专利名称：一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验剖面设计方法
技术领域：
本发明属于航天驱动组件可靠性领域，具体涉及一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验剖面设计方法。
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。但对于卫星驱动组件，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，因此加速寿命试验逐渐受到人们的重视。目前，航天驱动组件的寿命试验是在真空舱内施加温度应力和负载应力(辐射及其他环境应力因较难模拟故不考虑)，寿命试验1 1做到驱动组件的寿命特征值为止。所施加的温度应力变化范围通常是-50°C至70°C，温度变化率根据工况和试验设备实际情况设定；负载通常施加惯性常值负载，如采用惯量盘施加负载，以考核航天驱动组件的带载能力。目前卫星驱动组件的地面试验验证缺乏相关的试验数据和经验积累，对其空间环境适应能力的余量没有摸底，主要体现在以下两方面一、驱动组件耐环境温度设计相对保守，存贮和工作温度设计范围较窄。目前已完成的模拟在轨环境工作可靠性评估仅局限于设计要求的环境条件，没有进行拉偏和摸底试验验证；二、驱动组件现有的试验验证水平基本支持了同步轨道8年、累计工作2000小时的寿命要求，对于更长的在轨寿命和累计工作时间的性能要求，没有直接的试验数据验证和试验方法评估。但随着卫星在轨寿命指标的提高，需要提供高效的试验剖面，以实现加速寿命试验的寿命评估。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。加速寿命试验是通过加强应力来缩短试验时间，但如果应力过大，改变了产品的失效机理，则加速寿命试验就失去了意义。如果应力偏小，则会导致试验时间缩短并不明显，加速寿命试验无法得到最佳的效果。如何结合产品的实际工况，确定不改变产品失效机理、且能起到较好的加速作用的加速寿命试验剖面一直是困扰设计人员的难题。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，关于试验剖面设计的内容非常少。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设计加速寿命试验剖面无从得知，我国对航天驱动组件的加速寿命试验的研究也刚刚起步，到目前为止我国尚未有适合于工程应用的航天驱动组件的加速寿命试验剖面设计方法。
发明内容
本发明为了解决在不改变航天驱动组件失效机理的前提下，实现航天驱动组件的加速寿命试验具有较好的加速效果的目的，提出一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验剖面设计方法，为航天驱动组件提供了一种实用、可操作、不改变失效机理且加速效果较为明显的加速寿命试验剖面设计方法，为航天驱动组件寿命评估提供行之有效的加速方法。本发明提出的一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验剖面设计方法，具体为步骤一、进行摸底试验，确定不改变航天驱动组件故障机理的最极端应力值；步骤二、根据应力水平数量1，确定各加速应力水平下的各应力值，第i个加速应力水平下的各应力的值大小均根据如下公式确定额定应力值+(最极端应力值-额定应力值)X i/1，1 < i < 1，i，1为正整数；步骤三、确定应力的单次循环时间T，设置T = O. OlT0, T0为常规应力下航天驱动组件的期望寿命指标；步骤四、进行综合应力加速试验剖面的设计，具体是所有进行综合应力加速寿命试验的样件承受同样的试验剖面，都是依次在步骤二得到的加速应力水平下持续试验单次循环时间T，再重新循环该过程直至试验结束；步骤五、若需要增加新的应力，首先根据航天驱动组件在轨实际条件来确定新增的应力，然后依据累积损伤理论，采用雨流法进行新增应力的剖面编制，将新增应力剖面与步骤四得到的综合加速应力试验剖面叠加，得到最终综合应力加速寿命试验剖面，将所有进行综合应力加速寿命试验的航天驱动组件的样件在得到的最终综合应力加速寿命试验剖面上进行试验。本发明的优点和积极效果在于(1)在常规寿命试验载荷谱确定的情况下，能够较大程度地加速航天驱动组件故障进程，加快得到故障试验样本的速度；(2)提供了变应力综合加速寿命试验剖面设计方法，能够更好地反映航天驱动组件实际运行载荷剖面；(3)在设计综合加速寿命试验剖面时，通过调整应力的幅值和时间，保证不改变航天驱动组件的故障机理。
图1是本发明方法的步骤示意图；图2是某航天驱动组件所承受的应力剖面图；图3是应力剖面对应的循环应力-应变曲线图；图4是简化的应变-时间历程图；图5是雨流法示意图；图6a是某型号固体润滑轴承转速为2000rpm情况下的振动信号图6b是某型号固体润滑轴承转速为4000rpm情况下的振动信号图；图6c是某型号固体润滑轴承转速为5000rpm情况下的振动信号图。
具体实施例方式下面结合附图及实施例对本发明的综合应力加速寿命试验剖面设计方法进行详细说明。本发明的加速寿命试验剖面设计方法主要包括两部分基于常规寿命试验载荷谱下的加速寿命试验剖面设计方法，新增应力载荷剖面设计方法。如图1所示，本发明方法在现有常规寿命试验剖面确定的基础上，进行加速寿命试验剖面设计的方法如下步骤一、进行摸底试验，确定不改变航天驱动组件故障机理的最极端应力值。在确定寿命试验加速应力的基础上，先针对某一应力，将其他应力值固定，将该应力的幅值在额定应力的基础上提高。一般可以将试验样件分成几组，每组提升至不同的数值，通过各类宏观和微观分析方法和手段确定故障机理是否发生改变，进而得到不改变故障机理的该应力的极值。用同样的方法确定不改变故障机理的其它加速应力的极值。然后再将得到的各加速应力的极值综合，分析在此综合应力下故障机理是否改变。如果发生改变，则必须对应力组合值进行调整，每次将各应力的极端应力值都减少(单应力情况下应力的极端应力值-额定应力值)X10%的大小，直至航天驱动组件的故障机理不发生改变，此时得到所要的各加速应力的最极端应力值。调整可按如下方法进行以双加速应力为例，设额定应力值分别为K、Ptl，单应力情况下极端应力值分别为Vm、Pm，可将极端应力值分别降为 V0+0. 9 (Vffl-V0)、P0+0. 9 (Pffl-P0)再进行分析。如果故障机理仍发生改变，则将组合应力降至 V0+0. 8 (Vm-V0)、P0+0. 8 (Pm-P0)，以此类推。步骤二、确定加速应力水平。综合应力加速寿命试验需要根据实验设备等实际条件设定应力水平数量1，1 一般可取3到5。第i个应力水平下的各应力的值大小均根据如下公式确定额定应力值+ (最极端应力值-额定应力值)Xi/l，l < i ^ l，i，l为正整数。 仍以双应力加速为例，取1 = 4。设步骤一中得到的组合极端应力值分别为\、Pn，则可以设定4个加速应力水平分别为化,尸} =Jr+ QV :V2P毛IPn-P0 } , {V2, PJ = {νο+0. 5 (Vn-V0)，P0+0. 5 (Pn-P0)}，{V3, P3I = {V0+0. 75 (Vn-V0)，P0+0. 75 (Pn-P0)}，{V4, Pj = iVn，PnI ο步骤三、确定应力的单次循环时间T。设额定应力值下组件的期望寿命指标为T。， 则可以取T = O-OlT0O步骤四、进行综合应力加速试验剖面的设计。根据加速应力水平和应力的单次循环时间，可以确定综合应力加速寿命试验应力剖面。所有进行综合应力加速寿命试验的样件承受同样的试验剖面，都是进行如下试验过程在步骤二得到的加速应力水平下依次持续试验单次循环时间T，然后再重新循环该试验过程直至试验结束。仍以步骤一和步骤二中的双应力加速为例，综合应力试验剖面为Iv1, P1I、{v2，P2I、{v3，P3I、lv4，P4I依次持续τ时间，再重新循环各综合应力试验剖面，直至试验结束。步骤五、新增应力载荷剖面设计技术。如果按照以上步骤设计的应力剖面仍然没有达到非常好的加速效果，则可以在综合应力试验剖面中新增应力。新增应力根据航天驱动组件在轨实际条件来确定。例如对固体润滑轴承采用转速和轴向载荷的双应力进行加速，如果仍然没有好的加速效果，则可以进一步施加温度应力。首先获得航天驱动组件在轨时的一个较长周期内所承受的温度应力剖面。再依据累积损伤理论进行新增应力剖面编制。根据累积损伤理论，每一次载荷变化都对机构造成一定量的损伤，应力剖面变化越大， 所造成的损伤量也越大，当所有的损伤累积到一起达到某一特定值(常称为总损伤)时，机构的关键部件即发生破坏而导致失效。依据累积损伤理论进行应力剖面编制时，采用雨流法。雨流法是由Matsuiski和Endo等人考虑了材料应力-应变行为而提出的一种计数法。该方法认为塑性的存在是疲劳损伤的必要条件，并且其塑性性质表现为应力-应变的迟滞回线。一般情况下，虽然名义应力处于弹性范围，但从局部的、微观的角度看来，塑性变形仍然存在。图2所示为某航天驱动组件承受的应力剖面，其对应的循环应力-应变曲线示于图3中。由图可见两个小循环2-3-2 ‘、5-6-5’和一个大循环1_4_7分别构成两个小的和一个大的迟滞回线。如果疲劳损伤以此为标志，并且假设一个大变程所引起的损伤不受为完成一个小的迟滞回线而截断的影响，则可逐次将构成较小循环从整个应变-时间历程中提取出来，重新加以组合。这样，图2应变-时间历程将简化为图4的形式，而认为二者对材料引起的疲劳损伤是等效的。雨流法即基于上述原理进行计数。如图5所示为另一航天驱动组件承受的应力剖面，此处只以剖面开始的一小部分为例进行说明，取时间为纵坐标， 垂直向下，载荷-时间历程形如一宝塔屋顶。雨滴以峰、谷为起点，向下流动。根据雨滴流动的迹线，确定载荷循环，雨流法的名称即由此得来。为实现其计数原理，特作如下规定。 首先，从某一点O开始，凡起始于波谷的雨流遇到比它更低的谷值(代数值)便停止。例如起始于波谷O的雨流止于波谷f的水平线，因为波谷的谷值比波谷O的谷值要低。类似的， 凡起始于波峰的雨流遇到比它更高的峰值便停止，例如起始于波峰a的雨流止于波峰e的水平线。另外，在雨滴流动过程中，凡遇到上面流下来的雨滴时也就停止，例如起始于波峰 c的雨流止于波峰b’ ；起始于波谷d的雨流止于a’。这样，根据雨滴流动的起点和终点，可勾画出一个个完整的循环。如b-c-b’和a-d-a’等。将所有完整的循环逐个提取出来，并记录其峰值和谷值。表1给出了对图5中所示的应力剖面所在的完整应力剖面进行雨流法的计数结果。表中峰值读数和谷值读数分成11组，组距为2。在组限一栏内只标明了下限0，2，4，···， 20。方阵内的数字表示循环频数，例如峰值(组中值)为11、谷值(组中值)为9的载荷循环共发生45次，由此可以设计出新增应力的载荷谱。表1雨流法计数结果
权利要求
1.一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验剖面设计方法，其特征在于，在常规寿命试验剖面确定的基础上，进行如下步骤步骤一、进行摸底试验，确定不改变航天驱动组件故障机理的最极端应力值；步骤二、根据应力水平数量1，确定各加速应力水平下的各应力值，第i个加速应力水平下的各应力的值大小均根据如下公式确定额定应力值+ (最极端应力值-额定应力值)Xi/1，1 < i < 1，i，1为正整数；步骤三、确定应力的单次循环时间T，设置T = O. OlT0, T0为额定应力值下航天驱动组件的期望寿命指标；步骤四、进行综合应力加速试验剖面的设计，具体是所有进行综合应力加速寿命试验的样件承受同样的试验剖面，都是依次在步骤二得到的加速应力水平下持续试验单次循环时间T，再重新循环该过程直至试验结束；步骤五、若需要增加新的应力，首先根据航天驱动组件在轨实际条件来确定新增的应力，然后依据累积损伤理论，采用雨流法进行新增应力的剖面编制，将新增应力剖面与步骤四得到的综合加速应力试验剖面叠加，得到最终综合应力加速寿命试验剖面，将所有进行综合应力加速寿命试验的航天驱动组件的样件在得到的最终综合应力加速寿命试验剖面上进行试验。
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剖面设计方法，其特征在于，步骤一中所述的确定最极端应力，具体方法是在确定寿命试验加速应力的基础上，针对某一应力A，将其他应力的值固定，将该应力A的幅值在额定应力值的基础上提高， 进行分组试验，得到不改变故障机理的前提下该应力A的极端应力值，同样，得到所有加速应力的极端应力值；然后再将得到的各加速应力的初始极端应力值综合，分析在综合应力下故障机理是否改变，若故障机理发生改变，则对各应力的极端应力值进行调整，每次将各应力的极端应力值都减少(单应力情况下应力的极端应力值-额定应力值)χιο%，直至航天驱动组件的故障机理不发生改变，此时得到不改变航天驱动组件故障机理的各加速应力的最极端应力值。
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剖面设计方法，其特征在于，步骤二中所述的应力水平的数量1为3 5。
4.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剖面设计方法，其特征在于，所述的航天驱动组件为固体润滑轴承，在常规寿命试验剖面确定的基础上，进行固体润滑轴承加速寿命试验时，选择转速和轴向载荷作为加速应力。
5.根据权利要求4所述的一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验剖面设计方法， 其特征在于，所述的转速和轴向载荷极端综合应力值{Vn，PJ = {5000rpm,11.84N}；应力水平数量1 = 4，得到4个加速应力水平分别为IV1, PJ = {2000rpm，8.84N}、{V2，P2I = {3000rpm，9. 84N}、{V3，P3} = {4000rpm，10. 84N}、{V4，Pj = {5000rpm, 11. 84N}；应力的单次循环时间T = 20小时。
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剖面设计方法，应用于航天驱动组件可靠性领域。该方法在现有常规寿命试验剖面确定的基础上，首先进行摸底试验，确定不改变航天驱动组件故障机理的最极端应力值，然后划分几种应力水平，确定应力的单次循环时间，进行综合加速应力试验剖面的设计，若试验剖面没有达到非常好的加速效果，则新增应力，依据累积损伤理论进行新增应力的剖面编制，将新增应力剖面与已有的试验剖面叠加，得到最终综合应力加速寿命试验剖面，根据试验剖面对样件进行试验。本发明方法在不改变航天驱动组件失效机理的前提下，实现了对航天驱动组件的加速寿命试验，并得到好的加速效果。
文档编号G01M13/00GK102494880SQ201110378288
公开日2012年6月13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 申请人:北京航空航天大学