專利名稱：一種航天驅(qū)動組件綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面設(shè)計方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航天驅(qū)動組件可靠性領(lǐng)域，具體涉及一種航天驅(qū)動組件綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面設(shè)計方法。
背景技術(shù)：
根據(jù)國外衛(wèi)星統(tǒng)計資料表明驅(qū)動組件潤滑不良而造成的“卡死”是造成衛(wèi)星失效的主要原因之一，而驅(qū)動組件的摩擦磨損又是導(dǎo)致轉(zhuǎn)動機構(gòu)性能下降的關(guān)鍵原因。航天驅(qū)動組件是制約衛(wèi)星長壽命在軌飛行的關(guān)鍵產(chǎn)品，其高可靠性和長壽命對新型長壽命衛(wèi)星的研制和使用至關(guān)重要。通常產(chǎn)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(wèi)星驅(qū)動組件，如果采用常規(guī)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(qū)動組件的壽命試驗是在真空艙內(nèi)施加溫度應(yīng)力和負載應(yīng)力(輻射及其他環(huán)境應(yīng)力因較難模擬故不考慮)，壽命試驗1 1做到驅(qū)動組件的壽命特征值為止。所施加的溫度應(yīng)力變化范圍通常是-50°C至70°C，溫度變化率根據(jù)工況和試驗設(shè)備實際情況設(shè)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(qū)動組件的帶載能力。目前衛(wèi)星驅(qū)動組件的地面試驗驗證缺乏相關(guān)的試驗數(shù)據(jù)和經(jīng)驗積累，對其空間環(huán)境適應(yīng)能力的余量沒有摸底，主要體現(xiàn)在以下兩方面一、驅(qū)動組件耐環(huán)境溫度設(shè)計相對保守，存貯和工作溫度設(shè)計范圍較窄。目前已完成的模擬在軌環(huán)境工作可靠性評估僅局限于設(shè)計要求的環(huán)境條件，沒有進行拉偏和摸底試驗驗證；二、驅(qū)動組件現(xiàn)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(shù)據(jù)驗證和試驗方法評估。但隨著衛(wèi)星在軌壽命指標的提高，需要提供高效的試驗剖面，以實現(xiàn)加速壽命試驗的壽命評估。加速壽命試驗是在不改變產(chǎn)品失效機理的前提下，通過加強應(yīng)力的辦法，加快產(chǎn)品故障、縮短試驗時間，在較短的時間內(nèi)預(yù)測出產(chǎn)品在正常應(yīng)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(chǎn)品所承受的環(huán)境應(yīng)力或工作應(yīng)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(yīng)力來縮短試驗時間，但如果應(yīng)力過大，改變了產(chǎn)品的失效機理，則加速壽命試驗就失去了意義。如果應(yīng)力偏小，則會導(dǎo)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(jié)合產(chǎn)品的實際工況，確定不改變產(chǎn)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(shè)計人員的難題。目前可以檢索到國外產(chǎn)品加速壽命試驗的參考資料，但大多集中在統(tǒng)計方法的研究，關(guān)于試驗剖面設(shè)計的內(nèi)容非常少。鑒于國外對我國相關(guān)技術(shù)采取封閉政策，我們對國外航天驅(qū)動組件如何設(shè)計加速壽命試驗剖面無從得知，我國對航天驅(qū)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(yīng)用的航天驅(qū)動組件的加速壽命試驗剖面設(shè)計方法。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明為了解決在不改變航天驅(qū)動組件失效機理的前提下，實現(xiàn)航天驅(qū)動組件的加速壽命試驗具有較好的加速效果的目的，提出一種航天驅(qū)動組件綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面設(shè)計方法，為航天驅(qū)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(shè)計方法，為航天驅(qū)動組件壽命評估提供行之有效的加速方法。本發(fā)明提出的一種航天驅(qū)動組件綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面設(shè)計方法，具體為步驟一、進行摸底試驗，確定不改變航天驅(qū)動組件故障機理的最極端應(yīng)力值；步驟二、根據(jù)應(yīng)力水平數(shù)量1，確定各加速應(yīng)力水平下的各應(yīng)力值，第i個加速應(yīng)力水平下的各應(yīng)力的值大小均根據(jù)如下公式確定額定應(yīng)力值+(最極端應(yīng)力值-額定應(yīng)力值)X i/1，1 < i < 1，i，1為正整數(shù)；步驟三、確定應(yīng)力的單次循環(huán)時間T，設(shè)置T = O. OlT0, T0為常規(guī)應(yīng)力下航天驅(qū)動組件的期望壽命指標；步驟四、進行綜合應(yīng)力加速試驗剖面的設(shè)計，具體是所有進行綜合應(yīng)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(yīng)力水平下持續(xù)試驗單次循環(huán)時間T，再重新循環(huán)該過程直至試驗結(jié)束；步驟五、若需要增加新的應(yīng)力，首先根據(jù)航天驅(qū)動組件在軌實際條件來確定新增的應(yīng)力，然后依據(jù)累積損傷理論，采用雨流法進行新增應(yīng)力的剖面編制，將新增應(yīng)力剖面與步驟四得到的綜合加速應(yīng)力試驗剖面疊加，得到最終綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面，將所有進行綜合應(yīng)力加速壽命試驗的航天驅(qū)動組件的樣件在得到的最終綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面上進行試驗。本發(fā)明的優(yōu)點和積極效果在于(1)在常規(guī)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(qū)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(yīng)力綜合加速壽命試驗剖面設(shè)計方法，能夠更好地反映航天驅(qū)動組件實際運行載荷剖面；(3)在設(shè)計綜合加速壽命試驗剖面時，通過調(diào)整應(yīng)力的幅值和時間，保證不改變航天驅(qū)動組件的故障機理。


圖1是本發(fā)明方法的步驟示意圖；圖2是某航天驅(qū)動組件所承受的應(yīng)力剖面圖；圖3是應(yīng)力剖面對應(yīng)的循環(huán)應(yīng)力-應(yīng)變曲線圖；圖4是簡化的應(yīng)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(zhuǎn)速為2000rpm情況下的振動信號圖6b是某型號固體潤滑軸承轉(zhuǎn)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(zhuǎn)速為5000rpm情況下的振動信號圖。
具體實施例方式下面結(jié)合附圖及實施例對本發(fā)明的綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面設(shè)計方法進行詳細說明。本發(fā)明的加速壽命試驗剖面設(shè)計方法主要包括兩部分基于常規(guī)壽命試驗載荷譜下的加速壽命試驗剖面設(shè)計方法，新增應(yīng)力載荷剖面設(shè)計方法。如圖1所示，本發(fā)明方法在現(xiàn)有常規(guī)壽命試驗剖面確定的基礎(chǔ)上，進行加速壽命試驗剖面設(shè)計的方法如下步驟一、進行摸底試驗，確定不改變航天驅(qū)動組件故障機理的最極端應(yīng)力值。在確定壽命試驗加速應(yīng)力的基礎(chǔ)上，先針對某一應(yīng)力，將其他應(yīng)力值固定，將該應(yīng)力的幅值在額定應(yīng)力的基礎(chǔ)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(shù)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(fā)生改變，進而得到不改變故障機理的該應(yīng)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(yīng)力的極值。然后再將得到的各加速應(yīng)力的極值綜合，分析在此綜合應(yīng)力下故障機理是否改變。如果發(fā)生改變，則必須對應(yīng)力組合值進行調(diào)整，每次將各應(yīng)力的極端應(yīng)力值都減少(單應(yīng)力情況下應(yīng)力的極端應(yīng)力值-額定應(yīng)力值)X10%的大小，直至航天驅(qū)動組件的故障機理不發(fā)生改變，此時得到所要的各加速應(yīng)力的最極端應(yīng)力值。調(diào)整可按如下方法進行以雙加速應(yīng)力為例，設(shè)額定應(yīng)力值分別為K、Ptl，單應(yīng)力情況下極端應(yīng)力值分別為Vm、Pm，可將極端應(yīng)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(fā)生改變，則將組合應(yīng)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(yīng)力水平。綜合應(yīng)力加速壽命試驗需要根據(jù)實驗設(shè)備等實際條件設(shè)定應(yīng)力水平數(shù)量1，1 一般可取3到5。第i個應(yīng)力水平下的各應(yīng)力的值大小均根據(jù)如下公式確定額定應(yīng)力值+ (最極端應(yīng)力值-額定應(yīng)力值)Xi/l，l < i ^ l，i，l為正整數(shù)。 仍以雙應(yīng)力加速為例，取1 = 4。設(shè)步驟一中得到的組合極端應(yīng)力值分別為\、Pn，則可以設(shè)定4個加速應(yīng)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 (Vn-V0)，P0+0. 75 (Pn-P0)}，{V4, Pj = iVn，PnI ο步驟三、確定應(yīng)力的單次循環(huán)時間T。設(shè)額定應(yīng)力值下組件的期望壽命指標為T。， 則可以取T = O-OlT0O步驟四、進行綜合應(yīng)力加速試驗剖面的設(shè)計。根據(jù)加速應(yīng)力水平和應(yīng)力的單次循環(huán)時間，可以確定綜合應(yīng)力加速壽命試驗應(yīng)力剖面。所有進行綜合應(yīng)力加速壽命試驗的樣件承受同樣的試驗剖面，都是進行如下試驗過程在步驟二得到的加速應(yīng)力水平下依次持續(xù)試驗單次循環(huán)時間T，然后再重新循環(huán)該試驗過程直至試驗結(jié)束。仍以步驟一和步驟二中的雙應(yīng)力加速為例，綜合應(yīng)力試驗剖面為Iv1, P1I、{v2，P2I、{v3，P3I、lv4，P4I依次持續(xù)τ時間，再重新循環(huán)各綜合應(yīng)力試驗剖面，直至試驗結(jié)束。步驟五、新增應(yīng)力載荷剖面設(shè)計技術(shù)。如果按照以上步驟設(shè)計的應(yīng)力剖面仍然沒有達到非常好的加速效果，則可以在綜合應(yīng)力試驗剖面中新增應(yīng)力。新增應(yīng)力根據(jù)航天驅(qū)動組件在軌實際條件來確定。例如對固體潤滑軸承采用轉(zhuǎn)速和軸向載荷的雙應(yīng)力進行加速，如果仍然沒有好的加速效果，則可以進一步施加溫度應(yīng)力。首先獲得航天驅(qū)動組件在軌時的一個較長周期內(nèi)所承受的溫度應(yīng)力剖面。再依據(jù)累積損傷理論進行新增應(yīng)力剖面編制。根據(jù)累積損傷理論，每一次載荷變化都對機構(gòu)造成一定量的損傷，應(yīng)力剖面變化越大， 所造成的損傷量也越大，當所有的損傷累積到一起達到某一特定值(常稱為總損傷)時，機構(gòu)的關(guān)鍵部件即發(fā)生破壞而導(dǎo)致失效。依據(jù)累積損傷理論進行應(yīng)力剖面編制時，采用雨流法。雨流法是由Matsuiski和Endo等人考慮了材料應(yīng)力-應(yīng)變行為而提出的一種計數(shù)法。該方法認為塑性的存在是疲勞損傷的必要條件，并且其塑性性質(zhì)表現(xiàn)為應(yīng)力-應(yīng)變的遲滯回線。一般情況下，雖然名義應(yīng)力處于彈性范圍，但從局部的、微觀的角度看來，塑性變形仍然存在。圖2所示為某航天驅(qū)動組件承受的應(yīng)力剖面，其對應(yīng)的循環(huán)應(yīng)力-應(yīng)變曲線示于圖3中。由圖可見兩個小循環(huán)2-3-2 ‘、5-6-5’和一個大循環(huán)1_4_7分別構(gòu)成兩個小的和一個大的遲滯回線。如果疲勞損傷以此為標志，并且假設(shè)一個大變程所引起的損傷不受為完成一個小的遲滯回線而截斷的影響，則可逐次將構(gòu)成較小循環(huán)從整個應(yīng)變-時間歷程中提取出來，重新加以組合。這樣，圖2應(yīng)變-時間歷程將簡化為圖4的形式，而認為二者對材料引起的疲勞損傷是等效的。雨流法即基于上述原理進行計數(shù)。如圖5所示為另一航天驅(qū)動組件承受的應(yīng)力剖面，此處只以剖面開始的一小部分為例進行說明，取時間為縱坐標， 垂直向下，載荷-時間歷程形如一寶塔屋頂。雨滴以峰、谷為起點，向下流動。根據(jù)雨滴流動的跡線，確定載荷循環(huán)，雨流法的名稱即由此得來。為實現(xiàn)其計數(shù)原理，特作如下規(guī)定。 首先，從某一點O開始，凡起始于波谷的雨流遇到比它更低的谷值(代數(shù)值)便停止。例如起始于波谷O的雨流止于波谷f的水平線，因為波谷的谷值比波谷O的谷值要低。類似的， 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的水平線。另外，在雨滴流動過程中，凡遇到上面流下來的雨滴時也就停止，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’。這樣，根據(jù)雨滴流動的起點和終點，可勾畫出一個個完整的循環(huán)。如b-c-b’和a-d-a’等。將所有完整的循環(huán)逐個提取出來，并記錄其峰值和谷值。表1給出了對圖5中所示的應(yīng)力剖面所在的完整應(yīng)力剖面進行雨流法的計數(shù)結(jié)果。表中峰值讀數(shù)和谷值讀數(shù)分成11組，組距為2。在組限一欄內(nèi)只標明了下限0，2，4，···， 20。方陣內(nèi)的數(shù)字表示循環(huán)頻數(shù)，例如峰值(組中值)為11、谷值(組中值)為9的載荷循環(huán)共發(fā)生45次，由此可以設(shè)計出新增應(yīng)力的載荷譜。表1雨流法計數(shù)結(jié)果
權(quán)利要求
1.一種航天驅(qū)動組件綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面設(shè)計方法，其特征在于，在常規(guī)壽命試驗剖面確定的基礎(chǔ)上，進行如下步驟步驟一、進行摸底試驗，確定不改變航天驅(qū)動組件故障機理的最極端應(yīng)力值；步驟二、根據(jù)應(yīng)力水平數(shù)量1，確定各加速應(yīng)力水平下的各應(yīng)力值，第i個加速應(yīng)力水平下的各應(yīng)力的值大小均根據(jù)如下公式確定額定應(yīng)力值+ (最極端應(yīng)力值-額定應(yīng)力值)Xi/1，1 < i < 1，i，1為正整數(shù)；步驟三、確定應(yīng)力的單次循環(huán)時間T，設(shè)置T = O. OlT0, T0為額定應(yīng)力值下航天驅(qū)動組件的期望壽命指標；步驟四、進行綜合應(yīng)力加速試驗剖面的設(shè)計，具體是所有進行綜合應(yīng)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(yīng)力水平下持續(xù)試驗單次循環(huán)時間T，再重新循環(huán)該過程直至試驗結(jié)束；步驟五、若需要增加新的應(yīng)力，首先根據(jù)航天驅(qū)動組件在軌實際條件來確定新增的應(yīng)力，然后依據(jù)累積損傷理論，采用雨流法進行新增應(yīng)力的剖面編制，將新增應(yīng)力剖面與步驟四得到的綜合加速應(yīng)力試驗剖面疊加，得到最終綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面，將所有進行綜合應(yīng)力加速壽命試驗的航天驅(qū)動組件的樣件在得到的最終綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面上進行試驗。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航天驅(qū)動組件綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面設(shè)計方法，其特征在于，步驟一中所述的確定最極端應(yīng)力，具體方法是在確定壽命試驗加速應(yīng)力的基礎(chǔ)上，針對某一應(yīng)力A，將其他應(yīng)力的值固定，將該應(yīng)力A的幅值在額定應(yīng)力值的基礎(chǔ)上提高， 進行分組試驗，得到不改變故障機理的前提下該應(yīng)力A的極端應(yīng)力值，同樣，得到所有加速應(yīng)力的極端應(yīng)力值；然后再將得到的各加速應(yīng)力的初始極端應(yīng)力值綜合，分析在綜合應(yīng)力下故障機理是否改變，若故障機理發(fā)生改變，則對各應(yīng)力的極端應(yīng)力值進行調(diào)整，每次將各應(yīng)力的極端應(yīng)力值都減少(單應(yīng)力情況下應(yīng)力的極端應(yīng)力值-額定應(yīng)力值)χιο%，直至航天驅(qū)動組件的故障機理不發(fā)生改變，此時得到不改變航天驅(qū)動組件故障機理的各加速應(yīng)力的最極端應(yīng)力值。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航天驅(qū)動組件綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面設(shè)計方法，其特征在于，步驟二中所述的應(yīng)力水平的數(shù)量1為3 5。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航天驅(qū)動組件綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面設(shè)計方法，其特征在于，所述的航天驅(qū)動組件為固體潤滑軸承，在常規(guī)壽命試驗剖面確定的基礎(chǔ)上，進行固體潤滑軸承加速壽命試驗時，選擇轉(zhuǎn)速和軸向載荷作為加速應(yīng)力。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種航天驅(qū)動組件綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面設(shè)計方法， 其特征在于，所述的轉(zhuǎn)速和軸向載荷極端綜合應(yīng)力值{Vn，PJ = {5000rpm,11.84N}；應(yīng)力水平數(shù)量1 = 4，得到4個加速應(yīng)力水平分別為IV1, PJ = {2000rpm，8.84N}、{V2，P2I = {3000rpm，9. 84N}、{V3，P3} = {4000rpm，10. 84N}、{V4，Pj = {5000rpm, 11. 84N}；應(yīng)力的單次循環(huán)時間T = 20小時。
全文摘要
本發(fā)明提出一種航天驅(qū)動組件綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面設(shè)計方法，應(yīng)用于航天驅(qū)動組件可靠性領(lǐng)域。該方法在現(xiàn)有常規(guī)壽命試驗剖面確定的基礎(chǔ)上，首先進行摸底試驗，確定不改變航天驅(qū)動組件故障機理的最極端應(yīng)力值，然后劃分幾種應(yīng)力水平，確定應(yīng)力的單次循環(huán)時間，進行綜合加速應(yīng)力試驗剖面的設(shè)計，若試驗剖面沒有達到非常好的加速效果，則新增應(yīng)力，依據(jù)累積損傷理論進行新增應(yīng)力的剖面編制，將新增應(yīng)力剖面與已有的試驗剖面疊加，得到最終綜合應(yīng)力加速壽命試驗剖面，根據(jù)試驗剖面對樣件進行試驗。本發(fā)明方法在不改變航天驅(qū)動組件失效機理的前提下，實現(xiàn)了對航天驅(qū)動組件的加速壽命試驗，并得到好的加速效果。
文檔編號G01M13/00GK102494880SQ201110378288
公開日2012年6月13日 申請日期2011年11月24日 優(yōu)先權(quán)日2011年11月24日
發(fā)明者張超, 王少萍 申請人:北京航空航天大學(xué)