CN112818543B - 一种自主运行单元的可靠性强化测试方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种自主运行单元的可靠性强化测试方法，首先根据历史数据及元器件参数，对自主运行单元进行故障模式分析及环境敏感应力分析，确定常见故障模式及其检测与纠正方法，以及影响自主运行单元可靠性的环境应力，然后根据不同的环境应力，设计可靠性测试并进行测试，最后根据测试结果优化测试流程。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种自主运行单元的可靠性强化测试方法。
背景技术
卫星的自主运行单元是一种长寿命的高可靠产品，其性能与卫星的工作状态息息相关。因此，在卫星安装发射前，对自主运行单元进行地面验证至关重要。
在对自主运行单元等高可靠长寿命产品进行可靠性增长测试时，传统的模拟试验对产品潜在缺陷的激发效率不高、时间费用消耗巨大，不能满足工程上缩短研制试验时间、减少研制开发费用的要求。而可靠性强化测试能够有效发现产品的薄弱环节以及应力极限，能够为产品的可靠性及寿命测试提供依据，但其目前还多集中于试验技术与方法的理论层面，对于需要解决的应用层面的关键技术没有进行相应的研究。
发明内容
针对现有技术中的部分或全部问题，本发明提供一种自主运行单元的可靠性强化测试方法，包括：
根据历史数据及元器件参数，对自主运行单元进行故障模式分析，确定常见故障模式及其检测与纠正方法；
根据历史数据及元器件参数，进行环境敏感应力分析，确定影响自主运行单元可靠性的环境应力；
根据不同的环境应力，设计可靠性测试；以及
进行测试，并根据测试结果优化测试流程。
进一步地，所述环境应力包括空间环境以及温度。
进一步地，基于温度的可靠性测试包括：
调节自主运行单元的状态，使其与星上状态一致，测量所述自主运行单元的性能，记为初始性能；以及
使得所述自主运行单元运行于指定的环境温度下，直至达到预设的终止条件，并在运行过程中及运行终止后，多次测量所述自主运行单元的性能，并与所述初始性能进行比较。
进一步地，所述自主运行单元的性能包括：中央处理器的处理性能、存储单元性能、总线通信性能以及整机电流。
进一步地，所述指定的环境温度为70摄氏度。
进一步地，所述终止条件包括：
所述中央处理器的处理性能下降指定比例；和/或
所述自主运行单元功耗变化率超过预设变化值；和/或
运行时长达到指定时长。
进一步地，所述指定比例为25％，和/或所述预设变化值为10％，和/或所述指定时长根据所述自主运行单元的预期寿命计算得到。
进一步地，基于空间环境的可靠性测试包括：
确定所述自主运行单元的薄弱环节；以及
对所述薄弱环节进行空间综合效应辐照测试，获取所述薄弱环节的原位及离位性能，并进行比较判断。
本发明提供的一种自主运行单元的可靠性强化测试方法，尽可能发现产品中的设计、工艺缺陷和薄弱环节、性能参数变化趋势，并不断地采取纠正措施，使其在投入批生产前就达到设计成熟的程度，以得到在使用中不出故障的高可靠产品或装备。具体而言，其根据历史数据以及产品元器件的性能参数，找出产品忍耐环境应力的极限，包括产品工作应力极限和破坏应力极限，并确定产品的工作应力裕度和破坏应力裕度，为确定高加速应力筛选(HASS)的应力水平提供依据，然后针对自主运行单元展开了基于温度应力的加速寿命测试，以及核心器件的综合环境效应测试。所述方法通过外加温度等环境应力，测试自主运行单元单机及其关键器件的系统可靠性，为自主运行单元在轨工作寿命提供了依据，可为试验卫星工程的自主运行单元高可靠长寿命试验提供技术支撑，为后续组网卫星工程同类产品高可靠长寿命验证奠定技术基础。
附图说明
为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。
图1示出本发明一个实施例的一种自主运行单元的可靠性强化测试方法的流程示意图；
图2示出本发明一个实施例的一种自主运行单元的基于温度的可靠性测试的流程示意图；
图3示出本发明一个实施例的一种自主运行单元的基于温度的可靠性测试中升温示意图；以及
图4示出应用本发明一个实施例的一种自主运行单元的基于温度的可靠性测试得到的中央处理器性能变化示意图。
具体实施方式
以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免模糊本发明的发明点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明并不限于这些特定细节。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按正确比例绘制。
在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。
需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了阐述该具体实施例，而不是限定各步骤的先后顺序。相反，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。
自主运行单元可通过应用验证中整机鉴定级试验验证，例如，力学、高低温、热循环、热真空等测试方法，对单机的可靠性进行一个初步的评估，使单机达到可用的状态。但是，作为卫星的重要组成部件，自主运行单元的可靠性增长保障至关重要。而卫星任务运行的空间环境非常恶劣，对可靠性影响的因素包括温度、真空、辐照剂量的累积等，仅仅通过单项试验验证，很难考核单机的可靠性。因此，有必要对单机进行可靠性强化测试，发现产品中的设计、工艺缺陷和薄弱环节、性能参数变化趋势，了解单机的寿命指标，满足二代导航卫星对单机可靠性增长保障的要求。针对这一需求，本发明提供一种自主运行单元的可靠性强化测试方法，首先分析自主运行单元的故障模式及影响，并分析环境敏感应力，进而基于环境敏感应力设计空间综合环境效应、加速寿命试验等进行分析与验证，获取自主运行单元的可靠性指标。下面结合实施例附图，对本发明的方案做进一步描述。
图1示出本发明一个实施例的一种自主运行单元的可靠性强化测试方法的流程示意图。如图1所示，一种自主运行单元的可靠性强化测试方法，包括：
首先，在步骤101，故障模式及影响分析。根据历史数据及元器件参数等，对自主运行单元进行故障模式分析，确定常见故障模式及其检测与纠正方法；其中，所述历史数据包括实际在轨数据以及整机鉴定级试验结果等，整机鉴定试验包括力学试验、热循环试验、高低温摸底、热真空试验以及EMC、ESD等，力学试验包括正弦振动、随机振动、冲击试验以及加速度试验，在本发明的一个实施例中，对一种基于龙芯的自主运行单元进行了整机鉴定试验，发现中央处理器为失效率最高的器件，是影响自主运行单元的可靠性及寿命的关键元器件；
接下来，在步骤102，环境感应力分析。根据历史数据及元器件参数，进行环境敏感应力分析，确定对自主运行单元可靠性的影响最大、可能激发潜在缺陷最有效的环境应力，并确定失效判据；
接下来，在步骤103，方案设计。根据不同的环境应力，设计可靠性试验剖面及试验顺序；由于自主运行单元在轨运行所处的环境包含了温度、真空及带电粒子辐照等多重因素的协同影响，因此，在本发明的一个实施例中，所述可靠性试验剖面包括基于温度的长寿命可靠性测试以及基于空间环境的可靠性测试，首先进行基于温度的长寿命可靠性测试，然后进行基于空间环境的可靠性测试，其中，基于温度的长寿命可靠性测试包括：
首先，在步骤201，状态设置。调节自主运行单元的状态，使其与星上状态一致，在本发明的一个实施例中，采用了与星上状态一致的鉴定件产品用于验证。测量所述自主运行单元的性能，记为初始性能，在本发明的一个实施例中，所述性能包括：中央处理器的处理性能、存储单元性能、总线通信性能以及整机电流，其中存储单元性能包括RAM及ROM性能；
接下来，在步骤202，设置环境温度。将所述自主运行单元放置于指定的环境温度下，在本分明的一个实施例中，将所述自主运行单元放置于恒温老化房中运行，所述恒温老化房内的温度变化如图2所示，首先从室温逐渐升温至70℃，升温速度根据需求设置，在本发明的一个实施例中，所述升温速度为2℃/min；
接下来，在步骤203，加速寿命测试。启动所述自主运行单元，并在运行过程不定时地对所述自主运行单元的性能进行测试，并判断是否达到预设的终止条件，在本发明的一个实施例中，所述终止条件包括以下几条中的一条或多条：
1.所述中央处理器的处理性能下降指定比例，在本发明的一个实施例中，所述指定比例为25％；
2.所述自主运行单元功耗变化率超过预设变化值，在本发明的一个实施例中，所述预设变化值为10％；
3.运行时长达到指定时长，在本发明的一个实施例中，采用了阿伦尼乌斯Arrhenius模型，设计加速寿命测试，因此，所述指定时长L1根据所述自主运行单元的预期寿命L0计算得到，具体如下：
L1＝L0/AF，
其中，AF为加速因子：
其中，E为实验活化能，为与温度无关的常数，取值0.6；
k为玻尔兹曼常数，取值为8.617×10-5eV/K-1；
T0为自主运行单元的实际工作环境温度，在本发明的一个实施例中，自主运行单元实际安装面测得温度约为5℃，通过热分析仿真得到其板级温升约8℃，因此，所述实际工作环境温度约为13℃；以及
Ti为加速寿命测试采用的环境温度，在本发明的一个实施例中，其取值为70℃；
由此，计算可得所述加速因子约为57.4，若自主运行单元寿命为15年，则依据所述加速因子，需要其在70℃环境下，稳定运行2289小时，考虑到测试设备误差及留出足够余量，可将测试时长设置为2400小时，过程中对800小时(约等效5年寿命)及1600小时(约等效10年寿命)分别进行性能测试；以及
最后，在步骤204，寿命评估。测试终止后，再次测试所述自主运行单元的性能，并与所述初始性能进行对比，判断所述自主运行单元是否失效，进而评估其寿命性能；以及
基于空间环境的可靠性测试包括：计算自主运行单元在轨运行期间的吸收剂量，并针对自主运行单元的薄弱环节进行了地面辐照测试。针对自主运行单元的薄弱环节的地面辐照测试包括：设置不同的辐照条件以及温度条件，对自主运行单元的薄弱环节进行测试，在本发明的一个实施例中，根据测试需求，设计了辐照测试板，可将自主运行单元的薄弱环节设置于所述辐照测试板上，然后将所述辐照测试板放置于预设的测试环境中指定时长，进而获取所述薄弱环节的原位及离位性能。在本发明的一个实施例中，所述吸收剂量采用扇形角等效分析方法计算得到，具体来说，包括：
首先，根据地球辐射带、太阳宇宙线、银河宇宙线、地磁场模型以及飞行器任务周期轨道根数，获取空间高能带电粒子原始能谱；
接下来，参照辐射数据数据库分别计算简单几何结构吸收剂量以及复杂三维结构吸收剂量；
接下来，根据所述简单几何结构吸收剂量，得到计量深度分布曲线，并结合材料及飞行器的几何尺寸，进行扇形角等效分析；以及
最后，根据所述扇形角等效分析的记过以及所述复杂三维结构吸收剂量，得到飞行器任意一点的吸收剂量及能谱。
在本发明的一个实施例中，所述薄弱环节通过历史数据统计得到，例如根据自主运行单元主要元器件的失效率统计得到，所述薄弱环节通常是指自主运行单元中的某个芯片或零部件，在本发明的一个实施例中，针对某基于龙芯的自主运行单元进行了薄弱环节分析，发现FPGA、看门狗及收发器等核心器件需要添加钽片，进行辐射薄弱环节防护。
；以及
最后，在步骤104，进行测试。按照所述并根据测试结果优化测试流程。
以某中轨道地球卫星MEO为例，采用本发明实施例中的可靠性强化测试方法进行了测试。
首先，选用Arrhenius模型开展加速寿命测试，测试环境温度为70℃，运行时长预设为2400小时。分别在测试开始前、测试过程中，及测试终止后，多次测试中央处理器性能，并实时监测1553B总线通信、RAM测试及ROM测试，图3示出了其中央处理器性能在测试开始至测试1000小时的变化示意图，可以看出在环境温度为70℃的恒温试验中，对中央处理器性能影响不大，但总体呈下降趋势，预计在2400小时结束后，中央处理器的性能下降率为8％，满足预设目标。
其次，通过器件的基础失效率分析，该卫星自主运行单元的薄弱环节为其采用的龙芯CPU及1553B总线，因此，对所述龙芯CPU及1553B总线采用了不同能量大小的质子辐照和/或电子辐照，并设置了不同的注量率进行测试，经验证，对于龙芯CPU芯片的IO电流及核电流参数，在质子辐照过程中的波动均高于电子辐照过程，实际在轨过程中，会使器件的特性出现波动，在可靠性评价中应重点关注空间协同辐射效应对器件造成的影响。
本发明提供的一种自主运行单元的可靠性强化测试方法，根据历史数据以及产品元器件的性能参数，找出产品忍耐环境应力的极限，包括产品工作应力极限和破坏应力极限，并确定产品的工作应力裕度和破坏应力裕度，为确定高加速应力筛选(HASS)的应力水平提供依据，然后基于自主运行单元开展了自主运行单元核心器件的辐照防护薄弱环节分析，进行了器件的基础失效率分析。并进行了基于温度应力的加速寿命试验以及核心器件的综合环境效应试验。所得的数据及分析结果可为试验卫星工程基于龙芯的自主运行单元高可靠长寿命试验提供技术支撑，为后续组网卫星工程同类产品高可靠长寿命验证奠定技术基础。
尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。
Claims (7)
1.一种自主运行单元的可靠性强化测试方法，其特征在于，包括步骤：
根据历史数据及产品元器件的性能参数，对自主运行单元进行故障模式分析，确定常见故障模式及其检测与纠正方法；
根据历史数据及产品元器件的性能参数，进行环境敏感应力分析，确定对自主运行单元可靠性的影响最大、可能激发潜在缺陷最有效的环境应力，并确定失效判据；
根据不同的空间环境以及温度，设计基于温度的长寿命可靠性测试，以及基于空间环境的可靠性测试，其中所述基于温度的长寿命可靠性测试包括：调节自主运行单元的状态，使其与星上状态一致，测量所述自主运行单元的性能，记为初始性能，然后使得所述自主运行单元运行于指定的环境温度下，直至达到预设的终止条件，并在运行过程中及运行终止后，多次测量所述自主运行单元的性能，并与所述初始性能进行比较；以及所述基于空间环境的可靠性测试包括：计算自主运行单元在轨运行期间的吸收剂量，确定所述自主运行单元的薄弱环节，并对所述薄弱环节进行空间综合效应辐照测试，获取所述薄弱环节的原位及离位性能，进行比较判断；以及
进行测试，并根据测试结果优化测试流程。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述自主运行单元的性能包括：中央处理器的处理性能、存储单元性能、总线通信性能以及整机电流。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述指定的环境温度为70摄氏度。
4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述终止条件包括：
所述中央处理器的处理性能下降指定比例；和/或
所述自主运行单元功耗变化率超过预设变化值；和/或
运行时长达到指定时长。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述指定比例为25％，和/或所述预设变化值为10％，和/或所述指定时长根据所述自主运行单元的预期寿命计算得到。
6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述指定时长L1根据所述自主运行单元的预期寿命L0计算得到：
L1＝L0/AF，
其中，AF为加速因子：
其中，
E为与温度无关的常数，取值0.6；
k为玻尔兹曼常数，取值为8.617×10-5eV/K-1；
T0为自主运行单元的实际工作环境温度；以及
Ti为加速寿命测试采用的环境温度。
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述吸收剂量的计算包括：
根据地球辐射带、太阳宇宙线、银河宇宙线、地磁场模型以及飞行器任务周期轨道根数，获取空间高能带电粒子原始能谱；
参照辐射数据数据库分别计算简单几何结构吸收剂量以及复杂三维结构吸收剂量；
根据所述简单几何结构吸收剂量，得到计量深度分布曲线，并结合材料及飞行器的几何尺寸，进行扇形角等效分析；以及
根据所述扇形角等效分析的记过以及所述复杂三维结构吸收剂量，得到飞行器任意一点的吸收剂量及能谱。
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| 航天员受银河宇宙线辐射的剂量计算;张斌全;余庆龙;梁金宝;孙越强;杨垂柏;张毅;;北京航空航天大学学报(第11期);全文 * |
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