[发明专利]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

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t_i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。

主权项

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：F(t)=10.18[a0+(0.18-a0)(tη)23η0.4],(a0>0,0≤t≤η,η>0)---(1)]]>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：η=η0(V0V)α(T0T)eB(1T-1T0)---(2)]]>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，η₀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t₀＝0开始施加应力试验到时间t₁，然后改为在应力下试验，试验到时间t₂，类似过程一直持续，从时间t_i-1开始施加应力试验到时间t_i，确定从时间t₀到时间t_i在应力下累积的失效概率F_i(t)为：Fi(t)=10.18[a0+(0.18-a0)(t-ti-1+τi-1ηi)23ηi0.4],(ti-1≤t<ti)---(3)]]>其中，η_i表示在应力条件下的特征寿命，V_i、T_i分别表示在时间t_i-1开始到时间t_i所施加的加速应力M和温度的幅值，τ_i-1表示从时间t₀到时间t_i累积的失效概率折算到应力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Lπ：Lπ=Πj=1n1fj(Yj)Πj=n1+1nRj(Yj)---(4)]]>其中，试验选取n个样本，包括n₁个失效样本和n₂个截尾样本，n＝n₁+n₂，f_j(Y_j)表示第j个失效样本的累积损伤失效概率密度函数，R_j(Y_j)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a₀、α、B和η₀估计，具体步骤为：第一步：开始遗传算法，给定群体规模POPULATION_NUM、最优个体个数VALUATION_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，η₀}作为遗传算法中个体的基本形式；第二步：随机生成POPULATION_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(4)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POPULATION_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VALUATION_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+1，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(4)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VALUATION_NUM个最优个体作为模式搜索的初始基点X₀，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X₀维数相同的零向量X和Y，令Y＝X₀；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pattern_search_deta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pattern_search_deta，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pattern_search_deta，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a₀、α、B和η₀后，根据式(2)确定任意载荷谱下的航天驱动组件的寿命。