空間用元器件熱真空試驗評價方法研究

陽 輝，白 樺，劉燕芳，哈文慧，張 東

（1.北京圣濤平北科檢測技術有限公司，北京 100088；2.北京自動測試技術研究所，北京 100088；3.湖南大學電氣工程學院，長沙 410082）

1 概述

環境試驗是航天器研制工作中不可缺少的重要組成部分，它對暴露產品中隱藏的缺陷、保證和提高產品的質量和可靠性起了重要的作用。熱真空試驗是空間環境模擬試驗中非常重要的一項試驗，國內外航天機構在對于衛星組件、分系統、整星的鑒定和驗收中，熱真空試驗是必做的試驗項目，并制定了相關的試驗方法標準[1～3]。

空間用元器件做為宇航工程基礎性資源，及早進行熱真空試驗評價，可以在更早階段暴露產品中隱藏的缺陷，避免重大損失，具有積極的作用。元器件在熱真空環境下失效導致衛星任務失敗的案例屢有報道[4]。例如，1978年發射的國際紫外探測器（IUE），由于熱設計錯誤等原因，使得這顆紫外探測器衛星上計算機的4k和8k存儲器碎裂；1978年發射的日本廣播實驗衛星（BSE），因為行波管電源高壓電弧放電，造成保護電路失效，無法向行波管供電，導致衛星于1980年壽命結束；1983年美國的陸地衛星（Landsat-4），4個太陽電池陣中有2個電源電纜損壞，故障原因是熱循環使導體出現應力，而后導致電纜損壞；1987年發射的美國地球靜止環境業務衛星GOES-7，在1993年4月衛星的數據收集平臺問訊（DCPI）系統出現異常，在每天星食期后約1小時，1號S-波段接收機不能接收來自指令和數據捕獲（CDA）站的詢問信號，后發現接收機的頻率穩定度超出需要值±5kHz的限制，原因是星食期后衛星溫度較低；1993年歐空局發射的歐洲氣象衛星（Meteosat），輻射計連續發生故障，經分析是儀器上形成的冰破壞了儀器的光學表面。

目前，歐美國家對于元器件級的熱真空試驗方法開展了大量的試驗研究。我國也在航天工程用元器件的鑒定檢驗中，根據航天用戶的要求，對部分產品開展了熱真空試驗評價[5]。由于元器件級熱真空試驗方法標準的缺項，在制定試驗方案時，主要參考的是衛星組件、分系統及整星的熱真空試驗方法。衛星組件、分系統及整星的熱真空試驗應力條件設置主要依據衛星任務的特點，根據最高和最低預視溫度進行相應的加嚴考核。而對于空間用元器件，由于其作為重要的戰略資源，僅針對特定的衛星任務進行熱真空試驗，勢必限制了試驗評估結果的通用性，造成不必要的重復試驗。本文在空間用元器件熱真空環境應力及相關失效模式分析的基礎上總結經驗，對空間用元器件熱真空試驗評價方法進行技術探討。

2 空間用元器件熱真空環境應力分析

航天器表面的器（組）件直接暴露在宇宙空間，根據離地軌道的不同，大氣壓力下降約九個數量級，即真空度從10-2Pa提高到10-11Pa。在地球同步軌道上的通信衛星暴露在10-12Pa的極高真空下。因此，對于不同軌道的航天器，航天器外露元器件實際所處的真空度變化范圍很大。對于安裝在航天器的各個非密封艙中的器件，由于排氣孔流導的限制和艙內各種材料的出氣，使艙內壓力比艙外高出幾個數量級。艙內壓力與軌道高度、排氣孔通導、艙內材料出氣、軌道運行時間有關，在入軌后幾百小時內，一般約10-1Pa～10-6Pa。對于密封艙內的元器件，艙內雖然存在一定的氣體，但在軌道上氣體的對流傳熱不起作用。不同真空度下空間用元器件有不同的物理效應，詳見表1，例如從常壓進入真空，對于密封元器件產生內外壓差；在氣壓小于10-2Pa時熱對流模式可以忽略。

航天器的空間熱環境主要是指冷黑和太陽輻照環境，不考慮太陽與航天器的輻射，宇宙空間的能量密度約為10-5W/m2，相當于溫度為3K的黑體所發出的能量。太空中航天器的熱輻射全被太空所吸收，沒有二次反射，這一環境即為冷黑環境，也叫熱沉。主要外熱源是太陽電磁輻射（相當于一個6 000K的黑體輻射），陽光照射時能產生100℃的高溫，無陽光照射時可以降到-200℃以下的超低溫，在航天器陰陽面轉換時，艙內外的溫度波動使元器件遭受溫度循環應力。航天器的艙內溫度根據需要一般控制在-70℃～50℃的范圍內，暴露在艙外的電子設備溫度范圍一般在-120℃～150℃。某些材料在冷黑環境中會產生老化和脆化，影響元器件的性能。而航天用關鍵集成電路、探測器、行波管、固態微波器件等根據航天器的運行軌道、在航天器中的位置和工作模式，其熱環境又有所不同。航天器空間熱環境示意圖如圖1所示，空間軌道溫度范圍如表2所示。

元器件在航天任務期間除了受到熱應力和真空應力外，還受到電應力作用。元器件主要有連續工作和間歇工作兩種狀態，任務期間對于組件和分系統進行開、關機操作，元器件將遭受開、關電應力。

3 空間用元器件熱真空試驗評價方法

熱真空試驗是一種環境模擬試驗，也是綜合環境應力試驗。參照組件、分系統、整星的熱真空試驗方法，試驗要素主要有如下幾點：（1）試驗真空度；（2）極限溫度；（3）極限溫度保持時間；（4）溫變速率；（5）電應力和工作時間；（6）試驗循環次數；（7）監測參數；（8）失效判據。試驗程序如圖2所示。

組件、分系統、整星的熱真空試驗一般程序基本適用于元器件級熱真空試驗，但在試驗要素方面應結合元器件特點進行分析和研究。組件分系統、整星試驗真空度要求氣壓小于1.3×10-3Pa，在該真空度下，熱對流模式可以忽略，因此對于大多數元器件熱真空試驗可以使用該條件，但對于傳感器類元器件還需認真考慮。例如，某型煙霧傳感器在載人飛船宇航員出艙時發出火災誤報警，事后分析可能是出艙時氣壓瞬間小于1.3×10-5Pa，而地面試驗時的真空度沒有覆蓋該范圍，因而未能及時發現該潛在故障。

對于極限溫度的確定，組件分系統、整星試驗主要在最高和最低預視溫度上加嚴10℃做為考核條件，由于預視溫度與具體的航天任務及航天器熱設計相關，建議在廣泛調研元器件在航天器所處的環境條件基礎上，結合元器件自身特點，提出試驗溫度條件，使得通過熱真空試驗考核的元器件產品能夠適用于各種航天任務，避免重復試驗。

我們開展大量元器件熱真空試驗和數據驗證，對于空間用集成電路產品，建議采用如表3所示的溫度條件。

4 試驗案例

4.1 DC/DC混合集成電路熱真空試驗案例

試驗樣品為5只通過GJB2438B[6]規定的B級質量要求鑒定試驗的產品。產品采用厚膜混合集成工藝，輸入電壓范圍VI為-0.5V～50V，功耗PD為18W，輸出功率PO為50W。外殼工作溫度范圍TC為-55℃～125℃。封裝形式為扁平外殼，封裝類型為平行縫焊，外殼外型為金屬扁平外殼。

熱真空試驗條件為氣壓≤1.3×10-3Pa；試驗最高溫度+125℃，最低溫度-55℃，溫變速率≥1℃/min，由安裝在樣品外殼表面非熱源處測溫傳感器記錄試驗溫度；在最高溫度停留6.5h、最低溫度停留2.5h；從室溫開始經歷低溫—高溫構成一個完整的溫度循環過程；循環次數為10次；電應力：在最高溫度、最低溫度斷電0.5h后加電，對樣品施加28V電壓，負載為滿載（50W）；試驗監測：器件穩定工作后測試器件輸入電流和輸出電壓；試驗抽真空過程中通過熱真空試驗箱目視樣品并持續監測輸入電流以發現可能的真空放電現象，試驗應力剖面見圖3。試驗結束72h內在室溫常壓下恢復進行常溫電性能測試并根據GJB548方法1014進行密封試驗，其中細檢漏試驗條件A1，粗檢漏試驗條件C1。

試驗裝置及測量儀器的連接結構圖見圖4，主要測量儀器有直流電源（帶電流表）和電壓表。

結果顯示，5只試驗樣品在抽真空過程中未發現真空放電現象，在最高溫度、最低溫度下加電啟動正常，試驗結束后終點電測試參數滿足要求，密封試驗結果符合標準規定。

4.2 單片集成電路熱真空試驗案例

試驗樣品為5只通過GJB548B[7]規定的B級質量要求鑒定試驗的雙向收發器單片集成電路。產品采用體硅工藝，封裝形式為48引線陶瓷雙列扁平封裝（CFP48），電源電壓（VDD）為3.0V～3.6V或4.5V～5.5V，輸入電壓（VIN）為0～VDD，A端口16路輸入或3.3V輸出，B端口16路，輸入或5V輸出，工作環境溫度范圍–55℃～+125℃。

本次熱真空試驗條件為氣壓≤1.3×10-3Pa；試驗最高溫度+125℃，最低溫度-55℃，溫變速率≥1℃/min，由安裝在樣品夾具PCB板非熱源處測溫傳感器記錄試驗環境溫度；在最高溫度停留6.5h、最低溫度停留2.5h；從室溫開始經歷低溫—高溫構成一個完整的溫度循環過程；循環次數為10次。電應力：在最高溫度、最低溫度斷電0.5h后加電；電源電壓VDD=（5±0.5）V；B端口輸入1×（1±5%）MHz方波信號，0～5V TTL電平；試驗監測：器件穩定工作后測試器件輸入電流和A端口輸出波形；試驗抽真空過程中通過熱真空試驗箱目視樣品并持續監測輸入電流以發現可能的真空放電現象，試驗應力剖面見圖3。試驗結束72h內在室溫常壓下恢復進行常溫電性能測試并根據GJB548方法1014進行密封試驗，其中細檢漏試驗條件A1，粗檢漏試驗條件C1。

由于試驗資源的限制，熱真空設備留給試驗5只試驗樣品的電連接接口只有12路。為了解決電接口數限制的問題，除采取共用電源和信號源的措施外，在試驗電路設計上采用A端口與B端口間的循環輸入，具體為初始信號由1B1端口進，對應的1A1端口輸入信號進入1B2，依次類推，最后監測2A8信號波形，電路連接圖見圖5。通過監測的2A8信號波形可以反映總共32路A、B端口功能是否正常。

試驗裝置及測量儀器的連接結構詳見圖6，主要測量儀器有直流電源（帶電流表）、信號發生器和示波器。

試驗結果顯示，5只試驗樣品在抽真空過程未發現真空放電現象，在最高溫度、最低溫度下加電啟動正常，試驗結束后的終點電測試參數滿足要求，密封試驗結果符合標準規定。

5 結果與討論

本文對空間用元器件熱真空試驗評價方法進行了探討，針對國產空間用DC/DC混合集成電路及雙向收發器單片集成電路開展了熱真空試驗，并對試驗結果進行了分析討論。試驗結果表明，通過熱真空試驗，可以對空間用元器件熱真空環境下的性能和可靠性進行試驗評價，為航天用戶單位合理選擇元器件產品提供依據。

［1］MIL-STD-1540D-1999.Product verification requirements for launch, upper stage, and space vehicles[S].

［2］ECSS-E-10-03A-2002. Space engineer[S].

［3］GJB1027-1990.衛星環境試驗要求[S].

［4］航天器故障專集 [M]，航天總公司第五研究院512所.

［5］陽輝，白樺，劉燕芳.空間用晶體振蕩器熱真空性能研究[J].電子與封裝，2011,11（2）:22-25.

［6］GJB2438A-2002.混合集成電路通用規范[S].

［7］GJB548B-2005.微電子器件試驗方法和程序[S].