航天器電子設備溫-濕-振綜合環境應力試驗的設計與過程控制方法

于兆吉，鄭會明，黃小凱，李樹鵬，馬騰飛，劉 毅

（北京衛星環境工程研究所，北京 100094）

0 引言

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

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

本文從電子設備故障模式和失效機理出發，在實踐的基礎上提出試驗設計方案和控制方法，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境應力試驗進一步發現產品缺陷，提高產品可靠性。

1 綜合環境應力試驗故障模式及失效機理

1.1 電子設備故障模式

某型號載人運載火箭電子產品進行了溫度-濕度-振動綜合環境應力試驗，其中：初樣階段參試的35 臺電子產品中，20 臺產品在試驗過程中共暴露出的40 個故障，其中引起產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 臺產品參加了綜合環境應力試驗，試驗時間總計14 355 臺·時，有23 臺產品在試驗過程中暴露出36 個故障[4]，其中引起產品功能全部或部分喪失的獨立故障達29個[4]。載人航天器電子產品綜合環境應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、交變溫濕環境不適應等，多臺產品電路板存在虛焊、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，產品表面涂層大面積脫落，接插件低溫結露后產生短接等：這些故障涉及產品設計、元器件選用、生產工藝質量控制等原因。

GJB 150A—2009 和SPT0023C-2001《航天飛機環境驗收試驗規范》給出的航天器電子設備綜合環境應力效應總結如表1所示[5-6]。

表1 航天器電子設備綜合環境應力效應 Table1 The behavior of spacecraft avionics under combined environmental stress

表1 （續）

1.2 電子設備失效機理

溫度循環過程中，由于材料間熱膨脹系數的差異，產品內部會發生伸縮變形，導致結合部位松動。這時濕度環境中的潮氣（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、固不同狀態的混合形式表現），從而降低結合部位的摩擦系數，暴露工藝缺陷。再受到振動影響，產品的力學特性就會逐漸改變；在某特定頻率，產品會發生共振。這種高低溫、振動、吸濕、凍結、共振的反復發生，將大幅度加速的3 種單獨因子失效模式綜合疊加，形成新的電子產品綜合環境耦合效應，出現新的失效模式。具體的機理如圖1所示[7]。

圖1 綜合環境應力失效機理 Fig.1 Failure mechanism of combined environment stress test

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

2 載人航天器電子設備綜合環境應力試驗 方案及過程控制要求

2.1 試驗順序

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

2.2 環境應力設計

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

濕度應力根據可能發生的工況濕度環境并結合試驗系統的能力，確定為95%RH，采用環境濕度控制方式。

振動應力選用上升段環境應力最大值，振動應力方向要求與火箭射向一致，量級要求4.55grms。單次循環中，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對產品性能進行檢測。在航天器不同的飛行階段，產品需要根據任務要求進行相應的關機或啟動，因此每個循環高、低溫段產品需進行多次關機或啟動操作，以考核產品斷電再啟動能力。

2.3 試驗時間

1）總試驗時間

考慮到電子產品的可靠度隨時間的變化近似服從指數分布，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為等效任務時間；R為可靠度。

2）振動試驗時間

根據工程經驗，當電子產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為任務振動時間；n為參試產品臺數；m為形狀參數；Z為關聯故障數；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）電應力加載時間

每次循環在高、低溫保持區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

不同組件的質量、熱慣性、距離樣品中心位置等不同，使組件內部溫度達到穩定所需的溫度保持時間也不同。一般情況下，15 kg 以下的產品，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要求》[10]。

國外有文獻提議采用加大試驗設備的風速來提高樣品內部溫度變化速率，但就溫度-濕度-振動綜合環境應力試驗來說，在加濕的情況下，如果加大試驗箱內的風速，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生很大的影響。因此，綜合環境應力試驗中片面強調溫度應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，綜合環境應力試驗中單次循環的試驗剖面如圖2所示。

圖2 綜合環境應力試驗剖面 Fig.2 Combined environmental test profile

3 航天器電子設備綜合環境應力試驗影響 因素

綜合環境應力試驗是對航天器電子設備能否承受綜合環境的考核，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盲目地增加樣品數量，甚至使樣品體積占箱體空間的70%～80%，將會導致試驗箱內空氣流動嚴重阻塞，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-振動綜合環境應力試驗中，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生確定的、可逆的變化，低溫條件下會造成試驗的欠應力，高溫條件下則會造成試驗的過應力。試驗中，可對壓電傳感器采取剪切式隔離基座型結構設計，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。

3.3 試驗夾具設計與制作

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，在溫濕交變環境下，螺紋緊固的阻尼特性會發生變化，導致夾具的頻響特性改變。應選用相對輕型且剛性好的材料，如優質合金鋁型材料，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，平面度要求優于±1 mm，以防止大量水分子的進入和沉積。

3）夾具使用前，應在綜合環境下模擬空載、負載工況，并測定其動態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，則去掉一定質量或加配重。

4 結束語

溫度-濕度-振動綜合環境應力試驗是評價電子產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境，因而更易激發出單因素試驗難以暴露的故障，發現產品在設計、加工、元器件等方面的缺陷，以便通過后續糾正措施提高產品的可靠性。

航天器電子設備溫度-濕度-振動綜合環境應力試驗研究的發展方向為：1）綜合應力下電子設備失效機理研究，特別是對于單應力作用很難暴露的失效模式，應深入分析其多因素耦合作用的機 理，從而為試驗設計提供充分的理論支撐。2）綜合應力試驗設計方法的完善。應根據當前及未來航天器型號任務特點，合理地設計應力量級及組合方式，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.綜合環境應力試驗初探[J].環境技術,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、振三綜合環境試驗技術的應用[J].電子產品可靠性與環境試驗,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.載人航天器關鍵電子產品綜合環境應力試驗[J].裝備環境工程,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品研制過程中的應用[J].導彈與航天運載技術,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: 國防工業出版社,2006: 10-15

[9] 陳萬創.捷聯慣性測量裝置的綜合環境應力可靠性試驗[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] 中國空間技術研究院.Q/W 1223—2009 航天器組件熱試驗技術要求[S]