CN109614684A - 一种多应力综合下的卫星电子产品寿命预测方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多应力综合下的卫星电子产品寿命预测方法，充分考虑卫星电子产品的力热电综合使用环境、故障模式以及故障机理的累积与竞争关系，通过开展单应力仿真分析和多应力累积损伤分析，结合理论模型和仿真分析结果完成卫星电子产品的寿命预测，具有很强的工程实用性，使得以往的寿命预测工作在一定的工程研制条件下，例如样本量和试验数据不充分的限制，可以开展产品的寿命预测，从而可以大大提高卫星电子产品寿命预测的效率；可以有效节省卫星电子产品寿命评估的时间和成本，大大提高寿命预测效率，具有较大的经济效益。本发明对卫星电子产品寿命与可靠性评估提供重要的参考，并可以推广应用于其他领域电子产品的寿命预测分析工作。

Description

一种多应力综合下的卫星电子产品寿命预测方法

技术领域

本发明属于卫星电子产品寿命预测技术领域，具体涉及一种多应力综合下的卫星电子产品寿命预测方法。

背景技术

目前，随着卫星有效载荷比重的增加，星上产品的功能越发复杂，集成度越来越高。与此同时，产品在发射及在轨条件下通常受到振动、热、电等应力场作用，对产品寿命产生较大影响。星上产品具有分布广泛、功能集成度高、运行环境恶劣等特点，其寿命与可靠性问题一直是航天型号关注的重点内容。

目前研究表明，产品在设计过程中并未充分开展寿命可靠性仿真及试验验证工作，并且对发射过程及在轨环境的研究并未完全深入。另外，随着卫星平台可靠性要求的提升，星上产品在轨寿命要求不断提升，型号开展1:1的寿命试验越来越困难，试验周期和成本通常难以保证，试验覆盖的环境工况也相对有限。另外，随着导航卫星型号数字化工程的不断推进，性能仿真作为重要的设计验证手段得到了广泛应用，但针对产品寿命与可靠性的仿真工作尚不完全，尤其是多应力综合作用下的仿真研究开展较少，而目前开展多应力综合作用下的长寿命、高可靠试验验证并不现实。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是为了克服试验条件难以覆盖产品在轨工况，薄弱环节无法暴露，多应力综合条件无法实施的技术缺陷，为了解决产品在设计过程中并未充分开展寿命可靠性仿真及试验验证工作，并且对发射过程及在轨环境的研究并未完全深入等问题，提出一种多应力综合下的卫星电子产品寿命预测方法。

一种多应力综合下的卫星电子产品寿命预测方法，包括如下步骤：

步骤1、根据卫星电子产品设计结构参数和卫星电子产品在发射以及在轨过程中各种环境与载荷条件，得到卫星电子产品振动、热应力和电应力参数的类型和量级；

步骤2、基于步骤1得到的卫星电子产品振动、热应力和电应力参数的类型和量级，获得电子产品在典型环境条件下的故障机理模型，即振动疲劳模型、热疲劳模型、电迁移模型、热载流子模型、介质击穿模型；

步骤3、根据步骤1获得卫星电子产品振动、热应力以及电应力的参数的类型和量级，对卫星电子产品进行单应力仿真分析，获得随机振动分析结果、热应力分析结果以及电路薄弱环节；

步骤4、对卫星电子产品中的各个部件结构，如果是典型封装结构，则适用于多应力场累积损伤方法，进入步骤5；如果是大功率器件，电应力场则适用于竞争失效原则，进入步骤7；

步骤5、针对属于典型封装结构的部件，利用步骤3得到的随机振动分析结果、热应力分析结果，采用步骤2中获得的振动疲劳模型和热疲劳模型的形式，获得各个部件结构的振动疲劳故障前的振动应力循环次数和热疲劳故障前的热应力循环次数，将振动应力循环次数和热应力循环次数分别取倒数，得到振动应力损伤量和热应力损伤量；

步骤6、将各个部件结构的振动应力损伤量和热应力损伤量求和得到总的损伤，总的损伤的倒数就是该典型封装结构部件的疲劳寿命；

步骤7、针对卫星电子产品中属于大功率的器件，确定各器件采用步骤2中确定的电迁移模型、热载流子模型和介质击穿模型中哪种模型，并依据步骤3确定的电路薄弱环节，计算器件的电应力工作寿命；

步骤8、取步骤6中疲劳寿命和步骤7中电应力工作寿命的寿命较小值，即为电子产品最终寿命。

本发明具有如下有益效果：

本发明为卫星电子产品在多应力综合环境下的寿命预测提供了一种新的方法，该方法充分考虑卫星电子产品的力热电综合使用环境、故障模式以及故障机理的累积与竞争关系，通过开展单应力仿真分析和多应力累积损伤分析，结合理论模型和仿真分析结果完成卫星电子产品的寿命预测，具有很强的工程实用性，使得以往的寿命预测工作在一定的工程研制条件下，例如样本量和试验数据不充分的限制，可以开展产品的寿命预测，从而可以大大提高卫星电子产品寿命预测的效率。

应用本发明的方法可以有效节省卫星电子产品寿命评估的时间和成本，大大提高寿命预测效率，具有较大的经济效益。本发明对卫星电子产品寿命与可靠性评估提供重要的参考，并可以推广应用于其他领域电子产品的寿命预测分析工作。

因此，本发明针对产品的力热电综合环境，提出一种考虑力热电应力的卫星电子产品寿命仿真方法，既保证了方法的工程可操作性，又保证了精度。

附图说明

图1为本发明的一种多应力综合下的卫星电子产品寿命预测方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明的一种多应力综合下的卫星电子产品寿命预测方法，如图1所示，包括以下步骤：

步骤1、根据卫星电子产品设计结构参数和卫星电子产品在发射以及在轨过程中各种环境与载荷条件，得到卫星电子产品振动、热应力和电应力参数的类型和量级。

(1)振动环境

卫星电子产品在发射过程中的振动环境主要包括随机振动和冲击。对于固定在机箱上的PCB板，发射产生的随机振动能量首先激发机箱结构，而后通过固定部位传递到PCB板上，当PCB板谐振频率受到激发时，板面结构受迫而前后弯曲。位移幅值较大时，元器件与PCB板之间的相对运动也较大。发射过程还会产生前后的冲击力，造成强烈的振动，会导致结构内部产生频率很高的交变应力，严重影响产品的寿命。

(2)温度环境

卫星在轨运行时，要周期性地经历日照区和阴影区，被周期性地加热和冷却，使得星载产品往往经受较大幅度的高低温变化，一般在-160℃～+120℃。工作寿命为3年左右的星载产品在地轨道运行期间将承受1750次左右的热循环。

(3)极端环境

产品输入电压包括由卫星供配电系统决定的故障情况下可能出现的极端高电压和极端低电压；极端负载跳变：空载与100％负载点之间；极端温度范围：首先在-35℃～+85℃温度范围内，对产品进行不小于鉴定级热循环试验，然后以5℃的梯度外扩进一步摸底试验，并在高温端验证过流保护特性。

步骤2、基于步骤1得到的卫星电子产品振动、热应力和电应力参数的类型和量级，通过确定产品的可能故障的机理及对应的故障模式和影响，从而确定故障机理的累积以及竞争关系，形成故障机理和故障关系的分析方法，获得电子产品在典型环境条件下的故障机理模型，即振动疲劳模型、热疲劳模型、电迁移模型、热载流子模型、介质击穿模型。

(1)故障模式分析

故障模式定义为零部件、子系统或整个系统不能实现某种功能的某种表现方式。例如焊点的故障机理之一是热疲劳，其故障模式为开路或者电阻的不连续，这些故障模式阻碍了其互连的功能。故障机理会造成的故障模式可以根据经验、故障机理数据库以及相似产品来确定。

(2)故障机理分析

故障机理是引发故障的物理、电学、化学、力学或其他过程，从微观方面阐明故障的本质、规律和原因，可以追溯到原子分子尺度和结构上的变化。故障机理要依据以往的经验、相似产品、或者故障机理库来确定。故障机理可分为过应力型和耗损型，前者是由于当个应力或载荷作用引起的，后者是一系列应力或载荷条件累积作用的结果。例如，由于冲击造成的电子产品的焊脚开裂属于过应力型故障，而由于疲劳造成的焊脚开裂为耗损型故障。

(3)故障关系分析

根据故障影响分析的结果，梳理故障机理之间的关系。若两个或多个故障机理的发生位置相同，且造成的损失类型相同，则这些故障机理具有累积关系，若某些故障机理发生部位不同，且影响不同，则这些故障机理具有竞争的关系，且最终造成能影响产品功能性能的独立故障，经过竞争后，发生时间最短的即为产品薄弱环节，其时间即为产品的寿命。

(4)振动疲劳机理模型

大量的有限元分析和振动试验表明，许多不同类型的电子元器件的疲劳寿命，与支撑这些元器件的PCB所经受的动态位移有关。当PCB谐振频率受到激发时，板面结构受迫作前后弯曲。当位移幅值较大时，元器件与PCB之间的相对运动也较大，这种运动常造成焊点破坏或电气引线断开。

①不考虑温度时的振动疲劳机理模型

不考虑温度时的振动疲劳机理模型如公式(1)所示。

式中，N_f为器件的振动疲劳故障前的应力循环次数；x和y为该器件在电路板上的位置坐标；C为根据标准试验确定的常数，对于随机振动，C＝2×10⁶；b为疲劳强度指数，z₁和z₂由式(2)确定：

式中，PSD_max为随机振动的最大功率谱密度，仿真求得；f_n为随机振动的最小自然频率；B为器件4条边到电路板4条边的距离中的最大值；L为器件长度；t为电路板厚度；c为系数，对于两列引脚器件(如DIP、SIP、SOJ、SOP、SOT)，c＝1.0，对于四边引脚器件(如QFP、PGA、BGA)，c＝1.26，对于无引脚器件(如片式电阻电容)，c＝2.25。

②考虑温度时的振动疲劳机理模型

考虑温度时的振动疲劳机理模型采用广义的Coffin-Manson模型如公式(3)所示。

式中，N_f(T)为不同温度水平下器件的振动疲劳故障前的应力循环次数；Δε(T)为总应变量，仿真求得；E(T)为弹性模型；σ_0(T)为平均应力，σ_f(T)为应力强度，仿真求得；b为疲劳强度指数，c为疲劳韧性指数，ε_f(T)为疲劳韧性系数，查材料参数表得出；T为不同的温度水平。

(5)热疲劳机理模型

温度循环造成的焊点失效机理，是表面封装电子器件的主要失效原因。焊点失效的原因是电子器件和电路板之间的热膨胀系数(CTE)不匹配，电路的周期性通断和环境温度的周期性变化会使焊点经受温度循环过程。当温度变化时，电子器件和印制电路板之间的膨胀幅度存在差异，引起焊点承受周期性应力应变，当塑性应变累积达到一定程度时，就会在焊点应力集中区首先发生疲劳损伤并最终导致焊点热疲劳。而航天领域内由于受到阳面和阴面的交替影响，电子产品处于更恶劣的温度循环条件下，焊点的疲劳蠕变损伤成为电子产品失效的内在隐患。电子产品的热疲劳机理模型如公式(4)所示。

式中，N_f为器件的热疲劳故障前的应力循环次数；对于共晶焊料(焊料绝大多数为共晶焊料，不考虑非共晶焊料的情况)ε_f＝0.325为疲劳韧性因子；Δγ为焊点应变量，仿真求得；为疲劳韧性指数；t_D为最高温度的保持时间；T_sj＝0.25(T_C+T_S+2T₀)为焊料的平均循环温度；T_C为工作状态下元器件稳态温度；T_S为工作状态下基底稳态温度；T₀为非工作状态时的温度。未知系数查材料参数表均可得出。

(6)与电相关的机理模型

①电迁移机理模型

芯片内导线的电迁移常用Black模型来描述，如公式(5)所示。

式中，TTF为失效前时间；为w为芯片金属化层的宽度(cm)；t为芯片金属化层的厚度(cm)；J为金属化层的电流密度(A/cm²)，仿真求得；E_a为激活能(eV)；T为芯片工作时的温度(K)；k为波尔兹曼常数，c是与金属的几何尺寸和温度有关的参数，给出在芯片金属导线的不同的横截面积下c、E_a的取值，通过查材料参数表得出。

②热载流子机理模型

关于热载流子机理模型如公式(6)所示。

式中，TTF为器件失效前时间；I_d为漏电流，I_sub为衬底电流，仿真求得；W为沟道宽度；H、m为两个拟合的参数，m表示Φ_it/Φ_i，Φ_it＝3.7eV，Φ_i＝1.3eV，m常取2.85，Φ_i表示冲击离子化的临激活能，Φ_it表示界面热载流子损伤或退化的激活能，H是受氧化层/界面之间电介质的制造技术影响的比例常数，取100。

③介质击穿(TDDB)模型

TDDB模型分为E模型和1/E模型，如公式(7)和公式(8)所示。

(a)热化学退化模型(E模型)分析

式中，TTF为器件失效前时间；A₀为常数(ln2×10^-13sec)；为在无电场时使分子键断裂的激活能；a＝13eA为有效偶极矩的模；E_OX为加在栅氧化层两端的电场强度，仿真求得；k为玻尔兹曼常数，T为芯片工作时的绝对温度。

(b)空穴诱生击穿模型(1/E模型)分析

该模型认为从阴极注入的电子产生正反馈，由于碰撞电离产生空穴，空穴随后向阴极漂移，由于空穴陷阱使得阴极界面的局部电场增强，这个过程最终引发了介质击穿。

式中，TTF为器件失效前时间；E_OX＝V_OX/X_OX(off)；t₀＝10^-11sec；G＝350MV/cm；Q＝0.3eV；V_OX为氧化层上电压，仿真求得；X_OX(off)为有效氧化层厚度；k为波尔兹曼常数；T为此时温度。

电子产品的失效机理模型由于不同环境因素条件和自身结构组成不同，呈现出多样性，机理模型的研究分析对后续产品的寿命分析提供理论基础。

步骤3、根据步骤1获得卫星电子产品振动、热应力以及电应力的参数值，对卫星电子产品进行单应力仿真分析，获得随机振动分析结果、热应力分析结果以及电路薄弱环节，具体的：

(1)电子产品在发射振动条件下的仿真分析

振动应力是指电子产品在发生振动和冲击环境下的力学承受能力，由于振动的疲劳效应及共振现象，出现力学性能及电性能下降、零部件失效、疲劳损伤甚至损坏的现象。电子产品在随机载荷条件下的寿命仿真方法重点关注封装结构的有限元模型简化与模型修正、危险部位应力响应谱密度提取方法、材料-寿命曲线的正确性和适应性以及随机振动条件下寿命分析模型。对结构进行响应分析，得到外载荷作用下结构危险部位和随机振动分析的响应结果，为后续将振动分析结果带入振动疲劳机理模型提供输入条件。

(2)电子产品在热应力条件下的仿真分析

在空间温度环境条件的作用下，产品中的器件会出现性能参数的偏差乃至故障失效；产品封装结构则会由于材料膨胀系数不同导致变形不均匀而产生明显的热应力。另外，由于在轨温度环境呈现周期性变化，可以将温度场条件视为稳态循环载荷条件来开展研究。产品在轨运行工作阶段，长期受到热环境的影响，由于空间环境限制了对流散热的进行，这给产品的工作寿命带来了明显的影响。电子产品在热应力条件下的寿命仿真分析重点会考虑典型材料和结构(如引脚、引线和焊点等)在高低温下的热变形和热应力，在交变热载荷作用下的热疲劳，为后续将热应力分析结果带入热疲劳机理模型提供输入条件。

(3)电子产品在电应力条件下的仿真分析

电路系统作为电子产品重要组成部分，其自身的稳定性和完好性直接决定电子产品输出信号的质量，电路板上的元器件因经历着内部电流和外部环境的影响而极易发生性能退化和失效。电子产品在电应力条件下的寿命仿真分析为建立器件模型，对该器件模型进行仿真分析，输出元器件对电流、电压的承受能力，通过与器件手册或者实验数据进行对比，使器件满足设计要求。在器件模型符合要求的基础上，根据电路原理图，搭建电路建模，对电路性能进行仿真分析，使其符合实际电路，找出对产品寿命影响的关键参数，输出薄弱环节，为后续将电应力分析结果带入电迁移等机理模型提供条件。

步骤4、对卫星电子产品中的各个部件结构，如果是典型封装结构，则适用于多应力场累积损伤方法，进入步骤5；如果是大功率器件，电应力场则适用于竞争失效原则，进入步骤7；

步骤5、针对属于典型封装结构的部件，利用步骤3得到的随机振动分析结果、热应力分析结果，采用步骤2中获得的振动疲劳模型和热疲劳模型的形式，获得各个部件结构的振动疲劳故障前的振动应力循环次数和热疲劳故障前的热应力循环次数，将振动应力循环次数和热应力循环次数分别取倒数，得到振动应力损伤量和热应力损伤量，提出采用热与振动同时作用下的累积损伤模型开展封装结构部件的寿命计算。

针对电子产品中的典型封装结构，通过多应力场累积损伤方法，将振动和热应力影响下封装结构寿命的通过叠加后的总损伤量值来表征。电子产品在受到振动、温度循环等共同作用下，各种应力造成的损伤就可以用累积的方法进行表达。针对卫星电子产品封装结构部件的特点，提出了采用振动与热应力同时作用下的累积损伤模型来开展多应力损伤分析，通过考虑平均应力，将两种不同载荷的相互作用表达出来，包含振动损伤估计、温度循环损伤估计和累积损伤估计。

在振动损伤方面，采用步骤二提到的考虑温度时的振动疲劳机理模型来计算出不同温度水平下振动疲劳故障前的应力循环次数N_f(T)，利用公式(9)求出振动损伤量，然后累加。

式中，D_v(total)为振动引起的总损伤量；D_v(T)为不同温度水平下的振动损伤量；N_f(T)为不同温度水平下器件的振动疲劳故障前的应力循环次数，由公式(3)求出；f_j是不同水平温度时间所占总时间的百分比。

在热应力损伤方面，采用步骤二提到的公式(4)热疲劳机理模型求得器件的热疲劳故障前的应力循环次数N_f，利用公式(11)求得热应力下的损伤量D_th。

步骤6、将各个部件结构的振动应力损伤量和热应力损伤量求和得到总的损伤，总的损伤的倒数就是该典型封装结构部件的疲劳寿命；

根据公式(9)和公式(10)求出的损伤量，求得总的损坏量如公式(11)所示。

D_total＝D_v(total)+D_th (11)

将振动造成的损伤和热应力造成的损伤累加得到总的损伤，则电子产品的故障前应力循环次数为总损伤的倒数，即为电子产品封装结构的疲劳寿命，如公式(12)所示。

步骤7、针对卫星电子产品中属于大功率的器件，确定各器件采用步骤2中确定的电迁移模型、热载流子模型和介质击穿模型中哪种模型，并依据步骤3确定的电路薄弱环节，计算器件的电应力工作寿命；

针对电子产品中的大功率器件，电应力场的影响则采用竞争失效原则来处理，即最短失效前时间的故障机理认为是电子产品中薄弱环节的主要故障机理，其对应的失效前时间即为器件在电应力作用下的寿命。

步骤8、取步骤6中疲劳寿命和步骤7中电应力工作寿命的寿命较小值，即为电子产品最终寿命。

电子产品中薄弱环节的工作寿命是通过在振动、热应力所造成的疲劳损伤和电应力故障机理之间采用竞争失效来确定，薄弱环节的寿命就认为是电子产品的整机寿命，至此完成卫星电子产品的寿命预测。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种多应力综合下的卫星电子产品寿命预测方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1、根据卫星电子产品设计结构参数和卫星电子产品在发射以及在轨过程中各种环境与载荷条件，得到卫星电子产品振动、热应力和电应力参数的类型和量级；

步骤2、基于步骤1得到的卫星电子产品振动、热应力和电应力参数的类型和量级，获得电子产品在典型环境条件下的故障机理模型，即振动疲劳模型、热疲劳模型、电迁移模型、热载流子模型、介质击穿模型；

步骤3、根据步骤1获得卫星电子产品振动、热应力以及电应力的参数的类型和量级，对卫星电子产品进行单应力仿真分析，获得随机振动分析结果、热应力分析结果以及电路薄弱环节；

步骤4、对卫星电子产品中的各个部件结构，如果是典型封装结构，则适用于多应力场累积损伤方法，进入步骤5；如果是大功率器件，电应力场则适用于竞争失效原则，进入步骤7；

步骤5、针对属于典型封装结构的部件，利用步骤3得到的随机振动分析结果、热应力分析结果，采用步骤2中获得的振动疲劳模型和热疲劳模型的形式，获得各个部件结构的振动疲劳故障前的振动应力循环次数和热疲劳故障前的热应力循环次数，将振动应力循环次数和热应力循环次数分别取倒数，得到振动应力损伤量和热应力损伤量；

步骤6、将各个部件结构的振动应力损伤量和热应力损伤量求和得到总的损伤，总的损伤的倒数就是该典型封装结构部件的疲劳寿命；

步骤7、针对卫星电子产品中属于大功率的器件，确定各器件采用步骤2中确定的电迁移模型、热载流子模型和介质击穿模型中哪种模型，并依据步骤3确定的电路薄弱环节，计算器件的电应力工作寿命；

步骤8、取步骤6中疲劳寿命和步骤7中电应力工作寿命的寿命较小值，即为电子产品最终寿命。