[发明专利]一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验剖面设计方法

说明书

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℃至70℃，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l，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)×i/l，1≤i≤l，i，l为正整数；

步骤三、确定应力的单次循环时间T，设置T＝0.01T₀，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。