航天器AIT模型与试验有效性 评估方法

冯伟泉 ，李春杨，姚建廷，张海英，朱云飞

（1.北京卫星环境工程研究所；2.可靠性与环境工程技术重点实验室：北京 100094）

0 引言

为了验证航天器设计，确保航天器质量与可靠性，航天器按照验证要求需完成各种 A I T（Assembly,Integration and Test，即总装、集成和试验）模型的研制，并对模型进行大量试验，这需要花费大量时间和经费。为了加快AIT 进度、降低成本并确保可靠性，需要评估航天器AIT 模型及试验的有效性，并进行优化，这已成为各国航天器AIT 部门十分关心的内容[1]。根据航天器地面试验及故障情况，研究试验有效性，改进验证方法，是一项重要和有意义的工作，为此，欧洲航天局（ESA）对模型及试验有效性评估方法进行了深入研究。自1999年起，ESA/ESTEC 和航天器制造企业合作完成了“模型和试验有效性研究”（Model and Test Effectiveness Study,MATES）[2]；收集相关数据（包括ESA 航天器参数、AIT 过程参数、不符合项和飞行故障等数据）开发了“模型和试验有效性数据库”（Model And Test Effectiveness Database,MATED）及评估软件，并在ESA 型号研制生产中对MATED 工具进行了试用和完善；2006年开始， ESA 要求航天器必须应用MATED 工具进行优化设计。MATED 在型号生产的具体应用中取得了显著效果：航天器AIT 模型及试验方法得到明显改善，加快了航天器研制进度，降低了研制成本。

本文对ESA 上述工作进行跟踪研究，并对我国航天器AIT 工作开展模型和试验有效性研究提出建议。

1 航天器AIT 模型与试验有效性概念[1, 3]

航天器研制阶段一般分为概念研究、可行性论证、方案设计、初样研制、正样研制、发射和在轨测试7 个阶段，其中初样研制和正样研制都涉及航天器AIT 过程。欧洲把航天器AIT 阶段的初样产品和正样产品统称为航天器模型，初样产品模型主要有结构模型（Structure Model,SM）、热控模型（Thermal Model,TM）和集成模型（Integration Model,IM）等，国内称它们为结构星、热控星和电性星。结构与热控常用一个模型，称为结构-热控模型（Structure Thermal Model,STM）。初样产品模型主要用于鉴定试验，验证航天器设计的正确性，确定正样技术状态。正样产品称为飞行模型（Flight Model,FM），用于验收试验，并发射和交付用户。有的正样航天器称为原型飞行模型（Proto-Flight Model,PFM），进行准鉴定试验。准鉴定试验的环境水平略低于鉴定试验，准鉴定试验后的产品可以上天。总之，航天器一系列AIT模型的研制和大型试验，对航天器研制成本、进度和可靠性都有很大影响。

航天器AIT 模型及其试验种类很多，包括专业测试（如总装精度测试、漏率检测、质量特性测试等），各种电的功能性能测试，各种环境试验（如热平衡试验、热真空试验、噪声试验、振动试验、冲击试验、EMC 试验等）。

试验是验证的主要形式，其目的是暴露和发现产品潜在的问题。试验发现问题的能力称为试验有效性，定义为 由公式可见，地面试验暴露的航天器故障在故障总数中的占比越高，试验有效性越高。如果航天器所有在轨故障风险都能在地面试验中被发现，并采取有效的预防和改进措施使得航天器在轨故障为零，则试验有效性为100%，这当然是非常难以实现的理想状态。因此，提高地面试验有效性是航天器环境工程的长期艰巨任务。

2 航天器AIT 模型与试验有效性评估方法 主要内容[4-5]

模型与试验有效性评估主要包括：试验与故障的关系分析，试验技术有效性与经济有效性分析，模型与试验有效性指数、进度参数、成本参数计算，航天器在轨早期故障预示与AIT 试验流程优化。

2.1 试验与故障的关系分析

进行试验与故障的相关性分析，可为试验优化指明方向和提供参考。在进行相关性分析时，主要完成6 类试验与故障的数据统计：

1）航天器地面试验及其暴露的故障类型；

2）航天器地面故障原因及评价等级；

3）航天器在轨故障及故障发生的时间；

4）航天器在轨故障类型（按分系统划分）；

5）航天器在轨故障及与地面试验的关联性；

6）航天器在轨故障未在地面试验暴露的原因。

鉴于篇幅有限，仅对其中1）、2）、5）、6）类型的数据作进一步分析。

2.1.1 航天器地面试验及其暴露的故障类型

图1所示的是ESA 对某航天器地面试验及其暴露的故障类型统计。

图1 某航天器地面试验及其暴露的故障类型 Fig.1 Ground tests and the failure types of a spacecraft

从图1可见，在功能与性能测试期间，发现的故障最多；然后依次是集成测试、热真空试验、热循环试验、装配精度测试、随机振动试验、噪声试验、EMC 试验、正弦振动试验、热平衡试验、检漏、模态试验、冲击试验、物理性能测试等。通过本项统计分析可以了解各类试验对暴露航天器故障的有效性。

2.1.2 航天器地面故障原因及评价等级

对航天器故障原因及其严重性进行统计与评价，能够为试验有效性精细化分析提供基础。

ESA 将航天器地面故障分为3 个等级：

1）灾难级（Critical）：定义为导致飞行任务中止的故障；

2）重大级（Major）：定义为对飞行任务有影响且可通过备份切换解除的故障；

3）一般级（Minor）：定义为对飞行任务没有影响的故障。

图2所示的是ESA 对某航天器在地面噪声试验中故障、故障原因及评价等级的统计。图中将地面故障原因分为8 类。该航天器在噪声试验期间出现了灾难级故障，主要原因是机械固定不牢固和零件断裂；也出现了多个重大级故障，主要原因是零件松动、零件错位等；还出现了一些一般级故障，主要原因是操作失误。

图2 某航天器噪声试验发现故障及原因与等级 Fig.2 Failure level classification and causes found in acoustic test for a spacecraft

2.1.3 航天器在轨故障及与地面试验的关联性

统计分析航天器在轨故障及与地面试验的关联性，主要是为了掌握航天器在轨故障与地面试验的关系，即哪些在轨故障可以由哪些地面试验来发现。在轨故障分为5 个等级：

1）导致任务中断的故障；

2）导致部分功能丧失的故障；

3）可通过切换备份解除的故障；

4）致使任务延误的故障；

5）对任务无影响的故障。

图3所示的是某航天器在轨故障与地面试验的关联性统计，图的右侧列出了10 个相关的地面试验项目。由图可知，该航天器没有灾难性的任务中断故障，部分功能丧失故障也较少，主要是使任务延误、可通过切换备份解除和对任务无影响的故障。与之相关联的试验项目主要是功能和性能测试、单粒子效应和未知项目。使任务延误的故障中有30%可以由地面功能和性能测试项目发现。

图3 某航天器在轨故障与地面试验关联性 Fig.3 The correlation between flight failures and tests for a spacecraft

2.1.4 航天器在轨故障未在地面试验暴露的原因

航天器在轨故障未在地面试验中被发现的原因可分为7 类：

1）没做过试验；

2）试验要求有问题；

3）试验做了但不充分；

4）试验设备有问题；

5）未知原因；

6）设计评审错误；

7）支持试验的分析错误。

图4列出了某航天器在轨故障未在地面试验暴露的原因统计，统计结果表明主要原因是“试验做了但不充分”，其次是“未知原因”和“支持试验的分析错误”。

图4 某航天器在轨故障未在地面试验发现的原因 Fig.4 Causes of flight failures not discovered by ground tests for a spacecraft

2.2 试验技术有效性与经济有效性分析

MATED 工具把航天器试验有效性分析分为两种：一种是试验技术有效性（Technical Test Effectiveness,TTE），就是能否发现故障；另一种为试验经济有效性（Financial Test Effectiveness,FTE），衡量试验的成本。

1）试验技术有效性

该有效性由某地面试验暴露的故障数量除以该地面试验暴露的故障数量与早期（前120 天）飞行故障数量之和得到。

这里的在轨故障主要指航天器在轨飞行早期故障，而不是寿命末期的故障，因为寿命末期的故障与地面试验几乎无关。

2）试验经济有效性

该有效性由某一试验费用除以试验总经费，乘以该试验的TTE 得出。如果两个试验的TTE 相同，那么费用较少的试验FTE 更高。

2.3 模型与试验有效性指数、进度参数、成本参 数计算

模型和试验有效性指数（Model And Test Effectiveness Index,MATEI）计算是MATED 工具的核心内容，量化反映了航天器AIT 模型选择及试验的有效性，可用于航天器在轨早期故障预示。该指数从0 到100，数值越大则表示试验有效性越高。航天器研制进度参数（TIMEP）主要用于分析试验有效性与进度。成本参数（COSTP）主要用于试验成本的计算，防止片面追求有效性而带来过高成本。

图5是某航天器的MATEI 计算内容项输出表，它是自动生成的。该航天器的试验分为鉴定试验、验收试验和准鉴定试验。MATEI 计算基线是ECSS 标准：若模型及试验符合ECSS 标准，则MATEI 指数为100；若在标准基线的基础上进行试验剪裁，则MATEI 指数就会适当降低。覆盖度是用户根据剪裁情况估计得出的，然后根据试验技术有效性，得出各项试验的百分数，叠加结果即为MATEI。这是大致计算原理，具体详尽的计算方法未见报道。

某航天器AIT 的TIMEP 和COSTP 计算输出表见图6和图7，TIMEP的单位是试验天数，COSTP是试验成本占航天器总成本的百分比。从图6可见，该航天器TIMEP 为1101.16 d（276 d+825.16 d）。从图7可见，该航天器COSTP 为12.53%（0.49%+ 3.36%+0.49%+3.77%+1.54%+2.88%）。这些参数可以为航天器试验计划优化提供参考依据。

图5 某航天器MATEI 计算表 Fig.5 MATEI calculation table for a spacecraft

图6 某航天器进度参数（TIMEP）计算表 Fig.6 TIMEP calculation table for a spacecraft

图7 某航天器成本参数（COSTP）计算表 Fig.7 COSTP calculation table for a spacecraft

2.4 航天器在轨早期故障预示与AIT 试验流程优化

MATED 工具最后一项关键内容是航天器在轨早期故障预示（Early Flight Failures,EFF）和AIT试验流程优化。

2.4.1 航天器在轨早期故障预示

预示的原理是依据大量已发射航天器的MATEI 与在轨早期故障的关系，拟合出航天器在轨早期故障随MATEI 变化的曲线（如图8），拟合公式为EFF（105元器件）=17.024 e-0.0387MATEI。当模型及试验完全符合ECSS 标准状态，即MATEI为100 时，EFF（105元器件）为0.35，表明由105个元器件构成的航天器的在轨早期故障数预计为0.35 个。这里的“早期”是指入轨最初运行的120 天。

图8 航天器在轨早期故障MATEI 曲线 Fig.8 Early flight failures vs MATEI diagram

举例说明：经过MATED 工具分析，某航天器MATEI 为80.84，从图8找到该航天器的EFF（105元器件）为0.78，该航天器的实际元器件数量为10.4×105个，则其在轨实际可能遇到的故障数为0.78× 10.4=8.11 个。可根据这个数值对该航天器的早期可靠性进行较为定量的评估。

大量航天器在轨运行数据的积累是EFF 计算的基础，同时需要完善的航天器AIT 系列标准及其严格的AIT 标准化的支持。

2.4.2 AIT 试验流程优化

AIT 试验优化过程是EFF、COSTP 和TIMEP三者综合比较的过程。MATED 工具提供对比分析界面和数据，科研人员在输出数据的基础上作出优化判断。图9为某航天器试验计划优化分析输出数据，其中情况1 是指符合ECSS 标准状态，情况2是指热真空试验减少状况，情况3 是指噪声试验减少状况。从图可见，减少热真空试验相比减少噪声试验，MATEI 降低明显，但成本减少、进度加快并不显著。综合考虑后判断，试验优化应该选择减少噪声试验而不是减少热真空试验。优化过程主要是通过减少试验数量来降低试验成本、加快AIT进度，同时又要防止因试验验证不充分而造成航天器在轨故障增加。

图9 航天器试验计划优化分析数据 Fig.9 Optimization graph for a spacecraft test plan

3 MATED 的型号应用情况

从2003年开始，ESA 要求在航天器AIT 阶段应用MATED 工具，评估航天器AIT 模型及试验有效性，预示航天器在轨早期故障数，在确保在轨可靠性的前提下，努力降低AIT 成本、加快AIT 进度。下面简单介绍两个应用实例。

3.1 GOCE 卫星[6]

GOCE 卫星是ESA 的地球重力场/海洋环流探测极轨卫星，由意大利泰勒斯-阿莱尼亚卫星公司负责AIT，法国阿斯特瑞姆公司提供有效载荷，2009年发射，轨道高度270 km，寿命2年。在卫星的AIT 阶段使用MATED 工具进行了AIT 成本、风险和进度的优化。由于航天器研制采用了货架产品，致使航天器模型数量减少；大部分试验安排在分系统级进行，减少了昂贵的系统级试验，从而降低了成本、缩短了研制周期。卫星的AIT 模型有结构星（SM）、工程星（EM）和准鉴定星（PFM），其中SM 用于力学鉴定试验，EM 用于部分功能鉴定试验，PFM 用于准鉴定试验并发射上天。利用MATED 工具分析优化了GOCE 卫星的研制成本、风险和进度，其MATEI 为81.68，EFF（105元器件）为0.76，卫星的实际元器件数约为7.3×105个， 因此其在轨早期故障预示为0.76×7.3=5.55 个，满足客户要求。GOCE 卫星在轨运行证明，借助MATED工具达到了低成本、快进度要求，而且风险较小。

3.2 Rosetta 卫星[7]

Rosetta 卫星是ESA 用于彗星探测的卫星，2004年2月发射。该卫星的研制时间只有4年，进度压力较大，因此卫星AIT 模型采用了结构-热控星（STM）、工程鉴定星（EQM）和准鉴定飞行星（PFM），其中STM 用于力学、热平衡鉴定试验，EQM 进行功能鉴定试验，PFM 进行准鉴定试验并用于发射。经过MATED 工具分析优化，Rosetta 卫星的MATEI 为92.21，EFF（105元器件）为0.49，卫星的实际元器件数约为10×105个，因此其在轨早期故障预示为0.49×10≈5个。Rosetta卫星的MATEI值较高，说明试验有较高的覆盖性。发射之后卫星长期可靠运行也证明了这点。

4 建议

我国已经成为航天器研制和应用大国，航天器研制经过了40 多年的经验积累不断走向成熟。当 前，用户对航天器研制低成本、短周期和高可靠性的需求日益迫切。航天器AIT 成本一般要占总成本的20%～30%，AIT 时间占总周期的60%～70%[1]，因此AIT 模型及试验流程优化已成为降低航天器研制成本、加快研制进度的重要途径。针对我国应该开展航天器AIT 模型和试验有效性评价方法的研究，作者提出具体建议如下。

4.1 完善我国航天器AIT 标准体系

航天器AIT 标准化是本项工作的基础。ESA于1998年颁布了ECSS-E-10-02A《空间工程：验证》[3]标准，规定了航天产品的试验验证要求，阐明了验证过程的基本概念、验证策略和原则；2002年发布了ECSS-E-10-03A《空间工程：试验》[8]标准，是ECSS-E-10-02A 的支持性文件，给出了试验要求、原理、项目和条件等。目前，我国颁布了GJB 1027A 2005《运载器、上面级航天器试验要求》[9]标准，但目前还没有航天器验证的国家标准，AIT 标准体系不完整。应结合我国在航天器验证工作中已积累的经验，尽快制定和颁布实施航天器研制验证标准。

4.2 建立航天器试验验证与故障信息化平台

MATED工具的运行需要以大量航天器AIT及故障数据作为支撑，结合上述的跟踪分析主要有4方面的数据内容：

1）航天器项目数据

主要包含客户、计划、任务类型、AIV（装配、集成和验证）成本、工业约束、技术约束、产品特性（如质量、分类、描述、技术状态等）、技术特性（如元器件数量、质量、尺寸等）等。

2）AIV 过程数据

主要包括验证矩阵、验证策略、模型原理（如模型、级别、典型性、数量、应用等）、验证和试验总结（如方法、类型、条件、设备、工装、产品、模型、成本参数等）、AIT 计划等。

3）地面故障数据

主要有数量、产品、名称、结论、处理、原因、分类、发生时间、影响、未被早期发现的原因等。

4）飞行故障数据

包括数量、产品、名称、结论、原因、飞行ACTMTY、严重性、发生时间、未被早期发现的原因、对AIT 反馈等。

我国40 多年航天器研制历程，已积累了上述大部分数据，但是分散在不同部门，而且没有信息化平台对这些数据进行有效管理，不利于这些数据的有效利用和二次开发。

4.3 持续深入开展航天器AIT 试验有效性评估应 用研究

我国开展此项研究工作多年，已取得了一定进展，但是持续和深入程度不够，尤其是应用不够全面。航天器AIT 模型及试验有效性评价是一项综合性工作，有关评价指标的定义涉及很多因素，非常复杂。首先，如何确定我国航天器AIT 试验有效性评价指数？ESA 采用MATEI（模型和试验有效性指数），美国采用ETTI（环境试验彻底性指数）[10]，我们要学习国外先进经验，并建立符合我国国情的航天器AIT 评价指数。其次，航天器故障分级法、原因分类法、成本指数法、进度指数法等有待研究与确定。特别是航天器在轨早期故障数量预示方法需要作大量研究工作，需要对大量已发射航天器的故障与AIT 试验相关性的深入研究，找到对应规律。

总之，既要学习国外先进技术，又要结合我国航天器研制特点尽快建立我国航天器AIT 模型与试验有效性的评估方法，积极投入型号工程应用并持续改进，努力赶上国际先进水平。

（References）

[1] 金恂叔.航天器环境试验有效性[J].环模技术,1998(2): 55

[2] Messidoro P,Roumeas R.MATED: improving ESA’s model and test philosophies[J].ESA Bulletin,2002,109: 122-127

[3] ECSS-E-10-02A Space engineering: Verification[S],1998

[4] Messidoro P,Bader M.MATED operational phase: experiences and lessons learned[C]//Proceedings of the 5thInternational Symposium on Environmental Testing for Space Programmes.Noordwijk,The Netherlands,2004-06-15

[5] Messidoro P,Cerrato A.The MATED initiative after ten years main test improvement results and potentialities[C]//25thAerospace Testing Seminar 2009.Manhattan Beach,California,2009-01-01

[6] Ancona V.New test approaches in the GOCE project[C]//21stAerospace Testing Seminar 2003.Manhattan Beach,California,2003-10-21

[7] Berner C,De Bernardi G.The ROSETTA spacecraft: verification approach,testing and related analysis with MATED tool[C]//Proceedings of the 5thInternational Symposium on Environmental Testing for Space Programmes.Noordwijk,The Netherlands,2004-06-15

[8] ECSS-E-10-03A Space engineering: Testing[S],2002

[9] 张小达.GJB 1027A-2005 运载器上面级航天器试验要求修订过程介绍[J].航天器环境工程,2006,23(4): 245-248 Zhang Xiaoda.The revision of GJB 1027A-2005 “test requirements for launch,upper-stage,and space vehicles”[J].Spacecraft Environment Engineering,2006,23(4): 245-248

[10] Laube R.Methods to assess test program success[C]//Proceedings of the 10thAerospace Testing Seminar.Manhattan Beach,California,1982-10-15: 314-318