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)計中，一般均要求其可靠工作時間為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，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，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)計研究具有著十分重要的現(xiàn)實意義。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)計方面，在滿足一定的性能要求前提下，研究設(shè)計合理的結(jié)構(gòu)參數(shù)，此類研究是基于故障統(tǒng)計的方法。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?；诳煽啃缘膬?yōu)化設(shè)計和分析考慮了在設(shè)計過程中各種不確定性的影響。在基于可靠性的設(shè)計優(yōu)化研究方面，不少學(xué)者提出了許多實用的高精度算法，取得了重要的成果。由于傳統(tǒng)的可靠性優(yōu)化設(shè)計方法主要是以故障統(tǒng)計為基礎(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。

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)計方法用于航天器用諧波齒輪優(yōu)化設(shè)計時的不足，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；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，由于故障信息很少，因此傳統(tǒng)的基于故障統(tǒng)計的可靠性優(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)計周期，降低產(chǎn)品開發(fā)的費用，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)明一個實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。
具體實施例方式現(xiàn)結(jié)合實施例、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)由三個過程實施，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)計得到的已有的故障信息是產(chǎn)品設(shè)計實驗過程或?qū)嶋H運行過程中得到的故障信息，由于該故障信息是直接統(tǒng)計得到，因此被作為已知技術(shù)而未詳細(xì)描述其統(tǒng)計過程。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”擬合一個響應(yīng)面來模擬真實極限狀態(tài)曲面。其基本思想是假設(shè)一個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)計變量。其設(shè)計變量為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)計中的一種常見方法，靈敏度分析法是研究與分析一個系統(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籌學(xué)方法中以及在對各種方案進(jìn)行評價時都是很重要的，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驗表。正交試驗法實質(zhì)上是全析因子實驗方法的一種選擇性部分實驗。正交試驗設(shè)計(Orthogonal experimental design)是研究多因素多水平的一種設(shè)計方法，它是根據(jù)正交性從全面試驗中挑選出部分有代表性的點進(jìn)行試驗， 這些有代表性的點具備了 “均勻分散，齊整可比”的特點，正交試驗設(shè)計是分式析因設(shè)計的主要方法。正交試驗法將影響質(zhì)量特性的每一個因素分為幾個水平，然后通過正交實驗表來安排試驗。正交實驗表是一整套規(guī)則的設(shè)計表格，在航天器用諧波齒輪的試驗安排中正交實驗表的形式為L18 (35)，其中L代表正交實驗表；下標(biāo)18為表的行數(shù)，即試驗方案數(shù)， 括號內(nèi)的3表示每一個因素的水平數(shù)為3，5表示試驗的因素個數(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；
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)計變量。其設(shè)計變量為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)計變量的響應(yīng)值；步驟44 當(dāng)所有水平的響應(yīng)值計算完畢，對響應(yīng)值計算結(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)