專利名稱：航天驅動組件綜合應力加速壽命試驗損傷累積模型的建模方法
航天驅動組件綜合應力加速壽命試驗損傷累積模型的建模方法技術領域
本發明屬于航天驅動組件可靠性及壽命評估領域，具體涉及一種航天驅動組件綜合應力加速壽命試驗損傷累積模型的建模方法。
背景技術：
根據國外衛星統計資料表明驅動組件潤滑不良而造成的“卡死”是造成衛星失效的主要原因之一，而驅動組件的摩擦磨損又是導致轉動機構性能下降的關鍵原因。航天驅動組件是制約衛星長壽命在軌飛行的關鍵產品，其高可靠性和長壽命對新型長壽命衛星的研制和使用至關重要。
通常產品的壽命特征是通過在正常條件下做壽命試驗的方法來獲得的。但對于航天驅動組件，如果采用常規壽命試驗的方法往往需要耗費很長的試驗時間和大量的試驗費用，甚至所需要的試驗時間遠遠大于研制周期，不可能在投入使用前完成壽命驗證，因此對航天驅動組件的加速壽命試驗逐漸受到人們的重視。加速壽命試驗是在不改變產品失效機理的前提下，通過加強應力的辦法，加快產品故障、縮短試驗時間，在較短的時間內預測出產品在正常應力作用下壽命特征的方法。不改變失效機理是加速壽命試驗的前提，加強產品所承受的環境應力或工作應力是進行加速壽命試驗的必要手段。
由加速條件下的壽命推測常規應力下的壽命需要用到加速模型。目前常用的加速模型多適用于恒定應力加速壽命試驗和步進應力加速壽命試驗。上述兩類試驗通常需要較多的樣本以保證估計的精度。但航天驅動組件精度高，壽命長，價格也非常昂貴。能夠用于試驗的樣本數量通常比較少，難以達到恒定應力加速壽命試驗和步進應力加速壽命試驗的要求。如何利用較少的樣本數量達到較高的估計精度一直是困擾設計人員的難題。另外，航天驅動組件通常有已經進行過常規應力壽命試驗的舊樣本，如何有效地利用舊樣本的信息也是有待研究的領域。采用綜合應力加速壽命試驗可以減少對樣本數量的需求，也可以有效地利用舊樣本的信息，但目前尚未有針對綜合應力加速壽命試驗的加速模型建模方法。
目前可以檢索到國外產品加速壽命試驗的參考資料，但大多集中在統計方法的研究，關于針對小樣本情況下加速模型的內容非常少。鑒于國外對我國相關技術采取封閉政策，我們對國外航天驅動組件如何建立小樣本情況下加速模型無從得知，我國在此方面的研究也剛剛起步，到目前為止我國尚未有適合于小樣本情況下的航天驅動組件的加速壽命試驗加速模型。發明內容
本發明的目的是，針對主要故障模式為疲勞的航天驅動組件，基于累積損傷理論， 提出了一種航天驅動組件綜合應力加速壽命試驗損傷累積模型的建模方法。
—種航天驅動組件綜合應力加速壽命試驗的壽命預測模型的建模方法，首先具有下面設定條件
(1)對以疲勞為主要故障模式的航天驅動組件，產品壽命的近似概率分布函數為
權利要求
1. 一種航天驅動組件綜合應力加速壽命試驗損傷累積模型的建模方法，其特征在于， 首先具有下面設定條件(1)對以疲勞為主要故障模式的航天驅動組件，產品壽命的近似概率分布函數為1「0寺°.4_= α0+(θ·18-α0) _( 。> , 0< <η, η>0)(1)υ.is、η )其中，F(t)為失效概率，η為特征壽命，a0為待估參數，t為時間；(2)特征壽命η與應力滿足廣義艾林模型“=7^JTfyM ⑵其中，所選取的加速應力包括溫度和某一種加速應力M，T表示溫度應力的幅值，V表示加速應力M的幅值，α、B為待估參數，Jlci表示額定工況下的特征壽命，T0表示額定工況下的溫度應力的幅值，V0表示額定工況下的加速應力M的幅值；(3)試樣產品的剩余壽命只與當前已失效的累積百分率和當前的應力有關，而與失效百分率的累積方式無關；具體該建模方法包括如下步驟步驟一，試樣從、=0開始施加應力靈試驗到時間、，然后改為在應力尾下試驗，試驗到時間t2，類似過程一直持續，從時間tg開始施加應力發試驗到時間ti;確定從時間、到時間、在發應力下累積的失效概率Fi (t)為1「(H +τ ψ'"'= ^ α。+(0.18 —叫；(Ucti) (3)/■ \a /■ χ ( \ I λ其中，ι表示在應力ι條件下的特征壽命 。p &分別表示在時間tg開始到時間、所施加的加速應力M和溫度的幅值，τ η表示從時間、到時間、 累積的失效概率折算到應力發下的失效概率的折算時間；步驟二，由試驗選取的樣本，確定極大似然函數L π ；=1 ；= 1+1其中，試驗選取n個樣本，包括H1個失效樣本和n2個截尾樣本，n = H^n2, ^.(Yj)表示第j個失效樣本的累積損傷失效概率密度函數，Rj(Yj)表示第j個截尾樣本的累積損傷可靠度函數；步驟三，對參數徹、α、B和η ^估計，具體步驟為第一步開始遺傳算法，給定群體規模P0PULATI0N_NUM、最優個體個數VALUATI0N_ NUM、交配概率PM、變異概率PC和進化代數上限K，初始進化代數k = 0，定義空種群 population和children，以Z = {a0, α，B, n0}作為遺傳算法中個體的基本形式；第二步隨機生成P0PULATI0N_NUM個個體，以式(4)的極大似然函數作為遺傳算法的目標函數確定每個個體的適應度f，并按適應度f從大到小的順序插入到種群population 中；第三步依據交配概率PM從種群population中，隨機選取個體采用平均和雜交方法進行交配產生子代個體，并根據式的極大似然函數確定每個子代個體的適應度f，將子代個體放入種群children中；依據變異概率PC從種群population中選擇個體進行變異，并根據式(4)確定每個變異個體的適應度f，將變異個體也放入種群children中；第四步將種群children中的所有個體插入種群population中，根據適應值f從大到小的順序對種群population中的所有個體進行排序，保留種群population中的前 P0PULATI0N_NUM個個體，將其余個體刪除，清空種群children ；第五步判斷種群population中第VALUATI0N_NUM個個體的適應度f是否跟第1個個體相同，如果是，進入第七步直線，否則繼續直線第六步；第六步更新進化代數k = k+l，判斷進化代數是否等于K，如果是，進入第七步，否則跳轉到第三步執行；第七步開始模式搜索算法，取式的極大似然函數的倒數作為模式搜索算法的目標函數，將種群population中前VALUATI0N_NUM個最優個體作為模式搜索的初始基點X。， 設定初始步長 pattern_search_deta,搜索精度 pattern_search_e,收縮因子 pattern_ search_beta，加速因子pattern_search_alpha，另取與)(。維數相同的零向量X和Y，令Y = \ ；第八步令X = Y，判斷步長pattern_search_deta是否小于搜索精度pattern_ SearCh_e，如果是，方法運行結束，輸出X作為參數估計結果；否則繼續執行；第九步從基點X按步長patterrusearctudeta沿當前坐標軸進行軸向搜索，初始搜索是沿第一個坐標軸進行的，先沿該軸的正方向增加patterrusearctudeta，確定目標函數值，如果函數值減小，將所得到的解作為基點Y，然后執行第十步；如果不減小，則沿該軸的負方向增加patterrusearctudeta，確定目標函數值，如果函數值減小，將所得到的解作為基點Y，然后執行第十步，如果函數值不減小，直接執行第十步；第十步，判斷當前坐標軸是否是最后一個坐標軸，如果是轉第十一步執行，如果不是， 轉第九步搜索下一個坐標軸；第十一步判斷基點Y的目標函數值是否小于基點X，如果是轉至第十二步進行模式搜索；否則將步長減小pattern_searCh_beta，然后轉第八步執行；第十二步取方向向量D = Y-X，沿方向向量D，通過加速因子pattern_search_alpha 得到基點Y’ = Y+D * pattern_searCh_alpha，判斷基點Y’的目標函數值是否小于基點Y， 如果是，令Y = Y’，然后轉第八步執行，如果不是直接轉第八步執行；步驟四，確定參數％、α』和Ilci后，根據式( 確定任意載荷譜下的航天驅動組件的壽命ο
2.根據權利要求1所述的一種航天驅動組件綜合應力加速壽命試驗損傷累積模型的建模方法，其特征在于，所述的步驟二建立混合分布模型的具體方法為第一步試樣從時間、=0開始到時間、在應力靈下試驗，得到的失效概率F1 (t)為
3.根據權利要求1所述的一種航天驅動組件綜合應力加速壽命試驗損傷累積模型的建模方法，其特征在于，所述的步驟三中確定的失效樣本的累積損傷失效概率密度函數 fj (Yj)為
全文摘要
本發明提出一種航天驅動組件綜合應力加速壽命試驗損傷累積模型的建模方法，屬于航天驅動組件可靠性及壽命評估領域。本發明方法針對主要故障模式為疲勞的航天驅動組件，采用綜合應力進行加速壽命試驗，對實驗數據進行分析，確定從開始時間t0到時間ti在應力下累積的失效概率，然后確定失效樣本和截尾樣本的綜合應力加速模型，得到加速模型的極大似然函數，最后對模型中的相關參數進行估計以得到最終的加速模型，根據廣義艾林模型能確定任意載荷譜下的壽命值。本發明方法適用于航天驅動組件綜合多應力加速壽命試驗，能夠縮短試驗時間，節省試驗費用，能夠有效地利用試驗樣本和已經做過常規壽命試驗的截尾樣本，對航天驅動組件的壽命進行比較準確的評估。
文檔編號G06N3/00GK102509023SQ201110378290
公開日2012年6月20日 申請日期2011年11月24日 優先權日2011年11月24日
發明者張超, 王少萍, 石健 申請人:北京航空航天大學