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      一種基于故障物理的航天器用諧波齒輪的可靠性優(yōu)化方法

      文檔序號:6427377閱讀:267來源:國知局
      專利名稱:一種基于故障物理的航天器用諧波齒輪的可靠性優(yōu)化方法
      技術(shù)領(lǐng)域
      本發(fā)明屬于機(jī)械產(chǎn)品的可靠性優(yōu)化設(shè)計(jì)領(lǐng)域,具體涉及一種航天器用諧波齒輪的可靠性優(yōu)化方法。
      背景技術(shù)
      隨著航天技術(shù)的發(fā)展,“高可靠”、“長壽命”已成為航天產(chǎn)品的共同需求和發(fā)展趨勢。目前,在航天器設(shè)計(jì)中,一般均要求其可靠工作時(shí)間為10年、15年甚至20年以上。這對航天器可靠性分析和設(shè)計(jì)提出了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。太陽翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)和天線指向機(jī)構(gòu)是衛(wèi)星常用機(jī)構(gòu)之一,航天器用諧波齒輪是上述結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵部件。如圖1所示為航天器用諧波齒輪主要由波發(fā)生器1、柔輪2和剛輪3三個(gè)基本構(gòu)件組成,航天器用諧波齒輪是一種靠波發(fā)生器使柔輪產(chǎn)生可控彈性變形,并與剛輪相嚙合來傳遞運(yùn)動和動力的齒輪傳動,航天器用諧波齒輪在上述結(jié)構(gòu)中主要起減速和傳動的作用。正是由于航天器用諧波齒輪具有承載能力高、質(zhì)量輕、回差低或是接近零回差、 減速比范圍大等特點(diǎn),因此被廣泛地應(yīng)用于太陽翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)中用于驅(qū)動太陽翼指向太陽, 為衛(wèi)星工作提供充足的電能;諧波齒輪也用于天線指向機(jī)構(gòu)中驅(qū)動衛(wèi)星天線指向地面信號發(fā)送站,從而利于信號的傳輸。航天器用諧波齒輪作為太陽翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)、天線指向機(jī)構(gòu)中的關(guān)鍵部件,航天器用諧波齒輪的高可靠性在一定程度上決定了驅(qū)動機(jī)構(gòu)和指向機(jī)構(gòu)的可靠性,間接影響天線和衛(wèi)星是否能正??煽康墓ぷ?。在航天器產(chǎn)品設(shè)計(jì)中,考慮到發(fā)射成本、密封等各種因素,一般要求相應(yīng)的部件越小越好、越輕越好。據(jù)統(tǒng)計(jì),航天器的重量降低 1/10,相應(yīng)的發(fā)射成本則會減少10倍左右。因此,對航天產(chǎn)品進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)研究具有著十分重要的現(xiàn)實(shí)意義。航天器用諧波齒輪的優(yōu)化研究目前主要集中在參數(shù)設(shè)計(jì)方面,在滿足一定的性能要求前提下,研究設(shè)計(jì)合理的結(jié)構(gòu)參數(shù),此類研究是基于故障統(tǒng)計(jì)的方法。至目前為止,基于可靠性的航天器用諧波齒輪設(shè)計(jì)優(yōu)化研究非常少,而可靠性是保證航天器用諧波齒輪可靠工作的重要指標(biāo)。另外,由于各種不確定性的影響,航天器用諧波齒輪的相關(guān)參數(shù)通常都不是定值,而為相應(yīng)的隨機(jī)變量。基于可靠性的優(yōu)化設(shè)計(jì)和分析考慮了在設(shè)計(jì)過程中各種不確定性的影響。在基于可靠性的設(shè)計(jì)優(yōu)化研究方面,不少學(xué)者提出了許多實(shí)用的高精度算法,取得了重要的成果。由于傳統(tǒng)的可靠性優(yōu)化設(shè)計(jì)方法主要是以故障統(tǒng)計(jì)為基礎(chǔ)并在假定產(chǎn)品主要失效模式和主要失效模式的功能函數(shù)已知的前提下進(jìn)行的,由于現(xiàn)實(shí)系統(tǒng)的復(fù)雜性,往往難以確定系統(tǒng)主要失效模式及功能函數(shù),功能函數(shù)基本上為黑盒子形式。對于具有顯著“高可靠”、“長壽命”、“小樣本”特征的航天產(chǎn)品更是如此。因此,假定系統(tǒng)主要失效模式及相應(yīng)的功能函數(shù)為已知已不符合工程實(shí)際,需要一種新的確定主要失效模式及功能函數(shù)的方法用于航天產(chǎn)品的可靠性優(yōu)化設(shè)計(jì)。

      發(fā)明內(nèi)容
      本發(fā)明的目的是針對傳統(tǒng)的可靠性優(yōu)化設(shè)計(jì)方法用于航天器用諧波齒輪優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)的不足,提出了一種基于故障物理的航天器用諧波齒輪可靠性優(yōu)化方法。為了實(shí)現(xiàn)上述目的,本發(fā)明的技術(shù)方案是一種基于故障物理的航天器用諧波齒輪可靠性優(yōu)化方法,包括如下步驟步驟1 根據(jù)航天器用諧波齒輪的結(jié)構(gòu)特征建立航天器用諧波齒輪的物理模型;步驟2 根據(jù)步驟1中得到的航天器用諧波齒輪的物理模型,用基于故障物理的可靠性仿真技術(shù)確定航天器用諧波齒輪的底層故障信息;步驟3 用FMEA/FMECA方法對步驟2得到的航天器用諧波齒輪的底層故障信息和通過故障統(tǒng)計(jì)得到的已有的故障信息進(jìn)行分析得到航天器用諧波齒輪的關(guān)鍵部件及其主要失效模式;步驟4 確定主要失效模式的響應(yīng)面函數(shù);步驟5 通過一次二階矩(FOSM)方法對步驟4中得到的二次響應(yīng)面函數(shù)進(jìn)行不確定性分析,將航天器用諧波齒輪設(shè)計(jì)優(yōu)化中的強(qiáng)度約束及疲勞約束轉(zhuǎn)換為可靠性約束;步驟6 建立航天器用諧波齒輪體積的函數(shù)表達(dá)式,將其作為優(yōu)化目標(biāo)函數(shù),結(jié)合步驟5得到的關(guān)于強(qiáng)度及疲勞的可靠性約束,對航天器用諧波齒輪進(jìn)行可靠性優(yōu)化設(shè)計(jì);本發(fā)明的有益效果在于由于航天器用諧波齒輪有顯著的“小樣本”、“長壽命”、 “高可靠”等特點(diǎn),由于故障信息很少,因此傳統(tǒng)的基于故障統(tǒng)計(jì)的可靠性優(yōu)化方法在航天器用諧波齒輪上有其較大的局限性,不適合對航天器用諧波齒輪進(jìn)行可靠性優(yōu)化。而基于故障物理的可靠性優(yōu)化方法,能追溯故障的根本原因和故障機(jī)理;通過基于故障物理的仿真技術(shù),可以確定故障信息和識別故障機(jī)理;從而避免了航天器用諧波齒輪的“小樣本”而導(dǎo)致故障信息少的問題。結(jié)合故障物理仿真技術(shù)得到的底層故障信息與FMECA/FMEA分析,確定航天器用諧波齒輪的關(guān)鍵部件及其主要失效模式,從而進(jìn)行可靠性定量優(yōu)化,在保證可靠性的前提下有效的降低產(chǎn)品的重量,從而降低發(fā)射成本。本發(fā)明能顯著的縮短產(chǎn)品設(shè)計(jì)周期,降低產(chǎn)品開發(fā)的費(fèi)用,由于能盡早發(fā)現(xiàn)產(chǎn)品的潛在故障模式和信息,從而進(jìn)行改進(jìn),因此能顯著地提高航天器用諧波齒輪的可靠性。


      圖1本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例所針對的航天器用諧波齒輪結(jié)構(gòu)示意圖。圖2本發(fā)明的步驟2可靠性仿真技術(shù)過程示意圖。圖3本發(fā)明的步驟5中不確定性對于優(yōu)化結(jié)果的影響。圖4本發(fā)明的主流程圖。
      具體實(shí)施例方式現(xiàn)結(jié)合實(shí)施例、附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步描述一種基于故障物理的航天器用諧波齒輪的可靠性優(yōu)化方法,包括如下步驟步驟1 根據(jù)航天器用諧波齒輪的結(jié)構(gòu)特征建立航天器用諧波齒輪的物理模型。本實(shí)施例中,航天器用諧波齒輪的物理模型如圖1所示,航天器用諧波齒輪主要由波發(fā)生器1、柔輪2和剛輪3三個(gè)基本構(gòu)件組成。步驟2 根據(jù)步驟1中得到的航天器用諧波齒輪的物理模型,用基于故障物理的可靠性仿真技術(shù)確定航天器用諧波齒輪的底層故障信息。
      本步驟中,如圖2所示,可靠性仿真技術(shù)由三個(gè)過程實(shí)施,即仿真輸入、仿真分析和仿真輸出。其中仿真輸入主要包括操作載荷信息(如電機(jī)輸入力矩和輸出功率等)、環(huán)境載荷信息(如高能量粒子、太空靜電、太空高低溫和輻射等)、組成部件信息(如材料參數(shù)和幾何尺寸等);仿真分析根據(jù)前述仿真輸入的操作載荷信息、環(huán)境載荷信息和組成部件信息設(shè)定的條件對航天器用諧波齒輪進(jìn)行應(yīng)力分析、疲勞分析和熱分析等分析得到底層故障信息(故障位置、故障時(shí)間、故障機(jī)理、故障模式等),并通過仿真輸出將上述底層故障信息輸出。步驟3 用FMEA/FMECA(故障模式、影響和嚴(yán)重性分析,failure Mode,Effects and Criticality Analysis,簡稱 FMECA) / (失效模式與影響分析,F(xiàn)ailure Mode and Effects Analysis,簡稱FMEA)方法對步驟2得到的航天器用諧波齒輪的底層故障信息和通過故障統(tǒng)計(jì)得到的已有的故障信息進(jìn)行分析得到航天器用諧波齒輪的關(guān)鍵部件及其主要失效模式。通過故障統(tǒng)計(jì)得到的已有的故障信息是產(chǎn)品設(shè)計(jì)實(shí)驗(yàn)過程或?qū)嶋H運(yùn)行過程中得到的故障信息,由于該故障信息是直接統(tǒng)計(jì)得到,因此被作為已知技術(shù)而未詳細(xì)描述其統(tǒng)計(jì)過程。由于本步驟的可靠性仿真技術(shù)和FMEA/FEMCA分析為現(xiàn)有技術(shù),但是本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員可以根據(jù)上述的提示實(shí)施本步驟得到得出諧波齒輪的關(guān)鍵部件為柔輪,主要失效模式為強(qiáng)度失效和疲勞失效。步驟4 確定主要失效模式的響應(yīng)面函數(shù)。本發(fā)明中,響應(yīng)面函數(shù)是使用響應(yīng)面法得到的,響應(yīng)面法(response surface methodology,記為RSM)是通過一系列確定性的“試驗(yàn)”擬合一個(gè)響應(yīng)面來模擬真實(shí)極限狀態(tài)曲面。其基本思想是假設(shè)一個(gè)包括一些未知參量的極限狀態(tài)函數(shù)與基本變量之間的解析表達(dá)式代替實(shí)際的不能明確表達(dá)的結(jié)構(gòu)極限狀態(tài)函數(shù)。如圖3所示,其具體過程為步驟41 通過靈敏度分析法,選取對強(qiáng)度約束與疲勞約束影響最大的柔輪模數(shù)m、 柔輪筒長1、齒圈壁厚S、光滑圓筒壁厚S1、齒寬b作為設(shè)計(jì)變量。其設(shè)計(jì)變量為X= [X1, X2, X3, X4, X5]T = [m, δ ,b, 1, s Jt,公式(1)公式中& = m,& = δ , X3 = b, X4 = 1, X5 = δ 本步驟中,靈敏度分析是機(jī)械可靠性優(yōu)化設(shè)計(jì)中的一種常見方法,靈敏度分析法是研究與分析一個(gè)系統(tǒng)(或模型)的狀態(tài)或輸出變化對系統(tǒng)參數(shù)或周圍條件變化的敏感程度的方法。在最優(yōu)化方法中經(jīng)常利用靈敏度分析來研究原始數(shù)據(jù)不準(zhǔn)確或發(fā)生變化時(shí)最優(yōu)解的穩(wěn)定性。通過靈敏度分析還可以決定哪些參數(shù)對系統(tǒng)或模型有較大的影響。因此,靈敏度分析幾乎在所有的運(yùn)籌學(xué)方法中以及在對各種方案進(jìn)行評價(jià)時(shí)都是很重要的,鑒于靈敏度分析是本領(lǐng)域中的常用方法,因此不再詳細(xì)描述。步驟42 利用步驟41的所確定的設(shè)計(jì)變量,安排航天器用諧波齒輪正交試樣。建立航天器用諧波齒輪的正交實(shí)驗(yàn)表。正交試驗(yàn)法實(shí)質(zhì)上是全析因子實(shí)驗(yàn)方法的一種選擇性部分實(shí)驗(yàn)。正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)(Orthogonal experimental design)是研究多因素多水平的一種設(shè)計(jì)方法,它是根據(jù)正交性從全面試驗(yàn)中挑選出部分有代表性的點(diǎn)進(jìn)行試驗(yàn), 這些有代表性的點(diǎn)具備了 “均勻分散,齊整可比”的特點(diǎn),正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)是分式析因設(shè)計(jì)的主要方法。正交試驗(yàn)法將影響質(zhì)量特性的每一個(gè)因素分為幾個(gè)水平,然后通過正交實(shí)驗(yàn)表來安排試驗(yàn)。正交實(shí)驗(yàn)表是一整套規(guī)則的設(shè)計(jì)表格,在航天器用諧波齒輪的試驗(yàn)安排中正交實(shí)驗(yàn)表的形式為L18 (35),其中L代表正交實(shí)驗(yàn)表;下標(biāo)18為表的行數(shù),即試驗(yàn)方案數(shù), 括號內(nèi)的3表示每一個(gè)因素的水平數(shù)為3,5表示試驗(yàn)的因素個(gè)數(shù)。
      權(quán)利要求
      1.一種基于故障物理的航天器用諧波齒輪可靠性優(yōu)化方法,包括如下步驟 步驟1 根據(jù)航天器用諧波齒輪的結(jié)構(gòu)特征建立航天器用諧波齒輪的物理模型; 步驟2 根據(jù)步驟1中得到的航天器用諧波齒輪的物理模型,用基于故障物理的可靠性仿真技術(shù)確定航天器用諧波齒輪的底層故障信息;步驟3 用FMEA/FMECA方法對步驟2得到的航天器用諧波齒輪的底層故障信息和通過故障統(tǒng)計(jì)得到的已有的故障信息進(jìn)行分析得到航天器用諧波齒輪的關(guān)鍵部件及其主要失效模式;步驟4 確定主要失效模式的響應(yīng)面函數(shù);步驟5 通過一次二階矩(FOSM)方法對步驟4中得到的二次響應(yīng)面函數(shù)進(jìn)行不確定性分析,將航天器用諧波齒輪設(shè)計(jì)優(yōu)化中的強(qiáng)度約束及疲勞約束轉(zhuǎn)換為可靠性約束;步驟6 建立航天器用諧波齒輪體積的函數(shù)表達(dá)式,將其作為優(yōu)化目標(biāo)函數(shù),結(jié)合步驟 5得到的關(guān)于強(qiáng)度及疲勞的可靠性約束,對航天器用諧波齒輪進(jìn)行可靠性優(yōu)化設(shè)計(jì);
      2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于故障物理的航天器用諧波齒輪可靠性優(yōu)化方法,其特征在于,所述步驟4中的航天器用諧波齒輪的關(guān)鍵部件為柔輪,其確定響應(yīng)面函數(shù)的具體過程為步驟41 通過靈敏度分析法,選取對強(qiáng)度約束與疲勞約束影響最大的柔輪模數(shù)m、柔輪筒長1、齒圈壁厚S、光滑圓筒壁厚S1、齒寬b作為設(shè)計(jì)變量。其設(shè)計(jì)變量為X= [X1, X2, X3jX4^X5It = [m, δ ,b, 1, δ JT,公式中 & = m,& = δ ,X3 = b, X4 = 1, X5 = δ ;步驟42 利用步驟41的所確定的設(shè)計(jì)變量,安排航天器用諧波齒輪正交試樣; 步驟43 根據(jù)步驟42所確定的試驗(yàn)安排,通過三維建模軟件建立航天器用諧波齒輪仿真模型,利用運(yùn)動學(xué)仿真軟件對航天器用諧波齒輪仿真模型進(jìn)行動力學(xué)仿真分析,輸出航天器用諧波齒輪設(shè)計(jì)優(yōu)化中的強(qiáng)度約束與疲勞約束關(guān)于不同水平設(shè)計(jì)變量的響應(yīng)值;步驟44 當(dāng)所有水平的響應(yīng)值計(jì)算完畢,對響應(yīng)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行擬合,得到強(qiáng)度約束及疲勞約束關(guān)于設(shè)計(jì)變量的二次響應(yīng)面函數(shù)。
      3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于故障物理的航天器用諧波齒輪可靠性優(yōu)化方法,其特征在于,所述步驟5中將航天器用諧波齒輪設(shè)計(jì)優(yōu)化中的強(qiáng)度約束及疲勞約束轉(zhuǎn)換為可靠性約束的具體模型為廣義應(yīng)力-強(qiáng)度干涉模型,其可靠度可表示為 \
      4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于故障物理的航天器用諧波齒輪可靠性優(yōu)化方法,其特征在于,所述步驟6中其優(yōu)化模型如下s. t. R(y χ)彡[R]; £ ^ Uxi ^ X1 0' = 1~ 5)式中,V為航天器用諧波齒輪體積;y x為考慮不確定性的設(shè)計(jì)變量均值;R(y x)為可靠性約束;[R]為許用可靠度;毛與S分別為設(shè)計(jì)變量的上下界;所述公式表明在滿足強(qiáng)度及疲勞的可靠性約束條件及設(shè)計(jì)變量的上下界的條件下,得到的最小體積值V,該值即為可靠性優(yōu)化設(shè)計(jì)后的最優(yōu)值。
      全文摘要
      本發(fā)明涉及一種基于故障物理的航天器用諧波齒輪可靠性優(yōu)化方法。包括如下步驟步驟1建立航天器用諧波齒輪的物理模型;步驟2確定航天器用諧波齒輪的底層故障信息;步驟3分析得到航天器用諧波齒輪的關(guān)鍵部件及其主要失效模式;步驟4確定主要失效模式的響應(yīng)面函數(shù);步驟5將航天器用諧波齒輪設(shè)計(jì)優(yōu)化中的強(qiáng)度約束及疲勞約束轉(zhuǎn)換為可靠性約束;步驟6建立航天器用諧波齒輪體積的函數(shù)表達(dá)式,將其作為優(yōu)化目標(biāo)函數(shù);本發(fā)明的有益效果在于本發(fā)明能夠進(jìn)行可靠性定量優(yōu)化,在保證可靠性的前提下有效的降低產(chǎn)品的重量,從而降低發(fā)射成本。
      文檔編號G06F17/50GK102393864SQ20111017710
      公開日2012年3月28日 申請日期2011年6月28日 優(yōu)先權(quán)日2011年6月28日
      發(fā)明者孟德彪, 李海慶, 肖寧聰, 許煥衛(wèi), 黃洪鐘 申請人:電子科技大學(xué)
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