CN108918248B - 航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法 - Google Patents

航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法，包括以下步骤：a.建立贮箱内金属膜片的运动与贮箱内推进剂输出的量的关系模型b.计算贮箱内推进剂的特定体积波动量的金属膜片疲劳寿命可靠度；c.计算贮箱内推进剂的任意体积波动量的金属膜片疲劳寿命可靠度。根据本发明的航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法能够显著减少试验次数，缩短试验周期，降低试验成本，并且计算结果可信性高。

Description

航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法
技术领域
本发明涉及一种航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法。
背景技术
金属膜片贮箱是一种常用的航天器推进剂贮箱，能够有效消除外界干扰引起的推进剂晃动。贮箱中的金属膜片将贮箱隔离成气腔和液腔两部分，借助气腔内增压气体对膜片产生挤压，使膜片向液腔方向发生弹塑性变形并移动，将推进剂向贮箱下游出口输送。
航天器在轨飞行时会面临推进系统在一定时期内不需要输出推进剂的情况，如通信卫星等用CMG、动量轮进行姿态控制，又如载人航天器停靠空间站后推进系统暂时停止工作等情况。
推进剂贮箱暂时停止工作期间，受到环境温度变化影响，推进剂体积会发生周期性的热胀冷缩，进而引起贮箱内金属膜片上下移动。金属膜片上下移动时会在膜片弯折处产生周期性的塑性变形。若这种塑性变形程度较大、次数较多，则可能导致贮箱膜片疲劳破损，造成贮箱气腔、液腔贯通，最终导致贮箱推进剂输送功能失效，危及航天器在轨运行安全。将这种推进剂贮箱内金属膜片疲劳失效前的推进剂允许波动次数作为贮箱的疲劳寿命指标。可见，航天器推进剂贮箱寿命可靠度主要取决于贮箱内金属膜片的疲劳寿命及其可靠度。推进剂贮箱研制单位需要计算推进剂贮箱金属膜片疲劳可靠度，以此证明贮箱可靠性设计满足用户要求。
地面试验表明，贮箱内不同的推进剂装载量、不同的温度变化范围对膜片的疲劳寿命均有影响。而航天器推进剂贮箱推进剂剩余量主要与停止工作前飞行任务的推进剂消耗量有关，贮箱平衡温度及温度变化范围与航天器轨道及飞行姿态、贮箱热控设计有关，因此不可能通过有限次的地面试验验证所有飞行工况下的贮箱膜片疲劳寿命寿命及可靠度。
另一方面，通过地面试验可以获得推进剂贮箱在某一推进剂剩余量、某一推进剂体积波动量下的金属膜片疲劳寿命试验子样并计算出其寿命可靠度。
因此，研究一种利用有限数量的推进剂贮箱膜片疲劳寿命试验子样，以对各种推进剂剩余量和推进剂体积波动量组合的贮箱金属膜片疲劳寿命及其可靠度进行准确计算的方法成为亟待解决的问题。
发明内容
本发明的目的在于解决上述问题，提供一种适应各种推进剂剩余量和推进剂体积波动量组合的航天器推进剂贮箱疲劳寿命可靠度计算方法。
为实现上述发明目的，本发明提供一种航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法，包括以下步骤：
a.建立贮箱金属膜片变形面积与贮箱内推进剂体积波动量关系模型；
b.计算贮箱内推进剂特定体积波动量的金属膜片疲劳寿命可靠度；
c.计算贮箱内推进剂任意体积波动量的金属膜片疲劳寿命可靠度。
根据本发明的一个方面，所述贮箱具有球形内腔，所述贮箱内能够加注推进剂的体积为V0＝4πR3/3；
在所述a步骤中，建立关系模型的方法及关系式为：
航天器在轨飞行过程中，贮箱内推进剂输出△V1后的剩余量为V1，，则△V1＝V0-V1，此时金属膜片顶端下移量△H1＝2R-H1，其中H1为贮箱底端到金属膜片顶端的距离，则体积变化△V1与H1、R的关系可表示为：△V1＝4πR3/3-πRH1 2/2+πH1 3/12；参与金属膜片变形的环带高度为0.5△H1，变形面积为：△M1＝πR△H1；
在无法直接测量△H1的情况下，通过上述两公式可以计算出推进剂剩余量V1、推进剂输出量△V1时的金属膜片变形面积值△M1。
推进剂贮箱停止工作期间，推进剂剩余量为V1，推进剂体积波动量为△V2时的推进剂体积为V2，则△V2＝V1-V2，此时金属膜片移动量为△H2＝H1-H2，其中H2为贮箱底端到金属膜片顶端的距离，则△V2与R、H1、△H2的关系如下式所示：△V2＝(π/12)(-△H2 3+(3H1-6R)△H2 2+(12RH1-3H1 2)△H2)；
参与变形的金属膜片环带高度为0.5△H2，变形面积为：ΔM2＝πRΔH2。
根据本发明的一个方面，在所述b步骤中，
选取n个金属膜片贮箱进行定时截尾可靠性试验，截尾时间为tR，参加试验的贮箱内推进剂填充量为V1，试验中推进剂体积波动量为ΔV2，则推进剂允许波动次数为t0时的金属膜片寿命可靠度置信下限RL(t0)可由以下公式求得：
Figure BDA0001661418420000031
式中，F为截尾试验时间为tR时的金属膜片疲劳失效数，威布尔分布形状因子m＝2.5，γ为置信度；
当失效数F＝0时，上式可简化为
Figure BDA0001661418420000032
根据本发明的一个方面，金属膜片疲劳的特征寿命计算公式为：
Figure BDA0001661418420000033
根据本发明的一个方面，在所述c步骤中，需要计算膜片疲劳寿命的贮箱推进剂剩余量为V1，推进剂体积波动量为ΔV3，推进剂允许波动次数为t2，且ΔV3显著大于ΔV2。由ΔV3和R、V1、H1计算得到参与变形的膜片环带面积为ΔM3，由ΔM3/ΔM2之商向上取整得到整数k，建立k个单元串联的可靠性模型，每个单元的可靠度为R1(t0)、特征寿命为η。则推进剂体积波动量为ΔV3、推进剂允许波动次数为t2时的金属膜片疲劳可靠度计算公式为：Rk(t2)＝exp(-k(t2/η)m)。
根据本发明的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命可靠度计算方法可以实现利用有限数量的推进剂贮箱膜片疲劳试验数据即可计算出航天器推进剂用贮箱金属膜片在不同推进剂剩余量和体积波动量情况下的疲劳寿命可靠度，能够显著减少推进剂贮箱金属膜片疲劳寿命试验次数，缩短试验周期，降低试验成本，并且计算结果可信性高。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的推进剂贮箱的结构布置的正面剖视图；
图2示意性表示金属膜片在外部压力气体的压力下在推进剂贮箱中的运动轨迹图；
图3示意性表示金属膜片在推进剂贮箱内变化过程的分析图；
图4示意性表示根据本发明的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命可靠度计算方法的流程图。
图5和图6示意性表示金属膜片表面结构缺陷效果图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的推进剂贮箱的结构布置的正面剖视图。如图1所示，推进剂贮箱具有上半球1和下半球2，金属膜片A与下半球2连接，然后将上半球1与下半球2相互扣合连接即完成金属膜片的安装。初始安装金属膜片A时，金属膜片A呈饱满的弧形，其与上半球1之间具有较小空隙，此时金属膜片A与下半球2之间形成的空腔体积基本等于推进剂贮箱的空腔体积(即上半球1与下半球2之间形成的空腔体积)。因此初始时推进剂贮箱内能够加注的推进剂的体积为V0＝4πR3/3。
图2示意性表示金属膜片在外部压力气体的压力下在推进剂贮箱中的运动轨迹图；图3示意性表示金属膜片在推进剂贮箱内变化过程的分析图。
如图2所示，当将外部高压气体从推进剂贮箱的上半球1充入推进剂贮箱时，金属膜片A受到高压气体的压力而向下弯折运动，弯折位置从金属膜片A与下半球2的连接处开始逐渐弯折变形。
如图3所示，金属膜片A受到压力气体的挤压在推进剂贮箱中运动时，其顶端逐渐向下移动，此时金属膜片A与下半球2的连接位置受到挤压发生弯折变形，如图3中左右两侧的金属膜片A与下半球2之间的接触位置的变化示出了金属膜片A的变形区域。
图4示意性表示根据本发明的航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法的流程图。如图4所示，根据本发明的航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法包括以下步骤：
a.建立贮箱金属膜片变形面积与贮箱内推进剂体积波动量关系模型；
b.计算贮箱内推进剂特定体积波动量的金属膜片疲劳寿命可靠度；
c.计算贮箱内推进剂任意体积波动量的金属膜片疲劳寿命可靠度。
根据本发明的一种实施方式，在上述a步骤中，建立关系模型的方法及关系式为：
如图3所示，当金属膜片从第一膜片位置移动至第二膜片位置时，贮箱内推进剂输出ΔV1后的剩余量为V1，，则ΔV1＝V0-V1，此时金属膜片顶端下移量ΔH1＝2R-H1，其中H1为贮箱底端到金属膜片顶端的距离，则体积变化ΔV1为：ΔV1＝4πR3/3-πRH1 2/2+πH1 3/12(下称公式一)；
参与金属膜片变形的环带高度(即如图3所示的第一金属膜片变形区域高度B)为0.5ΔH1，变形面积为：ΔM1＝πRΔH1(下称公式二)；
在无法直接测量ΔH1的情况下，通过上述两公式可以计算出推进剂剩余量V1、推进剂输出量ΔV1时的金属膜片变形面积值ΔM1；
如图3所示，推进剂贮箱停止工作期间，贮箱内推进剂剩余量为V1时，推进剂因温度变化导致体积发生波动，即当金属膜片从第二膜片位置移动至第三膜片位置时，推进剂体积变为V2，则推进剂体积波动量ΔV2＝V1-V2，膜片移动量ΔH2＝H1-H2，其中H2为贮箱底端到膜片顶端距离，ΔV2与R、H1、ΔH2的关系如下式所示：ΔV2＝(π/12)(-△H2 3+(3H1-6R)ΔH2 2+(12RH1-3H1 2)ΔH2)(下称公式三)；
参与变形的膜片环带高度(即如图3所示的第二金属膜片变形区域高度C)为0.5ΔH2，变形面积为：ΔM2＝πRΔH2(下称公式四)。
在本发明中，金属膜片疲劳寿命可靠度分布属于典型的威布尔分布，通过无替换定时截尾可靠性试验可获得特定推进剂体积波动量的金属膜片疲劳寿命数据并计算其可靠度。根据本发明的一种实施方式，在上述b步骤中，选取n个金属膜片贮箱进行定时截尾可靠性试验，截尾时间为tR，参加试验的贮箱内推进剂填充量为V1，试验中推进剂体积波动量为ΔV2，金属膜片疲劳寿命可靠度置信下限R1(t0)可由以下公式求得：
Figure BDA0001661418420000061
式中，F为截尾试验时间为tR时的金属膜片疲劳失效数，威布尔分布形状因子m＝2.5，γ为置信度；
当失效数F＝0时，上式可简化为
Figure BDA0001661418420000062
(下称公式六)。
在本实施方式中，金属膜片疲劳的特征寿命计算公式为：
Figure BDA0001661418420000063
根据本发明的一种实施方式，根据疲劳失效理论，金属结构疲劳极限与材料性能、构件外形、尺寸及表面质量有关。构成贮箱金属膜片的铝合金宏观上是统一的，材料晶格缺陷、材料表面加工痕迹等疲劳源均匀分布在金属膜片材料表面积内部，如图5及图6所示出的膜片表面缺陷情况。因此，疲劳破损发生源在参与变形的环带区域内均匀分布，即单位变形面积内疲劳发生概率相同。
基于上述认识，在需要计算膜片疲劳寿命的贮箱推进剂剩余量为V1，推进剂体积波动量为ΔV3，推进剂允许波动次数为t2，且ΔV3大于ΔV2。由ΔV3和R、V1、H1计算得到参与变形的膜片环带面积为△M3，由△M3/△M2之商向上取整得到整数k，建立k个单元串联的可靠性模型，每个单元的可靠度为R1(t0)、特征寿命为η。则推进剂体积波动量为△V3、推进剂允许波动次数为t2时的金属膜片疲劳可靠度计算公式为：Rk(t2)＝exp(-k(t2/η)m)(下称公式八)。
以下以算例形式给出根据本发明的上述计算方法的一个实施例。
某型满载V0＝220L推进剂贮箱膜片材料为5A06铝合金，半径R＝0.375m在推进剂剩余V1＝180L情况下，膜片弯折变形许可次数t0≥2000次。
可靠性试验共投产4套贮箱开展试验，在推进剂剩余V1＝180L时，通过增减压装置使膜片每个弯折变形周期推进剂体积变化△V2＝1.2L，则根据公式三、公式四计算出膜片移动距离△H2＝2.8mm，参与变形的膜片环带面积ΔM2＝3.2×10-3m2。每个贮箱共执行tR＝12000次弯折循环且均无失效，在m＝2.5、置信度γ＝0.7的情况下，则根据公式六、公式七获得1.2L体积变化2000次时膜片可靠度R1(t0)＝0.9966，威布尔分布特征寿命为η＝19415次。
按照公式一、公式三、公式四计算出推进剂剩余量180L、推进剂体积变化△V2＝1.2L时膜片移动距离△H2＝2.8mm，参与变形的膜片环带面积△M2＝3.30×10-3m2。
若该型贮箱在轨存储期间，推进剂剩余量V1＝180L，贮箱在轨温度变化导致推进剂体积变化△V2′＝4.8L、变化总次数t2＝3000次，则根据公式三、公式四计算出膜片移动距离△H2＝11.0mm，参与变形的膜片环带面积△M3＝13×10-3m2，约为体积变化1.2L膜片移动距离的4倍。该工况下膜片可靠度根据公式八计算结果为R4(t1)＝exp[-4×(3000/19415)2.5]＝0.9631。
根据本发明的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命可靠度计算方法可以实现利用有限数量的推进剂贮箱膜片疲劳试验数据即可计算出航天器推进剂用贮箱金属膜片在不同推进剂剩余量和不同体积变化量情况下的疲劳寿命可靠度，能够显著减少推进剂贮箱金属膜片疲劳寿命试验子样数、试验时间，显著节约研制成本，并且计算结果可信性高。
以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法，包括以下步骤：
a.建立贮箱金属膜片变形面积与贮箱内推进剂体积波动量之间的关系模型；
b.计算贮箱内推进剂特定体积波动量的金属膜片疲劳寿命可靠度；
c.计算贮箱内推进剂任意体积波动量的金属膜片疲劳寿命可靠度。
2.根据权利要求1所述的航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法，其特征在于，所述贮箱具有球形内腔，所述贮箱内能够加注推进剂的体积为V0＝4πR3/3；
在所述a步骤中，建立关系模型的方法及关系式为：
贮箱内推进剂输出ΔV1后的剩余量为V1，则ΔV1＝V0-V1，此时金属膜片顶端下移量ΔH1＝2R-H1，其中H1为贮箱底端到金属膜片顶端的距离，则体积变化ΔV1与H1、R的关系可表示为：ΔV1＝4πR3/3-πRH1 2/2+πH1 3/12；参与变形的金属膜片环带高度为0.5ΔH1，变形面积为：ΔM1＝πRΔH1；
贮箱内推进剂剩余量为V1时，若贮箱内推进剂体积波动量为ΔV2时的推进剂体积为V2，则ΔV2＝V1-V2，金属膜片顶端移动量ΔH2＝H1-H2，其中H2为贮箱底端到金属膜片顶端的距离，则体积变化ΔV2与R、H1、ΔH2的关系如下式所示：ΔV2＝(π/12)(-ΔH2 3+(3H1-6R)ΔH2 2+(12RH1-3H1 2)ΔH2)；
参与变形的金属膜片环带高度为0.5ΔH2，变形面积为：ΔM2＝πRΔH2。
3.根据权利要求1所述的航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法，其特征在于，在所述b步骤中，选取n个金属膜片贮箱进行定时截尾可靠性试验，截尾时间为tR，参加试验的贮箱内推进剂填充量为V1，试验中推进剂体积波动量为ΔV2，则推进剂允许波动次数为t0时的金属膜片寿命可靠度置信下限R1(t0)可由以下公式求得：
Figure FDA0002619873320000011
式中，F为截尾试验时间为tR时的金属膜片疲劳失效数，威布尔分布形状因子m＝2.5，γ为置信度；
当失效数F＝0时，上式可简化为
Figure FDA0002619873320000021
4.根据权利要求3所述的航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法，其特征在于，金属膜片的特征寿命计算公式为：
Figure FDA0002619873320000022
5.根据权利要求1所述的航天器推进剂金属膜片贮箱疲劳寿命可靠度计算方法，其特征在于，在所述c步骤中，需要计算疲劳寿命的贮箱推进剂剩余量为V1，推进剂体积波动量为ΔV3，推进剂允许波动次数为t1，且ΔV3大于ΔV2，由ΔV3和R、V1、H1计算得到参与变形的膜片环带面积为ΔM3，由ΔM3/ΔM2之商向上取整得到正整数k，建立k个单元串联的可靠性模型，每个单元的可靠度为R1(t0)、特征寿命为η，则推进剂体积波动量为ΔV3、推进剂允许波动次数为t2时的金属膜片疲劳寿命可靠度计算公式为：Rk(t2)＝exp(-k(t2/η)m)。
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