一種航天驅動組件綜合應力加速壽命試驗剖面設計方法技術

本發明專利技術提出一種航天驅動組件綜合應力加速壽命試驗剖面設計方法，應用于航天驅動組件可靠性領域。該方法在現有常規壽命試驗剖面確定的基礎上，首先進行摸底試驗，確定不改變航天驅動組件故障機理的最極端應力值，然后劃分幾種應力水平，確定應力的單次循環時間，進行綜合加速應力試驗剖面的設計，若試驗剖面沒有達到非常好的加速效果，則新增應力，依據累積損傷理論進行新增應力的剖面編制，將新增應力剖面與已有的試驗剖面疊加，得到最終綜合應力加速壽命試驗剖面，根據試驗剖面對樣件進行試驗。本發明專利技術方法在不改變航天驅動組件失效機理的前提下，實現了對航天驅動組件的加速壽命試驗，并得到好的加速效果。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術屬于航天驅動組件可靠性領域，具體涉及。
技術介紹
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。但對于衛星驅動組件，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，因此加速壽命試驗逐漸受到人們的重視。目前，航天驅動組件的壽命試驗是在真空艙內施加溫度應力和負載應力(輻射及其他環境應力因較難模擬故不考慮)，壽命試驗1 1做到驅動組件的壽命特征值為止。所施加的溫度應力變化范圍通常是-50°C至70°C，溫度變化率根據工況和試驗設備實際情況設定；負載通常施加慣性常值負載，如采用慣量盤施加負載，以考核航天驅動組件的帶載能力。目前衛星驅動組件的地面試驗驗證缺乏相關的試驗數據和經驗積累，對其空間環境適應能力的余量沒有摸底，主要體現在以下兩方面一、驅動組件耐環境溫度設計相對保守，存貯和工作溫度設計范圍較窄。目前已完成的模擬在軌環境工作可靠性評估僅局限于設計要求的環境條件，沒有進行拉偏和摸底試驗驗證；二、驅動組件現有的試驗驗證水平基本支持了同步軌道8年、累計工作2000小時的壽命要求，對于更長的在軌壽命和累計工作時間的性能要求，沒有直接的試驗數據驗證和試驗方法評估。但隨著衛星在軌壽命指標的提高，需要提供高效的試驗剖面，以實現加速壽命試驗的壽命評估。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。加速壽命試驗是通過加強應力來縮短試驗時間，但如果應力過大，改變了產品的失效機理，則加速壽命試驗就失去了意義。如果應力偏小，則會導致試驗時間縮短并不明顯，加速壽命試驗無法得到最佳的效果。如何結合產品的實際工況，確定不改變產品失效機理、且能起到較好的加速作用的加速壽命試驗剖面一直是困擾設計人員的難題。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，關于試驗剖面設計的內容非常少。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設計加速壽命試驗剖面無從得知，我國對航天驅動組件的加速壽命試驗的研究也剛剛起步，到目前為止我國尚未有適合于工程應用的航天驅動組件的加速壽命試驗剖面設計方法。
技術實現思路
本專利技術為了解決在不改變航天驅動組件失效機理的前提下，實現航天驅動組件的加速壽命試驗具有較好的加速效果的目的，提出，為航天驅動組件提供了一種實用、可操作、不改變失效機理且加速效果較為明顯的加速壽命試驗剖面設計方法，為航天驅動組件壽命評估提供行之有效的加速方法。本專利技術提出的，具體為步驟一、進行摸底試驗，確定不改變航天驅動組件故障機理的最極端應力值；步驟二、根據應力水平數量1，確定各加速應力水平下的各應力值，第i個加速應力水平下的各應力的值大小均根據如下公式確定額定應力值+(最極端應力值-額定應力值)X i/1，1 < i < 1，i，1為正整數；步驟三、確定應力的單次循環時間T，設置T = O. OlT0, T0為常規應力下航天驅動組件的期望壽命指標；步驟四、進行綜合應力加速試驗剖面的設計，具體是所有進行綜合應力加速壽命試驗的樣件承受同樣的試驗剖面，都是依次在步驟二得到的加速應力水平下持續試驗單次循環時間T，再重新循環該過程直至試驗結束；步驟五、若需要增加新的應力，首先根據航天驅動組件在軌實際條件來確定新增的應力，然后依據累積損傷理論，采用雨流法進行新增應力的剖面編制，將新增應力剖面與步驟四得到的綜合加速應力試驗剖面疊加，得到最終綜合應力加速壽命試驗剖面，將所有進行綜合應力加速壽命試驗的航天驅動組件的樣件在得到的最終綜合應力加速壽命試驗剖面上進行試驗。本專利技術的優點和積極效果在于(1)在常規壽命試驗載荷譜確定的情況下，能夠較大程度地加速航天驅動組件故障進程，加快得到故障試驗樣本的速度；(2)提供了變應力綜合加速壽命試驗剖面設計方法，能夠更好地反映航天驅動組件實際運行載荷剖面；(3)在設計綜合加速壽命試驗剖面時，通過調整應力的幅值和時間，保證不改變航天驅動組件的故障機理。附圖說明圖1是本專利技術方法的步驟示意圖；圖2是某航天驅動組件所承受的應力剖面圖；圖3是應力剖面對應的循環應力-應變曲線圖；圖4是簡化的應變-時間歷程圖；圖5是雨流法示意圖；圖6a是某型號固體潤滑軸承轉速為2000rpm情況下的振動信號圖6b是某型號固體潤滑軸承轉速為4000rpm情況下的振動信號圖；圖6c是某型號固體潤滑軸承轉速為5000rpm情況下的振動信號圖。具體實施例方式下面結合附圖及實施例對本專利技術的綜合應力加速壽命試驗剖面設計方法進行詳細說明。本專利技術的加速壽命試驗剖面設計方法主要包括兩部分基于常規壽命試驗載荷譜下的加速壽命試驗剖面設計方法，新增應力載荷剖面設計方法。如圖1所示，本專利技術方法在現有常規壽命試驗剖面確定的基礎上，進行加速壽命試驗剖面設計的方法如下步驟一、進行摸底試驗，確定不改變航天驅動組件故障機理的最極端應力值。在確定壽命試驗加速應力的基礎上，先針對某一應力，將其他應力值固定，將該應力的幅值在額定應力的基礎上提高。一般可以將試驗樣件分成幾組，每組提升至不同的數值，通過各類宏觀和微觀分析方法和手段確定故障機理是否發生改變，進而得到不改變故障機理的該應力的極值。用同樣的方法確定不改變故障機理的其它加速應力的極值。然后再將得到的各加速應力的極值綜合，分析在此綜合應力下故障機理是否改變。如果發生改變，則必須對應力組合值進行調整，每次將各應力的極端應力值都減少(單應力情況下應力的極端應力值-額定應力值)X10%的大小，直至航天驅動組件的故障機理不發生改變，此時得到所要的各加速應力的最極端應力值。調整可按如下方法進行以雙加速應力為例，設額定應力值分別為K、Ptl，單應力情況下極端應力值分別為Vm、Pm，可將極端應力值分別降為 V0+0. 9 (Vffl-V0)、P0+0. 9 (Pffl-P0)再進行分析。如果故障機理仍發生改變，則將組合應力降至 V0+0. 8 (Vm-V0)、P0+0. 8 (Pm-P0)，以此類推。步驟二、確定加速應力水平。綜合應力加速壽命試驗需要根據實驗設備等實際條件設定應力水平數量1，1 一般可取3到5。第i個應力水平下的各應力的值大小均根據如下公式確定額定應力值+ (最極端應力值-額定應力值)Xi/l，l < i ^ l，i，l為正整數。 仍以雙應力加速為例，取1 = 4。設步驟一中得到的組合極端應力值分別為\、Pn，則可以設定4個加速應力水平分別為化,尸} =Jr+ QV :V2P毛IPn-P0 } , {V2, PJ = {νο+0. 5 (Vn-V0)，P0+0. 5 (Pn-P0)}，{V3, P3I = {V0+0. 75 本文檔來自技高網...

【技術保護點】

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：張超，王少萍，
申請(專利權)人：北京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：