基于故障树的某型无人机助推器分离异常故障诊断方法

付 凡，孙英超，黄海龙，王再玉

（1．空军驻江西地区军事代表室,江西 南昌330024；2．中国航空工业洪都，江西 南昌330024）

基于故障树的某型无人机助推器分离异常故障诊断方法

付 凡1，孙英超2，黄海龙2，王再玉2

（1．空军驻江西地区军事代表室,江西 南昌330024；2．中国航空工业洪都，江西 南昌330024）

由于故障树的各节点之间有很强的逻辑和层次关系，因而由故障树生成的诊断模式具有很强的条理性和针对性，本文简述了故障树建模方法和故障处理步骤，并通过某型无人机助推器故障诊断实例得到了验证，该方法可适用于目前大多数飞行器故障分析。

故障树；助推器分离；动力学仿真

0 引言

故障树是一种体现故障传播关系的有向图[1~3]，它以诊断对象最不希望发生的事件作为顶事件，按照对象的结构和功能关系逐层展开，直到不可分事件(底事件)为止。它能够实现快速诊断；知识库易动态修改，并能保持一致性；概率推理可在一定程度上被用于选择规则的搜寻通道，提高诊断效率；诊断技术与领域无关，只要相应的故障树给定，就可以实现诊断。

1 故障分析方法

1.1 故障树生成

常见的故障树生成方法有两种：演绎法和合成法[4]。演绎法主要用于人工建树，它是通过人的思考去分析顶事件是怎样发生的，再由顶事件出发循序渐进地寻找每层事件发生的所有可能的直接原因；合成法主要用于计算机辅助建树，其缺点是分析人员不能通过分析系统而对目标系统有彻底的了解，也不能像演绎法那样有效地考虑环境条件和人为因素的影响。

1.2 故障处理步骤

在飞行器故障工程实际处理中，为使故障问题得到充分的暴露及有效的改进，一般遵循步骤：故障分析→故障复现→解决措施→措施验证。

2 故障分析应用

2.1 故障介绍

某无人机采用并联助推模式，其解锁结构形式如图1所示，助推器尾喷口旗板在火焰推力作用下剪断剪切销旋转，拉动推杆脱离制动块，释放拉杆约束，解锁助推器悬挂机构，在气动力和重力作用下，助推器球头退出球巢，助推器与无人机分离。在某次助推试验时，助推器点火，无人机正常发射，助推器工作末端未正常分离，在飞行末端才出现脱落现象。

2.2 故障树建立

由助推器连接结构和工作原理，采用故障树演绎分析方法对可能导致助推器卡死的环节进行分析，把助推器未正常脱落的故障定为故障顶事件，采用适当的类别颗粒度对顶层事件逐层展开，并结合逻辑关系列出故障树如图2所示。

2.3 故障排查

1）X1剪切销未剪断

根据助推器地面试车试验测量结果，其推力稳定。旗状板面积约占喷口面积的1/3，其受力大约为6.5kN，大于剪切销的3.2kN剪断力，且剪切销若未剪断则悬挂机构始终无法解锁，助推器飞行末端亦无法分离。从回收的的残骸分析，剪切销正常剪断。

2）X2推杆与机身相挂

助推器点火，推杆解锁后，在惯性力作用下向后甩出，可能钩挂蒙皮，如图3所示。但该处在设计时蒙皮采用封闭圆滑结构，不存在钩挂的可能，从回收的残骸分析，蒙皮未出现刮蹭痕迹。

3）X3助推器工作后右侧支撑卡死

助推器工作结束后，有球头、后支撑与无人机相连。球头与球巢为间隙配合，该架球头与球巢零件均无超差，不存在卡死；左支撑与助推器为接触连接，不会出现卡死现象；右支撑改为可旋转式叉耳，与助推器为间隙配合如图4所示，并且装后进行了地面脱落试验，不存在卡涩问题。

4）X4气动升力大于重力

针对飞行试验中助推器正常脱落和部分架次未正常脱落的现象，对飞行试验数据进行分析发现，助推器工作结束时刻，无人机为负攻角，助推器气动升力小于其空载时重力。在未考虑其它未知因素的情况下，助推器能够顺利脱落。

5）X5拉杆转动角度不够

当助推器在脱落过程中，拉杆需要产生运动，瞬间会与制动块分离，即使与制动块接触，由于拉杆转动角较大，拉杆部分与制动块也不会产生挤压力。通过助推器残骸检查发现，助推器拉杆根部未倒角，而相应位置支耳根部圆角较大，可能会限制拉杆的转动角度。

6）X6尾舱蒙皮开口小

当尾舱蒙皮开口较小、制动块转动至一定角度时，会与尾舱蒙皮前侧相碰，阻碍制动块继续转动。通过对该批次，尾舱蒙皮开口情况进行检查发现，存在蒙皮未加工到位的情况，影响了制动块的转动角度。

7）X7制动块转动时卡涩

制动块与装配转轴尺寸为φ8H8/f9,查公差手册，孔公差为（0～+0.022），轴公差为（-0.013～-0.049），为间隙配合；制动块两侧与锁片尺寸配合间隙为40H8-2×5h8-30h11，查公差手册有40（0～+0.039），5（0～-0.018），30（0～0.160），经计算间隙为（0～0.235），为间隙配合，如图5所示。通过尺寸分析制动块转动灵活，同时经地面检查和脱落试验，制动块能够自由转动，不存在卡涩情况。

2.4 故障复现

针对可能导致助推器卡死的情况，使用异常架次回收的助推器壳体进行地面对接脱落试验，在静态情况下出现了两种助推器不能顺利分离的状态。

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1）状态一（图6）：

旗状板打开，推杆向后退出锁片，分离机构解锁，此时制动块转动至一定角度后被尾舱蒙皮挡住，拉杆达到最大转动角并挂在制动块上，此时球头在球窝中尚未完全滑出，助推器悬挂在无人机上。通过对助推器拉杆、球头及机上制动块的痕迹进行分析，其与该悬挂状态一致，可互为佐证。

2）状态二（图7）：

旗状板打开，推杆向后退出锁片，分离机构解锁，此时制动块转动至一定角度后被尾舱蒙皮挡住，拉杆达到最大转动角并挂在制动块上，使球头从球窝中完全滑出，助推器低头，尾喷管翘起顶在无人机上，助推器悬挂在无人机上。通过对助推器尾喷管上部与无人机尾舱下蒙皮的痕迹进行分析，其痕迹位置与该悬挂状态大致相当，可互为佐证。

2.5 故障定位

通过对飞行数据进行分析，发现在无人机爬升段姿态角变化出现异常现象（如图8所示），即在t1时刻，无人机俯仰角、倾斜角突然降低，之后控制系统作用，操纵舵机动作纠正无人机姿态，结合助推器两种悬挂状态的故障复现，说明该姿态异常现象为助推器在t1时刻由悬挂状态一受到扰动而使球头脱出，变为悬挂状态二所致。球头脱出后，助推器低头，尾喷管上翘，撞击到无人机尾舱上，使无人机俯仰角减小；同时根据尾舱残骸上的痕迹可知（如图9所示），由于撞击位置的无人机顺航向右侧，使无人机向左侧倾斜，倾斜角向负方向增大。无人机控制系统感应到机体姿态变化后，发出舵机动作指令，纠正无人机姿态，到t2时刻无人机姿态恢复正常，因此出现上述现象。

通过以上分析，助推器脱落故障可判断为：制动块前方蒙皮阻挡致使其转动角度不够，同时拉杆已到最大旋转角度，使得分离机构解锁后拉杆仍与制动块钩挂，无法分离，从而导致助推器未正常脱落。

1）采取措施

通过分析及运动仿真，助推器分离时，主要由于拉杆与制动块未分离持续接触，阻碍助推器分离；同时将制动块工作时转动角度增大和助推器拉杆工作时转动角度增大，即可解除助推器分离时约束，实现助推器正常脱落。

因此，将尾舱蒙皮开口增大，保证制动块具有足够的活动空间，使制动块转动角度足够大，在重力作用下可自由下垂，不存在阻挡。

2）措施验证

对助推器分离过程进行仿真，当采用上述措施后，助推器分离顺畅，助推器可以有效分离；使用空载助推器，针对助推器脱落问题进行了地面验证试验，松开旗状板后助推器正常有效脱落；后续其它架次飞行试验助推器正常分离，无异常现象出现。

3 结语

本文简述了故障树建模推理方法和故障处理步骤，并应用故障树方法对飞行试验中出现的问题进行定位和复现，采取的解决措施经仿真、地面试验验证和后续飞行试验验证有效，表明该方法可适用于目前大多数飞行器故障分析。

[1]蔡宗平，汤正平，闵海波.故障树分析法的专家系统在故障诊断中应用，微计算机信息，2006，22 (8)：135-138.

[2]叶伯生，黄增双，李斌.故障树分析在数控机床故障诊断系统中的应用，机械设计与制造，2006，(8)：135-137.

[3]朱大奇，于盛林.基于故障树最小割集的故障诊断方法研究，数据采集与处理，2002，17(3)：341~ 344.

[4]Relex Software Co.&intellect．可靠性实用指南．陈晓彤，等译．北京：北京航空航天大学出版社，2005.

>>>作者简介

付凡，男，1974年10月出生，1999年毕业于空军工程学院，硕士，工程师，现从事飞行器设计及科研管理工作。

摘 要：利用充氢球磨新工艺制备了晶粒尺寸到纳米级的镁基储氢复相粉末材料，并对试样进行了EDS、SEM和XRD分析，同时，还对两种试样进行了不同温度下的水解放氢性能测试，结果表明：添加了纳米镍球磨所得的试样氢化效果明显优于添加普通镍的试样。

关键词：镁基复相材料；水解；球磨

Fault analysis of booster separation and improvement for a certain type of UAV Based on the fault tree model

Fu Fan1，Sun Yingchao2，Huang Hailong2，Wang Zaiyu2
(1.Air Force Military Representative Office to Jiangxi,Nanchang，Jiangxi，330024；2.AVIC-HONGDU，Nanchang,Jiangxi，330024）

Due to the close logical and hierarchical relationship between the incentives of each node in the fault tree, the diagnostic patterns generated by the fault tree are well organized and targeted.This paper describes the modeling method and fault disposal process for the fault tree.This method is verified by a fault tree example which the rocket booster doesn’t separate from UAV.The result indicates that the method is efficient,reliable,and suitable for most existing faults of UAV

Fault tree;Booster separation;Dynamic simulation

2017-01-10）