
3）风险分析
在FMEA的基础上进行，不但要考虑故障发生的概率，还应考虑故障带来的后果严重程度。如果弹总体对风险分析有指定的要求，按弹总体的要求进行该项工作，如果没有要求，则按GJB/Z1391-2006《故障模式、影响及其危害性分析指南》中风险优先数PRN对各故障模式的风险进行排序。
风险分析由总体设计师完成分析工作，各相关部组件的设计师协助。
4）发动机可靠性设计准则
发动机设计时由于不知道各参数的散布范围，因此只能通过安全系数来保证其设计可靠性，因此需要规定各部组件的最小安全系数，这些要求应体现在发动机可靠性设计准则中。另外不仅仅要保证各部组件有一定的设计裕度，还要通过质量控制指标体系来保证所有的发动机都具有相同的质量水平，规避生产波动带来的风险。
6.2.4 发动机研制的输入输出控制
在进行固体火箭发动机设计，首先应当考虑的是研制任务书，以及与固体火箭发动机有关的国家标准、军用标准、部内标准以及使用方提出的各项指标。这些文件是设计的依据，所设计的发动机必须尽量符合这些文件的要求。在此基础上需要根据设计需求分析的结果补充其他的设计要求。
（1）对发动机总体设计的基本要求
发动机总体设计应确保任务书中的各项指标能够实现，确保与总体协调尺寸的正确性，确保发动机的可靠性等指标的实现。
发动机设计应贯彻继承性、先进性、合理性、经济性的原则，同时贯彻通用化、系列化、组合化的原则。
发动机设计所遵守的设计指南优先顺序为：性能设计指南优先程度最高，其次是可靠性设计指南，最后是经济性设计指南。即：涉及影响发动机性能的设计要求必须优先满足，涉及影响发动机可靠性的设计要求在满足可靠性的前提下也必须得到满足，在不影响发动机可靠性及发动机性能的前提下应当遵守经济性设计指南。
（2）发动机基本结构的确定
根据《发动机研制任务书》的要求分析，确定发动机基本结构,这项工作在发动机方案论证报告中完成。
发动机的具体结构一般为：点火装置、燃烧室、壳体、喷管、密封件及直属件，有些发动机还包括安全机构、自毁装置、推力终止机构等。
（3）发动机基本特征的确定
1）发动机主要技术指标
根据任务书的要求确定发动机在设计时需要考虑的主要技术指标。
发动机设计时需要考虑的主要技术指标包括：
- 发动机质量；
- 发动机长度；
- 发动机直径；
- 装药质量；
- 总冲量；
- 推力；
- 工作时间；
- 点火延迟时间；
- 工作温度；
- 可靠性；
- 压强下降时间；
- 燃烧室前封头和喷管外壁温度；
- 发动机质心；
- 发动机转动惯量；
- 是否需要安全机构、自毁装置和推力终止装置。
总体对发动机提出的其他一些指标，可以在设计完成以后甚至发动机已有成品以后考核，如有不满足要求的指标，可与总体协商处理办法，或对发动机进行局部更改。
2）环境条件
设计中需要考虑发动机的使用环境，主要包括：
- 发动机从生产到使用或退役期间所经历的所有环境剖面的确定。
- 运输贮存过程中的环境，如振动、温度变化范围、湿度、盐雾、油雾、霉菌等；
- 贮存期；
- 有些发动机具有弹射或升空阶段，此时应了解发动机在此阶段所承受的载荷（横向过载、轴向过载、弯矩、轴压等）情况；
- 发动机工作时的环境，如振动、各种载荷（如轴拉、轴压、弯曲、扭转、最大轴向过载、最大横向过载等）、发动机工作高度、发动机前封头及喷管外壁温度、气动加热等；
- 使用中的电气及电磁环境；
- 发动机接口处的特殊环境要求，如局部的力矩、过载要求等。
3）接口技术要求
必须明确以下一些与总体接口的技术要求：
- 与总体连接处的各尺寸；
- 总体电缆在发动机上的布局方式及要求；
- 总体在发动机前封头处所安排的部件及其位置；
- 总体在发动机喷管处所安排的部件及其位置；
- 与总体电气接口特性；
- 其他特殊要求。
4）可靠性指标要求
可靠性指标涉及到定型时总体及军方验收的难易程度，不能太高，也不能太低。一般来说，发动机应用的新技术越多，可靠性指标就应当越低；质量比越高，可靠性指标就应当越低。
（4）方案论证要求
1）方案论证需考虑的指标
在方案初步论证时，主要论证采用哪种设计方案才能满足总体所提的重要指标，这些指标包括：
- 发动机质量及质量比；
- 发动机总冲；
- 发动机推力；
- 发动机工作温度；
- 发动机工作时间；
- 发动机接口尺寸；
- 点火延迟时间；
- 可靠性指标；
- 总体的其他特殊要求。
2）方案论证的内容及要求
方案论证应按相关发动机总体方案论证方法进行，适当考虑对相似发动机的继承性，由此确定的主要指标有：
- 推进剂类型；
- 不同初始温度下发动机工作压强；
- 喷管扩张比；
- 点火装置、绝热层结构、附件、壳体以及喷管的质量；
- 壳体材料、喷管喉衬材料；
- 绝热结构材料，包括筒体段绝热层材料、收敛段绝热层材料、喉衬背壁绝热层材料以及喷管扩张段材料；
- 壳体封头型面；
- 壳体与喷管和点火装置的连接方式；
- 点火装置类型；
- 其他特殊要求。
要进行至少两个方案的论证，以便于择优选用。
3）方案论证中需考虑的关键技术
方案论证应给出需要攻关的技术难点。
设计方案必须保证可方便地生产，各部组件的工艺可行。
应当考虑发动机交付后的免维护要求。
方案论证应优先采用成熟的材料和工艺，尽量考虑类似型号的继承性，以确保发动机的可靠性和研制进度。
方案论证的结果应形成发动机方案论证报告。
4）可靠性设计的补充要求
- 部件通用化和标准化
采用的螺栓尽量采用标准的规格和精度要求。
发动机如果采用安全机构，应优先考虑已定型的安全机构，接口应不予变动。
发动机如果采用自毁装置，应优先考虑已定型的自毁装置，接口应不予变动。
2.提高预示精度
争取总体设计一步到位，一次地面试车就能验证发动机的性能完全满足任务书要求，防止由于性能指标无法满足要求而不得不多次更改设计状态的现象。为此需采取多种措施：
对发动机研制任务书要认真评审，防止任务书出现无法达到或无法考核的指标要求。
对设计方案需仔细论证，尽量参考尺寸相近的发动机的情况，充分考虑各种因素（压强、喷管等）对发动机能量发挥的影响，在此基础上提高预示的精度，才能确保发动机的实际性能基本与设计的预示结果相同。为了确保计算的准确，发动机设计时应尽量采用多种技术途径，特别是采用先进的计算机设计技术，如仿真技术、SrmCAD软件等，以提高预示精度，从而缩短研制周期。
如果总体对点火延迟时间的要求很苛刻，为保证点火延迟时间满足要求，需要仔细分析初始燃面及点火药量，必要时考虑在燃烧室内专门采取增加初始燃面的措施。
为了保证发动机质量满足要求，需要仔细分析各部分的质量，确定各部分连接方式。
3.贮存性和特殊要求的考虑
应该了解导弹总体能够提供给发动机的贮存环境，如果导弹放于发射筒内，其贮存环境应当比自然放置要好一些，因而应尽量争取总体给予发动机较好的外部环境。
5）发动机总体应当提供给导弹总体的设计输出文件
发动机设计完成后，应当至少提供给导弹总体以下一些设计输出文件：
- 发动机验收技术条件
- 发动机技术说明书
主要包括发动机在常温、低温、高温下内弹道计算结果，包括压强-时间曲线、推力-压强曲线及流量-时间数据；转动惯量随时间的变化规律；发动机外形尺寸；发动机允许的使用环境；发动机贮存期；发动机主要性能指标等。
- 发动机使用说明书
简单介绍发动机的工作原理、发动机形状、基本性能、使用中的注意事项、贮存条件及贮存期等。
- 发动机安全细则
详细规定发动机在运输、总装、贮存及使用时应当注意的安全事项。
- 发动机勤务处理细则
详细规定发动机在总装及总装后所进行的各项检查措施。
6.2.5 发动机总体对各部组件的输入输出控制
发动机方案设计后需要完成部组件设计，总体设计师需要给出各分系统的设计任务书并最终给出发动机设计图纸。
（1）装药设计任务书要求
装药设计任务书中应明确的指标包括：
- 与装药设计有关的壳体结构尺寸；
- 喷管喉径及膨胀比；
- 发动机总冲、比冲要求；
- 药柱质量要求；
- 药柱使用温度范围；
- 药柱体积装填分数；
- 绝热层、衬层及人工脱粘层质量要求；
- 发动机的平均工作压强及最大工作压强；
- 平均推力及最大推力；
- 发动机工作时间；
- 可靠性指标及使用环境；
- 贮存环境及贮存期要求；
- 发动机工作时承受的横向加速度及轴向加速度；
- 其他要求。
（2）点火装置设计任务书要求
点火装置设计任务书中应明确的指标包括：
- 点火装置与燃烧室接口的结构、尺寸、精度要求；
- 燃烧室初始自由容积；
- 初始燃面；
- 喷管喉径及堵盖打开压强；
- 弹上电源提供的电压及电流；
- 安装接口的结构、尺寸和精度要求；
- 点火装置质量要求；
- 点火延迟时间要求；
- 点火装置使用温度范围；
- 发动机额定条件下的平均工作压强及最大工作压强；
- 发动机工作时间；
- 推进剂配方及性能；
- 点火前所能承受的最大冲击载荷；
- 可靠性要求及使用环境；
- 贮存环境及贮存期要求；
- 其他要求。
（3）壳体设计任务书要求
壳体设计任务书中应明确的指标包括：
- 前裙端面到后开口端面长度、前裙端面直径、后接头端面直径以及精度要求；
- 壳体外部零件及外部零件有关的接口的结构、尺寸及精度要求；
- 壳体与弹总体总装中有关接口的结构、尺寸及精度要求；
- 壳体与点火装置、喷管接口的结构、尺寸及精度要求；
- 壳体质量要求；
- 壳体材料；
- 燃烧室最大工作压强；
- 在导弹从贮存到飞行完毕期间各种条件下所承受的各种载荷条件；
- 发动机工作时间以及关机后飞行时间；
- 导弹飞行过程中壳体气动加热情况；
- 使用温度范围；
- 可靠性要求及使用环境；
- 贮存环境及贮存期要求；
- 其他要求。
（4）喷管设计任务书要求
喷管设计任务书中应明确的指标包括：
- 喷管喉径；
- 喷管膨胀比；
- 喷管出口端面外径及内径的尺寸及精度；
- 喷管与燃烧室接口有关结构、尺寸、精度要求；
- 喷管的质量要求；
- 喷管总效率的要求；
- 喷管长度的要求；
- 喷管初始秒流量以及平均秒流量；
- 堵盖打开压强的要求；
- 喷管外壁温度的要求；
- 推进剂配方及性能；
- 额定条件下发动机平均工作压强、最大工作压强及工作时间；
- 发动机使用温度范围；
- 发动机装药量；
- 可靠性要求及使用环境；
- 贮存环境及贮存期要求；
- 其他要求。
（5）发动机总体综合设计的输出要求
除点火装置、燃烧室、壳体、装药等部件外，直属件、密封圈的设计一般由发动机总体在综合设计时完成。发动机总体综合设计应当完成以下一些设计输出：
- 发动机直属件（螺钉、螺栓、垫圈、密封圈等）设计图、相关的制造验收技术条件;
- 发动机总图;
- 发动机设计报告。
6.2.6 控制发动机研制风险的措施
（1）发动机研制进度的安排
新研制的发动机应按模样、初样、试样、定型及批生产阶段安排，其阶段安排应符合QJ 2193《战略导弹固体火箭发动机研制程序》的要求，进度应与导弹总体的进度协调一致。
改进型发动机允许合并若干阶段以加快研制进度，但不得越过以考核可靠性为主要目的的试样阶段。
在研制各阶段均允许进行为了可靠性增长目的的发动机局部的设计改进，但在定型以后设计改进需要提高审批级别。
（2）对发动机研制大纲的要求
研制初期应根据GJB 1026A《固体火箭发动机通用规范》的要求拟定发动机研制大纲，也可分阶段编写发动机研制大纲。
研制中的试车数量及时间安排在研制大纲中规定，模样阶段允许先设计较为保守的发动机进行摸底，然后再设计正式的发动机。
根据研制大纲的要求应当完成的设计输出文件有：
- 发动机、惰性发动机、空壳发动机验收技术条件；
- 各台发动机配套表；
- 各台发动机质量分析报告；
- 各种类型试验的试验任务书；
- 各种类型试验的试验分析报告；
- 各研制阶段各分系统研制总结报告；
- 各研制阶段各分系统研制评审报告；
- 各研制阶段发动机研制总结报告；
- 各研制阶段发动机研制评审报告。
（3）发动机设计技术的改进
尽量利用先进的发动机设计技术，提高预示精度，避免设计方案的重大变化，以加快研制进度，达到降低成本的目的。
应全面采用计算机技术，如绘图采用CAD、采用专业的发动机设计软件如SrmCAD、所有的设计文件实现网上传输等。对现有的已证明是行之有效的技术应多加采用，并充分实现计算机化。
应考虑采用先进的设计技术，如3维零件匹配技术、流场分析技术、仿真技术等。
（4）可靠性保证大纲的要求
发动机应编写可靠性保证大纲。可靠性大纲的编写应符合GJB 450A《装备可靠性工作通用要求》的要求。
可靠性设计评审应符合QJ 2406A《固体火箭发动机可靠性设计要求和评审》的要求。
根据可靠性保证大纲的要求，发动机研制过程中应当完成以下一些可靠性输出文件：
- FME(C)A报告；
- FTA报告；
- 可靠性指标分配报告；
- 各阶段发动机可靠性分析报告；
- 各阶段发动机可靠性评估报告。
（5）发动机生产质量控制
在生产中必须要加以监控的质量指标有：
- 发动机各几何尺寸；
- 发动机各部分表观质量；
- 发动机各部件的质量；
- 各粘结界面的粘结强度；
- 金属材料的强度；
- 推进剂、绝热层、衬层等力学性能指标及延伸率；
- 推进剂燃速；
- 推进剂密度；
- 绝热层氧乙炔烧蚀率；
- 喉衬力学性能及密度等。
还需尽可能地采用无损探伤技术对生产中的质量予以控制，这些无损探伤技术主要有：
- 气密检验，用于每台发动机；
- 壳体及喷管组件水压检验，用于每台发动机；
- X-射线探伤，用于检验所有焊缝及电发火管；
- 超声波探伤，用于全面检测每台发动机壳体/绝热层界面粘结质量；
- CT探伤，用于部分发动机材料局部密度不一致时的探伤。
对生产中的超差或质量问题，如果可以确认不会对发动机造成不可接受的后果，则可以予以放行；如无把握确认无严重后果，坚决不能放行，以免造成更大的损失。
在研制阶段超差现象比较多的若干指标，在批生产阶段经充分分析后可以放宽要求的话，应尽量予以放宽，以提高成品率。
（6）明确发动机正常工作对导弹可靠性的影响
发动机在工作中可能会产生一些对导弹不利的影响，这些影响在发动机来说是正常的，但有可能会影响到导弹的可靠性，需要总体加以注意，这些影响主要有：
- 发动机在工作时由于内压的影响而导致壳体等发生微小变形；
- 发动机工作时及工作后壳体、喷管处外壁温度会发生变化；
- 发动机在工作过程中质量、质心、转动惯量等一直在不断地发生变化；
- 发动机在工作过程中会发生振动，是导弹的一个振动源；
- 发动机喷出的燃气会造成电磁信号衰减。
（7）对用户的可靠性保障要求
导弹在使用过程中也应保证发动机的使用环境：
发动机在运输贮存及使用时要注意防静电措施。要确保发动机的使用环境不致超过推进剂、点火药的温度感度、静电感度、振动感度、冲击感度等的要求。
导弹总体要保证发动机不能长期处于盐雾、油雾的影响。
导弹总体最好使发动机处于恒定的温度范围内，以延长发动机的使用寿命。
在贮存一段时间后，最好使发动机转动一下方位。
使用方应确保发动机不致遭遇跌落、子弹打击、冲击波冲击等极端恶劣的环境，如战地环境无法确保这类环境，应在任务书中予以提出。
6.3 发动机部组件可靠性设计
6.3.1 部组件可靠性计算的一般流程
部组件的可靠性设计应该在总体方案确定以后，在进行详细设计的过程中、设计图样下厂前完成。
进行部组件可靠性设计时首先需要进行跟总体设计师充分沟通，充分理解总体设计师的每项要求，防止双方出现误解；其次是充分与有对接关系的部组件设计师进行沟通，防止对接部位出错；其三才是利用部组件的专业知识，完成部组件的结构设计，使其满足性能、借口及几何尺寸方面的要求。
在完成初步的部组件方案设计后，便可以在进行详细设计的过程中同步进行部组件可靠性设计，首先需要完成部组件材料、尺寸、公差方面的选择，其次需要完成部组件质量特性设计，确定生产厂需要测试的项目；其三完成各部组件的贮存可靠性设计和维修性设计，确保各材料的寿命满足要求；其四对部组件在工作阶段进行FMEA分析，先针对每个故障模式的原因进行针对性的设计，确保每种故障模式的发生概率都处于受控状态，其五根据现实可行性和故障模式的后果严重度来对部分结构采取冗余设计；最后进行可靠性预计，如果可靠性预计结果满足可靠性分配的要求，则认可部组件的可靠性设计结果满足要求。
除可靠性指标要求外，设计中还需要兼顾维修性、保障性、安全性和低易损性等方面的要求：
部组件设计时必须要考虑到总装时的装配顺序，避免在装配过程中发生空间干涉。
选择各部组件的材料时应优先选用其他型号发动机已经验证过寿命和环境适应性的材料。
壳体设计时应该考虑到发动机放置时的弧形架结构，弧形架应与发动机壳体外表面相匹配，支撑点位置应尽量选择使壳体变形最小。
对所有电路都要求提供检查电阻是否异常的方法，必要时可以设计专门的检查仪器。
发动机在运输贮存阶段的危险源控制要求应分解到燃烧室和点火器设计中，需要选择满足安全性要求的点火药和推进剂，要求对点火药、推进剂按相关的安全性标准进行试验，通过相关安全性试验的点火药、推进剂才能在型号中应用。
对发动机可以采取安全性防护措施，主要是在壳体表面喷涂防静电、防辐射等涂层。
总体如果对可靠性工程有额外要求，在部组件设计时也需要予以实现。
6.3.2 发动机部组件质量特性设计
（1）质量特性设计的基本概念
部组件设计师通过图样设计对产品的几何特性进行了确定，除要求生产厂必须按照指定的材料、尺寸和公差等要求进行生产外，还需要提供一些额外的测试项目。质量特性设计是指设计师为生产厂对生产过程进行质量控制时需要监控的测试项目提供设计依据，其目标是确定生产厂应该测试的项目。
对发动机质量特性分为材料层次的要求和部组件层次的要求两类。对每个层次都有基础测试要求和冗余测试要求两类，基础测试要求是指为保证产品装配过程、贮存阶段和任务阶段不发生故障而必需测试的项目，冗余测试要求是指为保证产品的一致性而附加的测试项目。
确定必需测试的项目时，需要把运输贮存阶段的要求和任务阶段的要求转化为定量指标，对运输贮存阶段，所采取的方法是采用高环境应力加速试验的方法，即采用高温、高拉力等环境应力作用于试件，根据高环境应力下试件的寿命来判断材料实际的寿命是否受控；对任务阶段需要分析发动机在工作过程中部组件所受的应力种类和大小，并据此将这些应力作用于部组件或其材料上，据此判断部组件或其材料是否承受相应的应力而不发生故障。确定部组件所受的应力种类常用的方法是采用事件流分析方法。
确定冗余测试项目时，以确定异常的产品为主，所谓的异常的产品，是指产品的某些特性与其他产品不同，该特性可能会导致产品出现故障，也可能不会导致产品出现故障，但只要该产品只要与其他产品不同，就表明生产线上有失控的因素存在。具体所选择的冗余测试项目需要考虑到生产厂便于操作，也尽量照顾到与必需测试项目有相关性。
必需测试的项目可以在研制期间通过抽试完成一定量的测试即可，在批生产时视成本和测试容易程度确定是否需要每台进行
（2）高环境应力加速试验设计
温度T对材料的影响一般服从阿伦尼乌斯模型，此时有
\(\tau (T)=\tau (20)\exp (-\frac{U}{R}(\frac{1}{T}-\frac{1}{293.15}))\) （6-20）
其中U为材料的活化能，R=8.314J/mol.K为气体常数，\(\tau (T)\)是材料在T温度下的寿命，\(\tau (20)\)为材料在20℃下的寿命。
对所有的非金属材料都需要测试标准活化能，所谓标准活化能是指以延伸率为判据，通过不同温度下延伸率的变化，依据阿伦尼乌斯模型计算得到的活化能。
在确定了活化能后，可以计算出高温作用于材料时与常温作用于材料时的时间当量关系，选择高温对材料的试件进行应力加速试验，对三组元丁羟推进剂温度最高为75℃，对高能推进剂和双基药最高温度为65℃，对橡胶材料最高温度为150℃，在高温条件下放置一段时间后测试其力学性能，据此来判断生产过程是否受控。放置的时间以对应于常温1到4年为宜。
对推进剂还需要采用不同拉力（定应力或定应变）下测试延伸率或强度的变化拟合得到应力-寿命方程\(\tau _{m}^{[i]}({{\sigma }_{1}})\)和\(\tau _{m}^{[i]}(\varepsilon )\)。在确定了应力-寿命方程以后，可以对试件通过定应力或定应变的方式放置一段时间后测试其力学性能的方法来判断生产过程是否受控。
对其他材料视设计需求确定是否需要高环境应力加速试验。如需进行高环境应力加速试验，如结冰、振动、风吹等，其通用的方法是先通过施加高强度的该环境应力一段时间后，测量其力学性能的变化，然后获得应力量级、应力时间与力学性能之间的关系式，据此分析出高环境应力作用时间与常规环境应力作用时间之间的当量转换关系。在对生产厂的质量特性进行监控时，采用高环境应力作用于试件一段时间然后进行力学性能测试的方法。
（3）事件流分析
事件流分析方法适用于需要分析发动机在工作过程中每个部组件所受到的应力及其产生的应变，并据此提出对各部组件的应力、应变测试要求。进行事件流分析的若干概念如下：
应力：可以对产品直接施加影响的因素，用L表示；
应构：产品或研究对象中承受应力的部组件，用G表示；
应变：应构对应力作出的反应，用B表示；
事件：由应力、应构、应变及应变的传递过程构成的集合。
事件流分析需要按时间分析任务阶段内每一个事件的出现。
发动机常见事件流见图6-12。
事件流中，L(A1)G(A2)B(A3)表示应力A1作用于应构A2，导致A2发生应变A3，例如L（电流）G（电起爆管）B（发火）表示应力电流作用于电起爆管，导致电起爆管发生发火这一应变。
在获得了发动机工作过程中每个事件以后，需要对每个应力都进行定量化处理，例如事件L（电流）G（电起爆管）B（发火）中，需要确定描述L（电流）的指标，通常包括电流、电压等，然后明确电流和电压的具体数值。设计师可以要求工厂用指定的电流和电压对电起爆管进行抽试，也可以用更低的电流或更高的电流对电起爆管进行抽试。这样就可以明确每个事件中需要测试的应力以及大小。应力作用的对象可以是应构，也可以是应构中的某种材料，通过测量应变来判断发动机的设计方案是否符合预期。
（4）冗余测试项目的确定
冗余测试项目是用于测试产品生产过程是否有异常的手段，其测量手段可以和发动机的贮存、使用过程相关，也可以不相关，但必须能够真实反映产品某方面的特性。常用的冗余测试项目有：
- 电阻；
- 拉伸强度；
- 延伸率；
- 粘接界面的扯离强度；
- 质量烧蚀率；
- 高温力学性能；
- 密度等。
图6-12 发动机事件流图
6.3.3 发动机运输贮存阶段各部组件基本可靠性的可靠性预计方法
（1）各材料基本可靠性的规律
各材料一般在恒定环境下其故障率都服从浴盆曲线，在设计时首先需要了解每种材料在标准环境下故障率曲线。所谓标准环境是指环境温度为20℃，相对湿度≤45%，一个标准大气压，无振动，无冲击，无辐射，无日晒，噪声≤80dB，重力加速度为1g，无静电的环境条件。在浴盆曲线中需要了解的特征参数有：标准环境下的MTBF、极限寿命为\({{\tau }_{m}}(X)\)。
如果是在非标准环境下，其修正计算方法如下：
设材料在环境X下其极限寿命为\({{\tau }_{m}}(X)\)，则记环境因子\(C(X)=\frac{{{\tau }_{m}}-{{\tau }_{0}}}{{{\tau }_{m}}(X)-{{\tau }_{0}}}\)，则在使用期内材料的可靠性函数为
\(R(t)=\exp (-\frac{\lambda C(X)(t-{{\tau }_{0}})}{{{\tau }_{m}}-{{\tau }_{0}}})\) （6-21）
湿度、振动、冲击、盐雾等环境均会对材料的极限寿命产生影响，可以通过试验来确定寿命方程，然后给出环境因子C湿度、C振动、C冲击、C盐雾等。
在多因素作用情形下，设各环境条件所经历的时间见表6-9。
表6-9 多环境历程表
|
环境历程 |
作用时间 |
|
因素1，因素2，…，因素N1 |
t1 |
|
因素1，因素2，…，因素N2 |
t2 |
|
… |
… |
|
因素1，因素2，…，因素NM |
tM |
则在使用期内材料的可靠性函数为
\(R(t)=\exp (-\frac{\lambda \sum\limits_{j=1}^{M}{(\prod\limits_{i=1}^{{{N}_{j}}}{{{C}_{Ni}}}){{t}_{j}}}}{{{\tau }_{m}}-{{\tau }_{0}}})\) （6-22）
（2）标准环境下发动机或部组件极限寿命、标准使用期的确定
发动机或其部组件都是有多种材料组成的，设第i种材料的可靠性函数为\({{R}_{i}}(t)\)，则发动机或其部组件的可靠性函数为\(R(t)=\prod\limits_{i}{{{R}_{i}}(t)}\)，容易证明，如果取\({{\tau }_{m}}=\underset{i}{\mathop{\min }}\,{{\tau }_{m}}(i)\)，则当\(t>{{\tau }_{m}}\)时\(R(t)=0\)，因此发动机或其部组件的极限寿命\({{\tau }_{m}}\)应为所使用的材料中极限寿命最短的那个。
如果发动机允许维修，所采用的维修策略为更换，则可维修部位的极限寿命按翻倍计算，据此来计算发动机的极限寿命。
发动机的标准使用期\({{\tau }_{u}}\)应满足\({{\tau }_{u}}\le 0.7{{\tau }_{m}}\)，且满足\({{\tau }_{u}}\le {{\tau }_{0}}-MTBF\times \ln (R/(1-{{F}_{0}}))\)，其中R为发动机贮存可靠性。如果发动机出现了老化故障，则标准使用期还不应超过首次出现老化故障的时间。确定发动机的使用期时应该考虑到经济性和总体的要求。
发动机常用材料的常见随机故障、老化故障见表6-10。
表6-10 发动机常用材料的常见随机故障、老化故障表
|
序号 |
材料 |
随机故障 |
老化故障 |
备注 |
|
1 |
三组元丁羟推进剂 |
药柱表面有微小裂纹并扩展 |
药柱表面板结 |
贴壁浇注药柱 |
|
2 |
三组元丁羟推进剂 |
药柱表面有微小裂纹并扩展 |
与包覆层（人工脱粘层）脱粘 |
自由装填药柱，或带有人工脱粘层的内孔燃烧药柱 |
|
3 |
四组元丁羟推进剂、双基药、高能推进剂 |
药柱表面有微小裂纹并扩展 |
药柱表面板结 |
贴壁浇注药柱 |
|
4 |
四组元丁羟推进剂、双基药、高能推进剂 |
药柱表面有微小裂纹并扩展 |
与包覆层（人工脱粘层)脱粘 |
自由装填药柱，或带有人工脱粘层的内孔燃烧药柱 |
|
5 |
TI502、EPDM绝热层 |
表面有微小裂纹并扩展 |
板结硬化 |
|
|
6 |
钢、钛合金、铝等金属材料 |
内部裂纹并扩展 |
腐蚀 |
|
|
7 |
喷管绝热层 |
表面有微小裂纹并扩展 |
分层 |
|
|
8 |
喉衬 |
有微小裂纹并扩展 |
||
|
9 |
密封圈 |
永久变形 |
硬化 |
（3）非标准环境下发动机或部组件极限寿命、使用期和可靠性的确定
发动机在运输贮存过程中通常处于非标准环境下，设发动机在某环境下有N个因素不符合标准环境，且在该环境下经历时间为t*，则\(t=(\prod\limits_{i=1}^{N}{{{C}_{\text{Si}}})}t*\). t*为发动机该环境历程下的标准等效经历时间。
如果发动机在经历了多个环境后，每个环境经历时间为\(t_{j}^{*}\)，则发动机多环境历程下等效环境因子为
\(C=\exp (-\frac{\lambda \sum\limits_{j=1}^{M}{(\prod\limits_{i=1}^{{{N}_{j}}}{{{C}_{Si}}}){{t}_{j}}}}{\sum\limits_{j=1}^{M}{t_{j}^{*}}})\) （6-23）
发动机的实际服役期应为
\(\tau _{u}^{*}=({{\tau }_{u}}-{{\tau }_{0}})/C\) （6-24）
如果发动机允许维修，需要确定翻修期，翻修期为发动机进行大修的时间，一般可以取翻修期为\(\tau _{u}^{*}/2\)，如果可更换部件的极限寿命<\(0.6{{\tau }_{m}}\)，则取翻修期为\(\tau _{u}^{*}/3\)。
在计算发动机或其部组件的可靠性函数时，需要先计算在指定环境历程下各材料的可靠性函数，采用材料的串联模型计算部组件的可靠性函数，再根据可靠性模型由部组件的可靠性函数计算发动机的可靠性函数。
（4）发动机非标准环境等效环境因子的计算方法
发动机所经历的经历的非标准环境条件有以下一些类型：
1）第1类非标准环境：只有温度不满足标准环境要求。
如果发动机放置在密封容器中，且密封容器中的环境除温度外始终不变，则发动机除推进剂外所有材料均符合该非标准环境；如果发动机放置在与大气相连通的环境中，但发动机燃烧室处于密封状态，则燃烧室中除推进剂外所有材料符合该非标准环境；所有的小型火工品符合该非标准环境。这种环境条件只考虑温度的影响。
对某一指定的材料，设其活化能为U，当贮存温度恒定为T时，其环境因子为
\({{C}_{\text{temp}}}(T)=\exp (-\frac{U}{R}(\frac{1}{T}-\frac{1}{293.15}))\) （6-25）
temp表示温度，对多温度历程的情形，设温度历程如表6-11所示。
表6-11 温度历程表
|
温度 |
T1 |
T2 |
… |
TM |
|
经历时间 |
t1* |
t2* |
… |
tM* |
则有
\({{C}_{\text{temp}}}(T)=\frac{\sum\limits_{j=1}^{M}{\exp (-\frac{U}{R}(\frac{1}{{{T}_{j}}}-\frac{1}{293.15}))t_{j}^{*}}}{\sum\limits_{j=1}^{M}{t_{j}^{*}}}\) （6-26）
需要说明的是，有些材料在过低的温度或过高的温度环境下会出现一些标准环境中不会出现的故障模式，发动机设计时应对这些材料的使用温度加以限制，如果必须要求发动机在极端环境下贮存，必须采用可以适应这种极端环境的材料。
发动机或其部组件通常由多种材料组成，其等效环境因子取各材料中最大的等效环境因子，一般情况下各材料中活化能最大的是非金属材料，因此最大等效环境因子出现在非金属材料上。
2）第2类非标准环境：温度和应力不满足标准环境要求。
在发动机设计方案中如果燃烧室是密封的，则药柱符合该类非标准环境。
药柱内部受力大小受到温度和应力的的双重影响，但应力的大小与部位有关，还与温度有关。一般情况下药柱故障都发生在药柱表面和药柱与绝热层、人工脱粘层等的粘接面上，这些部位药柱贮存中的主要受力情况如下：
- 药柱受到两向应力的作用
药柱局部只受到第一主应力和第二主应力的作用，这种情况主要发生在药柱表面。此时在弹性模型的计算中，第二主应力与第一主应力的比值是个常数，即与温度无关。
- 药柱受到两向应力和恒定剪应力的作用
当贴壁浇注的药柱处于竖起的状态时，药柱与绝热层的粘接界面处就符合该受力，此时剪应力为恒定值，第二主应力与第一主应力的比值是个常数。
- 药柱受到两向应力和恒定比例剪应力的作用
药柱与自由装填药柱包覆层粘接面、药柱与人工脱粘层粘接面处符合该应力，此时第二主应力与第一主应力的比值是个常数，剪应力与第一主应力的比值也是一个常数。
- 药柱受到复杂应力的作用
药柱在人工脱粘层的根部的受力为复杂应力，药柱为三向受力以及剪切应力均有的状态，但是在弹性模型中，各向受力的比例与温度无关。
根据上述情况分析，药柱内关键部位的受力程度都可以用主应力的大小来表征，因此药柱表面及粘接面上主应力最大的部位就是最危险的部位，但是各部位由于第二主应力和剪应力相对主应力的比例不同，需要在完成药柱结构完整性分析后确定相关的比例系数，根据比例进行推进剂寿命方程测试，分别得到各最危险部位的寿命应力方程\(\tau _{m}^{[i]}({{\sigma }_{1}})\)和\(\tau _{m}^{[i]}(\varepsilon )\)，这两个方程中，前者的以主应力为变量，后者以应变为变量，[i]为第i个部位，则有
\({{C}_{\text{stress}}}\text{(}T)\text{=max(}\frac{\tau _{m}^{[i]}({{\sigma }_{1}}(T)=0)}{\tau _{m}^{[i]}({{\sigma }_{1}})},\frac{\tau _{m}^{[i]}(\varepsilon (T)=0)}{\tau _{m}^{[i]}(\varepsilon )})\) （6-27）
Stess为应力。
在计算药柱贮存可靠性时，需要先确定药柱的温度历程，再根据药柱结构完整性计算在该温度下各点的应力分布，并计算出对应的应力环境因子，则可进一步计算出等效环境因子。其环境历程及环境因子见表6-12。
表6-12 计算等效环境因子的过程
|
温度环境历程 |
应力环境历程 |
环境因子 |
作用时间 |
|
\({{T}_{1}}\\) |
\(\sigma ({{T}_{1}})\) |
\({{C}_{temp}}({{T}_{1}}){{C}_{stress}}({{T}_{1}})\) |
\(t_{1}^{*}\) |
|
\({{T}_{2}}\) |
\(\sigma ({{T}_{2}})\) |
\({{C}_{temp}}({{T}_{2}}){{C}_{stress}}({{T}_{2}})\) |
\(t_{2}^{*}\) |
|
… |
… |
… |
|
|
\({{T}_{\text{M}}}\) |
\(\sigma ({{T}_{\text{M}}})\) |
\({{C}_{temp}}({{T}_{\text{M}}}){{C}_{stress}}({{T}_{\text{M}}})\) |
\(t_{\text{M}}^{\text{*}}\) |
该历程的等效环境因子为
\(C=\frac{\sum\limits_{j=1}^{M}{{{C}_{temp}}({{T}_{j}}){{C}_{stress}}({{T}_{j}})t_{j}^{*}}}{\sum\limits_{j=1}^{M}{t_{j}^{*}}}\) （6-28）
3)第3类非标准环境：振动不满足标准环境要求。
紧固件适用于这类非标准环境。
对紧固件如果采取有铅封、涂胶等防松动措施则认为等效环境因子为1，如果没有采用防松措施，以功率谱密度作为反映振动程度的变量时，环境因子为
\({{C}_{vib}}\text{(W})\text{=(}\frac{\text{W}}{{{\text{W}}_{\text{0}}}}{{\text{)}}^{n}}\) 当W>W0时
\({{C}_{vib}}\text{(W})\text{=}1\) 当W≤W0时（6-29）
其中W为功率密度，W0为本底振动的功率谱密度，n=2.5～4，如果没有确切数据，可以选择n=2.5。
4）第4类非标准环境：发动机表面环境不满足标准环境要求，包括湿度、气压、微生物、盐雾、粉尘、日晒、雨淋、结冰、冰雹、雪、空气污染、温度交变等。
这类非标准环境作用于发动机表面，针对这类环境需要在发动机表面（包括壳体外表面、喷管外表面、喷管扩张段内表面等部位）采用喷漆等防护措施，在设计阶段，需要调查发动机表面涉及的各种材料在各型号上的应用情况，据此来分析各材料的环境适应性。一般情况下，发动机如果没有发射筒等保护措施，如果没有日晒环境和结冰环境，环境因子为2～4，如果有日晒环境或结冰环境，环境因子可取为5～8。
（5）早期故障的筛选方法
在发动机设计时必须注意到，发动机各部组件涉及较多的化学反应，生产过程中有较多的不可预见因素，因而早期故障不可避免。为了控制早期故障概率F0，除在生产过程中采取有效的质量控制以外，制品出现后还应采取如下措施：
1）对有焊接的、有电路的部组件，需要采用QJ 1149-87的方法进行筛选；
2）对制品特别是所有焊缝均应要求进行X射线探伤；
3）对壳体、喷管金属件进行水压检验；
4）对壳体/绝热层/药柱界面进行超声波探伤；
5）对燃烧室可以进行射线、CT探伤；
6）对发动机进行充气检漏；
7）对制品表观进行检查；
8）对所有火工品均需进行X射线探伤等。
如果发动机无缺陷，则允许出厂；如果发现发动机有缺陷，需进行处理。
按上述方式对发动机予以筛选后，可以认为\({{F}_{0}}\)≤0.001。
如果对可靠性要求比较高，可以采取老练（Burn in）措施，即在发动机装药完第一次探伤后再过3～6个月后对发动机（重点是燃烧室）进行二次探伤，如两次探伤均无缺陷，则认为F0=0。
如果采用了老练措施，一般取0时刻为发动机燃烧室生产时间，\({{\tau }_{0}}\)为发动机产品出厂的时间。
6.3.4 发动机在任务阶段主要故障模式
发动机在任务阶段主要故障模式见表6-13。
表6-13 发动机在任务阶段主要故障模式
|
序号 |
故障模式 |
针对的结构 |
故障原因 |
设计准则 |
对应的设计岗位 |
|
|
1 |
贮存期间内腔压强异常 |
在发动机上装有压强传感器，发射前可进行压强检测的发动机 |
正常漏气：非金属壳体、喷管软堵盖、密封部位都有一定的漏气率。 |
充气0.1MPa，2h后无压降则不予处理；长期贮存后允许补充气；允许低压点火 |
总体 |
|
|
非正常漏气：装配缺陷导致局部漏气 |
充气0.1MPa，2h后有压降时需查明漏气部位并重新装配 |
总体 |
||||
|
2 |
点火电路断路 |
所有发动机 |
焊点虚焊 |
在出厂前要求进行环境应力筛选试验；在总装前进行点火电路电阻测试；发射前进行点火电路电阻测试 |
发火 |
|
|
线路剪断或拉断 |
电路附近不安置尖锐的物体；电路需固定；在总装前进行点火电路通路电阻测试；发射前进行点火电路通路电阻测试 |
发火 |
||||
|
3 |
点火电路短路 |
所有发动机 |
局部漏电 |
电路附近不安置能发热的物体；在总装前进行点火电路通路电阻测试和绝缘电阻测试；发射前进行点火电路电阻测试 |
发火 |
|
|
4 |
安全机构状态不能转换 |
TA-1系列安全机构 |
焊点虚焊 |
在安全机构出厂前要求进行环境应力筛选试验；在总装前进行状态转换测试；发射前进行状态转换测试 |
安全机构 |
|
|
结构件疲劳断裂 |
进行状态转换极限试验 |
安全机构 |
||||
|
5 |
发动机未点火 |
所有发动机 |
电发火管或电起爆管未装药 |
电发火管或电起爆管验收时要进行X射线探伤 |
发火 |
|
|
安装了假品电发火管或电起爆管 |
假品与真品采用不同的颜色区分 |
发火 |
||||
|
发火药受潮变质 |
发火药必须密封；电发火管或电起爆管在运输贮存过程中放置在密封容器中 |
发火 |
||||
|
6 |
堵盖打开时间不正常 |
软堵盖 |
打开压强不符合要求 |
选择合理的堵盖厚度 |
喷管 |
|
|
压强升压速率不符合要求 |
选择合理的点火药量 |
点火装置 |
||||
|
7 |
喘息点火 |
点火药包或尾部点火发动机 |
点火药量太大造成点火能量通过喷管逸出，并由于点火燃气高速流出带来的抽真空效应导致喘息点火 |
选择合理的点火药量 |
点火装置 |
|
|
壅塞流导致燃气未经压缩直接从喷管逸出 |
选择合理的喉通比 |
装药 |
||||
|
8 |
密封连接部位升压时穿火 |
所有发动机 |
密封面变形太快，密封圈回弹速率跟不上 |
测量低温下密封圈回弹速率 |
总体 |
|
|
9 |
出筒时壳体碰伤 |
带有发射箱或发射筒的发动机 |
发射箱或发射筒里有多余物 |
由弹总体采取措施。 |
总体 |
|
|
10 |
点火延迟或加速性不符合要求 |
所有发动机 |
点火药量不合适 |
选择合理的点火药量 |
点火装置 |
|
|
11 |
点火压强峰不满足要求 |
所有发动机 |
点火药量过大或初始燃面过大 |
选择合理的点火药量；调整点火器附近的燃面 |
点火装置或装药 |
|
|
12 |
药柱裂纹导致压强过高 |
贴壁浇注燃烧室 |
低温导致药柱表面应力过大 |
通过药柱结构完整性分析减小药柱表面应力 |
装药 |
|
|
药柱/绝热层粘接处由于分子迁移导致局部延伸率下降 |
在高应变的部位设置人工脱粘层减小应变 |
装药 |
||||
|
药柱表面有水分在0℃下结冰，导致药柱裂纹 |
发动机总装时需对燃烧室空腔采取排湿措施 |
装药 |
||||
|
点火时药柱应力集中导致裂纹 |
药柱设计时需防止应力集中 |
装药 |
||||
|
生产缺陷导致裂纹 |
脱模后要对药柱表面进行检查 |
装药 |
||||
|
13 |
局部药柱碎裂 |
贴壁浇注燃烧室 |
升压过程中局部药柱受到过大的剪切应力 |
对人工脱粘层根部需要加厚绝热层；在绝热层上加密封圈 |
装药 |
|
|
药柱表面老化板结硬化 |
燃烧室报废 |
装药 |
||||
|
14 |
药柱侵蚀燃烧 |
内孔燃烧的燃烧室 |
燃气流冲刷药柱表面导致局部燃速增加 |
内弹道计算时需考虑侵蚀燃烧的影响 |
装药 |
|
|
15 |
药块飞出 |
贴壁浇注燃烧室 |
燃气流冲刷药柱导致药柱尾部局部脱落 |
对药柱有强度要求，药柱不能太软 |
装药 |
|
|
16 |
点火器残骸击中药柱 |
头部点火的发动机 |
点火器残骸没有被烧完，并撞击在药柱上 |
点火器上不允许采用耐烧蚀的硬质材料 |
点火装置 |
|
|
17 |
基础燃速不符合要求导致压强不符合要求 |
所有发动机 |
推进剂配方不合适 |
调整推进剂配方，确保燃速符合要求 |
装药 |
|
|
18 |
压强振荡 |
所有发动机 |
空腔声谐振效应导致燃烧室空腔声共振，并导致压强和推力发生震荡 |
推进剂含有含量足够大的金属组分，用于声波衰减；必要时头部采用消音腔结构 |
装药 |
|
|
19 |
喉衬烧蚀率太大导致性能不符合要求 |
所有发动机 |
喉衬在高温下烧蚀率过大 |
选用合适的喉衬材料 |
喷管 |
|
|
20 |
边缘效应导致燃速不均匀 |
端面燃烧药柱 |
药柱/绝热层界面附近的推进剂部分组分迁移到绝热层中，导致出现微观的孔洞，使该部分燃速加大 |
发动机内弹道设计时要考虑到边缘效应的影响 |
装药 |
|
|
21 |
药柱生产缺陷导致燃速不均匀 |
所有发动机 |
推进剂组分搅拌不均匀；浇注过程控制不严格 |
对搅拌时间、浇注时间要有严格规定 |
装药 |
|
|
22 |
旋转导致燃速增大过大 |
发射时旋转的发动机 |
燃气中的熔融金属受到离心力的作用冲刷药柱表面导致燃速增大 |
确定燃速增大系数，据此进行内弹道计算 |
装药 |
|
|
23 |
横向过载导致局部燃速等大 |
防空发动机 |
燃气中的熔融金属受到横向过载的作用聚集在药柱表面，并冲刷药柱表面导致局部燃速增大 |
确定燃速增大系数，据此计算局部绝热层提前裸露时间，用于计算绝热层烧蚀余量；该现象对内弹道影响不大 |
装药 |
|
|
24 |
绝热层脱粘导致绝热结构烧穿 |
所有发动机 |
粘接面在固化过程中受到的拉力太大 |
通过超声波探伤将有脱粘的发动机检出 |
装药 |
|
|
25 |
前封头效应导致绝热层烧蚀率过大 |
所有发动机 |
轴向加速度导致炭化层受到拉力，导致炭化层加速剥落，并最终导致绝热层烧蚀率加大 |
设计绝热层厚度时，需要考虑前封头效应 |
装药 |
|
|
26 |
横向过载导致绝热层烧蚀率过大 |
防空发动机 |
横向过载背向部位的绝热层由于前封头效应导致烧蚀率加大 |
设计绝热层厚度时，需要考虑横向过载导致的前封头效应 |
装药 |
|
|
在横向过载指向部位，燃气中的熔融金属受到横向过载的作用聚集在绝热层表面，并冲刷绝热层导致局部烧蚀率增大 |
设计绝热层厚度时，需要考虑横向过载导致的加速烧蚀效应 |
装药 |
||||
|
27 |
旋转导致绝热层烧蚀率过大 |
发射时旋转的发动机 |
燃气中的熔融金属受到离心力的作用聚集在绝热层表面，并加热绝热层导致局部烧蚀率增大 |
设计绝热层厚度时，需要考虑旋转导致的加速烧蚀效应 |
装药 |
|
|
28 |
人工脱粘层烧穿 |
所有发动机 |
人工脱粘层厚度不足；在运输过程中盖层和底层摩擦导致局部破损 |
设计时保证足够厚度的人工脱粘层 |
装药 |
|
|
29 |
包覆层撕裂 |
自由装填药柱 |
药柱燃烧过程中包覆层没有受到外部压强的作用，内部燃气压强将包覆层撕裂 |
必须给包覆药柱提供通气道，确保药柱燃烧时包覆层外表面有足够的压强 |
装药 |
|
|
30 |
壳体承压能力不足导致爆破 |
所有发动机 |
壳体厚度不足导致壳体承压能力不足 |
设计时壳体必须保证足够大的安全系数；水压检验 |
壳体 |
|
|
31 |
壳体共振 |
防空发动机 |
外部有周期性强迫力 |
弹总体需要尽量抑制弹的低频振动 |
总体 |
|
|
32 |
壳体上连接、粘接部件脱落 |
所有发动机 |
气流会对壳体上连接、粘接的部件造成作用力，当作用力大于扯离强度时便会导致脱落 |
除涂层外尽量不使用粘接件；优化部件的形状，使其受力尽可能最小；确保界面扯离强度 |
壳体 |
|
|
33 |
气动使壳体局部过热 |
所有发动机 |
流动的空气对壳体表面摩擦造成发热 |
如果启动加热会造成局部过热，需要采取涂外防热涂层、改变型面等措施 |
壳体 |
|
|
34 |
外力导致壳体穿孔 |
所有发动机 |
导弹有部件脱落击中发动机 |
需要弹总体确保没有爆炸螺栓、弹头脱落物等物体击中发动机 |
总体 |
|
|
35 |
壳体外壁过热 |
所有发动机 |
发动机燃气热量透过绝热层传递给壳体 |
绝热层设计时需要考虑其厚度要保证壳体外壁不能过热 |
装药 |
|
|
36 |
扭矩太大导致壳体碎裂 |
所有发动机 |
导弹在空中旋转会导致壳体受到扭矩 |
需要用有限元分析计算壳体的受到扭矩时的安全系数 |
壳体 |
|
|
37 |
密封圈过热烧穿 |
所有发动机 |
发动机燃气热量顺着对接缝隙不断传热，导致密封圈受热烧穿 |
尽量把密封对接设计成自紧式结构；尽量采用两道密封结构；密封间隙不能太大；密封压缩量按有关标准选取 |
总体 |
|
|
绝热层表面聚集的熔融金属在横向过载的影响下，流经密封面，部分熔融金属进入密封间隙，加热密封间隙导致密封圈过热烧穿 |
发动机尾部对接密封结构要设置防熔融金属流入的凹形对接面
|
总体 |
||||
|
38 |
螺栓承拉能力不足 |
所有发动机 |
螺栓拉力太大导致螺纹剪断 |
设计时需保证螺栓具有足够的强度；螺栓要有预紧力矩要求 |
总体 |
|
|
39 |
点火顶盖承压能力不足 |
所有发动机 |
点火顶盖强度及局部刚度不足，导致局部烧穿或变形太大 |
需用有限元分析计算点火顶盖的强度和局部刚度，确保满足使用要求 |
点火装置 |
|
|
40 |
点火顶盖绝热层烧穿 |
所有发动机 |
绝热层厚度不足导致点火顶盖烧穿或过热 |
设计时需保证点火顶盖绝热层厚度要足够 |
点火装置 |
|
|
41 |
测压孔处穿火 |
所有发动机 |
测压孔内部温度过热，导致传感器或堵头过热烧穿 |
堵头上应设置绝热结构；导线通道应灌胶密封 |
点火装置 |
|
|
42 |
推力终止装置误发火 |
有推力装置装置的发动机 |
飞行过程中的静电、振动等刺激源作用于火工品 |
所有火工品均采用钝感火工品 |
推力终止 |
|
|
43 |
喉衬热应力导致碎裂 |
所有发动机 |
喉衬热涨冷缩效应导致局部应力过大 |
如果计算应力过大，可以采用多段喉衬结构 |
喷管 |
|
|
44 |
喉衬界面穿火 |
长时间工作的发动机 |
喉衬长时间温度过高导致背壁绝热层烧蚀太大，燃气沿着喉衬/背壁绝热层间隙流动 |
对长时间工作的发动机需要在喉衬/背壁绝热层界面采用增加弯折的方法，避免燃气形成通道 |
喷管 |
|
|
45 |
喷管外壁过热 |
所有发动机 |
发动机燃气热量通过喷管热防护结构传递给喷管外壁 |
设计时绝热结构厚度必须足够厚 |
喷管 |
|
|
46 |
喷管热防护结构穿火 |
药柱尾部有翼槽的发动机 |
尾部翼槽点火后大量燃气会冲刷喷管收敛段绝热层，导致收敛段绝热层烧蚀率加大 |
设计喷管热防护结构时需要考虑冲刷的影响 |
喷管 |
|
|
防空发动机 |
绝热层表面聚集的熔融金属在横向过载的影响下，流经喷管收敛段，导致局部喷管绝热层烧蚀率加大 |
设计喷管热防护结构时需要考虑熔融金属河流冲刷的影响 |
喷管 |
|||
|
47 |
扩张段刚度不足 |
摆动喷管 |
做动筒作用于喷管扩张段时扩张段变形太大导致作用力失真 |
扩张段的厚度要满足刚度要求 |
喷管 |
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48 |
燃气回流 |
二级或下面级发动机 |
导弹飞行时喷管外壁空间被抽真空，导致喷出的燃气流回到喷管外壁及壳体后封头处，导致过热 |
喷管扩张比的选择要照顾到燃气回流 |
喷管 |
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49 |
喷管摆动力矩不符合要求 |
摆动喷管 |
动摩擦力太大 |
设计合理的摩擦面积；减少摩擦阻尼力的来源 |
喷管 |
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50 |
喷管绝热结构吹掉 |
喷管 |
粘接强度不足导致部分绝热结构被吹掉 |
扩张段小端绝热层尽头尽可能处于喉衬外侧 |
喷管 |
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51 |
喷管金属件承压能力不足 |
喷管 |
金属件厚度不满足要求 |
设计时需进行有限元分析，确保强度满足要求；对喷管金属件要进行水压检验 |
喷管 |
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52 |
起爆管延时导致打开机构打开不同步 |
推力终止装置 |
起爆管燃速差异太大 |
对起爆管的散步特性提出设计要求 |
推力终止 |
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53 |
打开机构卡住或卡死 |
推力终止装置 |
有多余物卡住打开机构 |
用填充块将所有空间填充，防止多余物进入 |
推力终止 |
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54 |
打开机构起爆管不引爆或不能解锁 |
推力终止装置 |
电路短路或短路 |
总装时或发射前进行电阻测试 |
推力终止 |
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55 |
拖尾段过长 |
所有发动机 |
药柱燃烧完后有残药 |
设计时多采用几种软件计算燃面推移；计算燃面时需考虑侵蚀燃烧的影响 |
燃烧室 |
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56 |
被动段气动使壳体过热 |
有被动段的发动机 |
气动加热导致壳体温度过高 |
对于过热的壳体需要采用喷涂外防热涂层的措施 |
总体 |
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57 |
轴压、弯矩导致壳体稳定性失效 |
有被动段的发动机 |
压杆稳定性失效 |
要进行稳定性校核；局部壳体采用加强措施 |
壳体 |
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58 |
外压导致壳体稳定性失效 |
有被动段的发动机 |
薄膜结构的稳定性失效 |
要进行稳定性校核；局部壳体采用加强措施 |
壳体 |
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6.3.5 可靠性预计方法
视目的和数据类型的不同，可靠性预计有多种方法，常见的有三种情形：
1）计算某故障模式的发生概率；
2）已知某部组件所有的故障模式发生概率，计算该部组件可靠性；
3）已知各部组件的可靠性，计算发动机的可靠性。
（1）计算某故障模式的发生概率的方法
1）该故障模式的原因是由弹总体造成的，如发火电流电源故障等
该故障模式的发生概率由弹总体负责计算，为避免重复计算，在计算发动机的故障概率时，认可其可靠性为1，故障发生概率为0。
2）该故障模式是由材料老化造成的
根据材料的环境历程采用指数分布进行计算，其故障发生概率计算公式为：
\(F=1-\exp (-\frac{\sum\limits_{j=1}^{M}{(\prod\limits_{i=1}^{{{N}_{j}}}{{{C}_{Si}}}){{t}_{j}}}}{MTBF})\) （6-33）
其中环境历程见表6-9。
3）该故障模式是由早期故障造成的
如果采用了老练技术则认可该故障模式发生的概率为0.否则需根据其他发动机上该材料的统计数据作为设计依据，或根据本发动机实际统计数据计算故障发生概率。
4）该故障模式是由一次性使用产品在任务阶段出现的应力造成的
这类故障的发生一般都依赖一个变量X，当X大于某个数值XU时，故障就会发生，变量X通常称为应力，临界值XU通常被称为强度，故障发生概率为
\(F=P(X>{{X}_{U}})\) （6-31）
例如壳体爆破依赖于其承受的压强，当压强大于爆破压强时，故障发生，因此压强为应力，爆破压强为强度。
当应力和强度都服从正态分布时，故障发生概率为
\(F=1-\Phi (\frac{{{\mu }_{Q}}-{{\mu }_{L}}}{\sqrt{\sigma _{Q}^{2}+\sigma _{L}^{2}}})\) （6-32）
其中\({{\mu }_{Q}}\)、\({{\sigma }_{Q}}\)为强度的期望值和方差，\({{\mu }_{L}}\)、\({{\sigma }_{L}}\)为应力的期望值和方差，\(\Phi (.)\)为正态分布的分布函数。
在实际工程应用中，更常采用的是另外一种计算公式，为
\(F=1\text{-}\Phi (\frac{K\text{-}1}{\sqrt{\eta _{Q}^{2}{{K}^{2}}+\eta _{L}^{2}}})\) （6-33）
其中\(K={{\mu }_{Q}}/{{\mu }_{L}}\)为安全系数，\({{\eta }_{Q}}={{\sigma }_{Q}}/{{\mu }_{Q}}\)为强度变差系数，\({{\eta }_{L}}={{\sigma }_{L}}/{{\mu }_{L}}\)为应力变差系数。一般情况下安全系数由设计方案确定，而变差系数则与工艺有关。设计时如果已知强度或应力实际的变差系数，可以采用实际的变差系数，如果没有，可以借用相同材料的其他发动机统计结果，如果应力或强度是设计极限值，取其变差系数为0。
5）该故障模式是由可重复使用产品在每个任务阶段出现的应力造成的
这类故障模式需要将使用次数作为变量，可以套用老化模型的数据处理方法，但时间t应该被理解为使用次数。
（2）已知某部组件所有的故障模式发生概率，计算该部组件可靠性的方法
采用任务可靠性模型的B模型，该部组件的可靠性为
\(R=\prod\limits_{i}{(1-{{F}_{i}})}\) （6-34）
（3）已知各部组件的可靠性，计算发动机的可靠性
采用任务可靠性模型的A模型，根据可靠性模型由各部组件的可靠性计算发动机的可靠性。
