本发明涉及航天器推进系统技术领域，尤其涉及一种空间轨控发动机可靠性评估方法。
背景技术：
空间轨控发动机是运载火箭上面级、卫星等航天器的心脏，为航天器变轨调姿提供动力，一般具有双向摇摆、多次启动、可长期在轨等功能。发动机的可靠性直接关系着航天器发射、飞行的成败。
发动机固有可靠性是设计出来的，但同时也是生产保证和试验验证出来的，必须通过足够的试验时间和试验次数才能充分暴露发动机在设计、工艺及原材料选取等方面的缺陷和薄弱环节，并通过持续改进达到提高可靠性的目的。
纵观国内外技术现状，空间轨控发动机可靠性评估多采用多子样发动机可靠性热试车累积的方法。多子样发动机可靠性热试车累积的方法虽有利于空间轨控发动机可靠性验证的充分性和真实性，但具有以下不足：1)试验成本高昂；2)试验周期很长；3)易引入低层次质量问题；4)大量的推进剂燃烧，增加大气碳排放，不利于大气环境保护，对于常规推进剂，会产生大量有毒气体。
技术实现要素：
为解决上述问题，本发明提出了一种空间轨控发动机可靠性评估方法，可以用于空间轨控发动机可靠性指标验证，识别薄弱环节，为发动机产品改进提供方向，可靠性评估结果还可以用于支持型号选用产品时的风险权衡。
本发明具体通过以下技术方案实现：
一种空间轨控发动机可靠性评估方法，包括如下步骤：
步骤1、根据型号任务需求和发动机产品特点，提出一种空间轨控发动机设计方案；
步骤2、识别出发动机可靠性薄弱环节，主要包括易出故障的环节、测试不完全覆盖的环节、对质量和性能等构成潜在的危险的环节；
步骤3、针对发动机薄弱环节开展专项可靠性试验，设计发动机薄弱环节试验件，制定详细的发动机薄弱环节试验方法，开展具体的发动机薄弱环节专项可靠性试验，若发动机薄弱环节专项可靠性试验无法通过验证，须返回步骤1，重新提出一种空间轨控发动机设计方案；
步骤4、对薄弱环节的可靠性进行评估，选用合适的可靠性评估模型，确定合适的可靠性特征量，以步骤3的试验数据给出对应置信度的发动机薄弱环节可靠性评估结果，考虑到试验经费和试验周期等因素，若评估可靠度结果大于0.9999，即可认为发动机薄弱环节已充分考核验证，发动机薄弱环节可靠度达到1；
步骤5、开展发动机整机可靠性验证工作，发动机可靠性验证融入到发动机设计方案验证试验和环境验证试验中，以尽量减少试验次数和试验子样数，空间轨控发动机试验验证是一个循序渐进的过程，发动机整机可靠性验证过程包括设计方案地面试车、设计方案高空试车、鉴定级力学环境试验后地面试车、鉴定级力学环境试验后高空试车、可靠性地面试车、批抽检试车，若发动机整机可靠性试车无法通过验证，须返回步骤1，重新提出一种空间轨控发动机设计方案；
步骤6、对发动机可靠性进行评估，选用威布尔分布模型，选取形状参数，以发动机累计工作次数为主要特征量，以累计工作时间为次要特征量，结合步骤5的试验数据，给出对应置信度的发动机可靠性评估结果。。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
1)减少可靠性试验次数和发动机子样数；2)降低火箭发动机可靠性试验验证成本；3)缩短火箭发动机研制周期；4)低碳减排，绿色环保。
本发明拓展性强，可以用于空间轨控发动机可靠性评估，对于其他类型的火箭发动机可靠性评估也有一定的借鉴意义。
附图说明
图1为本发明实施例一种空间轨控发动机可靠性评估方法的操作流程图；
图2为一种空间轨控发动机结构示意图；
图3为一种空间轨控发动机的喷注器头部焊缝试验件结构示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应该指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1所示，本发明实施例提供了图1为一种空间轨控发动机可靠性评估方法，包括如下步骤
步骤1、设计一种空间轨控发动机。参见图2，发动机主要包括推力室、阀门和摇摆机构，推力室主要包括喷注器头部、再生冷却身部和喷管延伸段，摇摆机构主要包括安装支架、摇摆组件。
步骤2、识别出发动机可靠性薄弱环节。发动机开机时，推进剂充填导致喷注器头部焊缝单向承压，多次启动工况可能引起喷注器头部焊缝疲劳失效，喷注器头部焊缝失效会引起氧化剂和燃料接触，喷注器头部焊缝是对发动机质量和性能等构成潜在的危险的环节。
步骤3、针对发动机薄弱环节开展专项可靠性试验。根据发动机产品喷注器头部焊缝的焊缝结构尺寸及焊接技术要求，设计焊接结构完全一致的喷注器头部焊缝试验件，参见图3。采用3套喷注器头部焊缝试验件进行压力循环试验，试验件上的管嘴与液压台连接，压力上升至4.2mpa，保压5s后卸除压力，循环333次，间隔时间5s，液压试验结束后，未见试验件存在变形或破坏。
步骤4、对薄弱环节的可靠性进行评估。采用威布尔分布模型，选取形状参数m为3.0，置信度为0.7，根据发动机累计工作次数20次的指标，评估焊缝单向承压结构可靠性为0.99991，喷注器头部焊缝结构可靠性评估结果大于0.9999，即可认为该薄弱环节已充分考核验证，喷注器头部焊缝结构可靠度达到1。
步骤5、开展发动机整机可靠性验证工作。先后开展设计方案地面试车、设计方案高空试车、鉴定级力学环境试验后地面试车、鉴定级力学环境试验后高空试车、可靠性地面试车、批抽检试车。根据发动机整机可靠性试验情况统计，发动机可靠性子样共7个，发动机累计工作时间20140s，发动机累计工作次数590次，详见表1。
步骤6、对发动机可靠性进行评估。采用威布尔分布模型，选取形状参数m为3.0，置信度为0.7，以发动机累计工作次数20次为主要特征量，以累计工作时间800s为次要特征量，结合步骤5的试验数据，给出可靠性评估结果，按发动机累计工作次数评估发动机可靠度为0.9981，按累计工作时间评估发动机可靠度为0.9957。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。