宋征宇

北京航天自動控制研究所，北京100854

降低成本已成為國際航天界越來越重視的挑戰(zhàn)之一，以至于美國將一年一度的“重塑空間”(Reinventing Space)會議主題確定為“顯著地降低空間任務(wù)的費(fèi)用”(Dramatically Reducing Space Mission Cost)，并且指出，在當(dāng)前經(jīng)濟(jì)形勢下，創(chuàng)造低成本、快速響應(yīng)的系統(tǒng)，具備迅速、經(jīng)濟(jì)和可靠地進(jìn)入空間的能力，顯得比以往任何時(shí)刻都重要。

來自私營宇航公司的成本競爭不容忽視。美國航天專家John Strickland曾指出，SpaceX公司降低發(fā)射費(fèi)用的主要技術(shù)手段有3個(gè)方面:1)降低制造成本;2)降低運(yùn)行費(fèi)用(具有時(shí)效性的操作設(shè)計(jì)和降低發(fā)射的人力成本);3)實(shí)現(xiàn)高效性能的飛行。盡管SpaceX很少公開介紹具體的技術(shù)細(xì)節(jié)，但在文獻(xiàn)［1］中突出介紹了軟件在Falcon1火箭智能、自動和遠(yuǎn)程的測發(fā)控系統(tǒng)中發(fā)揮的作用，其控制中心的操控人員僅為2人。

各個(gè)傳統(tǒng)的大型宇航公司很早就意識到成本對競爭的重要性，例如洛克希德·馬丁公司在設(shè)計(jì)AtlasV火箭時(shí)［2］，將改善可靠性、操作性和可用性作為重要的因素，并且提出了“清潔發(fā)射臺”(clean pad)的思路，將助推級的組裝和檢查測試從發(fā)射場又返回工廠，即只有完全組裝好并測試好的助推級才運(yùn)回發(fā)射場，從而減少發(fā)射場的操作時(shí)間和費(fèi)用。

歐洲為了應(yīng)對低成本的挑戰(zhàn)，正著手研制Ariane 6火箭［3］;日本Epsilon火箭則將簡化且智能化的測試與發(fā)射控制技術(shù)作為其主要?jiǎng)?chuàng)新點(diǎn)［4］。我國在這方面的研究還不系統(tǒng)，隨著用戶要求的不斷提高，成本對新火箭的推廣顯得愈發(fā)重要。本文就是在這種背景下，系統(tǒng)梳理國內(nèi)外在航天領(lǐng)域?qū)崿F(xiàn)成本效應(yīng)的經(jīng)驗(yàn)和方法，為提高長征系列運(yùn)載火箭的競爭力提供參考。

1 成本的全程控制

參考火箭發(fā)射的成本模型［5］，一次性使用火箭的成本包括研發(fā)費(fèi)用、產(chǎn)品費(fèi)用、發(fā)射費(fèi)用和保險(xiǎn)費(fèi)用，降低這些費(fèi)用將從設(shè)計(jì)、制造、運(yùn)行以及管理等方面著手，貫穿火箭全壽命周期。

(1)設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)對降低成本的作用體現(xiàn)在以下方面:設(shè)計(jì)高效性能的火箭(更大的推力，更輕的自重，適應(yīng)多種有效載荷);采用重復(fù)使用運(yùn)載器方案;發(fā)射方式的選擇;冗余度的選擇;產(chǎn)品化/可重用性設(shè)計(jì);自主控制技術(shù);與火箭相適應(yīng)的發(fā)射場優(yōu)化設(shè)計(jì)……。

文獻(xiàn)［6］提出了一種據(jù)認(rèn)為最適合快速發(fā)射和低成本的方案:液氧/煤油推進(jìn)劑、擠壓式發(fā)動機(jī)(相對泵壓式發(fā)動機(jī))、三級火箭、全天候發(fā)射，且每級火箭的設(shè)計(jì)方案盡可能一致。盡管會有不同意見，但梳理出了影響火箭成本的主要因素:推進(jìn)劑、發(fā)動機(jī)、火箭構(gòu)型和適應(yīng)性等。自主控制技術(shù)包括自主測試、自主導(dǎo)航和自主控制，文獻(xiàn)［7-8］將快速的上升段軌跡規(guī)劃和閉路制導(dǎo)技術(shù)作為快速發(fā)射、進(jìn)而降低成本的有效手段，因?yàn)闇p少了射前準(zhǔn)備工作，節(jié)約了時(shí)間和人力成本。文獻(xiàn)［9］則介紹了發(fā)射場的建設(shè)應(yīng)如何與火箭匹配才能優(yōu)化工作流程與發(fā)射準(zhǔn)備時(shí)間，這將對后續(xù)運(yùn)行的費(fèi)用產(chǎn)生很大影響。

(2)制造

可制造性設(shè)計(jì)，降低制造的難度;采用成熟的工藝;增材制造技術(shù)(又稱3D打印);媒體現(xiàn)實(shí)技術(shù)……。

“媒體現(xiàn)實(shí)”技術(shù)指采用混合和增強(qiáng)現(xiàn)實(shí)技術(shù)，在生產(chǎn)制造中恰當(dāng)?shù)臅r(shí)刻和恰當(dāng)?shù)牡攸c(diǎn)向崗位人員提供正確的信息，文獻(xiàn)［10］介紹了ESA的研究成果，操作的精確性從75%提高到90%，任務(wù)完成的時(shí)間縮短30%，培訓(xùn)的時(shí)間減少30%。

(3)運(yùn)行

對火箭而言，運(yùn)行指發(fā)射以及發(fā)射前的各種測試準(zhǔn)備工作、發(fā)射后的數(shù)據(jù)收集與結(jié)果分析、以及用于發(fā)射的地面設(shè)備的維護(hù)等。一個(gè)快速響應(yīng)的運(yùn)載火箭需要快速響應(yīng)的地面系統(tǒng)［11］，涉及到各階段的工作，包括:

測試工作:零部組件測試、總裝廠測試、發(fā)射場測試;軟硬件系統(tǒng)集成測試、系統(tǒng)在回路仿真測試、火箭/有效載荷/發(fā)射場設(shè)施聯(lián)合測試;產(chǎn)品的運(yùn)輸;發(fā)射場的運(yùn)行控制與操作;任務(wù)/飛行的規(guī)劃;有效載荷的集成與測試;發(fā)射設(shè)施的維護(hù);備件與庫存的管理;交互式電子手冊;便攜式維護(hù)支持手段……。

(4)管理

根據(jù)Boeing公司2002年的統(tǒng)計(jì)［11］，在一個(gè)項(xiàng)目全壽命周期的費(fèi)用中，工程費(fèi)用占17%，技術(shù)人員的開支占19%，物流等費(fèi)用占10%，計(jì)劃與控制占4%，而包含質(zhì)量保障等管理活動在內(nèi)的開銷占50%。盡管我國國情不同，但可以看出管理是相當(dāng)耗費(fèi)成本的，這部分工作包括:安全性及任務(wù)保障(8%)、信息服務(wù)、文檔服務(wù)、保密管理、需求控制、配置管理、驗(yàn)證管理、商務(wù)管理等，這些均是有必要降低成本的領(lǐng)域。

任務(wù)保障的作用是控制風(fēng)險(xiǎn)，如果未能準(zhǔn)確辨識風(fēng)險(xiǎn)，所有環(huán)節(jié)均不加區(qū)分地套用標(biāo)準(zhǔn)，將導(dǎo)致經(jīng)費(fèi)過消耗且未帶來與其匹配的收益提升。為此，各個(gè)航天機(jī)構(gòu)的產(chǎn)品保障部門意識到了這種危機(jī)以及自身價(jià)值所在，NASA，ESA，JAXA三方質(zhì)保部門聯(lián)合召開了主題為“安全性和任務(wù)保障在考慮成本效率任務(wù)中的貢獻(xiàn)”的研討會，探討如何結(jié)合實(shí)際情況簡化流程，從而降低成本并將風(fēng)險(xiǎn)控制在可接受水平的成功經(jīng)驗(yàn)。正如文獻(xiàn)［12］所述，嚴(yán)格執(zhí)行各種軟硬件開發(fā)的標(biāo)準(zhǔn)(DO178，278，254等)需要付出很大的努力。這就對產(chǎn)品保障部門提出了較高要求，需要與研發(fā)團(tuán)隊(duì)協(xié)作，共同制定裁剪準(zhǔn)則［13］，明確不能裁剪的項(xiàng)目，將資源用在最需要的場合。

文獻(xiàn)［14］探討了研發(fā)與產(chǎn)品的關(guān)系。研發(fā)是解決基本的科學(xué)和技術(shù)問題，往往要經(jīng)過數(shù)年才能轉(zhuǎn)為商用或具有較好的可制造性。為此提出了產(chǎn)品成熟度(PR)的概念，PR由人、產(chǎn)品、流程/計(jì)劃、工具、設(shè)備等因素組成，這與“人、機(jī)、料、法、環(huán)”的概念有點(diǎn)類似。PR與技術(shù)成熟度(TRL)是兩個(gè)不同的概念，在研發(fā)的早期就要開展面向制造的設(shè)計(jì)，當(dāng)TRL達(dá)到3級時(shí)，需要考慮各個(gè)零部組件的設(shè)計(jì)與制造需求;達(dá)到4級時(shí)，需要考慮與之配套的工具的需求;達(dá)到5級時(shí)，需要考慮流程的需求;達(dá)到6級時(shí)，需要考慮對制造人員的需求;而達(dá)到8級時(shí)，就需要對PR進(jìn)行評估。

2 典型的成本控制手段

第1節(jié)宏觀地介紹了成本控制措施以及控制環(huán)節(jié)，本節(jié)將選擇幾個(gè)重點(diǎn)展開介紹，這也是國外已經(jīng)取得較好實(shí)用效果的領(lǐng)域。

2.1 分類管理

根據(jù)NASA有效載荷風(fēng)險(xiǎn)分類的定義［15-16］，風(fēng)險(xiǎn)等級由高到低分為A～D級，分級考慮的因素包括優(yōu)先級(對戰(zhàn)略計(jì)劃的關(guān)鍵程度)、對國家的重要性、任務(wù)復(fù)雜性、生命周期、費(fèi)用和發(fā)射約束條件、在軌可維護(hù)性、重新開展研究或飛行的機(jī)會等。對于不同級別的任務(wù)有不同的設(shè)計(jì)約束，這些設(shè)計(jì)約束包括:單點(diǎn)失效模式、工程模型/原型/飛行/備用硬件、認(rèn)證/認(rèn)可/原型飛行測試、元器件、審查活動以及各種可靠性安全性要求等。

對于A級任務(wù)，不允許存在單點(diǎn)失效模式，選用符合NPSL L1的器件;而D級任務(wù)則可以進(jìn)行裁剪，也是考慮降低成本的主要目標(biāo)。在D級任務(wù)中，單點(diǎn)失效模式是可以接受的，允許使用商用貨架器件COTS，安全性和質(zhì)量保證的各種活動可以大幅裁剪甚至省略，例如NASA的旋風(fēng)全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)(CYGNSS)［17］。

但是，哪些風(fēng)險(xiǎn)是可以接受的，如何對各種質(zhì)量保障活動進(jìn)行裁剪，取決于對風(fēng)險(xiǎn)的理解和經(jīng)驗(yàn)，這本身也是極具風(fēng)險(xiǎn)的，這些并沒有在裁剪指南中明確說明。同時(shí)，許多標(biāo)準(zhǔn)中也沒有給出各種活動的來龍去脈。為此，研究了一種稱為“系統(tǒng)工程和產(chǎn)品保障體系的價(jià)值模型”［18-19］，其目的是構(gòu)建質(zhì)量保障活動與風(fēng)險(xiǎn)的聯(lián)系，從而指導(dǎo)工程技術(shù)人員進(jìn)行裁剪。文獻(xiàn)［19］以軟件為例，開發(fā)了軟件工程和產(chǎn)品保障價(jià)值鏈模型，如圖1所示。

圖1 任務(wù)保障價(jià)值鏈模型

該模型涵蓋了ESA關(guān)于軟件風(fēng)險(xiǎn)的所有內(nèi)容(Risk for Safety，R4S)，指出通過開展基礎(chǔ)實(shí)踐(BP)活動可以獲得相應(yīng)結(jié)果，該結(jié)果消除了R4S中定義的一些風(fēng)險(xiǎn)，并最終可以得到益處。該模型以交互和可視化的形式，用于項(xiàng)目開發(fā)人員的輔助決策、管理人員的對標(biāo)檢查、技術(shù)人員的設(shè)計(jì)咨詢和培訓(xùn)等。

2.2 元器件選用

元器件的選擇總是成為降低成本的潛在手段。采用宇航級器件，意味著高的可靠性和更強(qiáng)的抗輻射性能，但也帶來性能下降、更高價(jià)格和更長的交貨時(shí)間。COTS器件有更高的性能、更短的交貨時(shí)間，但是以犧牲可靠性和抗輻射能力為代價(jià)的。盡管如此，NASA在飛行電子硬件發(fā)展路線圖［20］中，仍然安排了“CD03:COTS-Based Instrument Processor”、“CD07:Advanced COTS-Based C＆DH”等內(nèi)容。NASA，ESA和JAXA為其應(yīng)用制定了一系列的指南、標(biāo)準(zhǔn)和經(jīng)驗(yàn)［21-24］，包括塑封器件的應(yīng)用指南等。

NEPP［24］是 NASA主導(dǎo)下研究的“NASA 電子元器件和封裝項(xiàng)目”，它將對元器件的需求分為3類:對于商業(yè)性的乘員(載人)任務(wù)，關(guān)注“故障-安全”的體系架構(gòu);對于載人登陸火星這樣的任務(wù)，注重可靠性和抗輻射性能;而對于小型的航天任務(wù)，需要考慮成本效率以及低功耗的電子系統(tǒng)等。NEPP重點(diǎn)研究了宇航級、軍用級、汽車級、醫(yī)用級、寬溫商業(yè)級以及商業(yè)級等不同級別的器件，依據(jù)任務(wù)的關(guān)鍵性和環(huán)境/生命周期矩陣，提出了器件選用的建議。然而，如何做出合適的風(fēng)險(xiǎn)決策，即如何在由關(guān)鍵性和環(huán)境/生命周期組成的矩陣中找到本項(xiàng)目合適的位置，始終是個(gè)挑戰(zhàn)。

圖2 LE-X發(fā)動機(jī)的仿真分析流程

在實(shí)際應(yīng)用中使用COTS器件，應(yīng)該選擇具有良好聲譽(yù)廠家的產(chǎn)品，同時(shí)有選擇性地采用冗余設(shè)計(jì)，以消除具有較高概率的單點(diǎn)失效模式［16］，也可同時(shí)采用高等級和COTS器件，用高等級器件“管理”COTS器件［20］，而冗余設(shè)計(jì)則是普遍采用的手段［25-26］。此外，由于商用器件越來越多地采用無鉛焊接工藝，國外也十分重視由此帶來的焊接等工藝問題［27-28］。

2.3 建模與仿真

通過仿真手段開展試驗(yàn)驗(yàn)證，以代替實(shí)物的試驗(yàn)，也可以大大節(jié)約成本。這項(xiàng)技術(shù)一般普遍應(yīng)用在電子產(chǎn)品的虛擬樣機(jī)中，然而，目前也已推廣到發(fā)動機(jī)等復(fù)雜的產(chǎn)品中。

Boeing公司的發(fā)動機(jī)專家曾提出，73%的費(fèi)用消耗在“測試-失效-修復(fù)”的循環(huán)上［29］，未來應(yīng)“更少的測試，更多的建?！?。日本正在研制新一代旗艦型的運(yùn)載火箭H-X，其突出的特點(diǎn)之一是具有魯棒性更強(qiáng)和極高可靠性的發(fā)動機(jī)，實(shí)現(xiàn)這一點(diǎn)的主要手段是建模與仿真分析［30-31］。

首先，基于經(jīng)驗(yàn)知識和故障樹/事件樹分析結(jié)果，辨識出所有的故障模式;其次，采用基于模型的量化風(fēng)險(xiǎn)評估技術(shù)，將概率設(shè)計(jì)分析應(yīng)用于組件級的試驗(yàn)結(jié)果分析和基于失效機(jī)理的解析模型分析，通過該概率以及故障樹/事件樹，計(jì)算系統(tǒng)的可靠性;最后制定設(shè)計(jì)改進(jìn)和零部組件級的試驗(yàn)計(jì)劃。在此基礎(chǔ)上，通過不確定性的量化分析對解析模型的有效性進(jìn)行評估。這區(qū)別于以往依賴發(fā)動機(jī)點(diǎn)火試車的做法，這些做法需要花費(fèi)大量的經(jīng)費(fèi)。該方法已經(jīng)用于LE-X發(fā)動機(jī)，是實(shí)現(xiàn)高性能、高可靠性和低成本的主要手段，其分析流程見圖2。

模型的準(zhǔn)確性影響評估效果，尤其對于可靠性分析。因此，越來越多的航天機(jī)構(gòu)開始重視實(shí)際運(yùn)行數(shù)據(jù)，利用已有項(xiàng)目實(shí)際運(yùn)行的參數(shù)重新對可靠性模型進(jìn)行修訂［12-13，32-33］，可以得出更為可信的結(jié)果:1)對各種參數(shù)、假設(shè)條件和模型進(jìn)行修訂，突出最薄弱的環(huán)節(jié)和潛在的設(shè)計(jì)改進(jìn);2)支持對未來新項(xiàng)目的預(yù)計(jì)，避免可靠性的“過設(shè)計(jì)”。

3 我國運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)降低成本的措施

在我國，以降低成本為目標(biāo)的研究還不普遍，主要跟蹤國外COTS器件的應(yīng)用，對其使用的條件、升級篩選措施、空間應(yīng)用性能以及可靠性設(shè)計(jì)等開展了研究［34-36］。本章以電氣系統(tǒng)為例，介紹其他可以采取的措施。

3.1 降低產(chǎn)品成本

本文介紹3種手段:1)在質(zhì)量與可靠性之間取得平衡，即以微小的可靠性指標(biāo)的損失換取較大的成本效益;2)采用系統(tǒng)集成和一體化設(shè)計(jì)，即充分發(fā)揮每個(gè)單機(jī)的功能，從而減少其他配套設(shè)備;3)加強(qiáng)地面可靠性試驗(yàn)，即通過大量的地面試驗(yàn)，將原本“預(yù)計(jì)指標(biāo)”略低的產(chǎn)品提升到穩(wěn)定可靠的性能狀態(tài)。

3.1.1 質(zhì)量與可靠性的平衡

提高電子產(chǎn)品的可靠性有2種常用手段:選用高等級的器件和采用冗余設(shè)計(jì)。冗余設(shè)計(jì)的目的是考慮到元器件可靠性難以進(jìn)一步提高而采取的補(bǔ)償措施。但目前在許多應(yīng)用中2種手段同時(shí)使用，這已偏離了冗余設(shè)計(jì)的初衷。

文獻(xiàn)［37］提出了可靠性凈現(xiàn)值(NPV)的概念，通俗含義就是用戶為該可靠性支付的費(fèi)用減去承包方實(shí)現(xiàn)這個(gè)可靠性指標(biāo)而消耗的費(fèi)用。文獻(xiàn)［38］將運(yùn)載火箭的可靠性模型與性能及成本的約束集成在一起，實(shí)現(xiàn)整體優(yōu)化。國內(nèi)也有學(xué)者開始考慮這些問題［39］，其目的均是建立起可靠性指標(biāo)與投資效益的關(guān)系。

為理解可靠性與成本的關(guān)系，本文以某型火箭綜合控制器為例做簡要分析?？紤]到不同元器件高、低質(zhì)量等級之間價(jià)格的差異、單價(jià)以及用量等，將該設(shè)備的元器件分為3類:

L1:普通分立元器件，不同質(zhì)量等級之間價(jià)格差異較大，但單價(jià)相對集成電路而言較低，且用量多。例如各種阻容器件，二、三級管、門電路、變壓器等;

L2:中小規(guī)模的電路，其特點(diǎn)介于L1與L3之間，包括光耦、晶振、固體繼電器、穩(wěn)壓器、驅(qū)動器等;

L3:大規(guī)模及超大規(guī)模的集成電路、混合集成電路等，不同質(zhì)量等級之間的價(jià)格差異大，單價(jià)很高，但用量較少。例如 DSP，F(xiàn)PGA，F(xiàn)LASH、總線協(xié)議芯片、DC/DC和濾波器等。

綜控器中各類器件的統(tǒng)計(jì)如表1。

表1 某綜控器各類器件數(shù)量與成本統(tǒng)計(jì)

考慮5種情況(括號內(nèi)的%為降低成本數(shù)):

S1:全部采用最高質(zhì)量等級的器件;

S2:全部采用較低質(zhì)量等級的器件:阻容器件由J/K或GJB降為七專(-35%);光耦由JCT降為JP(-25%);二極管由JCT降為七專(-50%);固態(tài)繼電器由Y級降為W級(-75%);穩(wěn)壓器由軍級降為工業(yè)級(-10%);FPGA由883級降為軍溫工業(yè)級(-90%);54系列單片集成電路降為工業(yè)級(-95%);其余進(jìn)口元器件按價(jià)格下降50%計(jì)算;

S3:僅L3器件采用較低質(zhì)量等級器件;

S4:僅L1采用高等級器件，L2與L3均采用較低質(zhì)量等級器件;

S5:采用高等級器件，未采用冗余設(shè)計(jì)。

針對上述假設(shè)，不同狀態(tài)下成本與可靠性的統(tǒng)計(jì)如表2所示?？梢钥闯?，即使所有器件全部降低1個(gè)等級，可靠性的影響不足百萬分之四，成本將節(jié)省60.92%，顯然，采用較低質(zhì)量等級的器件更為合理。假設(shè)綜控器在原方案(S1)下整個(gè)控制系統(tǒng)的可靠性為0.996，如果采用S2，控制系統(tǒng)的可靠性將降為0.995996;假設(shè)控制系統(tǒng)各類控制器共10臺全采用類似的方案，控制系統(tǒng)的可靠性將變?yōu)?.99596，這樣的可靠性指標(biāo)系統(tǒng)也是可以接受的，但總成本將節(jié)約683萬。

表2 某綜控器不同質(zhì)量等級下成本與可靠性的統(tǒng)計(jì)

3.1.2 系統(tǒng)集成和一體化設(shè)計(jì)

充分發(fā)揮每個(gè)單機(jī)的功能，減少單一功能的設(shè)備，也可以降低成本。圖3給出在歐洲醞釀中的Ariane 6火箭某級系統(tǒng)組成框圖［40］，采用了 IMA(集成化模塊電子系統(tǒng))的概念，將多種功能塊集成在一個(gè)組合內(nèi)，每個(gè)組合內(nèi)均嵌入遙測功能，其中CPU模塊采用標(biāo)準(zhǔn)化設(shè)計(jì)，被稱作“模塊化數(shù)據(jù)處理功能塊”(MDHB)。

圖3 Ariane6某艙段電氣系統(tǒng)組成框圖

但我國目前的長征系列火箭還未能實(shí)現(xiàn)跨系統(tǒng)集成設(shè)計(jì)。數(shù)字化技術(shù)使設(shè)備的功能、性能有了顯著提升，成本也大幅增加。同樣以上述綜合控制器為例，表3對比了2種設(shè)計(jì)方案:新一代運(yùn)載火箭綜合控制器成本的增加主要是由于采用了1553B總線、高性能DSP處理器以及FPGA等大規(guī)模集成電路的應(yīng)用。如果僅完成同一種功能，顯然這種設(shè)計(jì)在成本上不具有優(yōu)勢。但是，如果賦予綜控器更多的功能，通過BIT實(shí)現(xiàn)自身信號的檢測以及本地化信號采集單元的功能，將可以簡化地面和遙測設(shè)備，滿足技術(shù)進(jìn)步和節(jié)約成本的需求，這正發(fā)揮了系統(tǒng)集成的優(yōu)勢。

表3 2種控制器指標(biāo)對比

3.1.3 地面可靠性試驗(yàn)

在方案論證和初樣設(shè)計(jì)前期，可靠性預(yù)計(jì)采用的是元器件計(jì)數(shù)法;隨著可靠性試驗(yàn)的實(shí)施，最終對可靠性的評估采用的是應(yīng)力分析法。如果采用較低等級的產(chǎn)品，通過了同樣時(shí)間的可靠性增長試驗(yàn)，那么它與采用高等級器件的產(chǎn)品，其可靠性的評估值是一樣的。因此，通過加強(qiáng)地面篩選和可靠性試驗(yàn)，可以用較低質(zhì)量等級的器件獲得較高的可靠性。

當(dāng)然，得出上述結(jié)論有一個(gè)前提，即工藝的一致性要有保證。否則，由于可靠性試驗(yàn)只是抽樣進(jìn)行，其試驗(yàn)結(jié)果將不具有代表性。

3.2 降低發(fā)射服務(wù)成本

在火箭發(fā)射中心盡可能簡化人工操作，也是實(shí)現(xiàn)快速發(fā)射的有效手段。以火工品回路的檢查為例，各國火箭在火工品安裝前后均要進(jìn)行回路阻值測試，以確保連接可靠，但也都是較為費(fèi)時(shí)的操作。為此日本Epsilon火箭采用了箭載測試設(shè)備實(shí)現(xiàn)自動測試，如圖 4［4］所示。

圖4 日本Epsilon固體火箭的箭載測試設(shè)備

ROSE被稱作“快速響應(yīng)支持設(shè)備”，是用于配合箭上BIT而設(shè)計(jì)的產(chǎn)品，集數(shù)據(jù)采集、通訊、網(wǎng)絡(luò)集線器等多種功能。MOC專門用于火工品回路檢查以及模擬起飛、分離等信號，并且可以脫落留待下次發(fā)射任務(wù)繼續(xù)使用。

采用自動、智能的測發(fā)控技術(shù)，可以縮短測試時(shí)間，減少技術(shù)保障人員。有關(guān)這方面的應(yīng)用研究成果可參考文獻(xiàn)［41］。

3.3 采用平臺化設(shè)計(jì)降低開發(fā)成本

圖5示例了采用設(shè)計(jì)平臺配以I/O接口實(shí)現(xiàn)不同的功能，如GNC、伺服控制等功能。

平臺化設(shè)計(jì)的基本思路就是通過標(biāo)準(zhǔn)的體系結(jié)構(gòu)、基本的軟硬件配置、模塊化的I/O接口，以一種開發(fā)環(huán)境組配不同的應(yīng)用系統(tǒng)，從而避免重復(fù)開發(fā)、產(chǎn)品種類繁多等不利于資源共享、成熟度提高和成本降低的因素;同時(shí)通過模塊的升級，滿足技術(shù)發(fā)展需求。

圖5 基于通用開發(fā)平臺的設(shè)計(jì)

不僅硬件如此，采用分時(shí)分區(qū)(TSP)技術(shù)可以進(jìn)一步降低軟件開發(fā)與測試的成本，圖6是ESA提出的空間系統(tǒng)集成模塊化電子系統(tǒng)開發(fā)平臺［42］(IMA-SP platform)。該平臺由多個(gè)邏輯層組成，包括:1)硬件節(jié)點(diǎn);2)系統(tǒng)執(zhí)行平臺(SEP)，涵蓋獨(dú)立分區(qū)內(nèi)核、TSP抽象層、用戶操作系統(tǒng);3)系統(tǒng)支持服務(wù)層，主要包括系統(tǒng)級的中間件軟件，如I/O處理、FDIR等;4)應(yīng)用支持服務(wù)層，主要包括應(yīng)用層面的中間件軟件，如遙測/遙控接口(TM/TC)等。通過分時(shí)分區(qū)，降低軟件任務(wù)之間的耦合度，將共性軟件剝離出來并增強(qiáng)其重用度和成熟度，用戶只需關(guān)心與特定任務(wù)相關(guān)的軟件設(shè)計(jì)，軟件開發(fā)量、測試量均大幅降低，從而起到提高效率降低成本的作用。

圖6 空間系統(tǒng)集成模塊化電子系統(tǒng)開發(fā)平臺

4 結(jié)束語

討論了國內(nèi)外航天器降低成本設(shè)計(jì)所采取的措施，這些措施可以分為2類:1)在不增加風(fēng)險(xiǎn)的前提下優(yōu)化方案和流程，2)按所能承受的風(fēng)險(xiǎn)簡化設(shè)計(jì)和流程。第2種方案主要用在所謂的D級任務(wù)中，例如科學(xué)試驗(yàn)衛(wèi)星、地球觀測衛(wèi)星、小衛(wèi)星甚至導(dǎo)航衛(wèi)星，而在火箭中的應(yīng)用較少。

對電氣系統(tǒng)而言，用適當(dāng)質(zhì)量等級的器件、冗余設(shè)計(jì)和充分的地面試驗(yàn)，將是降低成本并維持較高可靠性的最有效途徑。盡管國內(nèi)對COTS器件的應(yīng)用還處于跟蹤觀望中，但也有自己的經(jīng)驗(yàn):“七?！碑a(chǎn)品可以看作是升級篩選后的國產(chǎn)COTS器件，其質(zhì)量一致性以及實(shí)際性能經(jīng)過了CZ-3A系列等火箭的考驗(yàn)。即使針對上面級等任務(wù)，也可以借鑒國外COTS器件在衛(wèi)星項(xiàng)目中抗輻射設(shè)計(jì)的經(jīng)驗(yàn)。此外，加強(qiáng)系統(tǒng)級的地面試驗(yàn)時(shí)間，可以看作是系統(tǒng)級的升級篩選。

航天盡管是一項(xiàng)高風(fēng)險(xiǎn)的事業(yè)，但火箭作為一種運(yùn)輸工具，應(yīng)該參考其他市場化的運(yùn)輸行業(yè)，例如汽車行業(yè)的經(jīng)驗(yàn)，同一種型號可以有高中低的配置，不同的型號有不同細(xì)分的用戶，從而滿足不同任務(wù)的需求。對于一個(gè)成熟的企業(yè)而言，不是每一種火箭都要承擔(dān)技術(shù)進(jìn)步的重任，產(chǎn)品化、重用技術(shù)將成為核心競爭力之一。

［1］ Hofeller J，Bjelde B，Vozoff M.Responsiveness of the Falcon 1 launch vehicle，associated challenges，and projected improvements［C］.6thResponsive Space Conference，Los Angeles，USA，April 28-May 1，2008.

［2］ Gillespie T.Atlas V evolved expendable launch vehicle:the evolution of responsive launch［C］.2ndResponsive Space Conference，Los Angeles，USA，April 19-22，2004.

［3］ ESA.Ariane6［EB/OL］.2014.http://www.esa.int/Our_Activities/Launchers/Launch_vehicles/Ariane_6.

［4］ JAXA.Epsilon launch vehicle［EB/OL］.2013.http://global.jaxa.jp/projects/rockets/epsilon/index.html.

［5］ Wertz，James R.Economics model of reusable vs.expendable launch vehicles［C］.51stInternational Astronautical Congress，Rio de Janeiro，Brazil，October 2-6，2000.

［6］ Bauer T P，Chakroborty S，Conger R，et al.System engineering for responsive launch［C］.4thResponsive Space Conference，Los Angeles，USA，April 24-27，2006.

［7］ Chavez F，Lu P.Rapid ascent trajectory planning and closed-loop guidance for responsive launch［C］.7thResponsive Space Conference，Los Angeles，USA，April 27-30，2009.

［8］ Lu P，Zhang L J，Sun H S.Ascent guidance for responsive launch:a fixed-point approach［C］.AIAA Guidance，Navigation and Control Conference，San Francisco，USA，August 15-18，2005.

［9］ Finger G W，Gulliver B S，Keller D L.Design Factors of Operationally Responsive Launch Sites［C］.AIAA SPACE 2009 Conference ＆ Exposition， Pasadena，USA，September 14-17，2009.

［10］ Alarcon R.New mediated reality technologies to enhance PA management［C］.TRISMAC 2015，F(xiàn)rascati，Italy，May 18-20，2015.

［11］ Findiesen.Responsive ground system-A review of the boeing advanced checkout，control ＆ maintenance system studied during the NASA Space Launch Initiative［C］.3rdResponsive Space Conference，Los Angeles，USA，April 25-28，2005.

［12］ Brochain P，Hogrel M，Neville C.Achieving EGNOS safety＆mission performances in a design to cost approach［C］.TRISMAC 2015，F(xiàn)rascati，Italy，May 18-20，2015.

［13］ Larrère J L.Risk management and lessons learned solutions for satellite product assurance［J］.Acta Astronautica，2004，55(3-9):811-816.

［14］ Bridges J.R＆D to production:Utilizing production readiness for safety and mission assurance［C］.TRISMAC 2015，F(xiàn)rascati，Italy，18-20 May，2015.

［15］ NPR 8705.4，Risk classification for NASA payloads［R］.NASA，USA:Office of Safety and Mission Assurance，F(xiàn)ebruary 2014.

［16］ Leitner J.Risk classification and risk-based GSFC safety and mission assurance［R］.Greenbelt，USA:GSFC，December 2014.

［17］ Stack T J，Bolvin T.CYGNSS:Lessons we are learning from a class D mission［C］.TRISMAC 2015，F(xiàn)rascati，Italy，May 18-20，2015.

［18］ Port D，Wilf J.The value proposition for assurance of JPL systems［C］.Conference on Systems Engineering Research，Redondo Beach，USA，March 21-22，2014.

［19］ Miyamoto Y，Katahira M，Kobayashi J.JAXA's research on value driven software engineering and assurance［C］.TRISMAC 2015，F(xiàn)rascati，Italy，May 18-20，2015.

［20］ Flight avionics hardware roadmap REV1［R］.NASA，USA:Avionics Steering Committee，January 2014.

［21］ NASA commissioned guideline report on the sse of COTS plastic microcircuits in NASA space flight hardware［R］.NASA，USA:Office of Safety and Mission Assurance(OSMA)，September 2004.

［22］ ECSS-Q-ST-60C Rev.2，Space product assurance-electrical，electronic and electromechanical(EEE)components［S］.

［23］ Kamimori N，Tachihara S.Use of COTS for ISS Program at JAXA［C］.TRISMAC 2015，F(xiàn)rascati，Italy，May 18-20，2015.

［24］ LaBel K A，Sampson M J.The NASA electronic parts and packaging(NEPP)program:overview and the new tenets for cost conscious Mission Assurance on electrical，electronic，and electromechanical(EEE)parts［C］.TRISMAC 2015，F(xiàn)rascati，Italy，May 18-20，2015.

［25］ Troxel I，Grobelny E，Cieslewski G，et al.Reliable management services for COTS-based space systems and applications［C］.Proceedings of the 2006 International Conference on Embedded Systems＆ Applications，Las Vegas，USA，June 26-29，2006.

［26］ McLoughlin I，Gupta V，Singh S，et al.Fault tolerance through redundant COTS components for satellite processing applications［C］.Proceedings of the International Conference on Information，communications and Signal Processing，Singapore，December 15-18，2003.

［27］ Kessel K.Lead-Free Soldering for Space Applications Lead-Free Solder Body of Knowledge ［R］.Florida，USA:ITB Inc.and Kennedy Space Center，May 2005.

［28］ Nemoto N N，Nakagawa T.Examinations of soldering and plating technology for the use of lead-free commercial parts［C］.TRISMAC 2015，F(xiàn)rascati，Italy，May 18-20，2015.

［29］ Munir M S.Overview of the state-of-the-practice in liquid propellant rocket engine design，analysis，and test［C］.AFOSR conference on Energy Conversion Funda-mentals，Istanbul，Turkey，June 21-25，2004.

［30］ Kawatsu K，Taguchi H，Kurosu A，et al.Affordable highreliability realization approach in liquid rocket engine development for new national flagship launch vehicle［C］.TRISMAC 2015，F(xiàn)rascati，Italy，May 18-20，2015.

［31］ Naoki T，Nobuhiro Y，Akihide K，et al.An end-to-end high fidelity numerical simulation of the LE-X engineengine performance evaluation and risk mitigation study［C］.47thAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference ＆ Exhibit，San Diego，USA，July 31-August 03，2011.

［32］ Brown A.Galileo Measured Availability vs.Prediction［C］.TRISMAC 2015，F(xiàn)rascati，Italy，May 18-20，2015.

［33］ Lindsey N J，Rackley N，Brall A，et al.Reliability prediction using bayesian updating of on-orbit performance［R］.NASA，USA:GSFC，F(xiàn)ebb2013.

［34］ 姜秀杰，孫輝先，王志華，等.商用器件的空間應(yīng)用需求、現(xiàn)狀及發(fā)展前景［J］.空間科學(xué)學(xué)報(bào)，2005，25(1):76-80.(Jiang Xiujie，Sun Huixian，Wang Zhihua，et al.The demand，status and perspective of COTS components in space application［J］.Chinese Journal of Space Science，2005，25(1):76-80.)

［35］ Electrical，Electronic，and Electromechanical(EEE)Parts Upgrade Screening and Qualification Requirements Revision E［R］.Houston，USA:Johnson Space Center，July 2011.

［36］ 黨煒，孫惠中，李瑞瑩，等.COTS器件空間應(yīng)用的可靠性保證技術(shù)研究［J］.電子學(xué)報(bào)，2009，37(11):2589-2594.(Dang Wei，Sun Huizhong，Li Ruiying，et al.Research on reliability assurance of COTS components in space application［J］.ACTA Electronica Sinica，2009，37(11):2589-2594.)

［37］ Saleh J H，Marais K.Reliability:how much is it worth?beyond its estimation or prediction，the(net)present value of reliability［J］.Reliability Engineering and System Safety，2006，91(6):665-673.

［38］ Krevor Z C.A methodology to link cost and reliability for launch vehicle design［D］.Atlanta:Georgia Institute of Technology，2007.

［39］ 黎放，朱承，王威.冗余系統(tǒng)費(fèi)用模型及優(yōu)化［J］.系統(tǒng)工程與電子技術(shù)，2000，22(9):84-89.(Li Fang，Zhu Cheng，Wang Wei.Cost models and optimization of redundant system［J］.System Engineering and Electronics，2000，22(9):84-89.)

［40］ Monchaux D，Gast P，Sangare J.Avionic-X:A demonstrator for the next generation launcher avionics［R］.Paris，F(xiàn)rance:CNES＆ ASTRIUM-ST，2012.

［41］ 宋征宇.新一代航天運(yùn)輸系統(tǒng)測發(fā)控技術(shù)發(fā)展的方向［J］.航天控制，2013，31(4):2-10.(Song Zheng yu.The development trend of test and launch control technology on future space transportation system ［J］.Aerospace Control，2013，31(4):2-10.)

［42］ Esquinas A，Zamorano J，Puente J A，et al.Time and space partition platform for safe and secure flight software［C］.Proceedings of Data Systems in Aerospace，Dubrovnik Croatia，May 14-16，2012.