发射装备服役寿命和可靠性融合验证方法研究

王凤金 杨璐 陈津虎 董军超 李艳喆

（1北京航天发射技术研究所，北京，100076；
2北京强度环境研究所，北京，100076）

随着实战化要求的不断提升，我国武器装备在全寿命周期中将长时间处于复杂环境执行作战任务，这就要求新型装备具有复杂任务工况下长寿命和高可靠的能力[1,2]。本文以某地面发射装备为研究对象，其要在全国复杂环境下服役使用，因此要长期承受值班使用过程中的恶劣气候、力学环境应力，并要求长时间值班后仍然保持较高的任务可靠性。所以在研制过程中需要对发射装备的使用寿命与可靠性进行验证评估。

发射装备的研制过程中，为了验证设计、生产的质量以及验证技术指标是否满足使用寿命长、高可靠的要求，需要开展一系列的验证试验。其中使用寿命与可靠性指标的验证方法，如采用传统的外场平贮以及可靠性试验[3]考核验证已经难以满足研制鉴定任务周期要求。因此，本文将对地面发射装备开展复杂服役任务工况下的寿命、可靠性指标验证和评估方法进行研究。

发射装备是贮存、运输、机动和发射过程的一体化装置。其为导弹提供支撑和保护，能维持导弹和发射装置所需的良好温湿度环境，支撑完成导弹测试和发射，是武器系统的重要组成部分。发射装备组成复杂，主要包括贮运发射筒、弹射动力装置、安全装置、调温装置、温湿压传感器等单机或部组件。本文考虑验证的是发射装备服役中的使用寿命和可靠性指标，根据本装备特点具体包括野外服役环境下能否战备值班M年和战备值班M年后的发射可靠度R。

本文中针对需要同时验证寿命与可靠性指标的情况提出了寿命与可靠性融合验证评估的方法。主要采用加速试验和相似产品数据相结合的思路开展试验与评估工作。通过该方法在较短的时间内完成了服役过程中的寿命和可靠性指标的验证与评估，为地面发射装备实战化使用条件下的寿命验证与可靠性评估提供了新思路、新方法。

寿命与可靠性融合验证方法是将寿命指标与可靠性指标在同一个试验中进行验证的方法。主要是通过对加速寿命试验与加速可靠性试验进行融合设计，通过一个试验过程同时验证寿命与可靠性双重指标，实现对产品寿命与可靠性的一体化验证。这一方法在试验子样数量有限以及研制周期短的情况下可以通过试验方式有效的对产品的寿命与可靠性进行验证与评估。首先针对各组成部分的敏感应力和失效机理分别设计加速寿命试验，对服役使用寿命进行验证，最终获得装备的服役使用寿命。然后建立装备可靠性模型，对各组成部分安排一定样本的材料或部组件，同步开展加速试验，等效加速至规定寿命年限后，进行性能试验，根据性能测试结果综合评估得到产品服役使用后的可靠性指标。下面就针对发射装备服役使用寿命与可靠性融合验证的方法进行详细介绍。

2.1 发射装备服役任务剖面及敏感应力分析

发射装置服役任务剖面内经受的环境应力主要有温度、湿度、振动、冲击等。具体分析至各个组成部分时：1）筒体由复合材料构成，长期暴露于外界环境中，主要面临温度、湿度的影响，造成对筒体结构的破坏；
2）安全装置和弹射动力处于筒体内部，由于筒内有环控功能，维持温湿度在稳定状态，经分析安全装置和弹射动力装置主要承受温度和运输振动的综合作用，温度会造成电子器件和内部装药的老化，长期的运输振动会造成内部焊点、连接结构、药柱的疲劳损伤；
3）调温装置和温湿度传感器等给筒内提供良好、稳定的温湿度环境，存在长时间工作要求，因此，服役期内承受温度、振动和工作应力，在温度、振动、电和负载应力综合作用下，长时间使用后会出现磨损、性能退化、焊点开裂的故障。

2.2 贮运发射筒的寿命与可靠性验证评估

1）试验对象

贮运发射筒加速寿命试验设计了筒体试片级试验和模拟筒体试验。

2）试验应力

根据敏感应力分析结果，对筒体试验开展温度、湿度恒定应力加速试验，试验根据QJ/Z164.1-86《高分子材料热老化试验方法-老化试验导则》[4]进行实施，对材料进行老化后性能数据的处理和贮存寿命的统计外推评估。通过材料级试验获得加速模型和加速因子，进而设计模拟筒体加速寿命试验，对规定的服役寿命进行验证。

根据贮运发射筒复合材料试片的加速寿命试验结果，按照高分子材料热老化试验方法数据处理规范中的计算方法，可以得到材料老化的动力学模型、老化速率与试验应力的加速模型，进而得到不同使用温度下的性能退化模型，利用加速模型对不同温度下的退化速率进行拟合，获取使用环境下的性能退化模型，得到筒体材料服役寿命置信下限计算公式：

式中，P—性能变化指标；
τ—寿命；
A—常数；
α—时间指数，KS—与温度有关的性能变化速率常速的上限值。

将筒体材料在各量级下试验后的抗拉强度根据退化方程和加速方程进行外推，得到正常使用状态下的寿命分布，假设性能参数所对应的寿命分布服从对数正态分布，其可靠性计算公式为

式中，R—可靠性；
τ—寿命；
σ—标准差；
t—使用期。

3）验证与评估结果

对筒体材料试片在各温、湿度应力下的开展加速贮存试验，如表1所示。

表1 筒体材料试片的试验应力与试验时间 Table 1 test stress and test time of cylinder material test piece

通过分析测试数据发现，筒体材料试片的拉伸强度性能呈波动下降趋势。采用Arrhenius方程作为加速模型，可建立材料老化速率与老化温度之间的关系，由此可通过拟合外推得到其它温度条件下的材料老化速率，进一步根据公式（1），得到筒体材料服役寿命置信下限τ为18.9年，同时根据材料老化速率方程，得到70℃/RH70%条件下相对于25℃/RH70%条件下的加速因子为12.8。

将模拟筒体在70℃/RH70%RH试验条件下进行加速试验150天，等效25℃/RH70%下为5.26年。试验后对模拟筒体进行并通过了地面静力试验，考核其完成任务的能力，得到贮运发射筒满足服役使用寿命不低于5年的结论。

图1 筒体材料试片拉伸强度变化曲线Fig. 1 The curve of tensile strength of tube material

针对拉伸强度数据，外推得到25℃下的性能退化速率Ks和时间指数α，将P、Ks、α、σ值代入公式（1）、（2）计算得到贮运发射筒服役使用5年后的可靠度为0.9876。

2弹射动力装置的寿命与可靠性验证评估

1）试验对象

发射装备的含能产品采用2套弹射动力装置、若干主装药参加试验。弹射动力装置加速寿命试验包括：主装药药柱试验和弹射动力装置整机试验。

2）试验应力

在温度、振动综合应力下进行加速寿命试验，试验后将弹射动力装置进行点火试车，验证长期服役后的可用性。主装药同步进行试验，试验后进行力学性能和燃速测试，利用试验后主装药的性能测试结果，评估弹射动力装置服役后发射可靠度。

对典型服役过程的任务剖面进行分析，对低温应力进行模拟考核，对值班剖面中的常温与高温进行加速，对于机动运输过程中的温度、振动进行加速，具体考虑了营区训练、野外值班等工况，制定等效一次战备值班周期的综合应力加速寿命试验剖面。

图2 弹射动力装置典型服役值班加速试验剖面 Fig. 2 Typical on-duty acceleration test profile of ejection power plant

弹射动力装置典型服役值班加速试验剖面中高温加速方法根据GJB736.8-90《火工品试验方法 71℃试验法》[5]进行，火工品在高温下相对常温下的加速因子Acc计算公式如下：

式（3）中，T1为高温试验温度；
T0为常温温度。

对随机振动，MIL-STD-810G中的振动疲劳等价折算公式与GJB150A[6]中的振动疲劳等价折算公式的表达式是

式中，W和W"分别是加速前和加速后的振动功率谱密度，T和T"分别是加速前和加速后的振动时间，n为加速模型参数，可以参考GJB150.16A的参考值，也可根据材料特性和工程经验综合给出。

3）验证与评估结果

按照图2中弹射动力装置典型服役值班加速试验剖面开展试验，弹射动力装置和主装药完成了等效5年的加速试验，试验后2套弹射动力装置进行了地面点火并均通过了试验，得出满足服役使用5年的结论。根据弹射动力装置内主装药试验后力学及燃速性能参数进行评估。根据统计规律，主装药性能参数服从正态分布。给定了置信度γ，则主装药的可靠性精确置信下限可用如下方法获得

对加速试验后等效服役5年的主装药进行了燃速、抗拉强度等性能测试。根据公式（5），根据GB/T4885的要求计算可靠性置信下限。评估方法采用的GB/T4885中双边可靠性置信下限计算方法。得到主装药以燃速为性能指标的可靠度评估结果为：RL=1（-PL+PU） =0.9867。

2.4 电子整机产品的寿命与可靠性验证评估

1）试验对象

试验对象是发射装备中安全装置、调温装置与温湿度传感器为代表的电子整机产品。

2）试验应力

对于调温装置、温度传感器等电子产品，其在导弹服役期间处于长期工作的状态，对其进行加速试验的同时，需按照其MTBF等指标要求进行通电工作，以验证其使用寿命，同时结合产品寿命周期中经历的各类环境进行试验剖面制定，包括贮存、机动、值班等各种任务环节。加速使用寿命试验主要考虑高温加速、通电工作、运输振动、低温、湿热等环境应力。

图3 电气产品等效一年的服役值班加速试验剖面Fig. 3 The equivalent one-year on-duty accelerated test profile of electrical products

剖面中高温加速部分按照电子产品加速试验方法进行，电子产品的高温加速因子主要根据其电子元器件的激活能、工作失效率等数据进行综合计算[7,8]。根据Q/QJA 793-2022《导弹武器电子和机电整机加速贮存试验方法》[9]，利用整机加速因子计算模型，结合产品组成元器件的失效率与加速因子数据，计算得出整机加速因子，设计加速寿命试验，将产品加速至需要验证的年份。

剖面中振动加速方法同公式（4），根据确定的加速使用寿命试验剖面，将产品在此剖面下进行试验，对产品分别进行等效5年和10年使用寿命进行验证，电子产品在试验期间定期对产品进行检查，以监测产品的状态变化。完成加速试验后，对产品开展可靠性试验，以进一步评估服役后的可靠性水平。

安全装置、调温装置及温湿度传感器属于电气产品，在产品完成等效规定服役时间的加速寿命试验后，继续开展发射可靠性试验。在发射准备阶段产品主要处于温度、湿度、电应力的环境下，因此采用温度、湿度、电应力进行考核，产品可靠寿命服从指数分布，有效试验时间包括温度、湿度、电应力的综合试验时间，总的试验时间根据发射可靠性指标与发射准备任务时间确定[10,11]。

式中，T0—参试产品的通电试验总时间；
t0—参试产品的发射准备任务时间；
Rl(t0)—参试产品的发射可靠性指标；
n—参试产品的数量；
β—使用方风险。T0可以由可靠性试验数据T1和相似产品长期服役后的发射可靠性数据T2综合获得，即

则产品的服役后发射可靠度单侧置信下限RL为

其中r为故障个数。

3）验证与评估结果

按照图3中的试验剖面对安全装置、调温装置及温湿度传感器各2套产品开展综合应力加速寿命试验，根据温度、振动综合应力加速寿命试验，验证等效服役使用5年时间，加速试验后产品通过了功能性能和环境适应性试验，验证其满足服役使用5年的寿命结论。

将进行了等效5年的参试产品继续开展发射可靠性试验，同时，收集到相似产品长期服役后的使用数据。根据公式（7）、（8），在发射准备任务时间为15min，γ=0.8时役使用5年各产品的可靠性数据如表2，表3所示。

表2 安全装置可靠性数据Table 2 Safety device reliability data

表3 调温装置和温湿度传感器服可靠性数据 Table 3 reliability data of temperature regulating device and temperature and humidity sensor clothing

2.5 发射装备的寿命与可靠性验证评估

本次寿命验证方法采用薄弱环节法与相似产品法相结合的方法对发射装备的寿命进行验证。根据各部组件的验证评估结果，该型发射装备各薄弱环节的服役使用寿命均在5年以上，因此可以确定发射装备服役使用寿命不低于5年。

根据服役期内的任务特点，建立产品可靠性模型，确定长期服役使用后，受各种应力作用导致性能下降进而影响发射任务的薄弱环节为发射筒筒体、弹射动力装置、安全装置和调温装置及温湿度传感器，因此建立可靠性框图见图4。

图4 可靠性框图 Fig. 4 Reliability block diagram

根据可靠性框图，该型发射装备可靠性模型为串联模型，其中非成败型的数据需要转换成成败型使用L-M法。若第i个可靠性单元的数据为成败型数据，则统计其成功数和试验数；
若为非成败型数据，应将其计算结果转化为成败型数据，再与L-M方法配合使用。转化方法举例如下：

将各个部组件的可靠性度带入计算后可以得出，发射装备的服役5年后发射可靠度为0.9742。

本文以某地面发射装备为研究对象，根据其实战化要求下要长期承受复杂值班使用过程中的恶劣环境，并保持较高任务可靠性的新特点，开展了复杂服役任务工况下的寿命、可靠性指标验证和评估方法研究。针对产品特点，以实验室加速寿命试验与可靠性试验相融合的方法，设计了综合应力加速寿命与可靠性验证试验。在较短的时间内完成了服役过程中的寿命和可靠性指标验证，为后续地面发射装备在全寿命周期实战使用条件下的寿命验证与可靠性评估提供了新思路和方法。