专利名称：航天驱动组件综合应力加速寿命试验损伤累积模型的建模方法
航天驱动组件综合应力加速寿命试验损伤累积模型的建模方法技术领域
本发明属于航天驱动组件可靠性及寿命评估领域，具体涉及一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验损伤累积模型的建模方法。
背景技术：
根据国外卫星统计资料表明驱动组件润滑不良而造成的“卡死”是造成卫星失效的主要原因之一，而驱动组件的摩擦磨损又是导致转动机构性能下降的关键原因。航天驱动组件是制约卫星长寿命在轨飞行的关键产品，其高可靠性和长寿命对新型长寿命卫星的研制和使用至关重要。
通常产品的寿命特征是通过在正常条件下做寿命试验的方法来获得的。但对于航天驱动组件，如果采用常规寿命试验的方法往往需要耗费很长的试验时间和大量的试验费用，甚至所需要的试验时间远远大于研制周期，不可能在投入使用前完成寿命验证，因此对航天驱动组件的加速寿命试验逐渐受到人们的重视。加速寿命试验是在不改变产品失效机理的前提下，通过加强应力的办法，加快产品故障、缩短试验时间，在较短的时间内预测出产品在正常应力作用下寿命特征的方法。不改变失效机理是加速寿命试验的前提，加强产品所承受的环境应力或工作应力是进行加速寿命试验的必要手段。
由加速条件下的寿命推测常规应力下的寿命需要用到加速模型。目前常用的加速模型多适用于恒定应力加速寿命试验和步进应力加速寿命试验。上述两类试验通常需要较多的样本以保证估计的精度。但航天驱动组件精度高，寿命长，价格也非常昂贵。能够用于试验的样本数量通常比较少，难以达到恒定应力加速寿命试验和步进应力加速寿命试验的要求。如何利用较少的样本数量达到较高的估计精度一直是困扰设计人员的难题。另外，航天驱动组件通常有已经进行过常规应力寿命试验的旧样本，如何有效地利用旧样本的信息也是有待研究的领域。采用综合应力加速寿命试验可以减少对样本数量的需求，也可以有效地利用旧样本的信息，但目前尚未有针对综合应力加速寿命试验的加速模型建模方法。
目前可以检索到国外产品加速寿命试验的参考资料，但大多集中在统计方法的研究，关于针对小样本情况下加速模型的内容非常少。鉴于国外对我国相关技术采取封闭政策，我们对国外航天驱动组件如何建立小样本情况下加速模型无从得知，我国在此方面的研究也刚刚起步，到目前为止我国尚未有适合于小样本情况下的航天驱动组件的加速寿命试验加速模型。发明内容
本发明的目的是，针对主要故障模式为疲劳的航天驱动组件，基于累积损伤理论， 提出了一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验损伤累积模型的建模方法。
—种航天驱动组件综合应力加速寿命试验的寿命预测模型的建模方法，首先具有下面设定条件
(1)对以疲劳为主要故障模式的航天驱动组件，产品寿命的近似概率分布函数为
权利要求
1. 一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验损伤累积模型的建模方法，其特征在于， 首先具有下面设定条件(1)对以疲劳为主要故障模式的航天驱动组件，产品寿命的近似概率分布函数为1「0寺°.4_= α0+(θ·18-α0) _( 。> , 0< <η, η>0)(1)υ.is、η )其中，F(t)为失效概率，η为特征寿命，a0为待估参数，t为时间；(2)特征寿命η与应力满足广义艾林模型“=7^JTfyM ⑵其中，所选取的加速应力包括温度和某一种加速应力M，T表示温度应力的幅值，V表示加速应力M的幅值，α、B为待估参数，Jlci表示额定工况下的特征寿命，T0表示额定工况下的温度应力的幅值，V0表示额定工况下的加速应力M的幅值；(3)试样产品的剩余寿命只与当前已失效的累积百分率和当前的应力有关，而与失效百分率的累积方式无关；具体该建模方法包括如下步骤步骤一，试样从、=0开始施加应力灵试验到时间、，然后改为在应力尾下试验，试验到时间t2，类似过程一直持续，从时间tg开始施加应力发试验到时间ti;确定从时间、到时间、在发应力下累积的失效概率Fi (t)为1「(H +τ ψ'"'= ^ α。+(0.18 —叫；(Ucti) (3)/■ \a /■ χ ( \ I λ其中，ι表示在应力ι条件下的特征寿命 。p &分别表示在时间tg开始到时间、所施加的加速应力M和温度的幅值，τ η表示从时间、到时间、 累积的失效概率折算到应力发下的失效概率的折算时间；步骤二，由试验选取的样本，确定极大似然函数L π ；=1 ；= 1+1其中，试验选取n个样本，包括H1个失效样本和n2个截尾样本，n = H^n2, ^.(Yj)表示第j个失效样本的累积损伤失效概率密度函数，Rj(Yj)表示第j个截尾样本的累积损伤可靠度函数；步骤三，对参数彻、α、B和η ^估计，具体步骤为第一步开始遗传算法，给定群体规模P0PULATI0N_NUM、最优个体个数VALUATI0N_ NUM、交配概率PM、变异概率PC和进化代数上限K，初始进化代数k = 0，定义空种群 population和children，以Z = {a0, α，B, n0}作为遗传算法中个体的基本形式；第二步随机生成P0PULATI0N_NUM个个体，以式(4)的极大似然函数作为遗传算法的目标函数确定每个个体的适应度f，并按适应度f从大到小的顺序插入到种群population 中；第三步依据交配概率PM从种群population中，随机选取个体采用平均和杂交方法进行交配产生子代个体，并根据式的极大似然函数确定每个子代个体的适应度f，将子代个体放入种群children中；依据变异概率PC从种群population中选择个体进行变异，并根据式(4)确定每个变异个体的适应度f，将变异个体也放入种群children中；第四步将种群children中的所有个体插入种群population中，根据适应值f从大到小的顺序对种群population中的所有个体进行排序，保留种群population中的前 P0PULATI0N_NUM个个体，将其余个体删除，清空种群children ；第五步判断种群population中第VALUATI0N_NUM个个体的适应度f是否跟第1个个体相同，如果是，进入第七步直线，否则继续直线第六步；第六步更新进化代数k = k+l，判断进化代数是否等于K，如果是，进入第七步，否则跳转到第三步执行；第七步开始模式搜索算法，取式的极大似然函数的倒数作为模式搜索算法的目标函数，将种群population中前VALUATI0N_NUM个最优个体作为模式搜索的初始基点X。， 设定初始步长 pattern_search_deta,搜索精度 pattern_search_e,收缩因子 pattern_ search_beta，加速因子pattern_search_alpha，另取与)(。维数相同的零向量X和Y，令Y = \ ；第八步令X = Y，判断步长pattern_search_deta是否小于搜索精度pattern_ SearCh_e，如果是，方法运行结束，输出X作为参数估计结果；否则继续执行；第九步从基点X按步长patterrusearctudeta沿当前坐标轴进行轴向搜索，初始搜索是沿第一个坐标轴进行的，先沿该轴的正方向增加patterrusearctudeta，确定目标函数值，如果函数值减小，将所得到的解作为基点Y，然后执行第十步；如果不减小，则沿该轴的负方向增加patterrusearctudeta，确定目标函数值，如果函数值减小，将所得到的解作为基点Y，然后执行第十步，如果函数值不减小，直接执行第十步；第十步，判断当前坐标轴是否是最后一个坐标轴，如果是转第十一步执行，如果不是， 转第九步搜索下一个坐标轴；第十一步判断基点Y的目标函数值是否小于基点X，如果是转至第十二步进行模式搜索；否则将步长减小pattern_searCh_beta，然后转第八步执行；第十二步取方向向量D = Y-X，沿方向向量D，通过加速因子pattern_search_alpha 得到基点Y’ = Y+D * pattern_searCh_alpha，判断基点Y’的目标函数值是否小于基点Y， 如果是，令Y = Y’，然后转第八步执行，如果不是直接转第八步执行；步骤四，确定参数％、α』和Ilci后，根据式( 确定任意载荷谱下的航天驱动组件的寿命ο
2.根据权利要求1所述的一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验损伤累积模型的建模方法，其特征在于，所述的步骤二建立混合分布模型的具体方法为第一步试样从时间、=0开始到时间、在应力灵下试验，得到的失效概率F1 (t)为
3.根据权利要求1所述的一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验损伤累积模型的建模方法，其特征在于，所述的步骤三中确定的失效样本的累积损伤失效概率密度函数 fj (Yj)为
全文摘要
本发明提出一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验损伤累积模型的建模方法，属于航天驱动组件可靠性及寿命评估领域。本发明方法针对主要故障模式为疲劳的航天驱动组件，采用综合应力进行加速寿命试验，对实验数据进行分析，确定从开始时间t0到时间ti在应力下累积的失效概率，然后确定失效样本和截尾样本的综合应力加速模型，得到加速模型的极大似然函数，最后对模型中的相关参数进行估计以得到最终的加速模型，根据广义艾林模型能确定任意载荷谱下的寿命值。本发明方法适用于航天驱动组件综合多应力加速寿命试验，能够缩短试验时间，节省试验费用，能够有效地利用试验样本和已经做过常规寿命试验的截尾样本，对航天驱动组件的寿命进行比较准确的评估。
文档编号G06N3/00GK102509023SQ201110378290
公开日2012年6月20日 申请日期2011年11月24日 优先权日2011年11月24日
发明者张超, 王少萍, 石健 申请人:北京航空航天大学