CN107545089B - 确定航天器电子设备的热循环试验条件剪裁合理性的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种适用于不同航天器电子设备的热循环试验条件剪裁方法，基于航天器分系统和单机级的历史故障分布统计规律及其热致疲劳故障，利用二次加权的方法获得了综合疲劳加速指数，并提供了其底层模型参数的确定准则和获取方法。本发明解决了MIL‑STD‑1540B及GJB 1027‑2005《运载器、上面级、航天器试验要求》中热循环试验条件剪裁公式不能覆盖所有类型航天器故障类型及所有分系统类型的问题，在避免过试验与欠试验的同时，控制了航天器的成本。

Description

确定航天器电子设备的热循环试验条件剪裁合理性的方法
技术领域
本发明属于航天器热试验技术领域，具体而言，本发明涉及一种综合的航天器热循环试验条件剪裁方法，适用于不同航天器分系统，不同电子组件故障类型的热循环试验温度及循环次数条件的剪裁。
背景技术
航天器电子设备热循环试验是航天器硬件质量保证的重要环节，其作为一种易于实现且高效的方法已经广泛应用于各种航天器的可靠性及性能验证试验中。
通常来说，在航天器各个阶段如单机级、分系统及系统级热循环，试验电子设备需要在地面试验中需要进行大量的高低温循环，因此所需要确定试验所需的高、低温范围和循环次数以模拟不同轨道类型及任务航天器的热环境条件变化，并筛选出不同类型的热致故障及异常。
热循环试验的成本和有效程度很大程度上取决于试验的循环次数、温度范围、热浸及冷浸时间和升降温速率。美军标MIL-STD-1540B及国军标GJB 1027-2005提供了航天器热循环试验条件标准，并提供了循环次数和温度范围的剪裁等式以供剪裁，但其主要是基于焊点失效数据，没有考虑不同类型的热故障及其在不同分系统中暴露概率的影响，因此需要建立一种综合的热循环试验条件剪裁公式以覆盖所有类型航天器故障类型及所有分系统类型，形成一种新的热循环试验条件剪裁方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航天器电子单机热循环试验条件的剪裁方法，以确定合理的热循环试验条件，解决了MIL1540标准和GB1027中热循环试验条件剪裁公式不能覆盖所有类型航天器故障类型及所有分系统类型，从而导致航天器部分单机欠试验或过试验的问题。
本发明采用了如下的技术方案：
适用于不同航天器电子设备的热循环试验条件剪裁方法，基于航天器分系统和单机级的历史故障分布统计规律及其热致疲劳故障，利用二次加权的方法获得了综合疲劳加速指数，并提供了其底层模型参数的确定准则和获取方法，具体包括以下步骤：
步骤1：确定航天器分系统的故障类型总数m；
步骤2：根据航天器分系统的历史故障分布统计数据，确定航天器分系统的第i种典型故障的权重系数ai；
步骤3：统计航天器分系统电子设备的材料种类，确定第i种典型故障的材料总数ni；
步骤4：确定第i种典型故障中第j种材料的疲劳加速指数bji，
Figure BDA0001052040450000021
c是疲劳延性指数，对于焊点金属材料，c的范围在-0.5到-0.7之间；对于涂层镀层来说，c的变化范围是-0.11至-0.17；
步骤5,统计当前航天器该分系统电子设备的各种材料百分比，计算第i种典型故障的第j种材料的权重系数qij；
步骤6：计算第i种典型故障的一次加权后的疲劳加速指数bi，计算公式为：
Figure BDA0001052040450000022
其中，ni由步骤3确定，qij由步骤5计算得到，bji由步骤4计算得到；
步骤7：计算航天器分系统的综合疲劳加速指数
Figure BDA0001052040450000023
计算公式为：
Figure BDA0001052040450000024
其中，m由步骤1确定，ai由步骤2计算得到；
步骤8：选取标准温度范围ΔTE和循环次数NE；
步骤9：预先确定试验温度范围ΔTP，根据航天器待运行的轨道条件、任务要求及试验设备的外热流模拟条件预先确定温度范围ΔTP；
步骤10：计算预计循环次数NP，航天器不同分系统的电子设备热试验条件剪裁公式
Figure BDA0001052040450000031
其中，综合疲劳加速指数
Figure BDA0001052040450000032
由步骤7计算得出，温度范围ΔTE和循环次数NE由步骤8得出，试验温度范围ΔTP由步骤9预先确定得出；
步骤11：计算试验预测效率PE，试验的预测效率PE的表达式查阅美国军用标准手册MIL-HDBK-344得出PE＝1-e-kN，其中，N为循环次数，此处N＝NP由步骤10计算得出，k是应力常数，对于热循环试验，k可以由下式确定k＝0.0017(ΔT+0.6)0.6[ln(R+e)]3，△T是温度范围，此处ΔT＝ΔTP，由步骤9预先确定得出，R是升降温速率(℃/min),查阅MIL-HDBK-344，确定R取5℃/min；
判断PE值是否满足要求，如果剪裁后的PE值高于0.9，剪裁方案不合理，需要重新返回步骤9；如果剪裁后的PE值不低于0.9，剪裁方案合理。
其中，PE值在0到1之间，越接近1说明试验的故障预测效率越高。
本发明解决了MIL-STD-1540B及GJB 1027-2005《运载器、上面级、航天器试验要求》中热循环试验条件剪裁公式不能覆盖所有类型航天器故障类型及所有分系统类型的问题，在避免过试验与欠试验的同时，控制了航天器的成本。
附图说明
图1是适用于不同航天器电子设备的热循环试验条件剪裁方法流程图；
m为该分系统的故障类型总数；
ai为该分系统的第i种典型故障的权重系数；
ni为第i种典型故障的材料总数；
bji为第i种典型故障中第j种材料的疲劳加速指数；
qij为第i种典型故障的第j种材料的权重系数；
bi为第i种典型故障的一次加权后的疲劳加速指数；
Figure BDA0001052040450000041
为该分系统的综合疲劳加速指数；
ΔTE为标准温度范围；
NE为标准循环次数；
ΔTP为预估的试验温度范围；
NP为预计循环次数；
PE为试验预测效率；
具体实施方式
下面结合具体的实施案例，对本发明所述的适用于不同航天器电子设备的热循环试验条件剪裁方法进行详细说明。
本发明为航天器地面热循环试验计划提出了一种综合的剪裁模型。该模型基于航天器分系统和单机级的历史故障分布统计规律及其热致疲劳故障机理，利用二次加权的方法获得了综合疲劳加速指数，并提供了其底层模型参数的确定准则和获取方法，具体包括以下步骤：
步骤1：确定该分系统的故障类型总数m。
步骤2：根据航天器分系统的历史故障分布统计数据，确定该分系统的第i种典型故障的权重系数ai；
步骤3：统计当前航天器该分系统电子设备的材料种类，确定第i种典型故障的材料总数ni；
步骤4：确定第i种典型故障中第j种材料的疲劳加速指数bji，
Figure BDA0001052040450000042
c是疲劳延性指数。经验数据表明，对于常用焊点金属材料来说典型的c的范围一般在-0.5到-0.7之间(IPC-SM-785Guidelines for Accelerated Reliability Testing of Surface MountSolder Attachments[S].1992；谢济洲.低循环疲劳手册[M].北京航空材料研究所,1991；Dieter G E.Mechanical metallurgy[M].McGraw-Hill New York,1976；对于常用涂层镀层来说c的变化范围是-0.11至-0.17。JEDEC在2010年10月颁布的JEP122F《半导体器件失效机理及模型》中，针对不同材料的延展特性，给出了疲劳延性指数c的取值范围，如表1所示。
表1疲劳延性指数c的取值范围
Figure BDA0001052040450000051
步骤5,统计当前航天器该分系统电子设备的各种材料百分比，计算第i种典型故障的第j种材料的权重系数qij；
步骤6：计算第i种典型故障的一次加权后的疲劳加速指数bi，计算公式为：
Figure BDA0001052040450000052
其中，ni由步骤3确定，qij可由步骤5计算得到，bji可由步骤4计算得到；
步骤7：计算该分系统的综合疲劳加速指数
Figure BDA0001052040450000053
计算公式为：
Figure BDA0001052040450000054
其中，m由步骤1确定，ai可由步骤2计算得到；
步骤8：选取标准温度范围ΔTE和循环次数NE，可参考美军标MIL-STD-1540E《TestRequirements for Space Vehicles》及国军标GJB 1027-2005《运载器、上面级、航天器试验要求》，见表2。
表2MIL-STD-1540E中的热试验参数
Figure BDA0001052040450000061
步骤9：预估试验温度范围ΔTP，根据实际型号的轨道条件、任务要求及试验设备的外热流模拟条件预估温度范围ΔTP。
步骤10：计算预计循环次数NP，航天器不同分系统的电子设备热试验条件剪裁公式
Figure BDA0001052040450000062
其中，综合疲劳加速指数
Figure BDA0001052040450000063
可由步骤7计算得出，温度范围ΔTE和循环次数NE可由步骤8得出，试验温度范围ΔTP可由步骤9预估得出。
步骤11：计算试验预测效率PE，试验的预测效率PE(Precipitation efficiency)的表达式可查阅MIL-HDBK-344得出PE＝1-e-kN，其中，N为循环次数，此处N＝NP可由步骤10计算得出，k是应力常数，对于热循环试验，k可以由下式确定k＝0.0017(ΔT+0.6)0.6[ln(R+e)]3，△T是温度范围，此处ΔT＝ΔTP，可由步骤9预估得出。R是升降温速率(℃/min),查阅MIL-HDBK-344，可确定R取5℃/min。PE值在0到1之间，越接近1说明试验的故障预测效率越高。
判断PE值是否满足要求，如果剪裁后的PE值高于0.9就说明该剪裁方案的试验有效性降低，该剪裁方案不合理，需要重新返回步骤9；如果剪裁后的PE值不低于0.9就说明该剪裁方案的试验有效性没有降低，则说明该剪裁方案合理。
实施例1:应用于热控制分系统TCS
根据图1的流程，该方法具体步骤如下：
步骤1：确定该分系统的故障类型总数m＝5，包括：焊点故障，涂层故障、元器件故障、导线故障、电路板热变形5种故障。
步骤2：根据航天器分系统的历史故障分布统计数据，确定TCS的故障权重系数ai，取值如表3所示。
表3TTC分系统的热致故障类型权重系数
权重系数 a<sub>1</sub> a<sub>2</sub> a<sub>3</sub> a<sub>4</sub> a<sub>5</sub>
故障类型 焊点故障 涂层故障 元器件故障 导线故障 电路板热变形
取值 0.5 0.12 0.04 0.2 0.14
步骤3：统计TCS电子设备的材料种类，典型故障的材料总数ni＝3，
步骤4：确定第i种典型故障中第j种材料的疲劳加速指数bji，
Figure BDA0001052040450000071
c是疲劳延性指数。其取值范围可查阅相关疲劳手册，如IPC-SM-785Guidelines for AcceleratedReliability Testing of Surface Mount SolderAttachments[S].TCS电子设备不同材料的疲劳加速指数如下表4所示：
表4热控制分系统TCS中的bji和qii取值
Figure BDA0001052040450000072
步骤5,统计TCS电子设备的各种材料百分比，计算材料权重系数qij，其权重系数如上表4所示。
步骤6：计算第i种典型故障的一次加权后的疲劳加速指数bi，计算公式为：
Figure BDA0001052040450000073
计算结果如表5所示。
表5热控制分系统TCS中的bi计算结果
Figure BDA0001052040450000081
步骤7：根据公式
Figure BDA0001052040450000082
计算TCS综合疲劳加速指数
Figure BDA0001052040450000083
将步骤2和步骤6的计算结果代入公式计算得
Figure BDA0001052040450000084
步骤8：选取MIL-STD-1540E标准中组件级验收试验标准温度范围ΔTE＝85和循环次数NE＝14。
步骤9：根据实际型号的轨道条件、任务要求及试验设备的外热流模拟条件预估温度范围ΔTP＝95。
步骤10：计算预计循环次数NP，航天器不同分系统的电子设备热试验条件剪裁公式
Figure BDA0001052040450000085
其中，由步骤7计算得出综合疲劳加速指数
Figure BDA0001052040450000086
步骤8得出ΔTE＝85，NE＝14，步骤9预估得出试验温度范围ΔTP＝95，因此NP＝12。
步骤11：计算试验预测效率PE，根据美国军用标准手册MIL-HDBK-344计算公式
PE＝1-e-kN
其中，N为循环次数，可由步骤10计算得出N＝NP＝12，k是应力常数，对于热循环试验，k可以由下式确定
k＝0.0017(ΔT+0.6)0.6[ln(R+e)]3，
△T是温度范围，由步骤9预估得ΔT＝ΔTP＝95。R是升降温速率(℃/min),查阅MIL-HDBK-344，可确定R取5℃/min。
因此PE＝0.925>0.9,说明该剪裁方案合理和未剪裁试验条件相比，减少了两个循环的试验成本。
尽管上文对本发明的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，我们可以依据本发明的构想对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.确定航天器电子设备的热循环试验条件剪裁合理性的方法，包括以下步骤：
步骤1：确定航天器分系统的故障类型总数m；
步骤2：根据航天器分系统的历史故障分布统计数据，确定航天器分系统的第i种典型故障的权重系数ai；
步骤3：统计航天器分系统电子设备的材料种类，确定第i种典型故障的材料总数ni；
步骤4：确定第i种典型故障中第j种材料的疲劳加速指数bji，
Figure FDA0002385044810000011
c是疲劳延性指数，对于焊点金属材料，c的范围在-0.5到-0.7之间；对于涂层镀层来说，c的变化范围是-0.11至-0.17；
步骤5,统计当前航天器分系统电子设备的各种材料百分比，计算第i种典型故障的第j种材料的权重系数qij；
步骤6：计算第i种典型故障的一次加权后的疲劳加速指数bi，计算公式为：
Figure FDA0002385044810000012
其中，ni由步骤3确定，qij由步骤5计算得到，bji由步骤4计算得到；
步骤7：计算航天器分系统的综合疲劳加速指数
Figure FDA0002385044810000013
计算公式为：
Figure FDA0002385044810000014
其中，m由步骤1确定，ai由步骤2计算得到；
步骤8：选取标准温度范围ΔTE和循环次数NE；
步骤9：预先确定试验温度范围ΔTP，根据航天器待运行的轨道条件、任务要求及试验设备的外热流模拟条件预先确定温度范围ΔTP；
步骤10：计算预计循环次数NP，航天器不同分系统的电子设备热试验条件剪裁公式
Figure FDA0002385044810000015
其中，综合疲劳加速指数
Figure FDA0002385044810000016
由步骤7计算得出，温度范围ΔTE和循环次数NE由步骤8得出，试验温度范围ΔTP由步骤9预先确定得出；
步骤11：计算试验预测效率PE，试验的预测效率PE的表达式为PE＝1-e-kN，其中，N为循环次数，此处N＝NP由步骤10计算得出，k是应力常数，对于热循环试验，k可以由下式确定k＝0.0017(ΔT+0.6)0.6[ln(R+e)]3，△T是温度范围，此处ΔT＝ΔTP，由步骤9预先确定，R是升降温速率,取5℃/min；
判断PE值是否满足要求，如果剪裁后的PE值低于0.9，剪裁方案不合理，需要重新返回步骤9；如果剪裁后的PE值不低于0.9，剪裁方案合理。
2.根据权利要求1所述的确定航天器电子设备的热循环试验条件剪裁合理性的方法，其特征在于：所述的热循环试验综合疲劳加速指数
Figure FDA0002385044810000021
的确定，在步骤7中热循环试验综合疲劳加速指数
Figure FDA0002385044810000022
主要确定参数为一次加权后的疲劳加速指数bi,航天器分系统的第i种典型故障的权重系数ai。
3.根据权利要求1所述的确定航天器电子设备的热循环试验条件剪裁合理性的方法，其特征在于：所述的一次加权后的疲劳加速指数bi的确定，在步骤6中的一次加权后的疲劳加速指数bi主要确定参数为材料的疲劳加速指数bji,第i种典型故障的第j种材料的权重系数qij。
4.根据权利要求1所述的确定航天器电子设备的热循环试验条件剪裁合理性的方法，其特征在于：
步骤2中航天器分系统的第i种典型故障的权重系数ai由航天器分系统的历史故障分布统计数据分析得到；
步骤5中第i种典型故障的第j种材料的权重系数qij由当前航天器分系统电子设备的材料百分比分析得到。
5.如权利要求1所述的确定航天器电子设备的热循环试验条件剪裁合理性的方法,其特征在于:PE值在0到1之间，越接近1，试验的故障预测效率越高。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108458942B (zh) * 2018-02-09 2020-07-07 哈尔滨工业大学 一种航天器用聚合物基碳纤维复合材料空间热循环加速试验方法
CN111413563A (zh) * 2020-03-31 2020-07-14 中国电子产品可靠性与环境试验研究所（（工业和信息化部电子第五研究所）（中国赛宝实验室）） 一种直升机机载电子设备环境适应性试验条件确定方法
CN112257171B (zh) * 2020-09-21 2023-06-20 北京卫星环境工程研究所 面向航天器在轨故障预测的地面试验多维度优化方法
CN114386280B (zh) * 2022-01-13 2022-08-23 北京卫星环境工程研究所 一种基于温度不均匀度预示的试验加热回路优化方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5789682A (en) * 1994-03-09 1998-08-04 International Business Machines Corporation Circuit board assembly torsion tester and method
CN104007351A (zh) * 2014-06-17 2014-08-27 北京航空航天大学 一种航天器电子组件热循环试验方案确定方法
CN104462700A (zh) * 2014-12-15 2015-03-25 中国航空综合技术研究所 基于故障物理的电子产品可靠性仿真试验方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5789682A (en) * 1994-03-09 1998-08-04 International Business Machines Corporation Circuit board assembly torsion tester and method
CN104007351A (zh) * 2014-06-17 2014-08-27 北京航空航天大学 一种航天器电子组件热循环试验方案确定方法
CN104462700A (zh) * 2014-12-15 2015-03-25 中国航空综合技术研究所 基于故障物理的电子产品可靠性仿真试验方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
航天器真空热试验用加热板的数值仿真;纪欣言等;《航天器环境工程》;20101031;第27卷(第5期);第607-610页 *

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