载人航天电子单机在轨维修技术

2019-01-21，，，，*，

中国空间科学技术 2018年6期

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1. 北京卫星制造厂有限公司，北京 100080 2. 北京市空间电源变换与控制工程研究中心，北京 100080

在人类进行载人航天活动的初期，人们就意识到，航天器昂贵的制造、运营成本，以及高可靠性要求，是制约该领域发展的重要瓶颈。有科学家预测：考虑人为控制和维护因素的情况时，可以增加太空任务约70%的成功率，所以维修任务是载人飞行器在轨任务的主要组成部分之一。例如在国际空间站的上行物资中，维修备件约占到了1/4[1]，在一定程度上反映了在轨维修的重要性。

在轨维修技术在国际空间站上的成功应用，促进了国内在轨维修技术的发展[2-9]。当前国内研究成果在整星及系统层面的维修性理论应用、在轨维修单元(Orbital Replaceable Unit，ORU)的寿命预计，以及总结维修性设计要素做出了巨大贡献，但是现有研究成果缺少对单机维修性技术的理论分析和验证。国外在轨故障的统计结果显示，供配电及综合电子类设备的故障比例达到48%以上[9]。所以针对电子单机类设备在轨维修技术的研究，对提高中国空间站电子设备可靠性和维修水平，以及降低未来中国空间站运营成本具有重要意义。

1 ORU的选择流程分析

目前国内对如何确定ORU的方法研究主要集中在单机层面以上。文献[1-2]从保证整星功能正常运行的角度论述了ORU确定方法，文献[3]给出了分系统级别的ORU划分原则和划分决策。所以开展载人电子单机内部ORU选择流程及维修性分析的研究显得十分必要。

电子单机搭载的元器件和电路失效是电子单机的主要失效模式，故障时机难以预测，相对于预防性维修策略，电子单机以修复性维修为主。即在单机发生故障时，将故障定位到内部ORU级别，并更换故障ORU，最终恢复单机功能。

电子单机内部ORU的选择首先要求单元搭载的电路功能独立，其次需要综合考虑可靠性、测试性、可达性等因素。另外，不同于其他类型设备，电子单机中的供配电产品属于发热设备，因此要求设备表面及可能被航天员接触的部位温度可检测，防止航天员执行维修任务时由于温度过高而产生不适感，甚至烫伤。选择流程如图1所示。

除了上述必须考虑的因素以外，还要尽量使同一ORU上搭载的元器件可靠性指标尽量接近，避免浪费资源，即需要考虑保障资源代价。

2 电子单机维修性分析

平均修复时间[10](Mean Time To Repair，MTTR)TMTTR是最常用的维修性指标。电子单机维修性分析包括维修性分配、维修性预计和维修性评价三部分内容。首先将整机的维修性指标分配到ORU级，再进行该级别和单机级别的维修性预计，对于没有达到维修性指标要求的ORU需进行设计改进。在产品研制完成后，最终通过维修性试验对分配的维修性指标做出评价。

2.1 维修性分配

在接收到上级分配给电子单机的TMTTR后，应在设计的初始阶段，根据故障模式分析和可靠性预计结果，确定各部分电路的失效模式和失效率，完成指标向各ORU的初步分配工作，并在设计过程中，对分配结果进行反复修正。

对于已获得可靠性数据和设计方案等资料时的维修分配方法，可以选择按故障率和设计特性的“综合加权分配法”[11]。分配模型如下：

(1)

(2)

式中：Kij为第i个ORU的第j项加权因子；m为加权因子项数。文献[11]指出，对于电子系统，可以考虑6种维修性加权因子，即m=6。分别代表复杂性因子、故障定位隔离技术因子、装配因子、可达性因子、可装卸性因子和维修环境因子。

2.2 维修性预计

电子单机中维修ORU时间为维修步骤所需时间的累加。首先需要分析电子单机更换ORU操作流程及内容(如图2所示)，并要求所有操作内容均可以分解成基本操作。

基本操作是指如拆卸螺钉、扳动把手及插拔板卡等对于一般人无需训练或简单训练就能完成的操作。此时还要对每步基本操作对象的外形、规格和质量指标进行详细说明，这样做的优势在于首先降低了航天员在轨维修难度，其次便于根据经验数据预计操作时间，最后有利于分析空间失重环境对操作的影响。分解完成后，可以计算维修第i个ORU的平均修复时间：

(3)

(4)

2.3 维修性评价

单机研制完成后，需要通过维修性试验进行维修性评价[12]。

设X为维修时间的随机变量，μ和σ2分别为样本的均值和方差，n为样本总数。X1，X2,…,Xi,…,Xn为随机变量X的一组样本值，则样本的点估计值为：

(5)

样本方差的点估计值为：

(6)

平均维修时间的单侧置信上限为：

(7)

式中：Z1-α为正态分布的1-α分位点；α为相关文件中约定的风险系数。

3 电子单机在轨维修关键技术应用

电子单机在轨维修技术的关键点主要在于ORU的设计方法。文献[5]将航天器星载接口业务协议运用于ORU接口设计中，总结了ORU接口设计准则，但是实现方法论述不足；文献[6]提供了支持在轨维修的机箱实例参考，但是由于电气连接特点，必须安装在机架上使用，限制了使用范围，对关键设计参数如何获取和验证也没有加以说明。电子单机维修性设计技术需要以维修理论为导引，进一步细化并完善各项技术。

在电子单机进行维修性设计的初始阶段，即对内部ORU进行“维修性分配”时，λi通过计算或试验获得后，Kij的取值对TMTTRi具有决定性影响。其中复杂性因子由单机需要实现的功能决定，维修性设计需在此约束条件下开展。故障定位隔离技术因子、装配因子、可达性因子、可装卸性因子则揭示了3个改进维修性设计的技术方向，即故障定位隔离技术、快速拆装技术及可达性设计技术。维修环境因子主要考虑空间环境对航天员生理和心理的影响，所以还要开展人机工效学设计。

3.1 故障定位隔离技术及应对策略

故障定位隔离是开展电子单机在轨维修操作的前提。以某航天器搭载的智能配电单元为例，介绍在轨故障定位隔离及应对策略。

智能配电单元基本功能是完成电能的分配与传输，并实现故障检测、预警及隔离。故障定位隔离是开展在轨维修操作的前提，能够将故障定位至通道级，为后续宇航员在轨进行组件级维修提供判据。其主要思路是通过各测试点遥测信号建立故障数据库。单机实时采样电压、电流、温度等数据，与内嵌在存储器中的故障数据比较，当偏差在容许范围之外时，表示出现故障，并通过与故障模式和关键参数比较，对故障进行准确定位、分析和判断，并启动相应故障应对预案，对故障组件进行更换。更换完成后，地面通过采集到的遥测信号判断单机工作是否正常，再确定是否完成维修任务。

智能配电单元由辅助供电组件、智能组件和配电组件三类ORU构成。ORU为最小维修单元，因此智能配电单元的故障模式应能够定位到ORU级。单机功能层次如图3所示。

根据智能配电单元故障类型，定位维修部位如表1所示。

当故障发生时，有以下3种应对方案[13-15]：

1)智能配电单元硬件或用电负载发生故障时，依靠故障隔离电路将故障切断，避免故障蔓延，采用的方法包括单机入口及二次电源输入端的熔断器、一次供电电路与二次电路隔离设计、固态功率控制器的短路保护技术和I2t反时限保护等；

2)由于环境因素造成的器件级故障，其特点是变化缓慢，应对策略是通过将关键电路或器件的监测点信号数据上传给能源管理器或地面计算机，由上级通过对历史和现行数据进行对比判断，得出该电路或器件是否将要发生故障的判断。例如对关键元器件的温度变化可能造成的故障就是采用这种诊断方式；

3)对于某些关键设备，即使在发生故障时仍然需要维持正常运行，此时应在单机内部采取冗余设计，并且将备份电路分布在不同维修组件中。当需要对故障电路所在组件进行更换时，首先发送指令切断电路输出开关，通过遥测参数确认输出断开后，再控制上游设备停止供电输入，并再次通过遥测参数确认输入已中断后，开展针对故障组件的更换操作。

表1 故障类型

3.2 快速拆装技术

电子单机通常使用紧固件连接各模块，传统紧固件拆卸后会在失重条件下漂移，抓取困难。电子单机在轨可维修机箱的ORU通过松不脱螺钉固定。其特点是无论连接结构和被连接结构是否紧固在一起，松不脱螺钉始终不会与连接结构分离，且解除紧固后，在松不脱螺钉内部弹簧作用下，螺钉头弹出一定距离，给航天员以视觉反馈，提示螺钉锁定解除。

对于板卡式ORU，优先使用锁紧楔形条夹紧PCB的侧边，此时装配因子为1，而螺钉固定装配因子为2，前者维修性更优。但是要注意在经历振动环境时，两者固定ORU的效果是不同的。在力学仿真环境中，螺钉固定边缘可以认为是固定边约束；锁紧楔形条固定边缘则需要通过反映其刚度特性的百分比稳定度来描述[16]，如图4所示。

此时改善模态频率计算结果精度：

fn=fs+Pf(ff-fs)

(8)

式中：fn为改善后的频率计算结果；fs为有简单支撑边的PCB组件固有频率；ff为有固定边的PCB组件固有频率；Pf为由图4得出的PCB组件的百分比稳定度。利用图4中的相似三角形求得：

(9)

联立式(8)和式(9)，有：

(10)

利用力学仿真软件进行模态分析，将计算结果fs和ff带入式(10)，得到改善后的模态基频fn，可以用来准确评价ORU板卡动力学特性，及其对机箱内部其他模块的影响。

3.3 可达性设计

执行维修任务时，要求机箱不同部位、标识清晰可见，并分配足够的操作空间。开展具体设计工作时，首先要明确机箱安装位置和方向，舱内照明情况(照射亮度、角度等)，获取允许最大操作空间包络。这样做的目的是先确定维修操作的约束条件，再来设计单机内部的布局、维修操作方式及备用ORU、线缆的临时固定和保护措施。最后利用仿真软件对ORU拆卸和安装过程进行仿真分析，确保操作过程中无干涉情况发生，并注意要在机箱及ORU上设计合理的握持位置。

3.4 人机工效学设计

人机工效学设计的核心思想是“以人为中心”，在产品设计中考虑周围环境对人的生理和心理上影响。由于载人航天器上空间有限，同时受到失重及航天员着装的影响，航天员的身体姿态、施力特征、反应特性均与地面环境有较大区别。电子单机在轨维修机箱的设计要充分考虑上述条件，保证维修活动与限制条件相兼容。

(1)接触温度

电子单机一般为发热设备，执行维修任务前需要确定单机表面与人体可能接触位置的温度，保证航天员维修操作时的体感温度在适宜范围(4～49℃，设计目标40℃)内。需要获得的温度数据包括：单机表面最高和最低温度、可能连续接触位置的温度(不高于45℃)、可能偶尔或瞬间接触位置的温度。对于电子单机，最高温度一般出现在热耗较大、发热器件布置密级区；最低温度出现在远离上述区域的位置；机箱外表面、ORU金属结构属于连续接触区；ORU上的电子元器件属于偶尔或瞬间接触位置区。

(2)防差错与标准化设计

在支持在轨维修的电子单机中，为了防止宇航员由于误操作而导致元器件损坏，ORU的机械连接应先于电气连接。在设计时，不同类型的ORU机械接口不同，这样设计的好处是对于特定的一个安装位置，只有机械接口匹配的ORU进入到该位置后，电路才能连通，使机箱机械结构具有防差错的特点；对于同类型ORU，电气及机械接口应相同，可以顺利互换，目的是最大程度减少备用ORU数量和种类，从而减轻上行质量。

(3)标识设计

航天器电子设备种类及数量繁多，为了便于航天员识别不同设备及上面的操作接口，预测操作风险，顺利开展在轨维修操作，在轨维修电子单机一般设计三类识别标记：第一类是接口标识，如对外电连接器标识(用来指示插座和插头的对应关系)、安装孔位标识(用来指示单机安装方向)及操作接口标识；第二类是ORU标识，用来指示不同ORU与机箱内部安装位置的对应关系；第三类是警示标识，用来提示操作风险，如在高于安全电压的电连接器附近粘贴高压警示标识等。

(4)可操作性设计

人机工效学中的可操作性设计主要围绕提高操作快捷和舒适程度开展工作。首先要了解航天员的人体数据，然后在此限定条件下优化操作对象的参数，如形状、尺寸、锁紧方式、插拔力、旋转扭矩、抓握面形状及表面状态(如是否有防滑措施)，最后给出航天员的操作姿态和施力方式，操作姿态包括手指操作和抓握操作，单手操作和双手操作，单人操作和多人操作等，施力方式如推拉操作和旋转操作等。

失重状态下航天员的施力方式和大小会受到显著影响，所以对ORU操作力方向和大小均有限定。以板卡式ORU机箱为例，运用简单机械原理(如杠杆原理)插拔ORU。

首先明确设计约束：

1)穿戴约束：例如航天员是否佩戴手套。

2)操作力约束：ORU所需最大拔出力和插入力。

3)人因约束：大拇指按压力不大于30 N[17]，操作手柄长度不小于12 mm。

4)材料约束：操作时相互挤压接触的材料不能发生永久性变形。

在上述约束条件下，以杠杆原理为例开展助力手柄设计，需要获得参数包括操作力、助力手柄长度和宽度。理论模型如图5所示。

根据杠杆原理：

(11)

式中：F1为施加在单只助力手柄上的操作力；L1为操作力臂长度，即支点到助力手柄上握持处的长度；F2为板卡上的板间电连接器最大插拔阻力；L2为插拔阻力力臂长度。F1和L1的计算结果应满足约束条件，即：

F1≤30N,L1≥12 mm

助力手柄如图6所示。