基于故障樹的某型無人機(jī)助推器分離異常故障診斷方法

付 凡，孫英超，黃海龍，王再玉

（1．空軍駐江西地區(qū)軍事代表室,江西 南昌330024；2．中國(guó)航空工業(yè)洪都，江西 南昌330024）

基于故障樹的某型無人機(jī)助推器分離異常故障診斷方法

付 凡1，孫英超2，黃海龍2，王再玉2

（1．空軍駐江西地區(qū)軍事代表室,江西 南昌330024；2．中國(guó)航空工業(yè)洪都，江西 南昌330024）

由于故障樹的各節(jié)點(diǎn)之間有很強(qiáng)的邏輯和層次關(guān)系，因而由故障樹生成的診斷模式具有很強(qiáng)的條理性和針對(duì)性，本文簡(jiǎn)述了故障樹建模方法和故障處理步驟，并通過某型無人機(jī)助推器故障診斷實(shí)例得到了驗(yàn)證，該方法可適用于目前大多數(shù)飛行器故障分析。

故障樹；助推器分離；動(dòng)力學(xué)仿真

0 引言

故障樹是一種體現(xiàn)故障傳播關(guān)系的有向圖[1~3]，它以診斷對(duì)象最不希望發(fā)生的事件作為頂事件，按照對(duì)象的結(jié)構(gòu)和功能關(guān)系逐層展開，直到不可分事件(底事件)為止。它能夠?qū)崿F(xiàn)快速診斷；知識(shí)庫(kù)易動(dòng)態(tài)修改，并能保持一致性；概率推理可在一定程度上被用于選擇規(guī)則的搜尋通道，提高診斷效率；診斷技術(shù)與領(lǐng)域無關(guān)，只要相應(yīng)的故障樹給定，就可以實(shí)現(xiàn)診斷。

1 故障分析方法

1.1 故障樹生成

常見的故障樹生成方法有兩種：演繹法和合成法[4]。演繹法主要用于人工建樹，它是通過人的思考去分析頂事件是怎樣發(fā)生的，再由頂事件出發(fā)循序漸進(jìn)地尋找每層事件發(fā)生的所有可能的直接原因；合成法主要用于計(jì)算機(jī)輔助建樹，其缺點(diǎn)是分析人員不能通過分析系統(tǒng)而對(duì)目標(biāo)系統(tǒng)有徹底的了解，也不能像演繹法那樣有效地考慮環(huán)境條件和人為因素的影響。

1.2 故障處理步驟

在飛行器故障工程實(shí)際處理中，為使故障問題得到充分的暴露及有效的改進(jìn)，一般遵循步驟：故障分析→故障復(fù)現(xiàn)→解決措施→措施驗(yàn)證。

2 故障分析應(yīng)用

2.1 故障介紹

某無人機(jī)采用并聯(lián)助推模式，其解鎖結(jié)構(gòu)形式如圖1所示，助推器尾噴口旗板在火焰推力作用下剪斷剪切銷旋轉(zhuǎn)，拉動(dòng)推桿脫離制動(dòng)塊，釋放拉桿約束，解鎖助推器懸掛機(jī)構(gòu)，在氣動(dòng)力和重力作用下，助推器球頭退出球巢，助推器與無人機(jī)分離。在某次助推試驗(yàn)時(shí)，助推器點(diǎn)火，無人機(jī)正常發(fā)射，助推器工作末端未正常分離，在飛行末端才出現(xiàn)脫落現(xiàn)象。

2.2 故障樹建立

由助推器連接結(jié)構(gòu)和工作原理，采用故障樹演繹分析方法對(duì)可能導(dǎo)致助推器卡死的環(huán)節(jié)進(jìn)行分析，把助推器未正常脫落的故障定為故障頂事件，采用適當(dāng)?shù)念悇e顆粒度對(duì)頂層事件逐層展開，并結(jié)合邏輯關(guān)系列出故障樹如圖2所示。

2.3 故障排查

1）X1剪切銷未剪斷

根據(jù)助推器地面試車試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果，其推力穩(wěn)定。旗狀板面積約占噴口面積的1/3，其受力大約為6.5kN，大于剪切銷的3.2kN剪斷力，且剪切銷若未剪斷則懸掛機(jī)構(gòu)始終無法解鎖，助推器飛行末端亦無法分離。從回收的的殘骸分析，剪切銷正常剪斷。

2）X2推桿與機(jī)身相掛

助推器點(diǎn)火，推桿解鎖后，在慣性力作用下向后甩出，可能鉤掛蒙皮，如圖3所示。但該處在設(shè)計(jì)時(shí)蒙皮采用封閉圓滑結(jié)構(gòu)，不存在鉤掛的可能，從回收的殘骸分析，蒙皮未出現(xiàn)刮蹭痕跡。

3）X3助推器工作后右側(cè)支撐卡死

助推器工作結(jié)束后，有球頭、后支撐與無人機(jī)相連。球頭與球巢為間隙配合，該架球頭與球巢零件均無超差，不存在卡死；左支撐與助推器為接觸連接，不會(huì)出現(xiàn)卡死現(xiàn)象；右支撐改為可旋轉(zhuǎn)式叉耳，與助推器為間隙配合如圖4所示，并且裝后進(jìn)行了地面脫落試驗(yàn)，不存在卡澀問題。

4）X4氣動(dòng)升力大于重力

針對(duì)飛行試驗(yàn)中助推器正常脫落和部分架次未正常脫落的現(xiàn)象，對(duì)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)，助推器工作結(jié)束時(shí)刻，無人機(jī)為負(fù)攻角，助推器氣動(dòng)升力小于其空載時(shí)重力。在未考慮其它未知因素的情況下，助推器能夠順利脫落。

5）X5拉桿轉(zhuǎn)動(dòng)角度不夠

當(dāng)助推器在脫落過程中，拉桿需要產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)，瞬間會(huì)與制動(dòng)塊分離，即使與制動(dòng)塊接觸，由于拉桿轉(zhuǎn)動(dòng)角較大，拉桿部分與制動(dòng)塊也不會(huì)產(chǎn)生擠壓力。通過助推器殘骸檢查發(fā)現(xiàn)，助推器拉桿根部未倒角，而相應(yīng)位置支耳根部圓角較大，可能會(huì)限制拉桿的轉(zhuǎn)動(dòng)角度。

6）X6尾艙蒙皮開口小

當(dāng)尾艙蒙皮開口較小、制動(dòng)塊轉(zhuǎn)動(dòng)至一定角度時(shí)，會(huì)與尾艙蒙皮前側(cè)相碰，阻礙制動(dòng)塊繼續(xù)轉(zhuǎn)動(dòng)。通過對(duì)該批次，尾艙蒙皮開口情況進(jìn)行檢查發(fā)現(xiàn)，存在蒙皮未加工到位的情況，影響了制動(dòng)塊的轉(zhuǎn)動(dòng)角度。

7）X7制動(dòng)塊轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)卡澀

制動(dòng)塊與裝配轉(zhuǎn)軸尺寸為φ8H8/f9,查公差手冊(cè)，孔公差為（0～+0.022），軸公差為（-0.013～-0.049），為間隙配合；制動(dòng)塊兩側(cè)與鎖片尺寸配合間隙為40H8-2×5h8-30h11，查公差手冊(cè)有40（0～+0.039），5（0～-0.018），30（0～0.160），經(jīng)計(jì)算間隙為（0～0.235），為間隙配合，如圖5所示。通過尺寸分析制動(dòng)塊轉(zhuǎn)動(dòng)靈活，同時(shí)經(jīng)地面檢查和脫落試驗(yàn)，制動(dòng)塊能夠自由轉(zhuǎn)動(dòng)，不存在卡澀情況。

2.4 故障復(fù)現(xiàn)

針對(duì)可能導(dǎo)致助推器卡死的情況，使用異常架次回收的助推器殼體進(jìn)行地面對(duì)接脫落試驗(yàn)，在靜態(tài)情況下出現(xiàn)了兩種助推器不能順利分離的狀態(tài)。

812 Primary malignant melanoma in uterus: a case report

1）狀態(tài)一（圖6）：

旗狀板打開，推桿向后退出鎖片，分離機(jī)構(gòu)解鎖，此時(shí)制動(dòng)塊轉(zhuǎn)動(dòng)至一定角度后被尾艙蒙皮擋住，拉桿達(dá)到最大轉(zhuǎn)動(dòng)角并掛在制動(dòng)塊上，此時(shí)球頭在球窩中尚未完全滑出，助推器懸掛在無人機(jī)上。通過對(duì)助推器拉桿、球頭及機(jī)上制動(dòng)塊的痕跡進(jìn)行分析，其與該懸掛狀態(tài)一致，可互為佐證。

2）狀態(tài)二（圖7）：

旗狀板打開，推桿向后退出鎖片，分離機(jī)構(gòu)解鎖，此時(shí)制動(dòng)塊轉(zhuǎn)動(dòng)至一定角度后被尾艙蒙皮擋住，拉桿達(dá)到最大轉(zhuǎn)動(dòng)角并掛在制動(dòng)塊上，使球頭從球窩中完全滑出，助推器低頭，尾噴管翹起頂在無人機(jī)上，助推器懸掛在無人機(jī)上。通過對(duì)助推器尾噴管上部與無人機(jī)尾艙下蒙皮的痕跡進(jìn)行分析，其痕跡位置與該懸掛狀態(tài)大致相當(dāng)，可互為佐證。

2.5 故障定位

通過對(duì)飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)在無人機(jī)爬升段姿態(tài)角變化出現(xiàn)異?，F(xiàn)象（如圖8所示），即在t1時(shí)刻，無人機(jī)俯仰角、傾斜角突然降低，之后控制系統(tǒng)作用，操縱舵機(jī)動(dòng)作糾正無人機(jī)姿態(tài)，結(jié)合助推器兩種懸掛狀態(tài)的故障復(fù)現(xiàn)，說明該姿態(tài)異?，F(xiàn)象為助推器在t1時(shí)刻由懸掛狀態(tài)一受到擾動(dòng)而使球頭脫出，變?yōu)閼覓鞝顟B(tài)二所致。球頭脫出后，助推器低頭，尾噴管上翹，撞擊到無人機(jī)尾艙上，使無人機(jī)俯仰角減??；同時(shí)根據(jù)尾艙殘骸上的痕跡可知（如圖9所示），由于撞擊位置的無人機(jī)順航向右側(cè)，使無人機(jī)向左側(cè)傾斜，傾斜角向負(fù)方向增大。無人機(jī)控制系統(tǒng)感應(yīng)到機(jī)體姿態(tài)變化后，發(fā)出舵機(jī)動(dòng)作指令，糾正無人機(jī)姿態(tài)，到t2時(shí)刻無人機(jī)姿態(tài)恢復(fù)正常，因此出現(xiàn)上述現(xiàn)象。

通過以上分析，助推器脫落故障可判斷為：制動(dòng)塊前方蒙皮阻擋致使其轉(zhuǎn)動(dòng)角度不夠，同時(shí)拉桿已到最大旋轉(zhuǎn)角度，使得分離機(jī)構(gòu)解鎖后拉桿仍與制動(dòng)塊鉤掛，無法分離，從而導(dǎo)致助推器未正常脫落。

1）采取措施

通過分析及運(yùn)動(dòng)仿真，助推器分離時(shí)，主要由于拉桿與制動(dòng)塊未分離持續(xù)接觸，阻礙助推器分離；同時(shí)將制動(dòng)塊工作時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)角度增大和助推器拉桿工作時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)角度增大，即可解除助推器分離時(shí)約束，實(shí)現(xiàn)助推器正常脫落。

因此，將尾艙蒙皮開口增大，保證制動(dòng)塊具有足夠的活動(dòng)空間，使制動(dòng)塊轉(zhuǎn)動(dòng)角度足夠大，在重力作用下可自由下垂，不存在阻擋。

2）措施驗(yàn)證

對(duì)助推器分離過程進(jìn)行仿真，當(dāng)采用上述措施后，助推器分離順暢，助推器可以有效分離；使用空載助推器，針對(duì)助推器脫落問題進(jìn)行了地面驗(yàn)證試驗(yàn)，松開旗狀板后助推器正常有效脫落；后續(xù)其它架次飛行試驗(yàn)助推器正常分離，無異?，F(xiàn)象出現(xiàn)。

3 結(jié)語(yǔ)

本文簡(jiǎn)述了故障樹建模推理方法和故障處理步驟，并應(yīng)用故障樹方法對(duì)飛行試驗(yàn)中出現(xiàn)的問題進(jìn)行定位和復(fù)現(xiàn)，采取的解決措施經(jīng)仿真、地面試驗(yàn)驗(yàn)證和后續(xù)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證有效，表明該方法可適用于目前大多數(shù)飛行器故障分析。

[1]蔡宗平，湯正平，閔海波.故障樹分析法的專家系統(tǒng)在故障診斷中應(yīng)用，微計(jì)算機(jī)信息，2006，22 (8)：135-138.

[2]葉伯生，黃增雙，李斌.故障樹分析在數(shù)控機(jī)床故障診斷系統(tǒng)中的應(yīng)用，機(jī)械設(shè)計(jì)與制造，2006，(8)：135-137.

[3]朱大奇，于盛林.基于故障樹最小割集的故障診斷方法研究，數(shù)據(jù)采集與處理，2002，17(3)：341~ 344.

[4]Relex Software Co.&intellect．可靠性實(shí)用指南．陳曉彤，等譯．北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

>>>作者簡(jiǎn)介

付凡，男，1974年10月出生，1999年畢業(yè)于空軍工程學(xué)院，碩士，工程師，現(xiàn)從事飛行器設(shè)計(jì)及科研管理工作。

摘 要：利用充氫球磨新工藝制備了晶粒尺寸到納米級(jí)的鎂基儲(chǔ)氫復(fù)相粉末材料，并對(duì)試樣進(jìn)行了EDS、SEM和XRD分析，同時(shí)，還對(duì)兩種試樣進(jìn)行了不同溫度下的水解放氫性能測(cè)試，結(jié)果表明：添加了納米鎳球磨所得的試樣氫化效果明顯優(yōu)于添加普通鎳的試樣。

關(guān)鍵詞：鎂基復(fù)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）