于兆吉，鄭會明，黃小凱，李樹鵬，馬騰飛，劉 毅

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

航天器電子產(chǎn)品在運輸、存儲、總裝、地面試驗、測試、發(fā)射入軌、在軌飛行以及再入等過程中要經(jīng)受溫度、振動、濕度、真空、空間輻射、磁場、等離子體、原子氧、出氣污染等多種環(huán)境考驗。其中，電子產(chǎn)品對振動、溫度和濕度因素最為敏感。據(jù)電子產(chǎn)品的失效原因統(tǒng)計：溫度因素導致的失效占總數(shù)的43.3%，振動因素占28.7%，濕度因素占16%，合計達到88%[1-2]。目前，綜合環(huán)境應(yīng)力試驗設(shè)備可實現(xiàn)低氣壓、溫度、濕度、振動等環(huán)境應(yīng)力的綜合，電應(yīng)力可通過外部調(diào)節(jié)供電電壓實現(xiàn)，部分研究單位正開展真空、溫度、空間輻射、等離子體、原子氧、出氣污染等環(huán)境的綜合模擬技術(shù)研究。綜合考慮航天器電子產(chǎn)品的環(huán)境敏感性、環(huán)境剖面和試驗可實施性，一般選擇溫度、濕度、振動和電應(yīng)力的綜合對其進行考核，以及時發(fā)現(xiàn)產(chǎn)品缺陷。

截至目前，國內(nèi)對已發(fā)射的9 艘各型載人航天器共136 臺關(guān)鍵電子設(shè)備進行了溫度-濕度-振動三綜合環(huán)境應(yīng)力試驗，其中有17 臺產(chǎn)品在試驗中出現(xiàn)各類故障，占到參試產(chǎn)品總數(shù)的12.5%[3]。這些綜合環(huán)境應(yīng)力試驗是在產(chǎn)品完成鑒定級環(huán)境試驗后進行的，進一步發(fā)現(xiàn)了產(chǎn)品在設(shè)計、選材、加工、集成等方面的缺陷，并通過改進措施提高了產(chǎn)品的固有可靠性，保證了飛行試驗的成功率。

本文從電子設(shè)備故障模式和失效機理出發(fā)，在實踐的基礎(chǔ)上提出試驗設(shè)計方案和控制方法，并對試驗影響因素進行分析討論，旨在通過合理有效的綜合環(huán)境應(yīng)力試驗進一步發(fā)現(xiàn)產(chǎn)品缺陷，提高產(chǎn)品可靠性。

1 綜合環(huán)境應(yīng)力試驗故障模式及失效機理

1.1 電子設(shè)備故障模式

某型號載人運載火箭電子產(chǎn)品進行了溫度-濕度-振動綜合環(huán)境應(yīng)力試驗，其中：初樣階段參試的35 臺電子產(chǎn)品中，20 臺產(chǎn)品在試驗過程中共暴露出的40 個故障，其中引起產(chǎn)品功能全部或部分喪失的獨立故障達24 個；試樣階段共計59 臺產(chǎn)品參加了綜合環(huán)境應(yīng)力試驗，試驗時間總計14 355 臺·時，有23 臺產(chǎn)品在試驗過程中暴露出36 個故障[4]，其中引起產(chǎn)品功能全部或部分喪失的獨立故障達29個[4]。載人航天器電子產(chǎn)品綜合環(huán)境應(yīng)力試驗中暴露的典型故障包括印刷電路板制造不合格、材料固有缺陷、交變溫濕環(huán)境不適應(yīng)等，多臺產(chǎn)品電路板存在虛焊、虛接或元器件管腳焊接不到位，硅橡膠類非金屬材料受熱脹冷縮影響較大，產(chǎn)品表面涂層大面積脫落，接插件低溫結(jié)露后產(chǎn)生短接等：這些故障涉及產(chǎn)品設(shè)計、元器件選用、生產(chǎn)工藝質(zhì)量控制等原因。

GJB 150A—2009 和SPT0023C-2001《航天飛機環(huán)境驗收試驗規(guī)范》給出的航天器電子設(shè)備綜合環(huán)境應(yīng)力效應(yīng)總結(jié)如表1所示[5-6]。

表1 航天器電子設(shè)備綜合環(huán)境應(yīng)力效應(yīng) Table1 The behavior of spacecraft avionics under combined environmental stress

表1 （續(xù)）

1.2 電子設(shè)備失效機理

溫度循環(huán)過程中，由于材料間熱膨脹系數(shù)的差異，產(chǎn)品內(nèi)部會發(fā)生伸縮變形，導致結(jié)合部位松動。這時濕度環(huán)境中的潮氣（大量水分子）就會從縫隙間侵入，形成水分子膜（隨溫度高低不同，會以氣、液、固不同狀態(tài)的混合形式表現(xiàn)），從而降低結(jié)合部位的摩擦系數(shù)，暴露工藝缺陷。再受到振動影響，產(chǎn)品的力學特性就會逐漸改變；在某特定頻率，產(chǎn)品會發(fā)生共振。這種高低溫、振動、吸濕、凍結(jié)、共振的反復發(fā)生，將大幅度加速的3 種單獨因子失效模式綜合疊加，形成新的電子產(chǎn)品綜合環(huán)境耦合效應(yīng)，出現(xiàn)新的失效模式。具體的機理如圖1所示[7]。

圖1 綜合環(huán)境應(yīng)力失效機理 Fig.1 Failure mechanism of combined environment stress test

在圖1所示的綜合環(huán)境應(yīng)力效應(yīng)下，常用的電子設(shè)備失效機理模型有反應(yīng)論模型、金屬化電遷移模型、金屬腐蝕模型、金鋁化合物失效模型、柯肯德爾效應(yīng)模型、過電應(yīng)力模型、二次擊穿模型、閂鎖效應(yīng)模型、靜電損傷模型、介質(zhì)擊穿模型、熱載流子效應(yīng)模型等[8]。

2 載人航天器電子設(shè)備綜合環(huán)境應(yīng)力試驗 方案及過程控制要求

2.1 試驗順序

載人航天器電子設(shè)備綜合環(huán)境應(yīng)力試驗可參考無模型可靠性增長試驗方案。試驗是對產(chǎn)品承受綜合環(huán)境應(yīng)力的考核，因此產(chǎn)品應(yīng)先完成全部的單項環(huán)境試驗（包括振動、熱循環(huán)、老煉等）后，再進行綜合環(huán)境應(yīng)力試驗，且單項應(yīng)力試驗量級不超過鑒定級水平。

2.2 環(huán)境應(yīng)力設(shè)計

溫度應(yīng)力參照Q/W 1223—2009《航天器組件熱試驗技術(shù)要求》確定溫度上下限和產(chǎn)品變溫速率，采用產(chǎn)品溫度控制方式。為考核產(chǎn)品高、低溫環(huán)境下的工作性能，要求高、低溫工況時產(chǎn)品加電測試。

濕度應(yīng)力根據(jù)可能發(fā)生的工況濕度環(huán)境并結(jié)合試驗系統(tǒng)的能力，確定為95%RH，采用環(huán)境濕度控制方式。

振動應(yīng)力選用上升段環(huán)境應(yīng)力最大值，振動應(yīng)力方向要求與火箭射向一致，量級要求4.55grms。單次循環(huán)中，在高、低溫段各施加1 次隨機振動。

載人航天器加電過程中持續(xù)對產(chǎn)品性能進行檢測。在航天器不同的飛行階段，產(chǎn)品需要根據(jù)任務(wù)要求進行相應(yīng)的關(guān)機或啟動，因此每個循環(huán)高、低溫段產(chǎn)品需進行多次關(guān)機或啟動操作，以考核產(chǎn)品斷電再啟動能力。

2.3 試驗時間

1）總試驗時間

考慮到電子產(chǎn)品的可靠度隨時間的變化近似服從指數(shù)分布，因此總試驗時間t為[9]

式中：tave為平均無故障工作時間；β為使用方風險；t0為等效任務(wù)時間；R為可靠度。

2）振動試驗時間

根據(jù)工程經(jīng)驗，當電子產(chǎn)品安裝部位的振動譜型加速度值大于10g時，試驗中施加振動的時間符合威布爾分布，因此

式中：tD為施加振動的時間；RL為可靠性增長要求值；t2為任務(wù)振動時間；n為參試產(chǎn)品臺數(shù)；m為形狀參數(shù)；Z為關(guān)聯(lián)故障數(shù)；r為置信度。當滿足合格判定要求Z=0 時，L(tD)=β，即得出：

振動控制采用四點平均控制方法。

3）電應(yīng)力加載時間

每次循環(huán)在高、低溫保持區(qū)電壓工作時間均不低于30 min。

4）溫、濕度保持時間和升降溫速率

不同組件的質(zhì)量、熱慣性、距離樣品中心位置等不同，使組件內(nèi)部溫度達到穩(wěn)定所需的溫度保持時間也不同。一般情況下，15 kg 以下的產(chǎn)品，溫度保持時間約需0.5～1.5 h。具體可參考Q/W 1223—2009《航天器組件熱試驗技術(shù)要求》[10]。

國外有文獻提議采用加大試驗設(shè)備的風速來提高樣品內(nèi)部溫度變化速率，但就溫度-濕度-振動綜合環(huán)境應(yīng)力試驗來說，在加濕的情況下，如果加大試驗箱內(nèi)的風速，濕度就很難控制，尤其是進行高濕度試驗，很小的風速都會對控濕產(chǎn)生很大的影響。因此，綜合環(huán)境應(yīng)力試驗中片面強調(diào)溫度應(yīng)力采用高升降溫速率和隨意縮短溫度保持時間的做法是不可取的。

由以上分析可知，綜合環(huán)境應(yīng)力試驗中單次循環(huán)的試驗剖面如圖2所示。

圖2 綜合環(huán)境應(yīng)力試驗剖面 Fig.2 Combined environmental test profile

3 航天器電子設(shè)備綜合環(huán)境應(yīng)力試驗影響 因素

綜合環(huán)境應(yīng)力試驗是對航天器電子設(shè)備能否承受綜合環(huán)境的考核，因此對試驗空間、加速度傳感器、試驗夾具等也要進行嚴格控制。

3.1 試驗空間樣品占比

在有限的試驗空間內(nèi)盲目地增加樣品數(shù)量，甚至使樣品體積占箱體空間的70%～80%，將會導致試驗箱內(nèi)空氣流動嚴重阻塞，溫度交換效率大大下降，大量堆積在底層和中間的樣品得不到溫度應(yīng)力的沖擊，達不到試驗的目的。一般情況下，受試樣品的體積不可超過試驗設(shè)備有效空間的1/5。

3.2 加速度傳感器性能

溫度-濕度-振動綜合環(huán)境應(yīng)力試驗中，通常采用壓電加速度傳感器進行振動試驗控制。而壓電傳 感器性能在不同溫度下會產(chǎn)生確定的、可逆的變化，低溫條件下會造成試驗的欠應(yīng)力，高溫條件下則會造成試驗的過應(yīng)力。試驗中，可對壓電傳感器采取剪切式隔離基座型結(jié)構(gòu)設(shè)計，采用隔離安裝銷，在壓電元件受熱沖擊的一端加裝以小熱導率材料制成的絕熱片等；或進行溫度補償修正以減小環(huán)境溫度對振動量級控制的影響，如利用溫度補償片或通過試驗曲線擬定溫度修正系數(shù)。

3.3 試驗夾具設(shè)計與制作

1）夾具一般不采用螺紋緊固的方法拼裝，因為螺紋緊固位的接觸面積小，在溫濕交變環(huán)境下，螺紋緊固的阻尼特性會發(fā)生變化，導致夾具的頻響特性改變。應(yīng)選用相對輕型且剛性好的材料，如優(yōu)質(zhì)合金鋁型材料，用澆鑄的方法一次定型，這樣夾具的整體剛性連接好，堅固對稱，不易變形。

2）夾具與振動臺的連接表面一定要平滑整齊，平面度要求優(yōu)于±1 mm，以防止大量水分子的進入和沉積。

3）夾具使用前，應(yīng)在綜合環(huán)境下模擬空載、負載工況，并測定其動態(tài)傳遞特性和動平衡特性。若傳遞特性不滿足要求，則增加阻尼或局部加強；若動平衡特性不滿足要求，則去掉一定質(zhì)量或加配重。

4 結(jié)束語

溫度-濕度-振動綜合環(huán)境應(yīng)力試驗是評價電子產(chǎn)品可靠性的重要手段之一。其與單因素試驗相比能模擬更真實的在軌環(huán)境，因而更易激發(fā)出單因素試驗難以暴露的故障，發(fā)現(xiàn)產(chǎn)品在設(shè)計、加工、元器件等方面的缺陷，以便通過后續(xù)糾正措施提高產(chǎn)品的可靠性。

航天器電子設(shè)備溫度-濕度-振動綜合環(huán)境應(yīng)力試驗研究的發(fā)展方向為：1）綜合應(yīng)力下電子設(shè)備失效機理研究，特別是對于單應(yīng)力作用很難暴露的失效模式，應(yīng)深入分析其多因素耦合作用的機 理，從而為試驗設(shè)計提供充分的理論支撐。2）綜合應(yīng)力試驗設(shè)計方法的完善。應(yīng)根據(jù)當前及未來航天器型號任務(wù)特點，合理地設(shè)計應(yīng)力量級及組合方式，以利充分有效地暴露潛在缺陷。3）綜合應(yīng)力試驗過程的精細化控制。不斷改善試驗條件，提供精確的試驗控制實施手段。

（References）

[1] 林震,張愛民.綜合環(huán)境應(yīng)力試驗初探[J].環(huán)境技術(shù),2002(3): 1-4 Lin Zhen,Zhang Aimin.Study on combined environment stress test[J].Journal of Environment Technology,2002(3): 1-4

[2] 張偉.溫、濕、振三綜合環(huán)境試驗技術(shù)的應(yīng)用[J].電子產(chǎn)品可靠性與環(huán)境試驗,2004(6): 38-41 Zhang Wei.Integrated environmental test of temperature,humidity and vibration[J].Journal of Electronic Product Reliability and Environmental Testing,2004(6): 38-41

[3] 雷劍宇,霍佳婧,楚麗妍.載人航天器關(guān)鍵電子產(chǎn)品綜合環(huán)境應(yīng)力試驗[J].裝備環(huán)境工程,2012,9(5): 6-9 Lei Jianyu,Huo Jiajing,Chu Liyan.Combined environmental test of key electronic equipments of manned spacecraft[J].Equipment Environmental Engineering,2012,9(5): 6-9

[4] 朱曦全.可靠性增長試驗在載人航天運載火箭電氣產(chǎn)品研制過程中的應(yīng)用[J].導彈與航天運載技術(shù),2004(1): 61-66 Zhu Xiquan.The application of reliability growth test in the development of the electric products of manned space launch vehicle[J].Journal of Missiles and Space Vehicles,2004(1): 61-66

[5] 中國人民解放軍總裝備部.GJB 150A—2009 軍用裝備實驗室環(huán)境試驗方法[S],2009

[6] NASA.SPT 0023C-2001 Specification environmental acceptance testing[S],2001

[7] 陳海建,徐廷學,李波,等.導彈加速壽命試驗方法研究[J].裝備環(huán)境工程,2010,7(5): 115-118 Chen Haijian,Xu Tingxue,Li Bo,et al.Research on method of missile accelerated life test[J].Equipment Environmental Engineering,2010,7(5): 115-118

[8] 孔學東,恩云飛.電子元器件失效分析與典型案例[M].北京: 國防工業(yè)出版社,2006: 10-15

[9] 陳萬創(chuàng).捷聯(lián)慣性測量裝置的綜合環(huán)境應(yīng)力可靠性試驗[J].上海航天,2004,21(1): 58-61 Chen Wanchuang.The application in combined environmental reliability test to SIMU[J].Journal of Aerospace Shanghai,2004,21(1): 58-61

[10] 中國空間技術(shù)研究院.Q/W 1223—2009 航天器組件熱試驗技術(shù)要求[S]