本發(fā)明提出一種航天驅(qū)動(dòng)組件綜合應(yīng)力加速壽命試驗(yàn)損傷累積模型的建模方法，屬于航天驅(qū)動(dòng)組件可靠性及壽命評(píng)估領(lǐng)域。本發(fā)明方法針對(duì)主要故障模式為疲勞的航天驅(qū)動(dòng)組件，采用綜合應(yīng)力進(jìn)行加速壽命試驗(yàn)，對(duì)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，確定從開始時(shí)間t0到時(shí)間ti在應(yīng)力下累積的失效概率，然后確定失效樣本和截尾樣本的綜合應(yīng)力加速模型，得到加速模型的極大似然函數(shù)，最后對(duì)模型中的相關(guān)參數(shù)進(jìn)行估計(jì)以得到最終的加速模型，根據(jù)廣義艾林模型能確定任意載荷譜下的壽命值。本發(fā)明方法適用于航天驅(qū)動(dòng)組件綜合多應(yīng)力加速壽命試驗(yàn)，能夠縮短試驗(yàn)時(shí)間，節(jié)省試驗(yàn)費(fèi)用，能夠有效地利用試驗(yàn)樣本和已經(jīng)做過常規(guī)壽命試驗(yàn)的截尾樣本，對(duì)航天驅(qū)動(dòng)組件的壽命進(jìn)行比較準(zhǔn)確的評(píng)估。