航天服软关节寿命影响分析

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1、航天服软关节寿命影响分析《航天医学与医学工程杂志》2014年第三期1方法1.1Bayes统计方法经典统计学的统计推断基于总体信息和样本信息，而Bayes统计方法［6］在此基础上还利用了先验信息，先验信息主要来源于专家经验和历史资料。在小样本试验中Bayes统计方法利用的信息更为丰富［7-8］。Bayes统计推断方法(图1)中先验信息的收集、加工，影响着推断的质量。因此为了减少先验信息中主观因素的存在，目前多采用利用小样本试验求出后验分布，对先验知识进行矫正［9］。第5页共5页1．2关节寿命的影响因素与失效形式假设目前针对航天服关节气密层在活动中失效的形式主要有两种假设:A．关节层与层之间的

2、摩擦使气密层摩擦破损失效;B．关节气密层在关节活动中的产生的挤压和褶皱，气密层材料的反复挤压弯折致使材料失效。在本研究开展之前，研究学者多支持假设A。假设A认为气密层材料的耐磨性是影响关节气密层寿命的主要因素，故采用比橡胶材料耐磨性更好的的聚氨酯材料(聚氨酯Taber磨耗0．5～3．5mg，天然橡胶146mg［10］)作为研究对比对象，用以验证气密层的失效形式。影响气密层寿命的几个主要因素为:1)气密层工艺，2)气密层材料，3)气密层结构形态。依据当前先验知识认为这3个因素影响程度先验比例为:=0．4、φ=0．4、γ=0．2。通过本次试验可以进一步矫正各个试验因素对气密层寿命的影响程度。

3、1．3试验设计影响因素包含天然橡胶、聚氨酯两种材料，冷粘接、热合、整体成型3种工艺，所以设置4类比样件:天然橡胶冷粘接样件、聚氨酯冷粘接、聚氨酯热合样件、聚氨酯整体成型样件。每类样件设置3个样件进行试验。试验样件采用波纹关节的结构设计。冷粘接是利用粘合剂将薄膜粘合。热合是利用高温将薄膜快速熔融并压合，从而使两片薄膜粘合起来的加工工艺，广泛应用于充气产品制造。整体成型样件是利用整体成型技术将材料原浆直接成型为所需的结构形状。前两种工艺适宜加工结构简单的产品，而整体成型则更适宜加工复杂结构的产品。天然橡胶的冷粘接工艺、聚氨酯的热合工艺较为成熟，对粘合部位的物理特性影响较小，两类样件的试验对比可

4、以分析材料的影响;而聚氨酯粘合剂会引起聚氨酯粘合部位的硬化，影响气密层的活动寿命，与热合样件的试验对比可以分析工艺对气密层寿命的影响;整体成型采用异形结构设计，与热合样件的寿命对比可以分析结构工艺对气密层寿命的影响。1．4试验条件软关节寿命试验台(图2)是测量关节的活动寿命的试验台，具备同时检测关节活动阻力、漏气率的功能。软关节试验台利用电机旋转驱动带动关节活动，同时采用外置法测量关节力矩，利用补偿法测量漏气率。试验设置关节活动范围60°，活动速度为每秒活动30°，试验终止条件为样件漏率超过0．02SL/min。2结果与分析第5页共5页试验台参数控制状态良好，关节样件外形状态正常，试验结果

5、如下。2．1寿命试验结果4类样件的具体寿命为:天然橡胶冷粘接样件寿命3．48万次、3．28万次、3．50万次;聚氨酯冷粘接样件2．88万次、3．04万次、2．98万次;聚氨酯热合样件寿命4．12万次、3．88万次、4．12万次;聚氨酯整体成型样件10．13万次、10．65万次、10．81万次。4类样件寿命均值与标准差得到:μ1=3．42，s1=0．1217μ2=2．967，s2=0．0808μ3=4．04，s3=0．1386μ4=10．53，s4=0．3555(1)2．2气密层失效形式分析在试验件中出现破损位置、形式相似。破损位置均在气密层相对限制层收缩的位置，破损处无明显摩擦痕迹(图3)

6、。对聚氨酯气密层破损位置进行扫描电镜成像(图4)，未破损区域与破损区域界限明显，与摩擦失效的假设不符。聚氨酯材料耐磨性能是天然橡胶的数倍，而弯折疲劳性能略微优于天然橡胶。在寿命试验结果上聚氨酯热合样件与天然橡胶的实验结果相比并未达到成倍差距，这也否定了摩擦失效的假设。对样件充压后膨胀形态进行观察，气密层设计余量较大产生褶皱，这些褶皱处运动时易产生挤压，造成材料的弯折疲劳。破损位置正是在气密层的褶皱处，验证了气密层活动失效形式为弯折挤压失效。整体成型气密层样件利用赋形结构减少了气密层充压后的褶皱，减轻了弯折挤压现象，最终寿命试验结果也明显优于其他结构形态的样件，验证了弯折挤压失效假设。第5页

7、共5页2．3气密层寿命影响因素分析试验以聚氨酯热合(heatseal，HS)样件寿命为准，分析工艺、材料、结构三种影响因素，结果见表1。由上述试验结果可知:结构形态的改变对关节气密层寿命影响最大。这与本文1．2节中提出的关节结构在寿命影响中占有较低比重的先验假设不相适宜。2．4气密层寿命影响因素的影响程度分析工艺、材料、结构对气密层寿命的影响分别为1．09万次、0．62万次、6．49万次，则三者总影响为8．48万次，所占