CN112749444B - 航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法，该方法包括：根据产品是否有可用的环境试验数据，判断是否有较密集多个应力环境试验数据的关键性能参数，是则采用基于环境试验数据的建立方法，明确产品环境试验条件与实际工作条件，建立第一裕量模型；否则采用基于性能方程的建立方法，判断关键性能参数设计规范要求的类型，若为防护类设计规范，建立第二裕量模型；若为规定类设计规范，建立第三裕量模型；若为裕度类设计规范，建立第四裕量模型；输出航天机构产品的关键性能参数的裕量模型。本发明解决了航天机构可靠性研究存在试验数据稀疏，且太空环境及载荷条件复杂，地面试验数据难以获取且不确定性大等问题。

Description

航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法

技术领域

本发明属于可靠性技术领域，特别是一种航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法。

背景技术

随着我国航天事业的快速发展，对航天机构的可靠性和寿命提出越来越高的要求，航天机构的寿命预测和可靠性评估工作的重要性日益突出，一旦航天机构故障，整个任务将面临失败，甚至导致更为严重的后果，由此航天机构产品的可靠性研究备受关注。而由于技术原因，地面试验难以完全模拟太空环境，导致许多参数与试验数据难以获得或存在偏差，实际太空环境中采集数据则更为困难，使得目前航天机构产品的可靠性研究存在退化试验数据稀疏且不确定性大等局限性。

目前在实际应用中多采用故障物理(PoF)、概率故障物理(PPoF)及裕量与不确定量化(QMU)理论等方法进行可靠性建模与分析。然而现有方法并不能满足航天机构产品的可靠性研究，其中故障物理方法并没有考虑参数的不确定性问题；概率故障物理方法则需要已知故障机理模型的参数分布，而在空间定向驱动机构的可用统计信息较少时，不能有效获取所需参数的分布；裕量与不确定量化理论则缺乏数学理论的支撑。相比于现有的方法，确信可靠性理论的功能性能裕量方法是基于不确定性理论这一数学理论，利用较少的统计信息，得到参数的不确定分布，可以解决空间定向驱动机构的可靠性的问题。因此采用确信可靠性理论，寻求一种航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法是十分迫切且必要的。

发明内容

本发明针对上述现有技术中的缺陷，基于确信可靠性理论，提出一种航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法。该方法包括根据产品是否有可用的环境试验数据，判断是否有较密集多个应力环境试验数据的关键性能参数，是则采用基于环境试验数据的建立方法，明确产品环境试验条件与实际工作条件，建立第一裕量模型；否则采用基于性能方程的建立方法，判断关键性能参数设计规范要求的类型，若为防护类设计规范，建立第二裕量模型；若为规定类设计规范，建立第三裕量模型；若为裕度类设计规范，建立第四裕量模型；输出航天机构产品的关键性能参数的裕量模型。本发明解决了航天机构可靠性研究存在试验数据稀疏，且太空环境及载荷条件复杂，地面试验数据难以获取且不确定性大等问题，为正向评估可靠性打下了坚实的基础。

本发明提供一种航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法，所述方法包括以下步骤：

S1、根据产品是否有可用的环境试验数据，判断采用基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法还是基于性能方程的机构裕量模型建立方法：判断关键性能参数的环境试验数据是否较密集，是则采用基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法，执行步骤S2；较稀疏则采用基于性能方程的机构裕量模型建立方法，执行步骤S6；

S2、明确产品环境试验条件ETC＝{S_e1,S_e2,…,S_en}与实际工作条件AWC＝{S_a1,S_a2,…,S_an}，其中S_ei＝{S_ei,j|j＝1,2,…,m_i}表示航天机构产品第i个试验条件包括m_i个试验条件值的集合，S_ai＝{S_ai,j|j＝1,2,…,m_i}表示航天机构产品第i个实际工作条件包括m_i个试验条件值的集合，i＝1,2,…,n；

S3、建立每一环境试验条件下关键性能参数的裕量模型：根据航天机构的不同环境试验条件得到产品在每一环境试验条件S_ei(i＝1,2,…,n)下输出的关键性能参数值p_k，并根据关键性能参数的特性，分为望大、望目和望小性能参数，建立每一环境试验条件S_ei下关键性能参数的裕量模型m(p_k|S_ei)；

S4、建立每一实际工作条件下关键性能参数的裕量模型：根据不同试验条件下的试验数据，使用一个环境修正因子C_i对试验条件下的裕量模型进行修正，得到实际工作条件S_ai下产品的关键性能参数裕量模型m(p_k|S_ai)；

S5、建立每一实际综合条件下关键性能参数的第一裕量模型：假设上述不同环境条件对关键性能参数影响相互独立，可计算得到实际综合环境条件下的关键性能参数的第一裕量模型m₁(p_k|AWC)，转至步骤S10；

S6、根据设计规范要求，判断关键性能参数设计规范要求的类型，若为防护类设计规范，执行步骤S7；若为规定类设计规范，执行S8；若为裕度类设计规范，执行步骤S9；

S7、判断产品在设计过程中是否实施一定措施，若是则在措施有效实施的时间范围内，裕量模型恒大于0；否则，裕量模型恒小于等于0，根据防护类设计规范建立关键性能参数的第二裕量模型m₂(p_k|AWC)，转至步骤S10；

S8、将关键性能参数根据特性，分为望大、望目和望小型性能参数，根据规定类设计规范建立关键性能参数的第三裕量模型m₃(p_k|AWC)，转至步骤S10；

S9、考虑关键性能参数与关键性能参数阈值的设计裕度关系，根据裕度类设计规范建立关键性能参数的第四裕量模型m₄(p_k|AWC)，转至步骤S10；

S10、输出航天机构产品的关键性能参数的裕量模型。

可优选的，所述步骤S3中所述每一环境试验条件S_ei下关键性能参数的裕量模型m(p_k|S_ei)为

其中：p_kth表示关键性能参数值p_k的阈值；

所述步骤S5中所述第一裕量模型m₁(p_k|AWC)为：

所述步骤S7中所述第二裕量模型m₂(p_k|AWC)为：

其中：c₁表示一个正常数；c₂表示一个正常数；

所述步骤S8中所述第三裕量模型m₃(p_k|AWC)为：

所述步骤S9中所述第四裕量模型m₄(p_k|AWC)为：

其中：x表示设计裕度。

可优选的，所述步骤S4具体包括以下步骤：

S41、计算一个环境修正因子C_i：在认知不足的情况下，采取最保守的策略进行修正，在每个环境条件下取其最小的环境修正因子进行修正：

其中：C_i表示环境试验条件S_ei和实际工作条件S_ai的认知修正函数的最小比值；

S42、计算实际使用时的环境条件S_ai下产品的关键性能参数裕量模型：

m(p_k|S_ai)＝C_i×m(p_k|S_ei) (3)

进一步，所述步骤S2中包括航天机构产品进行随机振动、正弦振动、加速度、冲击、热真空、温度循环、真空放电和老炼/磨合在内的环境试验条件S_ei可根据航天机构产品通用规范和相关试验报告获得；实际工作条件S_ai则可实际测量绘制任务剖面获得。

进一步，所述望大指希望参数值越大越好，所述望目指希望参数值在一定范围内，所述望小指希望参数值越小越好。

与现有技术相比，本发明的技术效果为：

1、本发明设计的一种航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法，针对航天机构产品有单体贵、研制周期长且相关地面试验数据稀疏、可用统计信息少等特点，解决了其可靠性研究存在试验数据稀疏，且太空环境及载荷条件复杂，地面试验数据难以获取且不确定性大等问题。

2、本发明对有较密集多个应力环境试验数据的关键性能参数，采用基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法，可较为直观、准确地建立裕量模型；对有较稀疏环境试验数据的关键性能参数，采用基于性能方程的机构裕量模型建立方法，可在用统计信息少的条件下，较为客观地建立裕量模型；所提两种方法均为正向评估可靠性提供了坚实的基础。

3、本发明规范了已有裕量模型为规定类设计规范下裕量模型的建立方法，并扩展了防护类设计规范和裕度类设计规范下裕量模型的建立方法，为航天机构产品的关键性能参数裕量模型的建立提供了重要依据，提高了普适性。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显。

图1是本发明的航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法的流程图；

图2是本发明的基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法示意图。

图3是本发明的基于性能方程的机构裕量模型建立方法示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与有关发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

图1示出了本发明的航天机构产品确信可靠性裕量模型或者裕量模型的建立方法，该方法包括以下步骤：

S1、根据产品是否有可用的环境试验数据，判断采用基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法还是基于性能方程的机构裕量模型建立方法：判断关键性能参数的环境试验数据是否较密集，是则采用基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法，执行步骤S2；较稀疏则采用基于性能方程的机构裕量模型建立方法，执行步骤S6；

图2示出了基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法。

S2、明确产品环境试验条件ETC＝{S_e1,S_e2,…,S_en}与实际工作条件AWC＝{S_a1,S_a2,…,S_an}，其中S_ei＝{S_ei,j|j＝1,2,…,m_i}表示航天机构产品第i个试验条件包括m_i个试验条件值的集合，S_ai＝{S_ai,j|j＝1,2,…,m_i}表示航天机构产品第i个实际工作条件包括m_i个试验条件值的集合，i＝1,2,…,n。包括航天机构产品进行随机振动、正弦振动、加速度、冲击、热真空、温度循环、真空放电和老炼/磨合在内的环境试验条件S_ei，可根据航天机构产品通用规范和相关试验报告获得；实际工作条件S_ai则可实际测量绘制任务剖面获得。

S3、建立每一环境试验条件下关键性能参数的裕量模型：根据航天机构的不同环境试验条件得到产品在每一环境试验条件S_ei(i＝1,2,…,n)下输出的关键性能参数值p_k。根据航天机构产品的不同环境试验可以得到产品在某一试验条件下输出的关键性能参数值p_k。例如，航天机构产品的加速度试验可以得到产品在某一加速度值条件下输出的关键性能参数值；振动试验可以得到产品在某一的振动量值条件下输出的关键性能参数值；温度循环试验可以得到产品在某一的温度循环条件下输出的关键性能参数值。根据关键性能参数的特性，分为望大、望目和望小性能参数，望大指希望参数值越大越好，望目指希望参数值在一定范围内，望小指希望参数值越小越好，建立每一环境试验条件S_ei下关键性能参数的裕量模型m(p_k|S_ei)：

其中：p_kth表示关键性能参数值p_k的阈值；S_ei表示一个试验环境条件，例如加速度试验条件a，振动试验条件V等。在这个表达式中if表示如果，is表示为，以下同。

S4、建立每一实际工作条件下关键性能参数的裕量模型：由于实际使用时的环境条件与试验时的环境条件有一定差异，根据不同试验条件下的试验数据，使用一个环境修正因子C_i对试验条件下的裕量模型进行修正，得到实际工作条件S_ai下产品的关键性能参数裕量模型m(p_k|S_ai)。

S41、计算一个环境修正因子C_i：在认知不足的情况下，采取最保守的策略进行修正，在每个环境条件下取其最小的环境修正因子进行修正：

其中：C_i表示环境试验条件S_ei和实际工作条件S_ai的认知修正函数的最小比值。

S42、计算实际使用时的环境条件S_ai下产品的关键性能参数裕量模型：

m(p_k|S_ai)＝C_i×m(p_k|S_ei) (3)

S5、建立每一实际综合条件下关键性能参数的第一裕量模型：假设上述不同环境条件对关键性能参数影响相互独立，可计算得到实际综合环境条件下的关键性能参数的第一裕量模型m₁(p_k|AWC)，转至步骤S10；所述第一裕量模型m₁(p_k|AWC)为：

其中：S_ai表示集合中的一个实际环境条件，例如实际加速度条件a'，实际振动条件V'等。

上述的第一裕量模型是本发明的重要发明点，主要体现在考虑到实际使用时环境条件与试验时的环境条件有一定差异，根据不同试验条件下的试验数据，使用一个环境修正因子对试验条件下的裕量模型进行修正，得到实际综合环境条件下关键性能参数的裕量模型。

图3示出了基于性能方程的机构裕量模型建立方法。

S6、根据设计规范要求，判断关键性能参数设计规范要求的类型，若为防护类设计规范，执行步骤S7；若为规定类设计规范，执行S8；若为裕度类设计规范，执行步骤S9；按照设计规范要求可分为三大类进行建立：防护类定性确定裕量模型，即有措施时裕量模型恒大于0，反之，则裕量模型小于等于0；规定类建立实际性能参数与功能性能参数上限或者下限的简单函数方程；裕度类建立关于实际性能参数与功能所需的性能参数的复杂函数方程。

根据航天机构产品设计标准中的设计规范，防护类设计规范是指航天机构产品在设计时应采取一定措施防止某些潜在故障的发生或保证规定的功能完成，例如空间机构结构设计应满足驱动机构的活动部件应有防冷焊措施及减磨的润滑措施；导电滑环的功率环、信号环应具备导通性能；零位传感器、热敏电阻应具备导通性能；空间机构电连接器非接地的芯点对接地螺栓、导电滑环环与环之间及各环对地应具备绝缘性能。

S7、因为防护类设计规范在标准和后续环境试验仅以合格与否或导通与否作为检验结果，所以此类关键性能参数的阈值很难确定具体数值。因此，判断产品在设计过程中是否实施一定措施，若是则在措施有效实施的时间范围内，裕量模型恒大于0；否则，裕量模型恒小于等于0，根据防护类设计规范建立关键性能参数的第二裕量模型m₂(p_k|AWC)，转至步骤S10；所述第二裕量模型m₂(p_k|AWC)为：

其中：c₁表示一个正常数；c₂表示一个正常数。

上述的第二裕量模型是本发明的重要发明点，主要体现在考虑到产品在设计过程中是否实施了一定措施，并以此建立了关键性能参数的裕量模型。

根据航天机构产品设计标准中的设计规范，规定类设计规范是指航天机构产品某些关键性能参数的设计应符合一定的数值或范围要求，保证规定功能的完成，例如定位面的尺寸精度为6-7级，平面度0.1mm/100mm；质心位置偏差不大于2mm；转动惯量偏差不大于10％；外观尺寸及公差符合规定。

S8、因为符合规定类设计规范在标准和后续环境试验以符合一定的数值或范围作为检验结果，所以将关键性能参数根据特性，分为望大、望目和望小型性能参数，根据规定类设计规范建立关键性能参数的第三裕量模型m₃(p_k|AWC)，转至步骤S10；所述第三裕量模型m₃(p_k|AWC)为：

根据航天机构产品设计标准中的设计规范，裕度类设计规范是指航天机构产品某些关键性能参数在设计时应留有一定裕度以保证规定功能的完成，例如驱动机构的承载能力、功率传输能力和输出轴驱动力矩的设计裕度不小于2；驱动机构输出轴上最大输出力矩应不小于输出轴上总阻力矩的2倍等设计规定。

S9、因为裕度类设计规范在标准和后续环境试验以设计裕度作为检验结果，所以需要考虑关键性能参数与关键性能参数阈值的设计裕度关系，根据裕度类设计规范建立关键性能参数的第四裕量模型m₄(p_k|AWC)，转至步骤S10；所述第四裕量模型m₄(p_k|AWC)为：

其中：x表示设计裕度。

上述的第四裕量模型是本发明的重要发明点，主要体现在首次考虑了关键性能参数与关键性能参数阈值的设计裕度关系，并以此建立了关键性能参数的裕量模型。

综上，本发明规范了已有裕量模型为规定类设计规范下裕量模型的建立方法，并扩展了防护类设计规范和裕度类设计规范下裕量模型的建立方法，为航天机构产品的关键性能参数裕量模型的建立提供了重要依据，提高了普适性。

S10、输出航天机构产品的关键性能参数的裕量模型。

下面结合具体的案例对本发明做进一步的详细说明。

以下某型空间定向驱动机构为研究对象实施航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法，具体实施步骤如下：

S1、根据产品是否有可用的环境试验数据，判断采用基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法还是基于性能方程的机构裕量模型建立方法：判断关键性能参数的环境试验数据是否较密集，是则采用基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法，执行步骤S2；较稀疏则采用基于性能方程的机构裕量模型建立方法，执行步骤S6；

某型空间定向驱动机构的功率环电压降具有较密集多个应力环境试验数据，因此在本实施例中，针对功率环电压降这一关键性能参数，采用基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法，执行步骤S2；某型空间定向驱动机构的驱动力矩具有有较稀疏的多个应力环境试验数据，因此在本实施例中，针对驱动力矩这一关键性能参数，采用基于性能方程的机构裕量模型建立方法，执行步骤S6。

S2、明确产品环境试验条件ETC＝{S_e1,S_e2,…,S_en}与实际工作条件AWC＝{S_a1,S_a2,…,S_an}。

在本实施例中，明确某型空间定向驱动机构的试验条件ETC＝{N,A,S,V,T,St}及工作条件AWC＝{N',A',S',V',T',St'}，具体条件如下所示：

1)常温性能测试试验条件为常温常压。

2)空间定向驱动机构的加速度试验条件如表1所示。

3)空间定向驱动机构的冲击试验条件如表2所示。

4)空间定向驱动机构的正弦振动及随机振动试验条件及振动工作条件如表3、4所示。

5)空间定向驱动机构的鉴定级热真空高低温性能测试试验条件及温度循环的工作条件如表5、6所示。

6)空间定向驱动机构的静刚度试验条件如表7所示。

表1

表2

表3

表4

表5

表6

表7

综上所述，空间定向驱动机构试验条件包括常温性能测试试验条件、加速度试验条件、冲击试验条件、正弦振动及随机振动试验条件、鉴定级热真空高低温性能测试试验条件、静刚度试验条件。空间定向驱动机构工作条件包括温度循环、正弦振动工作条件等。

S3、根据设计要求在正常模式下，功率环电压降必须小于0.5V，因此功率环电压降的阈值为0.5V。另外根据功率环电压降必须小于0.5V可知该性能参数为望小特性的参数，因此根据望小特性建立裕量模型：

m(p₁|S_ei)＝p_1th-p₁＝0.5-p₁ (8)

其中：p₁表示第一驱动力矩；p_1th表示关键性能参数第一驱动力矩p₁的阈值；S_ei表示一个试验环境条件，包括常温性能测试条件N，加速度试验条件A，冲击试验条件S，正弦振动试验条件V，随机振动条件RV，热真空试验条件T，静刚度试验条件St等。

S4、建立每一实际工作条件下关键性能参数的裕量模型：根据不同试验条件下的试验数据，使用一个环境修正因子C_i对试验条件下的裕量模型进行修正，得到实际工作条件S_ai下产品的关键性能参数裕量模型m(p_k|S_ai)。

根据步骤S2中明确的环境试验条件ETC＝{N,A,S,V,T,St}及实际工作条件AWC＝{N',A',S',V',T',St'}，可知本例中由于工作条件认知程度较差，因此本文假设功率环电压降与环境条件的认知修正函数为

则正弦振动环境修正因子

温度循环环境修正因子

其余环境修正因子取1.0。则实际环境条件S_ai下功率环电压降裕量模型：

m(p₁|V‘)＝C_V×m(p₁|V)＝7.1×(0.5-p₁) (9)

m(p₁|T‘)＝C_T×m(p₁|T)＝1.53×(0.5-p₁) (10)

其中：V'表示正弦振动条件；T'表示热真空条件。

m(p₁|S_ai)＝C_i×m(p₁|S_ei)＝1.0×(0.5-p₁)＝0.5-p₁ (11)

其中：S_ai表示一个实际工作条件，包括常温条件N'，加速度条件A'，冲击条件S'，随机振动条件RV'，静刚度试验条件St'等。

S5、建立每一实际综合条件下关键性能参数的第一裕量模型：假设上述不同环境条件对关键性能参数影响相互独立，可计算得到实际综合环境条件下的关键性能参数的第一裕量模型m₁(p_k|AWC)，转至步骤S10；假设上述七种环境条件对功率环电压降影响相互独立，则可根据下式进行计算实际综合环境条件下的功率环电压降裕量模型：

S6、根据设计规范要求，判断关键性能参数设计规范要求的类型，若为防护类设计规范，执行步骤S7；若为规定类设计规范，执行S8；若为裕度类设计规范，执行步骤S9。

根据设计规范要求1：驱动机构输出轴上最大输出力矩应不小于5N·m，判断输出轴输出力矩的设计规范要求的类型为规定类设计规范，转至S8。

根据设计规范要求2：驱动机构输出轴上最大输出力矩应不小于输出轴上总阻力矩的2倍的裕度类设计规范要求，判断输出轴输出力矩的设计规范要求的类型为裕度类设计规范，转至S9。

S8、将关键性能参数根据特性，分为望大、望目和望小型性能参数，根据规定类设计规范建立关键性能参数的第三裕量模型m₃(p_k|AWC)，转至步骤S10。

在本例实施中，力矩是由步进电机产生，经历谐波减速器及输出轴，最终输出驱动力矩驱动太阳能电池阵，实现对日定向功能。因此输出轴上最大输出力矩越大越好，从而确定输出驱动力矩为望大参数。且根据设计规范和与设计人员交流，确定驱动力矩的阈值为5N·m。则根据规定类设计规范可建立裕量模型：

m₃(p₂|AWC)＝p₂-p_2th＝p₂-5 (13)

其中：p₂表示第二驱动力矩；p_2th表示关键性能参数第二驱动力矩p₂的阈值。

S9、考虑关键性能参数与关键性能参数阈值的设计裕度关系，根据裕度类设计规范建立关键性能参数的第四裕量模型m₄(p_k|AWC)，转至步骤S10；据驱动机构输出轴上最大输出力矩应不小于输出轴上总阻力矩的2倍的裕度类设计规范要求和性能方程，则根据裕度类设计规范可建立第四裕量模型：

其中：M_o,s表示输出轴上最大输出力矩；M_oth,s表示输出轴上最大输出力矩的阈值；M_f1表示电机输入轴摩擦力矩；M_f2表示谐波减速器柔轮摩擦力矩；M_f3表示输出轴摩擦力矩；η_H表示谐波减速器传动效率；Z_H表示柔轮齿数；Z_C表示刚轮齿数；i_H表示谐波减速器传动比，本例中

i_T表示总传动比，本例中i_T＝i_H；M_load表示负载力矩，本例中为0.5N·m。

M_f1＝P₁f_RR₁ (15)

M_f2＝P₂fR₂ (16)

M_f3＝(P₃+P_a)f_RR₃ (17)

其中：P₁表示电机输入轴重量；f_R表示滚动摩擦力；R₁表示柔轮半径；P₂表示柔轮重量；f表示滑动摩擦力；R₂表示刚轮半径；P₃表示输出轴重量；P_a表示帆板重量；R₃表示输出轴轴承半径。

S10、输出航天机构产品的关键性能参数的裕量模型。

本发明设计的一种航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法，针对航天机构产品有单体贵、研制周期长且相关地面试验数据稀疏、可用统计信息少等特点，解决了其可靠性研究存在试验数据稀疏，且太空环境及载荷条件复杂，地面试验数据难以获取且不确定性大等问题；对有较密集多个应力环境试验数据的关键性能参数，采用基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法，可较为直观、准确地建立裕量模型；对有较稀疏环境试验数据的关键性能参数，采用基于性能方程的机构裕量模型建立方法，可在用统计信息少的条件下，较为客观地建立裕量模型；所提两种方法均为正向评估可靠性提供了坚实的基础；规范了已有裕量模型为规定类设计规范下裕量模型的建立方法，并扩展了防护类设计规范和裕度类设计规范下裕量模型的建立方法，为航天机构产品的关键性能参数裕量模型的建立提供了重要依据，提高了普适性。

最后所应说明的是：以上实施例仅以说明而非限制本发明的技术方案，尽管参照上述实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明进行修改或者等同替换，而不脱离本发明的精神和范围的任何修改或局部替换，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (2)

1.一种航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

S1、根据产品是否有可用的环境试验数据，判断采用基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法还是基于性能方程的机构裕量模型建立方法：判断关键性能参数的环境试验数据是否较密集，是则采用基于环境试验数据的机构裕量模型建立方法，执行步骤S2；较稀疏则采用基于性能方程的机构裕量模型建立方法，执行步骤S6；

S2、明确产品环境试验条件ETC＝{S_e1,S_e2,…,S_en}与实际工作条件AWC＝{S_a1,S_a2,…,S_an}，其中S_ei＝{S_ei,j|j＝1,2,…,m_i}表示航天机构产品第i个试验条件包括m_i个试验条件值的集合，S_ai＝{S_ai,j|j＝1,2,…,m_i}表示航天机构产品第i个实际工作条件包括m_i个试验条件值的集合，i＝1,2,…,n；

包括航天机构产品进行随机振动、正弦振动、加速度、冲击、热真空、温度循环、真空放电和老炼/磨合在内的环境试验条件S_ei根据航天机构产品通用规范和相关试验报告获得；实际工作条件S_ai则实际测量绘制任务剖面获得；

S3、建立每一环境试验条件下关键性能参数的裕量模型：根据航天机构的不同环境试验条件得到产品在每一环境试验条件S_ei下输出的关键性能参数值p_k，并根据关键性能参数的特性，分为望大、望目和望小性能参数，建立每一环境试验条件S_ei下关键性能参数的裕量模型m(p_k|S_ei)；

所述每一环境试验条件S_ei下关键性能参数的裕量模型m(p_k|S_ei)为

其中：p_kth表示关键性能参数值p_k的阈值；

S4、建立每一实际工作条件下关键性能参数的裕量模型：根据不同试验条件下的试验数据，使用一个环境修正因子C_i对试验条件下的裕量模型进行修正，得到实际工作条件S_ai下产品的关键性能参数裕量模型m(p_k|S_ai)；

S5、建立每一实际综合条件下关键性能参数的第一裕量模型：假设上述不同环境条件对关键性能参数影响相互独立，可计算得到实际综合环境条件下的关键性能参数的第一裕量模型m₁(p_k|AWC)，转至步骤S10；

所述第一裕量模型m₁(p_k|AWC)为：

S6、根据设计规范要求，判断关键性能参数设计规范要求的类型，若为防护类设计规范，执行步骤S7；若为规定类设计规范，执行S8；若为裕度类设计规范，执行步骤S9；

S7、判断产品在设计过程中是否实施一定措施，若是则在措施有效实施的时间范围内，裕量模型恒大于0；否则，裕量模型恒小于等于0，根据防护类设计规范建立关键性能参数的第二裕量模型m₂(p_k|AWC)，转至步骤S10；

所述第二裕量模型m₂(p_k|AWC)为：

其中：c₁表示一个正常数；c₂表示一个正常数；

S8、将关键性能参数根据特性，分为望大、望目和望小型性能参数，根据规定类设计规范建立关键性能参数的第三裕量模型m₃(p_k|AWC)，转至步骤S10；

所述第三裕量模型m₃(p_k|AWC)为：

S9、考虑关键性能参数与关键性能参数阈值的设计裕度关系，根据裕度类设计规范建立关键性能参数的第四裕量模型m₄(p_k|AWC)，转至步骤S10；

所述第四裕量模型m₄(p_k|AWC)为：

其中：x表示设计裕度；

S10、输出航天机构产品的关键性能参数的裕量模型。

2.根据权利要求1所述的航天机构产品确信可靠性裕量模型的建立方法，其特征在于，所述步骤S4具体包括以下步骤：

S41、计算一个环境修正因子C_i：在认知不足的情况下，采取最保守的策略进行修正，在每个环境条件下取其最小的环境修正因子进行修正：

其中：C_i表示环境试验条件S_ei和实际工作条件S_ai的认知修正函数的最小比值；

S42、计算实际使用时的环境条件S_ai下产品的关键性能参数裕量模型：

m(p_k|S_ai)＝C_i×m(p_k|S_ei) (3)。

Images