国外航天器机构标准发展概述

朱明新

（中国航天标准化与产品保证研究院， 北京， 100071）

引言

航天器含有执行各种功能的不同机构 （例如：太阳帆板展开机构）， 在大多情况下机构并不作为航天器单独的一个分系统， 而是作为主要分系统的一部分 （例如： 电源分系统的组成部分）， 但是其正常工作与否对航天器平台的正常运行和航天任务的实施却很关键， 一旦出现问题， 对航天器任务的影响是非常严重甚至是灾难性的。

根据技术分析与国内外技术报道， 引起航天器机构在轨出现问题一般有以下几个方面原因[1-4]。

一是机构工作环境严酷， 而且这些环境在地面很难进行完全模拟， 例如：

a） 空间环境引起的高低温交变、 温度梯度及变温速率等， 会对机构的运动部件产生影响；

b） 紫外线和真空等因素能改变材料性能，使其退化到不可接受的水平， 或引起不同于地面的在轨工作状况 （在地面试验中很难模拟机构的在轨环境）；

c） 空间微重力环境也会引起机构不同于地面的工作状态 （地面试验中重力卸载装置很难实现100%的重力卸载效率）；

d） 诸如润滑剂爬移 （迁移） 等的影响 （在地面不可能完全模拟， 但在设计中必须要考虑）；

e） 运载火箭主动段严酷的动力学环境也能引起机构损坏、 紧固件松动、 以及损伤精密表面；

f） 机构还要遭遇许多不可预计的交互作用。

二是机构自身属性， 如： 完成机械运动需产生和贮存许多能量， 要完成特定任务需具有非常精准的动力学性能， 这势必要进行非常复杂的设计， 因此完全不同于一般的机电产品。

三是机构研制费用的昂贵使得在使用它之前不太可能建造很多子样及进行长时间的试验， 目前大部分机构尚处于专项专制而不是货架式现货产品的状态。 另外， 在机构工作运行期间几乎没有进行维修的可能。

机构的故障常常呈现为一个单点失效， 因此对于项目管理来说， 通常在研制过程中将机构作为关键单机产品进行质量控制， 对于机构设计者来说，要将机构的可靠性和寿命作为重要的设计目标， 在设计中进行最低风险设计（安全性设计） 或冗余设计， 在试验验证中要进行寿命等验证试验。

鉴于机构在航天器任务中承担的功能、 所起的作用以及产品自身的特点， 国外主要航天组织美国航空航天学会 （AIAA）、 美国国家航空航天局 （NASA）、 欧洲航天标准化合作组织 （ECSS）等都非常重视机构研制与应用以及经验教训的总结， 将机构以往研制与应用中的经验教训、 成功案例与实践等形成标准或技术手册， 目的是为机构改进和机构研制提供最佳实践或指南， 同时也为产品采购合同签订提供技术要求以及为产品验收交付与应用提供合规性判据。

1 国外标准的发展过程与现状

国外现行有效的机构标准主要有： AIAA 发布的AIAA S-114A-2020 《航天器和运载器运动机械组件》 、 NASA 发布的 NASA -STD -5017B（2022） 《机构的设计和开发要求》、 ECSS 发布的ECSS-E-ST-33-01C 第2 版 （2019） 《航天工程机构》。

1.1 AIAA S-114A-2020 《航天器和运载器运动机械组件》

国外航天机构标准发展过程中， 美军标MIL-A-83577B （1988） 《航天器和运载器运动机械组件》 无疑是一份极重要的标准。 但是1996 年美国国防部取消了该标准。 在此后的几年里， 航天器硬件故障规律性地增加， 而同时美国军方航天装备采办部门和美国航空航天公司（注： 美国航空航天公司是由美国政府投资的专门服务于美国军方的专业性非赢利公司） 在采办新航天系统时越来越难以判断系统是否符合最佳实践。 当时正要开展几次采办， 于是美国航空航天公司在美国航天与导弹系统中心的指导下， 于2004 年根据已取消的MIL-A-83577B 编写了一份技术使用报告， 以权宜之计作为当时一份指南文件 （以供临时使用）。 这份指南文件后来成为AIAA S-114 标准开发的起始点。 之后由美国航空航天公司领导的工业委员会开发， 编制成员单位包括Lora 空间系统公司、 Lockheed Martin 公司、 Boeing 公司、 Northrop Grumman 公司和Hi-Shear 技术公司， 基线版AIAA S-114-2005 《航天器和运载器运动机械组件》 于2005 年6 月正式发布。

AIAA S-114-2005 从研制的最佳实践角度规定了运动机械组件在设计、 制造、 质量控制、 试验和贮存等方面的通用要求， 适用于航天器和运载器中这样一些机械或机电装置， 它们控制着航天器和运载器的一个机械部分相对另一个部分的运动， 也适用于整个运动机械组件以及作为运动机械组件主要部分的机械部件和仪器。

AIAA S-114-2005 虽然基于美军标MIL-A-83577B， 但是它包含了一些能够反映上世纪80年代以来技术发展的新信息。 例如运动机械组件的寿命试验， 在老的美军标中要求对新研制的机构在地面进行鉴定试验时应采用2 倍于期望的在轨使用寿命 （周期或循环）。 在上世纪80 年代，航天器的设计寿命大多在3 到5 年， 现在随着航天器技术的进展， 大多数航天器的设计寿命已达到10 年或20 年以上， 对于某些星际深空探测任务， 要求其设计寿命甚至更长， 而寿命试验中需连续运动的机构， 如动量轮等， 其所需润滑剂的功能特性受工作速度影响变化， 难以符合试验要求。

为此， 根据这一趋势， AIAA S-114-2005 对于试验时不能 （不易） 进行加速的高循环 （周期）机构， 试验时建议采用1.5 倍于设计寿命， 但是仍优先建议采用2 倍于设计寿命。 当然对于许多卫星， 例如： 美国国防气象卫星 （DMSP）、 国防支援计划卫星 （DSP） 和全球定位系统卫星（GPS）， 它们原来的设计寿命只有3 年， 但实际上他们在轨成功运行了10 年甚至更长， 如果设计寿命达到10 年， 试验将变得不可行， 这时候工程判断就变得越来越关键。 另外， AIAA S-114-2005 也对自上世纪80 年代以来使用的新压紧释放机构、 轴承材料提供了指南， 这些在早期美军标中都没有描述。

另外， AIAA S-114-2005 在内容表述上将规定的要求分成3 类： 第一类是必须要执行的； 第二类是只要在可行和适用的情况下， 就必须执行的； 第三类是推荐性的， 即建议性的。

2020 年10 月， AIAA 又发布了修订版AIAA S-114A-2020 《航天器和运载器运动机械组件》（A 版本）， 与之前2005 年的基线版本相比， 本次修订最重要的变化包括： 重新编写试验部分内容， 给出了力与力矩裕度计算的新方法， 以及取消 “在可行和适用的情况下就应” 的表述， 另外也更新了标准的编写格式。

1.2 NASA-STD-5017B （2022） 《机构的设计和开发要求》

该标准同样是基于美军标MIL-A-83577B 建立的， NASA 制定该标准的目的是要在NASA 所属各中心范围内为航天机构及其部件的设计、 开发和验证建立统一要求。 另外， 还要作为一个技术要求， 以供合同、 项目、 NASA 的其他文件来引用。在使用该标准时， 为满足特定项目的需求和约束，允许根据合同或特定项目的技术规范对该标准个别条款进行剪裁。 使用“应” 字表述的条款属强制性要求， 如进行剪裁， 则应形成正式文件并获得批准， 并作为项目要求的一部分。 该标准基线版NASA-STD-5017 于2006 年6 月发布。

2015 年7 月发布了NASA-STD-5017A， 与基线版相比， 该版基于工程技术发展和经验教训， 对基线版中的要求进行了重新编写， 并对所有的要求增加了基本原理的解释， 另外还以附录形式增加了 “最佳实践” 以作为指南。

2022 年12 月又发布了NASA-STD-5017B，该版本做了重大修改， 主要变化如下。

a） 对力矩和力裕度内容进行了修订， 使其更加符合AIAA S-114A-2020 的要求， 同时还修改了一些术语， 便于技术理解和沟通。

b） 根据用户的反馈， 以略微改变的形式恢复了状态指示要求。

c） 对许多要求的表述、 基本原理、 应用指南进行了修改， 以提高要求的清晰度， 或者根据用户的反馈， 完善相关问题的解释。 此外， 关于间隙的一些要求被拆分为多个以 “应” 陈述的细分要求， 以说明意图。

d） 删除了对润滑工艺的要求， 因为它与NASA-STD-6016C （2021） 《航天器的材料与工艺要求》 中的要求重复。

e） 删除了将快速释放销、 在使用中启动的螺纹接口和释放自由度的机构视为机构的要求，而是明确将此类设备归属于文件范围内的机构。

f） 增加了加压电渣重熔 （Pressurized Electroslag Remelting, PESR）。

g） 在附录 “最佳实践” 中， 增加了关于力／力矩裕度计算、 最大限度减少弹簧应力松弛、 使用干膜润滑的设计最佳实践以及冗余旋转表面等新内容。

NASA-STD-5017B 具体规定了下述方面的技术要求。

a） 尺寸分析 （它是一种系统计算， 说明部件或组件的尺寸或间隙如何因为特定尺寸、 制造公差、 环境暴露和施加载荷的累积影响而发生的变化）。

b） 间隙。

c） 力矩／力裕度， 包括力矩裕度的通用要求、 静态力矩裕度、 动态力矩裕度、 保持力矩裕度、 步进电机裕度、 伺服机构裕度。

d） 行程裕度 （Stroke Margin）。

e） 电气连接与接地。

f） 润滑。

g） 状态指示。

h） 结构要求。

i） 轴承。

j） 电机， 包括电子换向无涮电机、 步进电机、 刷式电机。

k） 弹簧。

l） 齿轮。

m） 阻尼器。

n） 可分离界面。

o） 滑轮装置。

p） 开关。

q） 紧固件。

r） 继承机构。

s） 机构试验， 包括性能试验、 鉴定试验、寿命试验、 验收试验。

t） 机构安装。

NASA-STD-5017B 的附录A 给出了机构的最佳实践， 包括力矩和力裕度 （包括磁饱和对力矩裕度的影响、 在更高级别的装配件如分系统、整器的力矩裕度计算、 能量裕度）、 润滑 （包括湿式润滑、 固体润滑）、 轴承、 电机、 弹簧、 齿轮、 紧固件、 锁止快速释放销、 冗余旋转表面等的最佳实践， 以及机构检验、 鉴定试验、 寿命试验、 验收试验、 原飞行试验等的最佳实践； 附录B给出参考文献； 附录C 给出要求的识别矩阵。

该标准只叙述了功能技术要求， 没有专门叙述人因要求。

1.3 ECSS-E-ST-33-01C 第2 版 （2019）《航天工程 机构》

该标准基于航天机构领域的技术发展水平和经验， 为机构工程团队提供一组技术要求、 设计规则和指南， 目的是帮助机构研制者进行机构设计以及推导出特定项目的具体要求， 目标是要实现航天机构在轨的可靠工作， 避免异常， 同时在研制阶段，防止影响航天项目的研制进度和费效。

该标准各版本发布情况见表1。

表1 ECSS-E-ST-33-01 标准各版本发布历程

在具体技术内容方面， ECSS-E-ST-33-01C规定了航天器和有效载荷的空间机构为满足任务的性能要求而在机构方案定义、 设计、 分析、 开发、 生产、 试验验证和在轨使用方面的要求。 即该标准中的要求是根据机构应完成的任务来定义的， 而不是根据如何组织和执行必要的工作来定义的。 该标准在内容编排上只规定应做什么工作， 而不去规定怎么组织和实施这些工作， 这样允许现有的组织和现有的方法可以应用到有效的地方， 而不需要重写标准。 该标准没有包括运载火箭机构的要求， 所规定的要求对运载火箭的适用性留给各运载火箭项目自己决定。

2 国外标准主要特点分析

2.1 机构的定义

目前关于机构没有一个统一明确的定义。

AIAA S-114A-2020 中将机械运动组件定义为一个装置， 该装置控制航天器或运载火箭的可展开或其他可运动系统的运动。 运动机械组件包括但不限于： 展开机构、 传感器机构、 瞄准机构、 驱动机构、 消旋机构、 分离机构、 动量轮和反作用轮、 控制力矩陀螺、 框架、 以及要求执行特定功能的其他机构。

NASA-STD-5017B 中将机构定义为一个组件， 该组件中的一个机械部件相对于另一个机械部件运动。

ECSS-E-ST-33-01C 中将机构定义为将部件链接在一起以便能进行相对运动的组件。

3 个标准的表述不全相同， AIAA 标准强调机构的 “控制” 作用即机构的用途， NASA 标准强调部件的 “运动” （标准内容没有涉及控制），ECSS 标准强调机构的 “连接作用和连接的目的”， 应该说3 个定义中NASA 的定义最宽广，ECSS 的其次， AIAA 相对确切和具体。

一般来说， 航天器机构至少由一个执行部件和一个动力源组成。 执行部件用于实现特定的动作， 是机构的关键部分； 动力源用于驱动上述执行部件， 可采用电机、 火工装置、 压力气源、 弹性元件、 以及金属相变产生的变形 （如形状记忆合金） 等不同形式。 另外， 多数机构还包括某种测量或反馈装置， 用于向机构的控制系统提供位置、 速度、 力或力矩等信息。 测量或反馈装置可采用到位开关 （如微动开关、 光电开关等）、 直线传感器 （如直线光栅、 电容传感器、 电涡流传感器等）、 角速度传感器 （如电位计、 光电编码器、 磁编码器、 旋转变压器、 感应同步器、 线性霍尔等）、 应变计等各种形式。

2.2 技术内容

3 个标准的内容大体可分为2 个层次： 一是侧重要求层次， 二是侧重工程设计与应用层次；NASA 和ECSS 标准属于前者， 而AIAA 标准属于后者， 且AIAA 标准与NASA 标准在内容上衔接和互补， 具体见表2。

表2 三项标准的技术内容特点

2.3 力矩／力裕度

2.3.1 裕度计算

AIAA 和NASA 标准采用计算裕度的方式，这是最基本和最经典的方式， 而ECSS 标准采用计算最小驱动力矩／力的方式。

ECSS 标准是从不同类因素项 （即阻力分量）的不确定性出发， 先确定每个因素项在计算最少驱动力矩／力时所使用的系数因子 （加权系数， 它间接反映裕度）， 然后再计算最少驱动力矩／力。

虽然在不同标准和应用中， 驱动力矩／力裕度计算方程或最小驱动力矩／力计算方程可以有多种表述形式， 但是他们每一个形式都能变换成其它形式 （方程表述形式不同）。 这些方程之间唯一的不同点在于方程中不同因素项 （即不同的阻力分量） 的分类与细化、 因素项的属性 （如可变和不明显变化）、 因素项的计算权重、 因素项的数量。具体选择那种形式主要依据能否相对简化、 能否用单一方程进行几个裕度计算、 以及对成熟因素应用的适宜性。 相同点是要充分考虑最坏工况的影响， 考虑机构有足够的韧性即稳健性。

2.3.2 裕度要求

AIAA 标准的规定如下： 在运动中的任何位置， 静态力矩或力裕度至少应为100%。 对新设计的机构， 推荐的最小静态力矩或力裕度见表3。在可行的情况下， 在任何运动位置的动态力矩或力的裕度都应大于25%。

表3 AIAA 标准规定的最小静态力矩或力裕度

NASA 标准虽然没有规定设计过程中的裕度要求， 但在验收和鉴定时， 与AIAA 标准的规定是相同的。

ECSS 标准规定可用力矩力必须大于最小驱动力矩／力。

机构裕度要求可按研制阶段统一提出， 随着产品研制的不断成熟， 裕度或最小驱动力矩／力要求可由粗到精。

2.4 寿命验证

2.4.1 AIAA 标准

机构的工作和非工作寿命的组合应超过飞行器的使用寿命。 进行寿命试验的机构， 在可行情况下， 应与飞行产品等同， 应成功完成功能和环境鉴定试验， 或功能和环境验收试验。 试验产品与飞行产品间的任何差异不得影响试验的有效性。

设计寿命试验时， 机构应按预期的飞行那样工作， 其设备按照预计的或已加速的工作循环工作。 对于低周期 （循环） 的机构 （如： 释放装置、弹簧驱动可展开装置）， 应进行至少2 倍于地面试验和飞行期间总周期 （循环） 数， 一般要求至少进行50 个周期 （循环）， 应覆盖计划的和未计划的事件。 对于高周期 （循环） 的机构 （如： 太阳电池阵驱动器、 动量轮、 跟踪框架等）， 应进行至少1.5 倍于地面试验和飞行期间的总周期 （循环）数， 但首选2 倍总周期 （循环） 数。

工作循环为相对低比例的产品， 将工作循环压缩到一个合理的总试验时间是可以接受的。 在轨持续工作或工作循环为极高比例工作的组件， 如果可以证明加速试验方法是有效的话， 可以采用该方法进行试验， 对这样的组件， 应在适当的环境条件下改变持续时间进行试验， 然后拆解和检查组件。 如果定期拆解和检查不会影响试验条件， 不会使得试验结果无效， 则可以使用一个单一的产品进行试验。 试验条件应包括预计飞行使用时的变化， 例如： 为检查系统的低温工作而关闭电源（掉电） 模式， 在不超过设备的热极限下至实际程度。 应对所有电滑环和换向器组件在整个接口处的额定电压、典型电流水平下进行试验。

应通过有意将运动机械组件 （MMA） 运行至停止状态来对制动器 （止动器） 进行试验， 无论MMA 是否有限位开关来防止正常运行时接触到制动器（止动器）。 该制动器（止动器） 应进行至少2倍于预期工作使用时的工作循环， 再加上在进行部件和飞行器功能和环境试验时工作循环数的2 倍。对于使用限位开关和不正常接触制动器 （止动器）的MMA， 可以将制动器 （止动器） 作为一个单独的部件级试验（开关不激活） 进行鉴定试验。

在完成设计寿命验证试验之后应进行功能试验， 在可行的情况下， 应拆解和检查组件的异常情况， 对零件中可能会产生疲劳失效的关键区域进行检查， 确定是否发生了失效。

使用润滑剂时， 考虑在整个试验的持续时间对润滑剂的流失、 退化、 分布、 数量和出气成分进行测量。 可以通过对润滑剂消耗、 碎片堆积、磨损或其他关键参数进行详细的分析， 为预计组件的预期寿命提供依据。

2.4.2 NASA 标准

a） 设计寿命的验证试验

机构所有的功能都应进行设计寿命验证试验， 验证所有的设计寿命要求。 典型的设计寿命问题包括循环寿命、 耐久性和疲劳极限、 润滑的潜在退化、 过度磨损、 存储时间等。

b） 设计寿命验证试验环境

设计寿命验证试验应当在机构合适的极限环境下进行， 除非得到管控项目的相关技术部门的批准。

设计寿命验证试验应包括机械停止试验， 试验时机构有意运行至停止， 机构是否具有限位开关， 以防止在正常运行中停止接触。

c） 设计寿命试验因子

应对载人航天机构进行寿命试验， 试验周期数至少为预定的工作周期数加上地面周期数 （包括装配、 安装和维护）、 再加上功能、 环境和试运行的周期数之后的总周期数的4 倍。

应对非载人航天机构进行寿命试验， 试验周期数至少为预定的工作周期数加上地面周期数（包括装配、 安装和维护）、 再加上功能、 环境和试运行的周期数之后的总周期数的2 倍。

d） 寿命试验前后的检验和功能试验

在设计寿命验证试验之前和之后应进行检查和功能试验。 应拆解受到磨损的机械系统部件，对退化或其他异常进行检查。

e） 采用原飞行方法时设计寿命量级的调整

对采用原飞行途径的项目， 基于危险程度或为避免过度的耐久性或减少疲劳极限裕度， 在未经管控项目的相关技术部门批准之前， 不得对设计寿命试验验证参数进行调整。

f） 采用原飞行方法时的刷新修整

在设计寿命验证试验验之后和重新进行验收试验之前， 应对原飞行系统进行刷新修整。

g） 设计寿命验证试验说明

对于长期任务， 设计寿命试验往往需要进行加速试验。 该试验需要掌握与试验的失效机理方面的知识， 并对温度和／或速度加速产生的潜在不良后果有所了解。

以往的试验数据表明， 某些干膜润滑剂 （尤其是二硫化钼基润滑剂） 在真空下比它们在大气环境下有更好的表现， 且很少快速退化。 出于这个原因， 若寿命验证试验在大气条件下进行， 从这方面来说就可能有些保守， 且增加润滑性可能有不良影响。

为了可以进行异常研究或满足其他不可预见的需求， 已计算的生命周期数需要再增加一些裕度。增加裕度可以允许在研究期间对机构进行功能试验而不消耗机构的飞行循环寿命。

2.4.3 ECSS 标准

a） 寿命鉴定试验通则

应在进行飞行代表性环境试验以后对飞行代表寿命试验模型在规定的环境下进行试验， 以验证机构的设计、 润滑剂的寿命和性能。 在寿命试验之前对寿命模型进行振动试验， 包括： ①在验收载荷量级进行的验收振动试验， 试验累计的持续时间符合飞行硬件期望的振动试验数量； ②在载荷量级和持续时间为鉴定级时进行了1 次振动。润滑剂寿命验证的环境应经用户同意。

b） 寿命试验模型要求

模型和寿命试验应能体现下述参数： ①热条件、 载荷条件、 接触面应力、 试验期间的运动剖面和速率、 工作条件； ②预期的最坏工况工作条件时的润滑状况， 以及经用户同意后加因子的持续时间。

在加速试验期间对真实条件模拟时采用的扩展寿命持续时间应经用户同意后方可执行。

c） 寿命试验剖面

应对寿命试验的剖面和顺序进行定义， 并经用户同意。

d） 寿命试验的持续时间

对于寿命鉴定， 应使用对预计的标称地面试验周期 （循环） 和在轨工作周期 （循环） 分别加因子后求总和来进行验证。 试验验证时， 期望的周期数 （循环数） 应乘以表4 中对应的因子数。

表4 寿命试验持续时间因子

e） 加速寿命试验

如果使用加速寿命试验来验证机构的寿命性能， 则加速寿命试验使用的模型应是最坏工况环境条件下关于退化方面的体现。

f） 试验后检查

寿命试验后， 应拆解机构的摩擦学部件， 部件的状态按寿命试验成功准则进行验证。

3 结论与建议

机构的力矩／力裕度及寿命是机构的核心要求， 决定着机构的功能特性和任务实现。 随着航天技术的不断发展以及对航天系统任务和性能需求的不断提升， 推动着机构技术的创新和发展，进而使得长期任务成为可能， 不过对机构要进行完全等效的寿命试验是不切实际的。 目前任务成功越来越依赖于知识与经验教训的累积和使用计算机仿真技术来模拟系统载荷、 最坏工况、 性能和寿命等的能力， 掌握与设计及材料有关的潜在约束， 再与期望的工作条件相关联， 这对于保证航天器机构不再成为限制航天器寿命的短板是很关键的。

在标准化方面， 国外对机构研制与应用的最佳实践进行规范， 以期减少重复性的设计错误，同时帮助机构设计者对特定项目的具体应用能推导出设计要求以及选择出最合适的设计途径。 在国内制定了标准 《航天器机构设计与验证通用要求》， 该标准经过几年应用实践， 已积累不少实施经验， 如力矩／力裕度计算、 空间机械臂设计经验等， 建议进行修订完善， 同时充分借鉴国外标准， 提升机构标准水平。