【正文】 要的結(jié)構(gòu)故障80%以上都是由于疲勞失效引起的。金屬、塑料、橡膠、木材、混凝土、陶瓷及復(fù)合材料都有這個問題。對于一定的應(yīng)力si，材料耐受此應(yīng)力的次數(shù)即壽命為，如果材料受k種應(yīng)力s1，s2，...，sk作用，作用次數(shù)為n1，n2，...，nk，則材料受到的累積損傷為，時，材料即失效。這即Miner的線性累積傷害公式。理論上可以證明當(dāng)材料疲勞失效與加載順序無關(guān)時Miner公式是成立的，但一般塑性損傷材料疲勞失效與加載順序有關(guān)，參考Miner公式就有相當(dāng)誤差。振動是一種交變應(yīng)力。不同的振動類型，如定頻正弦振動、掃頻正弦振動、隨機(jī)正弦振動等對壽命的影響有較大差異，不同功率譜的影響也是很不相同。國標(biāo)給出的典型功率譜密度與實(shí)際某些產(chǎn)品也不同，因此結(jié)果也不會相同。很多結(jié)構(gòu)件在交變載荷或應(yīng)力下會誘發(fā)產(chǎn)生裂紋，裂紋產(chǎn)生前的應(yīng)力循環(huán)次數(shù)叫五裂紋壽命。裂紋形成后，在應(yīng)力循環(huán)下，裂紋會慢慢擴(kuò)展，到一定尺寸會斷裂，即結(jié)構(gòu)失效。這一段的應(yīng)力循環(huán)次數(shù)叫裂紋擴(kuò)展壽命。設(shè)α為裂紋長度（單位:mm），N為循環(huán)次數(shù)，ΔK為應(yīng)力強(qiáng)度因子幅值（單位：Mpmm 1/2），Paris總結(jié)很多試驗(yàn)規(guī)律提出Paris公式：。以 Δk 為橫坐標(biāo)，dα/dN 為縱坐標(biāo)，在對數(shù)坐標(biāo)紙上將為一直線。，在區(qū)域Ⅱ內(nèi)才近似為一直線。 裂紋壽命很多工程人員把金屬看成一個彈性體。但金屬的彈性是有界限的。在超過該界限的應(yīng)力作用下會產(chǎn)生塑性變形以致不能恢復(fù)原狀，于是功能降低甚至失效。例如彈簧，如長時間壓縮 ， 會引起屈服 ，彈簧壓力降低。機(jī)械產(chǎn)品的磨損故障是普遍存在的，影響它的是互相接觸的材料組合，表面的接觸壓力及磨損速度、潤滑油等，還沒有一個很合適的數(shù)學(xué)模型。金屬含有結(jié)晶組織結(jié)晶構(gòu)成對化學(xué)侵蝕的抵金屬含有結(jié)晶組織結(jié)晶構(gòu)成對化學(xué)侵蝕的抵細(xì)微裂紋，使得結(jié)構(gòu)強(qiáng)度大幅下降，這是應(yīng)力集中的原因。以上的簡要敘述，說明影響使用壽命的因素很多。兩個模型得出的結(jié)論只能反應(yīng)一兩種應(yīng)力對壽命的影響，何況模型本身還是粗糙的。所以在研發(fā)階段產(chǎn)品的使用壽命要從相似產(chǎn)品的歷史數(shù)據(jù)中總結(jié)，并且要抓幾種關(guān)鍵應(yīng)力開展使用壽命試驗(yàn)，并進(jìn)行綜合評價。即便如此，所得出的結(jié)果還是粗糙的。因此只能作為指導(dǎo)維修性工作的初步數(shù)據(jù)。還必須從產(chǎn)品現(xiàn)場壽命試驗(yàn)及現(xiàn)場數(shù)據(jù)中分析、改進(jìn)缺陷，得出產(chǎn)品實(shí)際的使用壽命規(guī)律，修正原來的維修性工作計劃及安排。 飛機(jī)導(dǎo)線加速壽命試驗(yàn)影響飛機(jī)導(dǎo)線壽命的主要因素是其工作環(huán)境溫度，因此選擇飛機(jī)導(dǎo)線溫度作為加速壽命試驗(yàn)的加速應(yīng)力。加速應(yīng)力水平的選擇原則為：最高應(yīng)力和最低應(yīng)力之間應(yīng)有較大間隔，其中一個應(yīng)力水平應(yīng)接近或等于該產(chǎn)品技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)中規(guī)定的額定值。最高應(yīng)力不得大于該產(chǎn)品結(jié)構(gòu)材料、制造工藝所能承受的極限應(yīng)力，以免帶來新的失效機(jī)理。導(dǎo)線正常工作時的溫度是55℃~125℃，根據(jù)可靠性原理，在進(jìn)行恒定應(yīng)力加速壽命試驗(yàn)時，加速應(yīng)力水平的個數(shù)l不少于3，最好于等于4，故取l=4。第五章 參數(shù)計算 不同應(yīng)力影響下的參數(shù)估計（1） 溫度應(yīng)力，在短時間內(nèi)獲得失效數(shù)據(jù)結(jié)果。導(dǎo)線與電連接器都可以看作是由n個環(huán)節(jié)構(gòu)成的鏈狀模型，某一環(huán)節(jié)所受應(yīng)力強(qiáng)度超過其承載強(qiáng)度時整個模型產(chǎn)生失效，其失效機(jī)理和威布爾分布的物理模型是一致的。由于試驗(yàn)進(jìn)度的原因，此處選用航天器電連接器在溫度應(yīng)力作用的加速壽命試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行前期估計計算。通過前期工作得到4組恒定應(yīng)力水平（1,2,3,4）下試驗(yàn)樣本的失效時間。 TT2 、T3 、T4 恒定應(yīng)力下試驗(yàn)樣品的失效時間由于威布爾分布的參數(shù)計算較復(fù)雜，需要求解超越方程（），所以針對該超越方程進(jìn)行程序化處理，調(diào)用matlab M文件實(shí)現(xiàn)參數(shù)的快速、精確求解。，即各溫度應(yīng)力下的形狀參數(shù)m和特征壽命。 Ti 應(yīng)力下mi和應(yīng)力水平T1=358KT2=398KT3=423KT4=443Km，需對形狀參數(shù)m進(jìn)行檢驗(yàn)，驗(yàn)證各應(yīng)力水平下其形狀參數(shù)相等，即H0：m1= m2= m3=…= mK，其偏離平均值的程度很小，因此其形狀參數(shù)是相等的。采用加權(quán)平均計算公共的形狀參數(shù) （為每組樣本數(shù)，k為試驗(yàn)組數(shù)）=。溫度應(yīng)力對導(dǎo)線壽命影響模型為下述線性化方程 （51）待估計參數(shù)，可以通過求解線性參數(shù)來獲得。綜合及其對應(yīng)的絕對溫度T，采用最小二乘法進(jìn)行線性擬合獲得方程參系數(shù)。調(diào)用最小二乘法matlab M文件，運(yùn)行得到= ，=7691。得到的加速壽命方程為： （52）根據(jù)上述擬合的公式預(yù)測T=323K時，特征壽命參數(shù)：則=。由前述可知導(dǎo)線失效率函數(shù)為，當(dāng)T一定時，若m1時，失效率隨時間呈遞減分布，設(shè)備運(yùn)行在早期故障期；m=1時，失效率為常數(shù)；m1時，失效率呈遞增分布，設(shè)備運(yùn)行在損耗期。將公式（）代入其中得到溫度應(yīng)力對導(dǎo)線失效率的函數(shù)。結(jié)合式（52）得失效率函數(shù)為= （53）失效概率密度函數(shù)為 （54）可靠度函數(shù) （55）。、 不同溫度作用下其可靠度曲線給定輸入時間t及溫度T，t=10000小時，T=323K（T取這個值）時可得此時導(dǎo)線可靠度R（10000,323）=%。，給定可靠度，當(dāng)溫度升高10℃，導(dǎo)線的壽命時間減半。這一結(jié)果與世界各國的結(jié)論完全一致，即montsinger10℃規(guī)則。第6章 總結(jié)與展望本文以飛機(jī)導(dǎo)線為研究對象，對飛機(jī)導(dǎo)線在環(huán)境溫度作用下進(jìn)行了失效物理分析，對其失效模式和失效機(jī)理進(jìn)行了詳細(xì)研究。1. 通過導(dǎo)線失效情況進(jìn)行統(tǒng)計和分析，在導(dǎo)線失效模式中，溫度影響失效是主要的失效模式，對導(dǎo)線加速壽命試驗(yàn)進(jìn)行了分析。2. 通過對導(dǎo)線環(huán)境的分析，建立了環(huán)境溫度下基于阿倫尼斯的導(dǎo)線壽命模型，并對阿倫尼斯參數(shù)的計算方法進(jìn)行了研究，建立飛機(jī)導(dǎo)線加速壽命方程。最終得出隨著環(huán)境溫度的升高，導(dǎo)線越容易失效的結(jié)論。3. 導(dǎo)線的壽命分布符合威布爾分布模型。對威布爾參數(shù)估計進(jìn)行了推導(dǎo)。采用最小二乘法對試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合。通過本文的研究，雖然取得了令人滿意的結(jié)果，但也存在一些需要進(jìn)一步研究的內(nèi)容，主要體現(xiàn)在如下方面：由于影響導(dǎo)線可靠性的因素很多，而本文僅主要考慮環(huán)境溫度對導(dǎo)線壽命的影響，故對整個導(dǎo)線的可靠性還必須進(jìn)行全面的研究；由于目前國內(nèi)導(dǎo)線可靠性方面積累的數(shù)據(jù)較少，故還有必要對導(dǎo)線進(jìn)行多方面的摸底試驗(yàn)及失效分析。參考文獻(xiàn)[1] 何國偉，角淑媛. 壽命的可靠性綜論（四）——使用壽命的加速壽命試驗(yàn)[J]. 質(zhì)量與可靠性，2011（6）：813. 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