小子樣電子裝備可靠性加速試驗方法

孔 耀，申 斌，劉興隆，王 政，朱緒垚

(1.中國電子科技集團公司第五十四研究所，河北 石家莊 050081；2.陸軍裝備部駐武漢地區第一軍事代表室，湖北 武漢 430073)

0 引言

新變革對裝備的功能性能指標要求不斷提高，對電子裝備的可靠性水平也提出了更高的要求。電子裝備的MTBF一般為幾千小時，甚至幾萬小時。傳統的環境模擬試驗已經無法進行高可靠、長壽命電子產品可靠性水平的驗證[1-4]。尤其是針對研制項目產品數量較少，如果仍沿用傳統的GJB 899A-2009規定的可靠性鑒定試驗進行驗證，需要累積試驗臺時數，對于高可靠電子裝備，試驗樣本量越小，進行的試驗時間就越長，而且故障激發效果低，難以支撐對高可靠、長壽命電子裝備的可靠性驗證需求。而可靠性加速試驗正是解決這一突出矛盾的有效方法，已成為可靠性試驗領域的重要研究方向。

1 整機的可靠性模型

在給定的時間t0，產品的可靠度可表示為：

(1)

式中，RStressi為產品在某一種應力(工作應力或環境應力)下的可靠度。

環境應力包括溫度、溫度循環、濕度、振動及沖擊等。工作應力包括與產品使用相關的應力，如開機/停機、功率、電壓波動及負載等。

要根據產品的使用環境確定應力種類和應力水平。產品失效率可表示為：

(2)

式中，λStressi為產品在某一應力(使用應力或環境應力)下的失效率。

該模型將產品的可靠度按應力的類型進行分配。

2 加速試驗方案設計流程

以GJB 899A-2009的統計試驗方案為基礎，首先根據產品的實際情況選擇確定合適的定時統計試驗方案和可靠性鑒定試驗剖面，然后對鑒定試驗剖面溫度和振動應力水平進行加速，并分別計算加速因子，從而得到加速條件下的等效試驗剖面[5-10]。具體的可靠性加速增長試驗方案設計流程如圖1所示。

圖1 加速試驗方案設計流程Fig.1 The acceleration test program design process

具體試驗步驟為：

① 根據受試設備的實際情況，選擇試驗方案；根據產品可靠性指標及試驗方案確定總試驗時間 及故障判據；

② 參照相關規范，制定可靠性試驗剖面；

③ 根據強化試驗結果或產品耐應力極限分析，確定加速試驗的最高溫度、最低溫度、溫變率；

④ 根據Norris-Landzberg模型計算溫度循環加速因子，并確定加速條件下總溫度循環數[11-15]；

⑤ 根據阿倫尼斯模型，將正常工作溫度應力折合到加速溫度應力，計算加速條件下溫度保持總時間；

⑥ 確定加速條件下每個循環中溫度保持時間及每個循環時間；

⑦ 確定加速試驗總時間；

⑧ 根據疲勞累積損傷模型及總的加速試驗時間，計算加速試驗振動量級。

⑨ 確定加速試驗剖面；

⑩ 計算故障時間折合因子；

3 加速因子的確定

3.1 溫度加速因子的確定

激活能決定了溫度應力的加速因子。加速因子的計算公式為：

AF=tuse/ttest=exp[(Ea/k)(1/Tuse-1/Ttest)]，

(3)

式中，k表示波爾茲曼常數8.617×10-5eV/K；Ea表示元件的激活能，單位eV；Tuse表示正常工作溫度；Ttest表示加速試驗溫度。

分析國內外的規范可以得出：激活能越大，加速因子越大，集成電路的激活能一般高于電阻、電容等分立元件，是其2倍左右。集成電路的基本失效率大于分立元件的基本失效率。如果電子產品包含較多的集成電路，可以選取較高的加速因子。對于通信裝備，有較多的集成電路，因此，建議激活能選用0.5～0.9 eV。

3.2 振動加速因子的確定

振動應力的加速因子按 GJB 150.16A《軍用裝備實驗室環境試驗方法》第16部分振動試驗給出的方法確定。

隨機振動的加速公式：

(4)

正弦振動的加速公式：

(5)

式中，W0表示規定的隨機振動量值(加速度譜密度)，單位g2/Hz；W1表示施加的隨機振動量值(加速度譜密度)，單位g2/Hz；g0表示規定的正弦振動量值(峰值加速度)，單位g；g1表示施加的正弦振動量值(峰值加速度)；T0表示規定的時間；T1表示施加的時間。

這是線性疲勞損傷累積的簡化表達式，指數是材料常量(log/log疲勞曲線的斜率或S/N曲線的斜率)，給出的值適用于航空電子裝備。

導彈試驗大綱使用的指數值為1/3.25～1/6.6。航天器試驗大綱有時使用1/2。多數材料的指數取1/6～1/6.5。指數值的變化范圍與所要求的保守程度以及材料特性有關。必要時應根據具體材料的疲勞數據(S/N曲線)進行分析。

裝備上不同部件用材料的S/N曲線可得到不同的等價關系。應采用等價關系建立試驗準則。

3.3 溫度循環加速因子的確定

由JEDES標準JESD94A可知，溫度循環的加速因子符合Norris-Landzberg模型：

(6)

式中，ΔT1為加速應力溫度循環的變化范圍；ΔT2為使用的溫度循環變化范圍；v1為使用時溫度循環的溫變率；v2為加速時溫度循環的溫變率；Tmax1，Tmax2為溫度循環中最高溫度。

4 應用實例

某型機載衛通天線，工作在Ka/Ku頻段。基本任務是在飛機飛行過程中始終連續地對地球靜止軌道的Ka或Ku波段衛星進行跟蹤，接收衛星的來波信號和發射衛通機載數據終端的發射信號。

本天線隨系統進行可靠性試驗，試驗方案如下：鑒定試驗采用GJB 899A-2009中的定時截尾試驗方案30-2，方案參數如表1所示。

表1 30-2試驗方案參數Tab.1 Test program paramenters of 30-2

總有效試驗時間是指所有被試品承受試驗應力的累積時間，用被試品試驗累積的臺時數表示。根據選定的試驗方案，本次鑒定試驗的總有效試驗時間為：2.44×θ1=2.44×260=634.4 h；被試品數量為1套，因此本次鑒定試驗的試驗時間為：634.4÷1=634.4 h；每循環試驗時間為720 min，本次試驗總循環數為：Ncyc=634.4×60÷720=52.87。

振動功率密度譜如圖2所示。電應力循環如圖3所示。天線可靠性鑒定試驗剖面如圖4所示。

圖2 振動功率密度譜Fig.2 Vibration power spectral density

圖3 電應力循環Fig.3 Electrical stress cycle

圖4 天線可靠性鑒定試驗剖面Fig.4 The reliability qualification test profile of antenna

振動應力的加速因子按GJB 150.16A《軍用裝備實驗室環境試驗方法》第16部分，隨機振動應力的加速因子計算公式為：

式中，T1，T2為持續時間；W1，W2為加速度譜密度，單位為g2/Hz；對于航空電子裝備推薦的指數m取4。

若振動持續時間縮短為原來的1/10，則：

加速后振動量值應擴大為1.778 3倍，持續時間為30 min。

加速后的隨機振動譜型不變，功率譜量值如表2所示。加速度功率譜密度控制容差不得超過±3 dB。

表2 加速后的振動量值Tab.2 The vibration value after acceleration

試驗剖面溫度循環70 ℃～-55 ℃的降溫速率為5 ℃/min，降溫時間為25 min，振動時間由300 min壓縮為30 min，溫度保持時間縮短為5 min。

把持續時間為7 min的27 ℃溫度段、持續時間93 min的13 ℃溫度段，按Arrhenius模型折合到50 ℃持續時間分別為1.1，3.6 min，因此取持續時間為5 min的溫度值為50 ℃。計算過程如下：

① 高溫工作加速模型選用Arrhenius模型，激活能取0.7 eV，27 ℃時間段和13 ℃時間段折合工作50 ℃下持續時間為5 min。

② 低溫段主要考核裝備的環境適應性，對產品老化影響較小，為簡化試驗程序，低溫段取-45 ℃，持續時間5 min。

③ 溫度循環的次數保持不變，仍為53個，則總的持續時間為53×3 h=159 h。

天線可靠性加速試驗剖面如圖5所示。

圖5 天線可靠性加速試驗剖面Fig.5 The Reliability acceleration test profile of antenna

5 結束語

針對小子樣可靠性加速試驗，提出了加速試驗方案的設計流程，給出了加速因子的計算方法，通過某型機載衛通天線試驗驗證實際應用表明：可靠性加速試驗方法，在不改變失效機理的情況下可以明顯縮短試驗時間，降低試驗成本，可在工程實踐中進行推廣。