專利名稱：航天器用元器件熱真空環(huán)境適應(yīng)性的評價方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及熱真空環(huán)境適應(yīng)性的評價技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種航天器用元器件熱真空環(huán)境適應(yīng)性的評價方法。
背景技術(shù)：
元器件在熱真空環(huán)境下失效導(dǎo)致衛(wèi)星任務(wù)失敗的案例屢有報道，例如，1978年發(fā)射的國際紫外探測器(IUE)，由于熱設(shè)計錯誤等原因，使得這顆紫外探測器衛(wèi)星上計算機的4K和8K存儲器碎裂；1978年發(fā)射的日本廣播實驗衛(wèi)星(BSE)，因為行波管電源高壓電弧放電，造成保護電路失效，無法向行波管供電，導(dǎo)致衛(wèi)星1980年壽命結(jié)束；1983年美國的陸地衛(wèi)星(Landsat-4)，4個太陽電池陣中有2個電源電纜損壞，故障原因是熱循環(huán)使導(dǎo)體出現(xiàn)應(yīng)力，而后導(dǎo)致電纜損壞；1987年發(fā)射的美國地球靜止環(huán)境業(yè)務(wù)衛(wèi)星G0ES-7，在1993年4月衛(wèi)星的數(shù)據(jù)收集平臺問訊(DCPI)系統(tǒng)出現(xiàn)異常，在每天星食期后約I小時，I號S-波段接收機不能接收來自指令和數(shù)據(jù)捕獲(CDA)站的詢問信號，后發(fā)現(xiàn)接收機的頻率穩(wěn)定度超出需要值±5kHz的限制，原因是星食期后衛(wèi)星溫度較低；1993年歐空局發(fā)射的歐洲氣象衛(wèi)星(Meteosat)，輻射計連續(xù)發(fā)生故障，經(jīng)分析是儀器上形成的冰破壞了儀器的光學(xué)表面。熱真空試驗是空間環(huán)境試驗中非常重要的一項試驗，它對暴露產(chǎn)品中隱藏的缺陷，保證和提高產(chǎn)品的質(zhì)量和可靠性起很重要的作用。我國在軍用電子元器件新品、型譜等產(chǎn)品以及航天工程用元器件的鑒定檢驗中，根據(jù)航天用戶的要求，對部分產(chǎn)品開展了熱真空試驗評價。由于元器件級熱真空試驗方法標(biāo)準(zhǔn)的缺項，在制定試驗方案時，主要參考的是衛(wèi)星組件、分系統(tǒng)及整星的熱真空試驗方法。衛(wèi)星組件、分系統(tǒng)及整星的熱真空試驗應(yīng)力條件設(shè)置主要依據(jù)衛(wèi)星任務(wù)的特點，根據(jù)最高和最低預(yù)視溫度進行相應(yīng)的加嚴考核，如GJB1027中對試驗時間的規(guī)定“至少3次溫度循環(huán)。每次循環(huán)一般在最高(低)溫度值各保持4 8h。”并且，對于長期任務(wù)，GJB1027等現(xiàn)有試驗標(biāo)準(zhǔn)沒有給出試驗應(yīng)力與任務(wù)環(huán)境應(yīng)力之間的對應(yīng)關(guān)系。航天器用元器件在任務(wù)期間的溫度循環(huán)應(yīng)力主要受航天器周期性的進入地球陰影區(qū)所調(diào)制，當(dāng)型號任務(wù)周期較長時，若按1:1對元器件進行熱真空試驗，試驗的循環(huán)次數(shù)多，不但耗時長，而且成本高、結(jié)果不準(zhǔn)確。

發(fā)明內(nèi)容
(一)要解決的技術(shù)問題本發(fā)明首先要解決的技術(shù)問題是如何提供一種能夠快速、準(zhǔn)確地評價元器件在熱真空環(huán)境下性能的方法。(二)技術(shù)方案為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供一種航天器用元器件熱真空環(huán)境適應(yīng)性的評價方法，包括以下步驟SI、對航天器用元器件熱真空環(huán)境進行應(yīng)力分析，確定熱真空環(huán)境地面試驗的真空應(yīng)力、熱應(yīng)力和電應(yīng)力；S2、確定熱真空地面試驗的循環(huán)次數(shù)；S3、根據(jù)步驟SI和S2確定的試驗條件對航天器用元器件進行熱真空地面試驗，以判定航天器用元器件樣品是否合格，所述試驗條件包括所述真空應(yīng)力、熱應(yīng)力、電應(yīng)力和循環(huán)次數(shù)；S4、若不合格樣品數(shù)小于等于抽樣方案規(guī)定的合格判定數(shù)，則評價所試驗的該批元器件的熱真空環(huán)境適應(yīng)性滿足任務(wù)要求；否則評價為不滿足任務(wù)要求。優(yōu)選地,步驟S2具體包括S21 :確定航天器艙內(nèi)最劣情況下的溫度范圍AT2 ；S22 :根據(jù)所述熱應(yīng)力和所述溫度范圍Λ T2計算熱真空環(huán)境試驗的加速因子AF ；S23 :根據(jù)航天器運行周期和任務(wù)執(zhí)行時間，以及所述加速因子AF確定熱真空地面試驗的循環(huán)次數(shù)N。優(yōu)選地，
^ Y qAF=——-
AT2其中，AT1為元器件試驗的極限溫差，根據(jù)所述熱應(yīng)力得到，q表示與元器件材料工藝相關(guān)的常數(shù)。優(yōu)選地，N= (y/x) /AF其中，X表示航天器運行周期，y表示航天器任務(wù)執(zhí)行時間。優(yōu)選地，當(dāng)(y/x) /AF計算出結(jié)果為小數(shù)時，采取只入不舍的原則取整。優(yōu)選地，步驟S3中，每次試驗針對一批航天器用元器件進行，試驗時，元器件采用批允許不合格品率LTro抽樣方法，根據(jù)任務(wù)末期元器件生存概率進行選擇。優(yōu)選地，步驟S3中，若試驗過程中或試驗后出現(xiàn)以下情況之一，則判定元器件為不合格1)試驗過程中出現(xiàn)放電、飛弧或有害電暈；2)試驗過程中監(jiān)測到元器件的功能不正?；騾?shù)超差；3)試驗后發(fā)現(xiàn)元器件出現(xiàn)外殼、引線或封口損壞，或標(biāo)志模糊；4)試驗后元器件終點測量或檢驗不合格；5)試驗后對密封的元器件進行檢漏試驗，結(jié)果為不合格。(三)有益效果上述技術(shù)方案具有如下優(yōu)點本發(fā)明在分析熱真空環(huán)境應(yīng)力的基礎(chǔ)上，通過物理失效加速模型確定地面試驗的循環(huán)次數(shù)，從而進行試驗，能夠快速、準(zhǔn)確的評價航天器用元器件在熱真空環(huán)境下的性能，為合理選擇航天器用元器件產(chǎn)品提供了依據(jù)。


圖1是本發(fā)明的方法流程圖；圖2是元器件熱真空環(huán)境試驗剖面示意圖；圖3是航天器艙內(nèi)最劣情況溫度范圍示意圖；圖4是星地?zé)嵴婵窄h(huán)境應(yīng)力因子示意圖；圖5是DC/DC熱真空環(huán)境試驗剖面示意圖。
具體實施例方式下面結(jié)合附圖和實施例，對本發(fā)明的具體實施方式
作進一步詳細描述。以下實施例用于說明本發(fā)明，但不用來限制本發(fā)明的范圍。如圖1所示，本發(fā)明提供一種航天器用元器件熱真空環(huán)境適應(yīng)性的評價方法，包括以下步驟SI、對航天器用元器件熱真空環(huán)境進行應(yīng)力分析，確定熱真空環(huán)境地面試驗的真空應(yīng)力、熱應(yīng)力和電應(yīng)力，即試驗應(yīng)力剖面，如圖2所示；航天器表面的器(組)件直接暴露在宇宙空間。因此，對于不同軌道的航天器外元器件實際所處的真空度變化范圍很大。對于安裝在航天器內(nèi)各個非密封艙中的器件，由于排氣孔流導(dǎo)的限制和艙內(nèi)各種材料的出氣，使艙內(nèi)壓力比艙外高出幾個數(shù)量級。艙內(nèi)壓力與軌道高度、排氣孔通導(dǎo)、艙內(nèi)材料出氣、軌道運行時間有關(guān)，在入軌后幾百小時內(nèi)，一般約KT1 10_6Pa。對于密封艙內(nèi)的元器件，艙內(nèi)雖然存在一定的氣體，但因為在軌道上處于失重狀態(tài)，對流傳熱不起作用。航天器用元器件主要有連續(xù)工作和間歇工作兩種狀態(tài)，任務(wù)期間對于組件和分系統(tǒng)進行開、關(guān)機操作，元器件將遭受開、關(guān)電應(yīng)力。航天器在空間的熱環(huán)境主要是指冷黑和太陽輻照環(huán)境不考慮太陽與航天器的輻射，宇宙空間的能量密度約為1\10_5胃/1112，相當(dāng)于溫度為31(的黑體所發(fā)出的能量。在太空航天器的熱輻射全被太空所吸收，沒有二次反射，這一環(huán)境即為冷黑環(huán)境，也叫熱沉。主要外熱源是太陽電磁輻射(相當(dāng)于一個6000K的黑體輻射)，陽光照射時能產(chǎn)生100°C的高溫，無陽光照射時降到-200°C以下的超低溫，在航天器陰陽轉(zhuǎn)換時，艙內(nèi)外的溫度波動，元器件將遭受溫度循環(huán)應(yīng)力。航天器的艙內(nèi)溫度根據(jù)需要一般控制在-10°C 55°C的范圍內(nèi)，暴露在艙外的電子設(shè)備溫度范圍一般在_120°C 150°C。某些材料在冷黑環(huán)境中會產(chǎn)生老化和脆化，影響元器件的性能。而航天用集成電路根據(jù)航天器的運行軌道、在航天器中的位置和工作模式，其熱環(huán)境又有所不同。熱真空試驗是一種環(huán)境模擬試驗，也是綜合環(huán)境試驗，通常來說，試驗要素主要有如下幾點1)試驗真空度(即真空應(yīng)力);2)極限溫度(即熱應(yīng)力);3)極限溫度保持時間；4)溫變速率；5)電應(yīng)力和工作時間；6)試驗循環(huán)次數(shù)；7)監(jiān)測參數(shù)；8)失效判據(jù)(即不合格判據(jù))。根據(jù)空間環(huán)境熱分析計算，試驗真空度采用優(yōu)于1. 3X 10 真空度，熱傳導(dǎo)系數(shù)為萬分之一常壓條件，可以評價航天器用元器件熱物理性狀效應(yīng)影響。在極限溫度保持時間確定上，根據(jù)被試元器件的重量進行選擇，使得被試器件在極限溫度下能夠達到熱平衡。極限溫度保持時間應(yīng)大于表I中的值。表I極限溫度下的試驗時間
權(quán)利要求
1.一種航天器用元器件熱真空環(huán)境適應(yīng)性的評價方法，其特征在于，包括以下步驟 51、對航天器用元器件熱真空環(huán)境進行應(yīng)力分析，確定熱真空環(huán)境地面試驗的真空應(yīng)力、熱應(yīng)力和電應(yīng)力； 52、確定熱真空地面試驗的循環(huán)次數(shù)； 53、根據(jù)步驟SI和S2確定的試驗條件對航天器用元器件進行熱真空地面試驗，以判定航天器用元器件樣品是否合格，所述試驗條件包括所述真空應(yīng)力、熱應(yīng)力、電應(yīng)力和循環(huán)次數(shù)； 54、若不合格樣品數(shù)小于等于抽樣方案規(guī)定的合格判定數(shù)，則評價所試驗的該批元器件的熱真空環(huán)境適應(yīng)性滿足任務(wù)要求；否則評價為不滿足任務(wù)要求。
2.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，步驟S2具體包括 521:確定航天器艙內(nèi)最劣情況下的溫度范圍AT2 ； 522:根據(jù)所述熱應(yīng)力和所述溫度范圍Λ T2計算熱真空環(huán)境試驗的加速因子AF ； 523:根據(jù)航天器運行周期和任務(wù)執(zhí)行時間，以及所述加速因子AF確定熱真空地面試驗的循環(huán)次數(shù)N。
3.如權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，
4.如權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，N= (y/x) /AF 其中，X表示航天器運行周期，y表示航天器任務(wù)執(zhí)行時間。
5.如權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，當(dāng)(y/x)/AF計算出結(jié)果為小數(shù)時，采取只入不舍的原則取整。
6.如權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，步驟S3中，每次試驗針對一批航天器用元器件進行，試驗時，元器件采用批允許不合格品率LTro抽樣方法，根據(jù)任務(wù)末期元器件生存概率進行選擇。
7.如權(quán)利要求f6中任一項所述的方法，其特征在于，步驟S3中，若試驗過程中或試驗后出現(xiàn)以下情況之一，則判定元器件為不合格1)試驗過程中出現(xiàn)放電、飛弧或有害電暈；2)試驗過程中監(jiān)測到元器件的功能不正?；騾?shù)超差；3)試驗后發(fā)現(xiàn)元器件出現(xiàn)外殼、弓丨線或封口損壞，或標(biāo)志模糊；4)試驗后元器件終點測量或檢驗不合格；5)試驗后對密封的元器件進行檢漏試驗，結(jié)果為不合格。
全文摘要
本發(fā)明涉及熱真空環(huán)境適應(yīng)性的評價技術(shù)領(lǐng)域，公開了一種航天器用元器件熱真空環(huán)境適應(yīng)性的評價方法，包括以下步驟S1.對航天器用元器件熱真空環(huán)境進行應(yīng)力分析，確定熱真空環(huán)境地面試驗的真空應(yīng)力、熱應(yīng)力和電應(yīng)力；S2.確定熱真空地面試驗的循環(huán)次數(shù)；S3.根據(jù)步驟S1和S2確定的試驗條件對航天器用元器件進行熱真空地面試驗，以判定航天器用元器件樣品是否合格；S4.若不合格樣品數(shù)小于等于抽樣方案規(guī)定的合格判定數(shù)，則評價所試驗的該批元器件的熱真空環(huán)境適應(yīng)性滿足任務(wù)要求；否則評價為不滿足任務(wù)要求。本發(fā)明能夠快速、準(zhǔn)確的評價航天器用元器件在熱真空環(huán)境下的性能，為合理選擇航天器用元器件產(chǎn)品提供了依據(jù)。
文檔編號G01M99/00GK102981081SQ20121051121
公開日2013年3月20日 申請日期2012年12月3日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月3日
發(fā)明者王群勇, 馮穎, 陽輝, 白樺 申請人:北京圣濤平試驗工程技術(shù)研究院有限責(zé)任公司