李慶，韋錫峰，俞佳江

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109）

衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)是采用計算機網(wǎng)絡(luò)技術(shù)將星載電子設(shè)備互連，實現(xiàn)衛(wèi)星內(nèi)部信息共享和綜合利用、功能集成和資源重組優(yōu)化的信息處理和傳輸系統(tǒng)，其功能本質(zhì)是信息產(chǎn)生、變換處理、信息交換和傳輸分發(fā)的信息流[1]。衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)集成了平臺大多數(shù)電子設(shè)備，其功能和性能的多樣性和復(fù)雜性決定了系統(tǒng)具有很高的技術(shù)含量。因此，從綜合電子技術(shù)發(fā)展以來，國內(nèi)外科研機構(gòu)和高校在綜合電子體系結(jié)構(gòu)[2]、接口標(biāo)準(zhǔn)[3]、軟硬件設(shè)計[4-5]、信息安全[6]等方面開展了大量的研究工作，研究成果也在多個衛(wèi)星型號上獲得了不同程度的應(yīng)用（例如美國“ST-5”、英國“SNAP-1”衛(wèi)星，我國清華大學(xué)“NS-1”、哈爾濱工業(yè)大學(xué)“TS-1”、神舟七號飛船發(fā)射的伴飛小衛(wèi)星等）。在環(huán)境與可靠性試驗方面，目前的研究較為欠缺，還未能形成可指導(dǎo)綜合電子開展合理、有效和充分的環(huán)境與可靠性試驗的相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)或規(guī)范。隨著綜合電子技術(shù)的發(fā)展，未來綜合電子硬件模塊化、接口標(biāo)準(zhǔn)化、軟件構(gòu)件化的程度會越來越高[7]，傳統(tǒng)針對衛(wèi)星單機的試驗方法顯然已經(jīng)無法適應(yīng)綜合電子產(chǎn)品化的需求。

鑒于此，文中針對綜合電子產(chǎn)品的特點及發(fā)展趨勢，將傳統(tǒng)單機級的環(huán)境試驗項目進行了分解，提出了基于綜合電子功能模塊的試驗方法和試驗流程。同時，對試驗條件的設(shè)計方法進行了研究。以隨機振動試驗為例，建立了某綜合電子單機有限元模型。通過動力學(xué)仿真，以單機內(nèi)關(guān)鍵部位的響應(yīng)為判據(jù)，將單機試驗的力學(xué)條件輸入等效到功能模塊上。

1 衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)產(chǎn)品特點分析

衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)采用分層模塊化開放式體系結(jié)構(gòu)如圖1所示。以基本型功能模塊為基礎(chǔ)，根據(jù)不同衛(wèi)星型號的需求，選用不同功能、種類的硬件模塊衍生出各類單機。如衛(wèi)星管理單元、擴展單元等，并以外總線（1553B、CAN、RS422等）作為綜合電子基本型對外擴展的標(biāo)準(zhǔn)接口。同時配置相應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)通信協(xié)議，使得各元素有機地組織在一起，從而獲得整個系統(tǒng)的通用性、靈活性和可擴展性。

圖1 衛(wèi)星綜合電子體系結(jié)構(gòu)

由于綜合電子系統(tǒng)的基本組成是功能模塊，傳統(tǒng)的以單機為試驗考核主體的模式已經(jīng)無法適應(yīng)衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)的發(fā)展。主要表現(xiàn)在以下幾個方面。

1）由于功能模塊沒有經(jīng)歷環(huán)境與可靠性試驗的考核，只能作為產(chǎn)品交接給系統(tǒng)集成單位（衛(wèi)星總體）進行后續(xù)的測試與試驗。若在后續(xù)測試過程中出現(xiàn)質(zhì)量問題，易導(dǎo)致責(zé)任不明確，質(zhì)量管理界面不清晰。

2）若在系統(tǒng)級進行環(huán)境與可靠性試驗的考核，一旦某個模塊或者接口出現(xiàn)不匹配等故障現(xiàn)象，易導(dǎo)致系統(tǒng)試驗和測試周期被拉長。且各模塊由于技術(shù)實現(xiàn)難度、元器件配套、生產(chǎn)加工周期等因素影響，產(chǎn)品生產(chǎn)周期無法統(tǒng)一，會給綜合電子系統(tǒng)的研制進度帶來極大的影響。

3）綜合電子系統(tǒng)具備快速集成、測試的優(yōu)勢，必須體現(xiàn)“即插即用”的技術(shù)特點[8]，將所有的環(huán)境與可靠性試驗都集中在系統(tǒng)級開展試驗，會導(dǎo)致該特點無法凸現(xiàn)。一旦衛(wèi)星進入測試、試驗或者靶場發(fā)射階段，某個模塊出現(xiàn)故障需要更換，必須確保系統(tǒng)更換模塊后能直接用于發(fā)射試驗。

綜上所述，對于衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)而言，宜以功能模塊為主體開展環(huán)境與可靠性試驗，這樣各功能模塊的地面?zhèn)浞菥团c傳統(tǒng)單機一樣具有了可替換性。同時，也提高了綜合電子系統(tǒng)的可維修性。

2 環(huán)境試驗

2.1 試驗方案

采用功能模塊開展環(huán)境與可靠性試驗的最終目的是快速激發(fā)產(chǎn)品的潛在缺陷，暴露產(chǎn)品設(shè)計的薄弱環(huán)節(jié)。試驗所在的層次越低，則越能縮短研制周期，節(jié)省研制經(jīng)費。表1列出了存在缺陷的元器件在不同裝配等級進行缺陷分析與修正所需的費用[9]，可以看出，對于航天產(chǎn)品，在整機級開展試驗發(fā)現(xiàn)缺陷所需的費用約是器件級試驗的20倍，是印制板級（模塊級）試驗的4倍。

為此，根據(jù)綜合電子系統(tǒng)的試驗準(zhǔn)則，將目前指導(dǎo)我國航天產(chǎn)品試驗的主要依據(jù)性標(biāo)準(zhǔn)（GJB 1027A—2005）中規(guī)定的試驗項目進行了分解，如圖2所示。其中，元器件級主要是進行補充篩選，即對篩選過程中出現(xiàn)的不合格器件進行分析，排除批次性質(zhì)量問題；模塊級是該試驗方案的重點，必須經(jīng)歷力、熱、電等環(huán)境應(yīng)力的考核，通過后方可作為“貨架產(chǎn)品”備選；單機試驗的目的主要是對模塊間的兼容性進行考核，同時對集成后單機的性能進行驗收，試驗量級較模塊級低。

表1 不同裝配等級試驗發(fā)現(xiàn)缺陷所需費用 元

2.2 試驗流程

在上述試驗方案的基礎(chǔ)上，試驗流程設(shè)計主要根據(jù)衛(wèi)星在運輸、發(fā)射和在軌運行過程中經(jīng)歷的環(huán)境特點，安排試驗項目的先后順序，并充分考慮試驗的可操作性和流程優(yōu)化。綜合電子系統(tǒng)環(huán)境與可靠性試驗流程如圖3所示，試驗按照產(chǎn)品層次逐級開展，進入下一層次試驗的判據(jù)為：元器件——不合格品率在允許范圍內(nèi)；模塊——通過驗收級試驗考核。

3 環(huán)境試驗條件設(shè)計

3.1 方法

衛(wèi)星壽命周期內(nèi)經(jīng)歷的環(huán)境較為復(fù)雜，制定合理的環(huán)境試驗條件需要有效的環(huán)境預(yù)示方法。目前，通過空間環(huán)境載荷的探測，力、溫度等傳感器的遙測，星箭耦合分析等已經(jīng)可以較為準(zhǔn)確地給出星上關(guān)鍵位置的響應(yīng)情況[10]。對于綜合電子而言，單機內(nèi)部模塊上的響應(yīng)往往較難監(jiān)測，而且航天器結(jié)構(gòu)、材料、單機布局的不確定性也為綜合電子模塊試驗條件的制定帶來了困難。

以隨機振動試驗為例，綜合電子模塊上的振動響應(yīng)可認(rèn)為是從單機安裝面?zhèn)鬟f到模塊上，因此可用振動傳遞率表達這種傳遞特性。隨機振動響應(yīng)和激勵的自相關(guān)函數(shù)為：

用功率譜密度描述單機的隨機振動響應(yīng)，表達式為：

將式(1)代入式(2)得：

圖3 衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)環(huán)境與可靠性試驗流程

令η= τ+ θ1- θ2，則式(3)中的第三個積分項為：

由于式(3)中的第1個和第2個積分項分別是復(fù)頻響函數(shù)H(ω)和H(－ω)，且兩函數(shù)共軛，則式(3)可表達為：

式中：H(ω)為隨機振動傳遞率；Sy(ω)為響應(yīng)功率譜密度；Sx(ω)為激勵功率譜密度。

由于在工程實踐中，大多數(shù)系統(tǒng)都是連續(xù)的多自由度系統(tǒng)，要直接獲得如式(3)所示的系統(tǒng)振動傳遞特性比較困難，具體到綜合電子系統(tǒng)，即無法根據(jù)單機安裝面處的響應(yīng)推算模塊固定位置處的響應(yīng)。為此，可利用數(shù)值仿真技術(shù)，通過單機和模塊環(huán)境應(yīng)力在特征點響應(yīng)的比對，將單機環(huán)境試驗條件轉(zhuǎn)化為模塊環(huán)境試驗的條件，具體等效方法如圖4所示。綜合電子單機和模塊分別進行動力學(xué)仿真，其中，單機級仿真的輸入條件來源于上文介紹的地面力學(xué)環(huán)境試驗或飛行遙測數(shù)據(jù)。其仿真結(jié)果可作為模塊級仿真的參考，通過不斷調(diào)整模塊級仿真的輸入，使得關(guān)鍵部位的響應(yīng)盡量一致，以避免過試驗或欠試驗。需要說明的是，在單機級仿真的時候應(yīng)進行有限元模型修正，盡可能提高數(shù)值仿真的精度。

圖4 衛(wèi)星綜合電子模塊級試驗條件設(shè)計方法

3.2 應(yīng)用案例

下面以 13個功能模塊組成的綜合電子單機為例，在UG NX系統(tǒng)中分別建立單機和模塊的受力分析模型。利用文中方法，仿真給出模塊級隨機振動的試驗條件，并開展試驗驗證。

綜合電子單機結(jié)構(gòu)如圖5所示，單機外型尺寸為302 mm×282 mm×200 mm，單機機殼和模塊框架材料采用鋁合金，彈性模量為 71 GPa，泊松比為 0.33，密度為2700 kg/m3。印制板厚度為2 mm，材料為FR4，彈性模量為22 GPa，泊松比為0.28。

在動力學(xué)分析前，需進行模態(tài)分析。如圖6所示，建立該單機有限元模型，共112726個單元，其中結(jié)構(gòu)殼體采用二階四面體單元，印制板劃分為四邊形殼單元。印制板上大質(zhì)量元器件作為集中質(zhì)量點施加到印制板有限元網(wǎng)格上，螺釘用梁桿單元近似代替。模態(tài)分析時，固定單機底面，不施加任何載荷，分析結(jié)果如圖7所示。單機的一階基頻在300 Hz左右，振型表現(xiàn)為垂直于模塊方向的振動，且對比x、y、z三個方向的位移響應(yīng)情況，發(fā)現(xiàn)響應(yīng)最大的位置在模塊的中心區(qū)域。

圖5 某綜合電子單機結(jié)構(gòu)

圖6 綜合電子單機有限元模型

在單機級隨機振動仿真時，根據(jù)單機在衛(wèi)星上的實際安裝情況，選擇單機底部8個凸耳位置為振動激勵點，選擇響應(yīng)最大的模塊中心位置為振動監(jiān)測點[11]，定義約束、激勵載荷（功率譜密度曲線如圖8所示，總均方根加速度為 14.33g）、阻尼系數(shù)等邊界條件。分析結(jié)果如圖9所示，在x向振動時，模塊中心位置的響應(yīng)最大，且在一階基頻處，其最大加速度功率譜密度為 46.03 g2/Hz，總均方根加速度為45.14g。

圖8 綜合電子單機隨機振動輸入條件（grms=14.33g）

圖9 單機隨機振動仿真獲得的模塊中心位置處的響應(yīng)曲線（grms=45.14g）

在隨機振動中，通常使用總均方根加速度表征試驗的量級，因此模塊級試驗必須使模塊中心位置達到單機級試驗時相同量級的考核。根據(jù)模塊振動試驗的裝夾狀態(tài)，選擇模塊框架底面為振動激勵點，選擇模塊剛度較弱部位，即模塊中心位置為振動監(jiān)測點，模塊框架底面固定，水平放置在振動臺上，具體約束如圖10所示。

圖10 綜合電子模塊級x向隨機振動仿真約束條件

這里首先使用單機級隨機振動的輸入條件，即14.33g，仿真獲得模塊中心位置處的響應(yīng)曲線，如圖11所示，最大加速度功率譜密度為 18.89 g2/Hz，總均方根加速度為35.49g?？梢?，在相同的力學(xué)輸入條件下，單機狀態(tài)的響應(yīng)比模塊狀態(tài)的響應(yīng)大。隨后，逐步提高模塊隨機振動的輸入量級，當(dāng)輸入的總均方根加速度達到 18.06g時，可以覆蓋模塊在單機級試驗時的響應(yīng)，該量級即為模塊試驗時的輸入條件。

采用相同的方式，進一步模擬出y向和z向振動時，綜合電子模塊級試驗的輸入條件分別為15.07g、15.54g。以此為基礎(chǔ)，在 ACT2000電磁振動臺上進行了隨機振動試驗驗證，如圖12所示。采集模塊上相應(yīng)位置處的最大響應(yīng)，見表2。經(jīng)分析，力學(xué)響應(yīng)最大誤差為6.31%，滿足工程誤差小于10%的要求。

圖11 模塊隨機振動仿真獲得的模塊中心位置處的響應(yīng)曲線（grms=35.49g）

圖12 綜合電子產(chǎn)品力學(xué)振動試驗

表2 綜合電子模塊隨機振動試驗響應(yīng)分析

4 結(jié)語

美國等航天發(fā)達國家的大量工程實踐和經(jīng)驗教訓(xùn)表明，在環(huán)境試驗中，將故障缺陷盡可能暴露在低裝配量級，不僅能明顯降低研制成本，縮短研制周期，而且能盡快準(zhǔn)確定位故障位置和故障模式，所以應(yīng)高度重視低裝配量級產(chǎn)品的試驗。當(dāng)前，模塊化設(shè)計已成為衛(wèi)星設(shè)計技術(shù)的發(fā)展趨勢。文中針對衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)的產(chǎn)品特點，提出了以模塊試驗替代單機試驗的試驗方案和試驗條件設(shè)計方法。通過建立綜合電子單機和模塊有限元模型，開展動力學(xué)分析，并以模塊上關(guān)鍵部位能否達到單機試驗時的考核量級為判據(jù)，獲得模塊級試驗的輸入條件。經(jīng)物理試驗驗證，誤差可滿足小于10%的工程誤差要求。由于該方法是基于數(shù)值分析技術(shù)，單機及模塊有限元模型在建立過程中是基于相同的假設(shè)，即模型簡化、邊界條件設(shè)置、載荷施加等在兩者的建模過程中均保持一致，并且還利用了單機試驗結(jié)果對有限元模型進行修正，縮小了仿真分析誤差，因此該方法具有一定的普適性，可適用于不同結(jié)構(gòu)的模塊及其組成的單機。后續(xù)還將重點研究綜合電子產(chǎn)品有限元模型修正及優(yōu)化方法，進一步提高該方法的準(zhǔn)確性。