1、Q.J 中华人民共和国航天行业标准FL 1337 QJ 2406A-2005 代替QJ2406-1992 固体火箭发动机可靠性设计要求和评审Requirement and review for reliability design of solid rocket motor 2005一04一17发布2005一07一01实施国防科学技术工业委员会发布. 1 EE- EEE- i! -EE-EE-EE-、，JMMMMMM用户睛EE-nUUUUHHHo mmm啤啤啤Etl配nut配UUUU。HHHH8 , Fri、呻呻11EZJU-att配Unu川HHH川川川叫呻-nnutEluu川nu-EE- E
2、Ea- 1 E 前言本标准代替QJ2406一1992固体火箭发动机可靠性设计要求及评审。本标准与QJ2406-1992相比，主要技术内容有以下变化:a) 可靠性分配一章增加了下述内容:QJ 2406A一20051 )原标准要求将可靠性指标分配至部组件，修改后的标准要求将部组件可靠性指标进一步分配至各个故障模式:2) 简化了原标准的可靠性分配数学公式。b) 可靠性预计一章内，细化了可靠性预计要求，增加了可靠性预计方法。c) 可靠性设计准则一章增加了继承性设计、冗余设计及容错设计、人机因素设计、消除工艺影响设计、容差设计。d) 将故障模式、影响及危害度分析(FMECA)一章的题目改为故障模式及影响
3、分析CFMEA), 以便使题目与内容相适应，并增加了以下内容:1 ) 要求FMEA工作与产品设计同步进行:2) 确定了FMEA工作重点，并要求FMEA分析表格中所列出的最终故障原因及补偿措施应与设计文件中技术要求相对应。e) 详细规定了FMEA分析表格中每项内容的填写要求。f) 增加了可靠性关键项目一章及相关内容。本标准的附录A、B为资料性附录。本标准由中国航天科工集团公司提出。本标准由中国航天标准化研究所归口。本标准起草单位:中国航天科工集团公司六院41所。本标准主要起草人:魏爱良，陈晓明。本标准于1992年5月首次发布，本次为第一次修订。QJ 2406A-2005 固体火箭发动机可靠性设计
4、要求和评审1 范围本标准规定了固体火箭发动机(以下简称发动机)可靠性模型建立、可靠性分配、可靠性预计、可靠性设计准则、故障模式及影响分析、可靠性关键项目等主要工作项目及其评审要求。本标准适用于战略、战术导弹及宇航用发动机可靠性设计及评审。2 规范性引用文件下列文件中的条款通过本标准的引用而成为本标准的条款。凡是注日期的引用文件，其随后所有的修改单(不包含勘误的内容)或修订版均不适用于本标准，然而，鼓励根据本标准达成协议的各方研究是否可使用这些文件的最新版本。凡是不注日期的引用文件，其最新版本适用于本标准。GB厅3187-1994可靠性基本名词术语及定义GJB 1391一1992故障模式、影响及
5、危害性分析程序GJB 3387一1998火箭发动机术语QJ 892一1985航天产品特性分类和管理要求。1408A一1998航天产品可靠性保证要求QJ 1819 固体火箭发动机维护使用通用技术条件3 术语和定义、缩略语3.1 术语和定义GB/T 3187一1994和GJB3387-1998确立的以及下列术语和定义适用于本标准。3.1.1 故障模式可靠性reliability of fault mode 故障模式不发生故障的概率。3.2 缩暗语下列缩略语适用于本标准。FMEA一-faultmode and effect analysis.故障模式及影响分析。FMECA一-faultmode an
6、d e市ctcriticalianalysis.故障模式、影响及危害度分析。4 可靠性模型建立4.1 目的为实施发动机可靠性分配、可靠性预计提供数学模型。4.2 要求4.2.1 发动机方案研制阶段，根据初步功能分析及故障模式的分析结果，初步建立发动机整机可靠性模型。功能分析及故障模式分析分别按附录A及第8章的要求实施。4.2.2 发动机可靠性模型包括可靠性框图及可靠性数学模型。可靠性框图应能直观地反映各个分析对象之间的可靠性关系，为建立可靠性数学模型提供依据。可靠性数学模型应能用于可靠性分配、可靠性QJ 2406A-2005 预计。4.2.3 发动机可靠性模型一般应包括两个层次。第一层次反映整
7、机可靠性与部组件可靠性之间的关系，第二层次反映部组件可靠性与故障模式可靠性之间的关系。4.3 方法4.3.1 可锺性框固4品1.1按照两个层次建立发动机可靠性框图。发动机第一层次可靠性框图示例见图1。圈l发动机第一层次可靠性框圄4.3. 1.2 由于发动机第二层次可靠性框圈中的各个故障模式可靠性都服从可靠性串联关系，允许用表1代替框图。表1发动机故障模式示例表组部件名称故障模式不能解保2 不能隔爆安全机构3 密封失效4 . 点火器不发火点火装置2 . . . 4.3.2 可靠性数学模型4牛2.1当发动机两个层次的可靠性框图的连接关系为可靠性串联关系时，它们的可靠性数学模型分别用公式(1 )、(
8、2)表示。R=n R; . ( 1 ) Rr=h Roun-. . . .(2) 公式(1 )、(2)中:R一一发动机整机可靠性:R，一一发动机第i个部件或者组件可靠性:RI一一发动机第i个部件或者组件的第j个故障模式可靠性。4.3.2.2 当发动机第一个层次可靠性框图中存在并联关系时，n个相同部件并联后的可靠性Rj与单一部件的可靠性心的关系由公式(3)表示。) QJ 2406A-2005 Ri= 1一(l-R川n. . . . . (3) 上述三个公式可以表示发动机整机可靠性与其所包括的各个故障模式可靠性的关系。5 可靠性分配5.1 目的为发动机各组、部、零件的可靠性设计、可靠性试验提供依据
9、。5.2 要求5.2.1 可靠性指标分配应从方案阶段开始，并将可靠性指标分配至发动机各个部组件，再逐步落实到各个故障模式。5.2.2 可靠性指标分配值一般不应平均分配，而应综合考虑以下因素:a) 故障影响后果的严重程度;b) 技术难度及成熟程度:c) 验证试验手段:d) 费效比。5.3 方法5.3.1 推荐采用公式(4)、(5)、(6)进行可靠性指标分配计算。I-R F，=一一一-.(4)j - L njlk) Fj = Fj / kj(引Rj=l-(6) 式中:Fj-一一最不重要的故障模式不可靠性:Fj一一重要程度属j类的故障模式不可靠性:R一一可靠性指标:冉一-;类中每个故障模式可靠性分配
10、指标:叫一一-j类故障模式的个数:k，一-j类故障模式重要程度加权值。5.3.2 可靠性指标分配步骤为:a) 根据5.2.2节规定的原则，将发动机的故障模式按照其重要程度进行分类，第1类为最不重要的故障模式，以此类推:b) 确定j类故障模式的个数n，:c) 按照故障模式的重要程度加权值岛与其不可靠性巧成反比的原则，确定各类故障模式的重要程度加权值鸟:d) 由公式(4)计算最不重要类故障模式的不可靠性Fj;e) 由公式(5)计算其它类故障模式的不可靠性F，:f) 由公式(6)计算各类故障模式的可靠性分配值R，o6 可靠性预计3 QJ 2406A-2005 6.1 目的确定发动机组部件及整机在各个
11、研制阶段的可靠性是否满足规定要求，为是否进行设计修改提供依据。6.2 要求6.2.1 可靠性预计应从方案阶段开始，并随着研制工作的进展逐步完善和细化，以便尽早给出发动机各故障模式、部组件、整机三种预计对象的可靠性预计值。6.2.2 方案阶段以及研制过程中进行重大设计修改时，应将发动机某些关键部组件或者某部分关键结构作为预计对象，并对其所采用的各种技术方案的可靠性分别进行可行性预计，以比较各种设计方案可靠性的高低。6.2.3 初样设计文件下厂前，应采用本型号及其它发动机的有关信息，对发动机各个组件的所有关键故障模式进行初步预计，分析其是否达到可靠性分配指标。6.2.4 试样设计文件下厂前，应采用
12、本发动机的设计文件及试验信息对各个故障模式、部组件、发动机整机的可靠性分别进行详细预计，给出各个预计对象的可靠性定量预计结果。6.2.5 定型阶段，根据需要可采用可靠性详细预计方法确认被预计发动机的可靠性。6.3 方法6.3.1 方法分类发动机可靠性预计一般分为可行性预计、初步预计、详细预计三类。6.3.2 可行性预计6.3.2.1 可靠性可行性预计一般采用相似产品法，其步骤按6.3.2.2 6.3.2. 4进行。6.3.2.2 从其它定型发动机中，选择一个与预计对象比较类似(从材料、工艺、结构形式等方面类似)的类比对象。并从其定型文件中获得类比对象所包括的关键故障模式的数量沪及类比对象的可靠
13、性预计值俨。6.3.2.3 对预计对象进行故障模式及影响分析，确定出预计对象所包括所有关键故障模式的数量no6.3.2.4 按公式(7)计算预计对象可靠性预计值R。R = 1-(1- R*) n / n * . . . . (7) 式中:R一一预计对象的可靠性预计值:R*一一类比对象的可靠性预计值;n一-1贺计对象所包括所有关键故障模式的数量:n*一一类比对象所包括的关键故障模式的数量。6.3.3初步预计4 发动机故障模式可靠性初步预计一般采用应力一强度可靠性模型分析计算方法，其唱为:a)分析故障机理，确定故障判据，给出相应的应力一一强度可靠性模型，并确定出广义应力、广义强度参数及与其有关的各
14、个技术状态参数:b)在类似发动机中选择同名故障模式(广义应力、广义强度参数名称分别相同)，并从类似发动机技术文件中得到该故障模式的广义应力、广义强度两个参数的变差系数(标准差与平均值之比值); QJ 2406A-2005 c) 对于类似发动机与被预计发动机同名故障模式，假定它们的广义应力、广义强度的变差系数分别相同，可以根据6.3.3b)的结果换算出被预计发动机故障模式广义应力、广义强度两个参数的标准差与平均值:d)利用6.3.3c)的结果，采用应力一斗虽度可靠性模型实施计算，给出故障模式的可靠性预计结果。6.3.4 详细预计发动机故障模式可靠性详细预计采用应力一一强度可靠性模型分析计算方法，
15、其步骤基本同6.3.3的初步预计。但计算广义应力、广义强度两个参数的标准差与平均值所采用的原始数据不同，初步预计可以借用类似发动机的试验数据进行换算，而详细预计是直接采用被预计发动机的试验数据及设计参数。在确定了发动机各个部组件的各个故障模式可靠性预汁值的基础上，根据4.3.2.1的公式(1 )、(2)依次预计发动机整机及各个部组件的可靠性。7 可靠性设计准则7.1 目的用于指导工程技术人员正确开展产品设计，以保证产品的固有可靠性。7.2 要求7.2.1 根据本单位的研制经验编写发动机可靠性设计准则，并不断修改完善。7.2.2 发动机设计应贯彻可靠性设计准则。7.3 设计准则7.3.1 继承性
16、设计发动机继承性设计应充分采用成熟技术，并最大限度采用各类标准。7.3.2 简化设计发动机简化设计应遵循以下准则:a) 减少原材料、元器件、标准件的品种和规格:b) 零部组件采用简单而工艺性好的结构形式，连接部位采用易于装配、便于测试的结构形式:c) 减少产品故障模式的数量。7.3.3 降额设计发动机降额设汁应遵循以下准则:a) 采用比强度高、韧性好的材料，提高承载能力;b) 采用环境防护和环境隔离措施，减少环境对产品的不利影响:c) 提高关键尺寸及关键参数的设计精度:d) 尽量采用等强度设计，消除应力集中。7.3.4 冗余设计及窑错设计对于可能导致发动机产生灾难性故障或者致命性故障的零部组件
17、，应采用以下冗余设计及容错设计措施:a) 采用可靠性并联措施提高任务可靠性，如，采用双路点火设计方案:b)采用消除失效影响措施以消除失效发生后的影响，如，采用安全机构消除点火器意外点火的严重后果。7.3.5环境防护及环境适应性设计发动机设计应分析使用环境对产品性能和功能的影响，并采用相应防护措施，提高产品对环境的适5 QJ 2406A-2005 应能力。主要的使用环境因素包括过载、冲击、振动、温度、湿度、低气压和真空、霉菌、盐雾、油雾、沙尘、静电、电磁辐射、核辐射以及飞行中的气动加热、气动载荷等。7.3.6人机因素设计发动机设计应考虑使用人员、维修人员及其他有关人员的人为差错(主要指与人的生理
18、特点和行为能力有关的差错对发动机的影响，采取防差错设计。7.3.7消除工艺影晌设计发动机设计应考虑发动机在其生产过程各道工序中可能形成的工艺应力及其损害，并采取措施减少或者消除这些应力及损害。7.3.8 防老化设计发动机防老化设计应遵循以下准则:a) 推进剂及其他非金属材料应采取防老化措施，使产品寿命满足任务书要求:b) 容易发生化学变化的零件表面应采取表面防护措施，使其相关特性满足使用要求。7.3.9绝热及耐烧蚀设计发动机绝热及耐烧蚀设计应遵循以下准则:a)燃烧室绝热层应选择烧蚀率低、导热率低、密度小、易粘接的绝热材料，直接与燃气流接触的喷管非金属零件应选择抗热震性好、耐烧蚀、耐冲刷的材料:
19、b)设计燃烧室绝热层厚度要考虑推进剂成分、飞行过载、发动机工作状态等因素对绝热层烧蚀率的影响，使烧蚀可靠性满足使用要求:c) 设计喷管非金属零件及其连接结构要考虑材料之间的性能匹配、烧蚀匹配以及材料老化对烧蚀影响问题，使喷管结构完整。7.3.10 密封设计发动机密封结构设计应综合考虑承载、温度环境、老化等方面的问题，密封设计应遵循以下准则:a)密封槽截面与密封件截面的面积比、密封件直径、密封槽尺寸精度及表面粗糙度等参数要满足规定要求:b)密封件的压缩量及连接件的预紧力矩应保证发动机工作过程中密封件的接触应力大于燃烧室的工作压强:c) 密封结构形式应保证密封件装配到位，并具有可检测性。7.3.1
20、1 害羞设计对于与产品关键故障模式有关的技术状态参数，应采用应力一一强度模型确定其允许最大偏差，使其故障概率限制在规定的范围内。8 故障模式及影晌分析(FMEA)8.1 目的识别灾难性和致命性故障模式，最大限度消除可以消除的故障模式、故障原因、故障影响，并为确定可靠性分配对象、分析对象、试验项目、关键项目提供依据。8.2要求8.2.1 FMEA工作应与发动机设计、设计修改同步进行，并形成FMEA报告。8.2.2在其它发动机研制中己实施过FMEA工作的产品，可直接借用其FMEA结果，但出现以下情况时应进行FMEA工作:6 QJ 2406A-2005 a) 新研制产品及其连接部分:b) 改型产品技
21、术状态中的变化部分(同原产品相比)，包括设计技术状态、工艺技术状态、使用条件中的变化部分:c) 借用件工艺技术状态、使用条件中的变化部分。8.2.3 FMEA分析表(见表2)中所列的最终故障原因、补偿措施、检测方法的内容应与以下文件的有关内容相对应:a) 发动机整机及各组件设计文件中有关尺寸、尺寸公差、形位公差及其它技术要求:b) 发动机使用技术要求中有关技术要求。表2故障模式及影晌分析(FMEA)表代码产品名称或故障故障模式故障严酷度故障补偿故障原因功能标志工作状态模式检测方法影响类别原因措施检测方法8.3 方法FMEA应在任务剖面分析及功能分析的基础上采用功能分析法及硬件分析法进行分析。任
22、务剖面分析及功能分析要求参见附录A。功能分析法用于确定产品各级功能在失效方面的互相依存、相互影响的关系。硬件分析法用于确定产品中各级硬件在失效方面的互相依存、相互影响的关系。具体分析方法见GJB1391 一1992。8.4 FMEA工作FMEA工作应按照下面要求填写表2的各个栏目。8.4.1 代码被分析产品的代码采用被分析产品在设计文件中的代号(图号或文件号)。82 产晶名称或功能标志对硬件进行分析时，产品名称栏填写产品(零部件)名称:对产品功能进行分析时，功能标志栏应同时填写功能名称及实施该功能最低层次硬件的名称。如:前封头抗烧蚀功能。8.4.3 功能功能应包括产品的各种质量特性及其分解后的
23、功能特性。产品质量特性包括性能、可靠性、维修性、安全性等。一种产品可以有多种功能，一种功能可以有多种下位功能。该栏中的功能指上一栏产品名称或功能标志中所填写产品的各种功能或者所填写功能的各种下位功能。8.4.4任务阶段或工作状态通过对产品实施寿命剖面分析及任务剖面分析，确定产品在完成功能时所处的任务阶段及工作状态。发动机任务阶段主要分为后勤维护、发射飞行两个大阶段。工作状态一般包括运输、吊装、贮存、检测、飞行等状态。8.4.5故障模式故障模式应包括产品不能完成所填写功能的各种可能情况。7 QJ 2406A一-20058.4.6 故障模式检测方法故障模式检测方法可以是用于确认产品是否存在所填故障
24、模式的检测方法或者试验方法，也可以是用于确认所填故障模式发生概率是否满足规定要求的分析方法。8.4.7故障影晌通过分析确定所填故障模式发生后对上一级产品、最终产品及周围环境(设备、人员)的影响。8.4.8 严酷度类别按照故障模式发生后所产生后果严重程度将故障模式划分为以下四类za) 1类，灾难性故障:b) 11类，致命性故障:c) III类，严重故障:d) IV类，轻度故障。严酷度类别的划分原则见GJB1391-1992的4.3.3及QJ1408A一1998的工作项目205的2.13。8.4.9故障原因故障原因包括发动机在设计、生产、交付、贮存、运输、维护、使用等环节存在的并可能导致所填故障模
25、式发生的各种原因。故障原因按类别可分设计缺陷、工艺缺陷、生产加工及组装缺陷、测试差错、人为差错、环境影响等。发动机各个典型故障模式的产生原因参见附录B。8.4.10 补偿措施补偿措施包括为消除故障原因或控制故障原因发生概率，所采取的设计补偿措施、工艺补偿措施、使用操作补偿措施及管理措施等。对关键故障模式的每一个主要原因都应采取补偿措施，特别对无有效检测手段的故障原因，必须有相应的补偿措施。8.4.11 故障原因检测方法故障原因检测方法既包括采用设备进行确认的检测方法，也包括采用理论分析进行确认的分析方法。9可靠性关键项目9.1 目的识别和控制那些由于复杂性、采用新技术、与产品可靠性问题有关等原
26、因，而需要特别关注的工作项目、功能项目、故障模式、特征参数及零部组件，使发动机可靠性能按计划达到规定要求。9.2 要求9.2.1 方案阶段，确定发动机关键技术攻关项目及相关工作项目，并在方案论证报告及发动机研制工作大纲中说明或者用符号标识。9.2.2 方案阶段及初样阶段，确定发动机关键功能、关键故障模式以及与其有关的可言关键试验项目，并分别在功能分析报告、FMEA报告及试验大纲中说明或者用符号标识。9.2.3 初样阶段及试样阶段，根据可靠性设计分析结果，确定与关键功能、关键故障稚可，关的设计技术状态参数、关键特征参数及关键零部组件，并按QJ892一1985的规定在设计文件中标识9.2.4 发动
27、机定型阶段应填写关键项目清单，清单应包括关键故障模式、关键特性、关键件三部分内容，各部分内容用表格形式说明，要求为:8 a) 关键故障模式清单应说明各故障模式名称、故障判据、与故障有关的关键参数、故障模式可靠性分析结果、故障控制措施等内容:b) 关键特性清单应说明关键特性名称、设计要求、定为关键特性的理由、控制措施等内容:QJ 2406A-2005 c) 关键件清单应说明关键件名称、主要技术要求、定为关键件的理由、控制措施等内容。9.3 确定原则符合下面情况之一者可以确定为可靠性关键项目:a) 技术难度大的攻关项目:b) 与发动机性能、可靠性、安全性直接相关的功能项目:c)故障影响的严酷度属于
28、I类和II类的故障模式，或者对可靠性有影响而又不能通过试验进行验证其可靠性是否满足要求的故障模式:d) 试验费用昂贵或者不容易获得准确试验结果的关键故障模式可靠性试验项目:e) 属于关键故障模式的影响因素，其加工精度又不易保证的设计参数:f) 设计技术要求不易保证的零部组件:g) 其它可参考QJ1408A一1998的工作项目206的2.3确定。9.4 步骤及方法从发动机方案论证开始就应确定可靠性关键项目，而在各个后续研制阶段则通过层层分解途径，将上一阶段可靠性关键项目细化为下一阶段可靠性关键项目，并根据研制内容增减有关可靠性关键项目。10 元器件、材料和工艺的选用控制发动机元器件、材料和工艺的
29、选用控制按QJ1408A一1998的工作项目208的要求执行(允许剪裁。11 功能测试、包装、装卸、运输、贮存和维修的影响发动机功能测试、包装、装卸、运输、贮存和维修的影响按QJ1408A一1998的工作项目209的要求执行(允许剪裁)。12 可靠性设计评审12.1 目的通过对发动机研制过程各个研制阶段的可靠性工作项目及产品可靠性进行评审，确保发动机可靠性按计划达到设计任务书规定的要求。12.2 要求12.2.1 在发动机每个阶段的转阶段评审时，都应将可靠性作为设计评审的重要内容之一进行评审。对于重大的可靠性问题应实施可靠性专题评审。12.2.2 发动机可靠性评审内容应包括可靠性工作及产品可靠
30、性两方面。其主要内容包括以下几方面:a) 可靠性工作项目的进展4情况和取得的结果:b) 产品的可靠性水平及是否满足任务书或者合同要求;c )已出现或者潜在的可靠性问题的影响及其解决办法。12.3 工作项目评审内容12.3.1 可靠性模型建立及可靠性分自己本工作项目的可靠性评审内容为:a) 发动机可靠性模型是否包括了发动机所有关键故障模式:b) 发动机可靠性指标分配是否留有足够的余量，可靠性指标是否分配至各个关键故障模式:c)各个故障模式之间可靠性指标分配值是否合理，如属于安全类的故障模式的可靠性应高于其它故障模式的可靠性。9 QJ 2406A-2005 12.3.2 可靠性预计本工作项目的可靠
31、性评审内容为:a)发动机整机及各组件在各研制阶段的转阶段报告中，是否包括了第6章所规定的可靠性预计内容，是否说明了预计方法、原始数据的来源及预计所发现的问题:b) 当故障模式及产品的可靠性预计值低于分配值时，是否提出了有效的设计改进措施:c)发动机定型阶段各个故障模式可靠性预计值是否按规定进行了试验验证，试验结果是否满足验证要求。12.3.3 可靠性设计准则本工作项目的可靠性评审内容为:a) 在发动机研制过程各个阶段转阶段评审时，应根据第7章所规定的可靠性设计准则对产品进行评审，确认可靠性设计准则的执行情况，提出问题及建议:b) 可靠性设计准则的评审重点在不同的研制阶段有所不同，各研制阶段评审
32、重点参见和。12.3.4 故障模式及影晌分析模样阶段的FMEA报告应单独评审，其他研制阶段的FMEA分析结果可以写人转阶段设计评审报告，作为转阶段设计评审内容的一部分进行评审。主要评审内容为:a) 寿命剖面、任务剖面分析是否完整、正确:b) 功能分析及故障模式分析是否完整、合理:c) 故障原因分析是否合理、确切，其详细程度是否符合8.2.3的要求:d) 故障及其原因的检测方法是否有效，能否达到发现故障及故障原因的目的Ie) 控制措施是否合理有效，控制措施是否会引发新的故障。表3发动机研制阶段可靠性设计准则设计审查重点表可靠性设计准则类别模样阶段初样阶段试样阶段继承性设计。A 降额设计。 冗余设
33、计及容错设计。A 环境防护及适应性设计A 。人机因素设计。A ). -消除工艺影响设计。一防老化设计。A 绝热及耐烧蚀设计。今密封设计。A 容差设计A 。注:0-一一般适用:A一一设计更改时选用或按需选用:一一不适用.二10 QJ 2406A一-200512.3.5可靠性关键项目在设计转阶段评审及可靠性单独评审时，可靠性关键项目应为可靠性评审的重点之一。其主要内容为:a)各个研制阶段是否按第9章的要求规定了可靠性关键项目，规定的项目是否合理，可靠性关键项目是否标识或者反映在有关文件中，定型阶段是否填写了关键项目清单:b)各个可靠性关键项目是否规定了合理的技术要求，制定了有效的监控措施和监控计划
34、，设立了监控点:c) 正在实施中的各个可靠性关键项目是否处在有效的监控中;d)已完成的可靠性关键工作是否达到预期的目的，已完成的可靠性关键技术状态项目是否满足规定的技术要求。11 QJ 2406A-2005 附录A资料性附录发动机任务剖面分析及功能分析要求A.l 分析目的发动机任务剖面分析及功能分析为下述工作提供依据:a) 选取发动机结构方案:b) 编制发动机各组件研制任务书:c) 发动机及其组件的FMEA、结构设计、性能分俯f算、可靠性设计、维修性设计、安全性设计:d) 发动机各研制阶段设计评审、质量复查:e) 确定发动机可靠性试验、环境试验。A.2 一般要求A.2.1 任务剖面分析及功能分
35、析工作在发动机方案论证阶段开始，并在初样设计文件下发之前进一步完善。当发动机设计有重大变更时，应对变更部分进行补充分析。A.2.2 任务剖面分析及功能分析内容包括寿命剖面分析、任务剖面分析、功能分析三部分。A.2.3 任务剖面分析及功能分析工作应依次对发动机整机及各个组件进行，各级的分析步骤及分析内容如图A.l所示。析J ! 酬任务剖时整机功能分析确定整机结构方案编制组件级设计任务书组件任务剖面分析组件功能分析确定组件结构细节及技术状态参数圈A.l发动机任务剖面分析及功能分析步骤框圈A.2.4 发动机整机级的分析工作应根据星、箭或弹总体部下发的设计任务书或合同、各类环境条件及其他相关文件的技术
36、要求进行分析，发动机各组件的分析工作应根据发动机总体设计师下发的设计任务书及其他相关文件的技术要求进行分析。A.3 寿命剖面分析A.3.1 目的确定发动机在寿命历程中所经历的各个阶段、应完成的工作任务及完成任务的环境条件，为任务剖面分析提供依据。A.3.2 分析内容及要求12 QJ 2406A-2005 A.3.2.1 将发动机寿命历程(从制造至点火工作结束所经历的时间区段)划分为若干个任务阶段。一般情况，首先划分为三个大的任务阶段:制造阶段、维护阶段、发射及飞行阶段:然后再细化为若干个小的任务阶段。A.3.2.2 用流程图或者原理图分别说明发动机在每个任务阶段内所经历的各项活动。A.32.3
37、 分析流程图、原理图，确定每项活动的工作内容、工作要求及工作时的环境条件。A.3.2.4 将发动机寿命剖面分析所得出的所有活动和工作进行分类，得到若干个任务项目。如某发动机在发射及飞行阶段的任务项目包括发射准备、弹射出筒及被动飞行、发动机点火、发动机工作、喷管摆动、推力终止等:维护阶段的任务项目包括起吊、装卸、运输、贮存、分解再装、测试等，分析时参考QJ 18190 A.4 任务剖面分析A.4.1 目的分别确定发动机整机及各组件完成每个任务项目的环境条件及任务要求，为实施功能分析提供依据。A.4.2 分析内容及要求A.4.2.1 任务过程及要求分析简述实施任务项目时的任务过程及任务要求。必要时
38、用框图形式表示任务过程。A.4.2.2 任务环境分析分别确定发动机整机及各组件完成每一任务项目时所经历的环境条件，并定量地确定每一环境条件的数值范围及作用时间。这里的环境条件既包括星箭或导弹在使用过程中所经历的外部环境条件一一自然环境条件、力学环境条件及其它环境条件，也包括发动机及各组件内部的各种环境条件，如发动机燃烧室内部的高温、高压环境条件。A.5 功能分析A.5.1 目的发动机整机功能分析的目的是为确定整机结构方案及编写各组件设计任务书提供依据，各组件功能分析的目的是为详细确定所属零部件结构细节及其技术状态参数提供依据。A.5.2 整机功能分析的内容及要求A.5.2.1 功能确定及分类根
39、据A.4所进行的发动机整机任务剖面分析结果及发动机设计任务书的要求，确定发动机为完成A.4.2.1的每项任务要求应具备的功能。并按下述规定的分类原则进行分类。A.5.2.1.1 性能类功能性能类功能是指为满足发动机设计任务书所要求的各项性能指标而应具备的功能。这些性能参数包括总冲、质量比、推力、总质量、工作时间、转动惯量、推力偏斜、质心偏移等。A.5.2.1.2 可靠性类功能可靠性类功能是指为保证完成各个任务项目，发动机在结构完整、状态保持、状态转换、完成规定动作等方面应具备的功能。例如保险机构按规定要求打开、发动机正常点火、喷管摆动、推力终止机构打开等都属于可靠性类功能。A.5.2.1.3
40、维修性及后勤保障性类功能维修性及后勤保障性类功能是指为保证完成发动机各个任务项目，发动机在实施战地维护、分解再13 QJ 2406A-2005 装、检查测试等方面而应具备的功能。例如，简化产品及维修操作要求、可达性要求、通用性及五换性要求、防差错要求、维修安全性要求、检测要求等都属于维修性及后勤保障性类功能中的要求。A.5.2.1.4 安全性类功能为保证发动机在生产、贮存、维护、使用过程中不发生引起人身伤害及财产损失的事故，发动机应具备的各种功能。例如，发火元件安全电流要求、火工装置的冲击感度及摩擦感度要求、危险晶隔离措施及静电防护措施要求、危险品生产及使用操作要求等都属于安全性类功能的要求。
41、A.5.2.1.5 工作协调性类功能为保证发动机与其它分系统之间以及发动机各组件之间工作协调一致而应具备的功能。这类功能要求包括结构尺寸协调、各种性能协调等方面的要求。A.5.2.2 整机功能分解将A.5.2.1所得到的发动机整机功能要求逐条分解，得到发动机整机设计要求及各个部组件的设计要求，并根据这些要求编制各部组件的设计任务书。部组件设计任务书中应包括各部组件有关性能参数的定量要求、可靠性定量要求及其他有关质量特性的定性要求和定量要求。A.5.3 组件功能分析的内窑及要求A.5.3.1 功能的确定根据A.4所得到的组件任务剖面分析结果及组件设计任务书的要求，确定组件应具备的各种功能，并进行
42、分类。分析方法同A.5.2.1。A.5.3.2 组件功能分解发动机各部组件结构细节及其技术状态参数的确定是伴随着产品功能层层分解进行的。对于A.5.3.1所得到的发动机各组件的各项功能要求，按照J式上而下的顺序进行层层分解，直至确定出能够满足各层次功能要求的结构细节及设计技术状态参数。14 QJ 2406A-2005 附录B(资料性附录)发动机典型故障模式及其产生原因B.l 燃烧室壳体在内压作用下爆破以下原因可能导致内压作用下的燃烧室壳体爆破:a) 高强度钢燃烧室壳体焊缝缺陷、机械损伤及贮存过程微裂纹扩展:b) 非金属燃烧室壳体贮存老化或者其它机械损伤:c) 药柱在贮存中产生裂纹或者燃速增加导
43、致燃烧室工作压强增高:d) 燃烧室绝热结构脱粘或者因绝热层厚度不够导致燃烧室壳体温度升高、强度降低:e) 飞行中作用于发动机前后裙上的载荷及气动载荷使燃烧室壳体应力增加:f) 点火装置工作结束后块状残留物通过喷管喉部时使有效喉面积减少，燃烧室工作压强增高:g) 燃烧室与喷管连接部位的法兰变形不协调:h) 不同材料构成的连接结构在贮存过程中因电化学腐蚀导致承载能力降低;i) 点火装置设计不合理、喷管堵片打开过晚等因素所导致的燃烧室点火压强增高。B.2 燃烧室壳体及喷管壳体外载荷破坏以下原因可能导致发动机燃烧室壳体及喷管壳体在外载荷作用下发生破坏ta) 壳体结构设计不合理，使其在轴压、弯曲、扭转载
44、荷作用下发生失稳:b) 非金属燃烧室壳体筒段与裙体连接部位设计不合理，使其在拉伸载荷作用下发生破坏1c) 在运输、起吊、飞行等环节因冲击、振动、飞行过载等影响而破坏。B.3 燃烧室及喷管非金属结构烧蚀及热应力破坏以下原因可能导致发动机燃烧室及喷管非金属结构的烧蚀及热应力破坏:a) 发动机旋转、飞行过载等因素对绝热结构烧蚀率增加的影响:b) 绝热结构粘接界面脱粘所引起的穿火以及连接部位绝热结构设计不合理导致接缝穿火:c)喷管非金属零件因结构设计不合理存在较大的应力集中，如喷管喉部零件的尺寸偏长、偏厚，导致零件内因温度梯度过大产生径向剪切应力及环向拉伸应力:d) 燃烧室绝热结构的延伸率低、粘接性能
45、差，喷管绝热结构非金属材料抗热震性能差。B.4连接部位密封失效以下原因可能导致发动机连接部位密封失效:a) 密封结构设计不合理导致变形过大，密封件有效压缩量减少;b) 密封件材料选择不合理，如弹性模量过大或者过小、低温回弹性能差、抗老化性能差等;c) 密封件截面尺寸、形状及初始压缩量不合理:d) 密封件、密封槽的表面粗糙度低;e) 密封结构预紧力不够。B.5药柱结构完整性破坏15 QJ 2406A-200S 以下原因可能导致发动机药柱发生结构完整性破坏:a)由于推进剂力学性能差或者药柱结构设计不合理，导致发动机药柱在下列使用环节发生结构破坏:1 ) 药柱硫化降温过程;2) 发动机过载飞行过程:
46、3) 发动机点火增压过程:4) 贮存、冲击、振动等使用环节。b) 推进剂抗老化性能差，贮存后力学性能下降。c)在发动机贮存过程中，燃烧室内各种非金属材料释放出的气体与推进剂发生化学反应民，使药柱表面力学性能下降。B.6 燃烧窒绝热结构脱粘以下原因可能导致发动机燃烧室绝热结构脱粘:a) 燃烧室人工脱粘层根部因脱粘深度不够或者结构设计不合理产生脱粘。b) 燃烧室绝热结构固化过程因下述原因造成各层材料变形不协调:1 ) 相互粘接的两种材料线胀系数差异过大:2) 绝热材料的固化收缩率过大:3) 绝热材料弹性模量偏大，延伸率偏低。c) 粘接剂的粘接强度低，抗冲击性能及耐环境性能差，抗老化性能差。d) 贮
47、存使粘接材料力学性能下降以及运输、冲击、振动、过载的作用。B.7 发动机点火失效以下原因可能导致发动机点火失效:a) 点火器点火失效;b)点火药盒因下述原因点火失效或者点火延迟:点火药燃速低，点火药盒密封失效导致点火药受潮，点火药量少，点火器与点火药盒相对位置设计不合理，点火环境温度低，点火环境压强低;c) 点火装置设计不合理。B.8 其它失效发动机除存在上述典型失效模式外，还存在其它的失效模式。16 mmeeNld飞回。守NEIC中华人民共和国航天行业标准固体火箭发动机可靠性设计要求和评审QJ 2406A -2004 中国航天标准化研究所出版北京西城区月坛北小街2号邮政编码:100830 北京航标印务中心印刷中国航天标准化研究所发行版权专有不得翻印2005年7月出版定价:16.00元
