邵將 孫勝 孟理華 曾晨暉

摘要：隨著軍事科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，航空機(jī)電設(shè)備功能性能要求及一體化程度越來越高，并且產(chǎn)品所承受的環(huán)境與工作應(yīng)力更加多樣化、應(yīng)力條件越來越嚴(yán)酷。在多應(yīng)力作用下，航空機(jī)電設(shè)備的故障模式與故障機(jī)理更加復(fù)雜，由此引起的重大事故或事故征候頻繁發(fā)生，導(dǎo)致航空機(jī)電設(shè)備的可靠性設(shè)計(jì)面臨著嚴(yán)峻挑戰(zhàn)，這已經(jīng)成為制約航空裝備質(zhì)量與安全的瓶頸問題之一。本文分析了航空機(jī)電設(shè)備的多應(yīng)力環(huán)境以及常見的故障模式與故障機(jī)理，研究了多應(yīng)力作用下航空機(jī)電設(shè)備的故障耦合效應(yīng)；研究了基于模型的航空機(jī)電設(shè)備的可靠性仿真分析流程，將多應(yīng)力下基礎(chǔ)單元失效物理模型與產(chǎn)品的性能模型相融合，形成了航空機(jī)電設(shè)備的性能可靠性仿真分析與評(píng)估方法；以某型航空電動(dòng)燃油泵作為對(duì)象，對(duì)所提出的技術(shù)方法進(jìn)行應(yīng)用，得到了燃油泵額定流量增壓值的性能退化曲線，以及初始狀態(tài)、首翻期、總壽命等不同時(shí)刻下產(chǎn)品的性能可靠度。

關(guān)鍵詞：機(jī)電設(shè)備；故障機(jī)理；故障模式；失效物理模型；性能模型；可靠性仿真

中圖分類號(hào)：V240.2文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.05.004

航空機(jī)電設(shè)備是指航空裝備中使用的既包含機(jī)械部件又包含電子電氣部件的設(shè)備，它廣泛應(yīng)用于飛機(jī)的飛控、液壓、燃油、環(huán)控等主要機(jī)載系統(tǒng)中，在航空裝備研制中的地位越來越重要。航空機(jī)電設(shè)備的可靠性也得到了更多的關(guān)注與重視。當(dāng)前，航空機(jī)電設(shè)備研制存在故障問題頻發(fā)、可靠性水平低等一系列問題，已經(jīng)成為制約航空裝備發(fā)展的一個(gè)重要影響因素。

傳統(tǒng)可靠性模型和可靠性分析方法均以“假設(shè)每個(gè)零件的失效是相互獨(dú)立的隨機(jī)事件”為前提，相關(guān)研究指出，這種假設(shè)對(duì)于故障模式復(fù)雜并具有相關(guān)性的航空機(jī)電設(shè)備來說并不適用。目前，型號(hào)研制過程中機(jī)電設(shè)備的可靠性工作通常只能基于美國水面戰(zhàn)中心機(jī)械設(shè)備可靠性預(yù)計(jì)程序手冊（NSWC）、非電子產(chǎn)品可靠性數(shù)據(jù)（NPRD）等手冊對(duì)產(chǎn)品可靠性進(jìn)行粗略預(yù)計(jì)，缺少對(duì)機(jī)電設(shè)備可靠性進(jìn)行準(zhǔn)確分析和驗(yàn)證的手段，導(dǎo)致可靠性設(shè)計(jì)缺陷在研制過程難以發(fā)現(xiàn)，外場故障持續(xù)高發(fā)。

從可靠性工程技術(shù)的發(fā)展趨勢看，國外機(jī)電設(shè)備可靠性技術(shù)正在經(jīng)歷由傳統(tǒng)統(tǒng)計(jì)方法向故障物理方法的轉(zhuǎn)變，注重研究機(jī)電設(shè)備機(jī)、電、液、控、熱等多學(xué)科的耦合性效應(yīng)，強(qiáng)調(diào)仿真技術(shù)與可靠性技術(shù)的綜合應(yīng)用，強(qiáng)調(diào)可靠性與性能的綜合設(shè)計(jì)等[1-6]。本文針對(duì)多應(yīng)力耦合下航空機(jī)電設(shè)備的可靠性設(shè)計(jì)問題，在產(chǎn)品性能設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，研究提出一種基于故障物理、考慮多應(yīng)力耦合作用的機(jī)電設(shè)備可靠性建模與仿真分析方法。

1航空機(jī)電設(shè)備多應(yīng)力下的故障特點(diǎn)

隨著裝備技術(shù)水平的不斷提升，航空機(jī)電設(shè)備的結(jié)構(gòu)與功能越來越復(fù)雜、性能指標(biāo)要求越來越高、相互之間的耦合作用越來越強(qiáng)，導(dǎo)致產(chǎn)品發(fā)生故障的可能性增加、故障原因更加復(fù)雜。同時(shí)，航空機(jī)電設(shè)備往往具有高速運(yùn)動(dòng)、高壓力介質(zhì)、快速溫變、大承載和高應(yīng)力的特點(diǎn)，所承受的應(yīng)力類型包括溫度、濕度、壓力等自然環(huán)境應(yīng)力，還包括溫度、振動(dòng)、電載荷、油液等工作環(huán)境應(yīng)力。典型的航空機(jī)電設(shè)備及其所承受的應(yīng)力環(huán)境見表1?？梢钥闯觯娇諜C(jī)電設(shè)備所處的復(fù)雜應(yīng)力一般均涉及多種應(yīng)力的綜合作用，如何研究多應(yīng)力共同作用下的可靠性，成為當(dāng)前航空機(jī)電設(shè)備研制與使用中亟待解決的現(xiàn)實(shí)問題。

高精度、綜合化、高性能的設(shè)計(jì)要求，加上多應(yīng)力、復(fù)雜、惡劣的服役環(huán)境要求，導(dǎo)致航空機(jī)電設(shè)備內(nèi)部的故障異常復(fù)雜，體現(xiàn)為故障部位的多樣性、故障模式的相關(guān)性以及故障機(jī)理的不確定性。通過梳理多型飛機(jī)的機(jī)電產(chǎn)品外場故障及廠內(nèi)壽命試驗(yàn)中出現(xiàn)的故障可以發(fā)現(xiàn)，故障高發(fā)設(shè)備的失效位置往往集中在相似的關(guān)鍵部位，即關(guān)鍵基礎(chǔ)單元上。通過對(duì)關(guān)鍵基礎(chǔ)單元的故障模式及其影響因素梳理分析可知，航空機(jī)電設(shè)備常見故障機(jī)理包括疲勞、磨損、老化等[7]，具體見表2。

飛機(jī)中常見的機(jī)電設(shè)備中，大部分零部件都處在相同的載荷環(huán)境下，在多應(yīng)力作用下不可避免地相互影響。它們的故障通常都不是相互獨(dú)立的，因此故障耦合問題是機(jī)電設(shè)備可靠性研究中的重要組成部分。機(jī)電設(shè)備內(nèi)部的故障耦合與“單一故障”相對(duì)應(yīng)，實(shí)際上在具有多種失效形式的零部件中及各種形式的機(jī)電設(shè)備和零部件之間，故障耦合普遍存在，這會(huì)使機(jī)電設(shè)備的可靠性建模和分析變得更加繁瑣。

多應(yīng)力作用下航空機(jī)電設(shè)備的故障耦合效應(yīng)可以從兩個(gè)方面來分析：一是在底層基礎(chǔ)單元的故障機(jī)理層面，機(jī)械零部件或電子元器件的失效或退化可能由多種應(yīng)力耦合導(dǎo)致，甚至多種故障機(jī)理的耦合所致；二是在產(chǎn)品的故障模式層面，機(jī)電設(shè)備的故障模式是由各部件的故障模式共同作用所導(dǎo)致。如對(duì)于由r個(gè)部件組成的設(shè)備，假設(shè)設(shè)備具有n種故障模式：m1，m2，…，mn。假設(shè)部件i具有p種故障模式mi1，mi2，…，mip，則部件故障模式對(duì)設(shè)備故障模式的影響如圖1所示。

2基于模型的航空機(jī)電設(shè)備可靠性仿真分析流程

從國內(nèi)外相關(guān)機(jī)構(gòu)的研究經(jīng)驗(yàn)來看，在數(shù)字化研制模式下，將產(chǎn)品設(shè)計(jì)模型與可靠性影響規(guī)律相結(jié)合，發(fā)展基于模型的性能與可靠性一體化建模與仿真分析方法，為機(jī)電設(shè)備的可靠性正向設(shè)計(jì)提供了一條可行的研究方向[8-12]。

本文提出一種基于產(chǎn)品性能模型的航空機(jī)電設(shè)備可靠性仿真分析方法。該方法的核心是性能與可靠性集成建模，即在產(chǎn)品性能模型的基礎(chǔ)上，將產(chǎn)品不同故障模式導(dǎo)致失效或退化的內(nèi)、外因素進(jìn)行集成建模。具體來講，將產(chǎn)品性能模型與關(guān)鍵基礎(chǔ)單元的失效物理模型以及故障影響要素分布相結(jié)合，形成能夠描述產(chǎn)品性能變化的性能與可靠性集成模型?；谠撃Ｐ涂梢灾苯釉跈C(jī)電設(shè)備層面上進(jìn)行產(chǎn)品性能退化規(guī)律分析，同時(shí)考慮零組件耗損退化、尺寸公差、載荷波動(dòng)、材料性能波動(dòng)等因素與設(shè)備性能的綜合影響，更準(zhǔn)確地描述機(jī)電設(shè)備的故障行為，從而實(shí)現(xiàn)更準(zhǔn)確的可靠性分析。基于性能模型的航空機(jī)電設(shè)備可靠性仿真分析技術(shù)流程如圖2所示。F14D16B5-DEAC-41D5-B4C9-639970E6FC6E

主要分析步驟如下：（1）機(jī)電設(shè)備基本信息收集。收集機(jī)電設(shè)備的CAD模型、設(shè)備基本性能參數(shù)、各零件材料及其性能參數(shù)、設(shè)備動(dòng)力及控制參數(shù)和工況載荷條件等基本信息。（2）機(jī)電設(shè)備性能與可靠性集成建模。開展機(jī)電設(shè)備性能模型與可靠性模型的集成建模，包括機(jī)電設(shè)備性能建模、故障模式與影響因素分析、故障影響因素分布規(guī)律建模、基本單元失效物理建模和模型集成與驗(yàn)證等。（3）機(jī)電設(shè)備關(guān)鍵性能可靠性仿真?；跈C(jī)電設(shè)備性能與可靠性集成模型，開展動(dòng)力學(xué)性能仿真、多領(lǐng)域性能仿真以及蒙特卡羅（Monte-Carlo）抽樣仿真，得到機(jī)電設(shè)備關(guān)鍵性能參數(shù)的分布規(guī)律以及伴隨工作時(shí)間的退化規(guī)律。（4）機(jī)電設(shè)備可靠性評(píng)估。開展機(jī)電設(shè)備關(guān)鍵性能參數(shù)的性能可靠度評(píng)估，基于抽樣仿真數(shù)據(jù)分析故障影響因素的敏感性，確定機(jī)電設(shè)備設(shè)計(jì)的薄弱環(huán)節(jié)，提出改進(jìn)建議。

3航空機(jī)電設(shè)備性能與可靠性集成建模

性能與可靠性集成建模是指以產(chǎn)品性能模型為核心，將故障影響因素的分布規(guī)律導(dǎo)入性能模型表征產(chǎn)品關(guān)鍵性能的分布規(guī)律，將基礎(chǔ)單元的失效物理模型（耗損退化規(guī)律）導(dǎo)入性能模型表征產(chǎn)品關(guān)鍵性能的退化規(guī)律，通過建模工具進(jìn)行接口集成后形成性能與可靠性集成模型。

如圖3所示，在性能與可靠性集成建模的過程中，將受故障影響的模型參數(shù)設(shè)為隨外界輸入（時(shí)間或其他時(shí)變參數(shù)）可變的參數(shù)，而外界輸入與該參數(shù)之間的映射關(guān)系由一個(gè)插值表或經(jīng)驗(yàn)公式實(shí)現(xiàn)，插值表中的數(shù)值、經(jīng)驗(yàn)公式的具體表達(dá)則由物理試驗(yàn)結(jié)果給出。當(dāng)性能模型中出現(xiàn)多種故障模式時(shí)，受故障影響的模型參數(shù)可能也有多個(gè)，建模時(shí)需要多個(gè)插值表、經(jīng)驗(yàn)公式對(duì)故障進(jìn)行定義。

3.1故障模式與影響因素分析規(guī)律建模

對(duì)機(jī)電設(shè)備進(jìn)行故障建模之前，應(yīng)首先明確各組件單元的故障模式。對(duì)于成熟組件單元，可基于該組件以往在使用過程中發(fā)生過的故障模式，并根據(jù)實(shí)際使用環(huán)境條件的差異性分析進(jìn)行適當(dāng)?shù)膮?shù)修正，繼而得到該組件單元故障模式的故障數(shù)據(jù)；對(duì)于貨架產(chǎn)品，可從供應(yīng)商處索取產(chǎn)品的故障模式，或以相似產(chǎn)品發(fā)生的故障模式為基礎(chǔ)分析或推斷其故障模式；對(duì)于新研的組件單元，可根據(jù)該組件單元所屬學(xué)科/領(lǐng)域類別，梳理其常見的故障模式及其失效機(jī)理，如機(jī)械類單元斷裂/卡滯故障模式、電子類單元的開路/短路故障模式。

3.2基礎(chǔ)單元失效物理建模

航空機(jī)電設(shè)備中的關(guān)鍵基礎(chǔ)單元包括底層的機(jī)械零組件以及電子元器件，為了準(zhǔn)確構(gòu)建基礎(chǔ)單元的失效物理模型，建立性能參數(shù)（退化量）變化與設(shè)計(jì)參數(shù)、應(yīng)力參數(shù)等之間的關(guān)系，航空機(jī)電設(shè)備基礎(chǔ)單元失效物理模型的研究流程如圖4所示。關(guān)鍵基礎(chǔ)單元的失效物理模型建模需要考慮兩個(gè)方面的因素。一是失效物理模型中需要考慮相應(yīng)失效理涉及的主要影響要素；二是模型參數(shù)能夠滿足失效機(jī)理涉及的具體應(yīng)用場景。

4航空機(jī)電設(shè)備關(guān)鍵性能可靠性仿真

機(jī)電設(shè)備關(guān)鍵性能可靠性仿真是指基于性能與可靠性集成模型，通過動(dòng)力學(xué)性能仿真、機(jī)電液多領(lǐng)域性能仿真、基于蒙特卡羅抽樣的分布規(guī)律及性能退化仿真等手段，得到機(jī)電設(shè)備的關(guān)鍵性能參數(shù)的分布規(guī)律以及伴隨工作時(shí)間的退化規(guī)律。

動(dòng)力學(xué)性能仿真、機(jī)電液多領(lǐng)域性能仿真以及蒙特卡羅抽樣等方法已基本成熟。本文在研究中開發(fā)了機(jī)電產(chǎn)品可靠性分析軟件，可實(shí)現(xiàn)與Dymola軟件的數(shù)據(jù)接口，讀取Dymola模型中的參數(shù)，與基礎(chǔ)單元失效物理模型相結(jié)合，進(jìn)行性能與可靠性集成建模，設(shè)置仿真迭代的控制方式和結(jié)果提取模式，調(diào)用Dymola軟件進(jìn)行抽樣計(jì)算，實(shí)現(xiàn)后臺(tái)自動(dòng)化進(jìn)行高頻度的可靠性仿真。根據(jù)預(yù)設(shè)模式提取仿真結(jié)果中的信息，在此基礎(chǔ)上利用評(píng)價(jià)算法，實(shí)現(xiàn)機(jī)電產(chǎn)品的可靠性評(píng)估。

機(jī)電設(shè)備關(guān)鍵性能可靠性仿真的具體步驟是：基于包含故障特性的機(jī)電設(shè)備性能模型，根據(jù)測試用例，通過故障注入手段注入各種基礎(chǔ)單元的失效物理模型（耗損退化規(guī)律），然后開展蒙特卡羅抽樣仿真，得到機(jī)電設(shè)備的關(guān)鍵性能參數(shù)隨時(shí)間的變化規(guī)律。在機(jī)電產(chǎn)品可靠性仿真軟件中，用戶可以進(jìn)行仿真參數(shù)控制設(shè)置，包括仿真次數(shù)、開始時(shí)間、結(jié)束時(shí)間、輸出間隔、算法、容差、步長等參數(shù)，以及需要仿真的模型名稱。

5機(jī)電設(shè)備性能可靠性評(píng)估

機(jī)電設(shè)備可靠性評(píng)估的具體步驟是：定義機(jī)電設(shè)備的失效判據(jù)，根據(jù)待監(jiān)測的不同性能參數(shù)，設(shè)定性能參數(shù)的分布擬合方法，定義退化曲線的多項(xiàng)式次數(shù)，對(duì)各性能參數(shù)的性能可靠度進(jìn)行評(píng)估。由于機(jī)電設(shè)備關(guān)鍵性能的劣化程度會(huì)隨著工作時(shí)間而變化，因此機(jī)電設(shè)備的性能可靠度也會(huì)隨著工作時(shí)間的延續(xù)而發(fā)生變化。

6某型航空電動(dòng)燃油泵可靠性仿真案例

本文以某型航空電動(dòng)燃油泵為對(duì)象開展基于性能模型的可靠性仿真分析，建立產(chǎn)品性能與可靠性集成模型，分析產(chǎn)品在壽命期內(nèi)的性能退化規(guī)律，評(píng)估產(chǎn)品的性能可靠度。

6.1產(chǎn)品性能建模仿真與驗(yàn)證

根據(jù)產(chǎn)品組成結(jié)構(gòu)及工作原理，利用Dymola軟件建立電動(dòng)燃油泵性能模型，如圖5所示。

對(duì)三相交流異步電機(jī)和泵體的性能模型分別進(jìn)行測試，隨后將三相交流異步電機(jī)性能模型的輸出軸與泵體性能模型的輸入軸相連，得到電動(dòng)燃油泵的性能模型，進(jìn)行燃油泵性能的仿真驗(yàn)證。在性能模型中，通過調(diào)整負(fù)載模擬模塊實(shí)現(xiàn)流量控制，以泵性能測試實(shí)際流量值作為輸入，仿真計(jì)算出性能模型的流量—增壓值特性曲線，同時(shí)對(duì)實(shí)體泵進(jìn)行性能測試，得到了該泵的流量—增壓值特性曲線，如圖6所示。F14D16B5-DEAC-41D5-B4C9-639970E6FC6E

6.2故障影響因素分布規(guī)律建模

影響電動(dòng)燃油泵故障的隨機(jī)變量（見表3）包括外部輸入的電源電壓、頻率，外部管路控制的流量，電機(jī)線圈電阻，泵體葉輪尺寸，軸承間隙、油溫等。

6.3基礎(chǔ)單元失效物理建模

導(dǎo)致電動(dòng)燃油泵耗損退化的關(guān)鍵基礎(chǔ)單元包括電機(jī)線圈、軸承。

6.3.1線圈退化模型

線圈退化的影響主要表現(xiàn)為線圈電阻增大，根據(jù)三相異步電機(jī)平衡方程，線圈阻抗的變化會(huì)導(dǎo)致線圈電流及感應(yīng)電動(dòng)勢的變化，進(jìn)而影響電機(jī)輸出扭矩和轉(zhuǎn)速。一般認(rèn)為在一定的環(huán)境條件下，電阻阻值變化隨時(shí)間呈線性變化，電阻R（t）的退化模型可表征為

6.4產(chǎn)品性能退化仿真

將表3的故障影響因素作為隨機(jī)變量，采用蒙特卡羅方法，根據(jù)每個(gè)隨機(jī)變量的統(tǒng)計(jì)特性進(jìn)行隨機(jī)抽樣，輸入產(chǎn)品性能模型進(jìn)行仿真計(jì)算，得出關(guān)鍵性能參數(shù)。對(duì)多次仿真計(jì)算所得的關(guān)鍵性能參數(shù)進(jìn)行分布擬合，得出產(chǎn)品關(guān)鍵性能參數(shù)的統(tǒng)計(jì)特性。抽樣1000次關(guān)鍵性能參數(shù)的分布規(guī)律如圖7所示。

將線圈電阻、軸承磨損的退化規(guī)律輸入性能模型，仿真可以得出不同時(shí)刻關(guān)鍵性能參數(shù)的統(tǒng)計(jì)特性，并得到常規(guī)條件性能退化曲線。首翻期額定流量、0流量增壓值的計(jì)算結(jié)果如圖8所示。產(chǎn)品關(guān)鍵性能參數(shù)退化曲線如圖9所示。

6.5產(chǎn)品性能可靠度評(píng)估

基于仿真結(jié)果可以得到在任一時(shí)刻電動(dòng)燃油泵的性能參數(shù)分布數(shù)據(jù)，按照流量為0時(shí)，增壓值≤200kPa；流量為 45000L/h（額定流量）時(shí)，增壓值≥100kPa的要求，可以評(píng)估得到產(chǎn)品各個(gè)性能在工作期限要求內(nèi)的性能可靠度。

可以發(fā)現(xiàn)，0流量下增壓值性能在壽命期內(nèi)與失效閾值差距遞增，其性能可靠度不會(huì)降低，反而會(huì)增加，不會(huì)發(fā)生性能退化。故選取額定流量下增壓值作為產(chǎn)品關(guān)鍵性能。根據(jù)產(chǎn)品的關(guān)鍵性能參數(shù)隨機(jī)分布及產(chǎn)品關(guān)鍵性能參數(shù)指標(biāo)，計(jì)算得到了初始狀態(tài)、首翻期、總壽命等不同時(shí)刻下產(chǎn)品的性能可靠度，其結(jié)果見表4，產(chǎn)品的性能可靠度退化曲線如圖10所示。產(chǎn)品額定流量下增壓值的性能可靠度（總壽命2400h時(shí)刻）為99.9797%，0流量下增壓值的性能可靠度為（總壽命2400h時(shí)刻）為99.9936%。

7結(jié)束語

本文針對(duì)航空機(jī)電設(shè)備多應(yīng)力作用下的可靠性設(shè)計(jì)問題，分析了航空機(jī)電設(shè)備的多應(yīng)力環(huán)境以及常見的故障模式與故障機(jī)理，研究了多應(yīng)力作用下航空機(jī)電設(shè)備的故障耦合效應(yīng)，提出了一套基于性能模型的航空機(jī)電設(shè)備可靠性仿真分析流程，給出了機(jī)電設(shè)備性能與可靠性集成建模、關(guān)鍵性能可靠性仿真、性能可靠性評(píng)估的主要工作內(nèi)容的具體方法。選擇某型航空電動(dòng)燃油泵作為研究對(duì)象，得到了燃油泵額定流量增壓值的性能退化曲線，以及初始狀態(tài)、首翻期、總壽命等不同時(shí)刻下產(chǎn)品的性能可靠度。

圍繞基于模型的航空機(jī)電產(chǎn)品可靠性設(shè)計(jì)技術(shù)，后續(xù)仍需不斷完善的研究工作包括兩個(gè)方面：一是持續(xù)開展復(fù)雜應(yīng)力條件下基礎(chǔ)單元的失效物理模型庫建設(shè)，這些模型的精度直接決定了可靠性仿真分析的精度；二是研究機(jī)電設(shè)備性能與可靠性乃至通用質(zhì)量全特性的一體化設(shè)計(jì)方法，最終實(shí)現(xiàn)產(chǎn)品質(zhì)量、成本、功性能與通用質(zhì)量特性的數(shù)據(jù)同源、流程同步。

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Research on Model-Based Reliability Simulation Method of Aviation Electromechanical Equipment Under Multi Stresses Condition

Shao Jiang，Sun Sheng，Meng Lihua，Zeng Chenhui

China Aero Polytechnology Establishment，Beijing 100028，China

Abstract： With the development of military science and technology， the function and performance requirements and integration degree of aviation electromechanical equipment are becoming higher and higher， the environmental and working stress types are more diversified， and the stress conditions are getting more and more severe. Under the action of multiple stresses， the failure modes and failure mechanisms of aviation electromechanical equipment are more complex， which will result in frequent major accidents or accident symptoms. The reliability design of aviation electromechanical equipment is facing severe challenges， which has become one of the bottleneck problems restricting the quality and safety of aviation equipment. Firstly， this paper analyzes the multi stress environment， common failure modes and failure mechanism of aviation electromechanical equipment， and studies the failure coupling effect of aviation electromechanical equipment under multi stress. Secondly， the reliability simulation analysis process of aviation electromechanical equipment based on model is studied， the performance reliability simulation analysis and evaluation method of aviation electromechanical equipment are formed by integrating the physical model of basic unit failure under multi stress with the product performance model. Finally， a certain type of aviation electric fuel pump is selected as the object， and the technical methods proposed in this topic are applied. The performance degradation curve of the fuel pump rated flow and boost value is obtained， as well as the performance reliability of the product at different times such as the initial state， the first overturn period， and the total life.

Key Words： electromechanical equipment； failure mechanism； failure mode； physical-of-failure model； performance model； reliability simulationF14D16B5-DEAC-41D5-B4C9-639970E6FC6E