航天器用元器件熱真空環境適應性的評價方法技術

本發明專利技術涉及熱真空環境適應性的評價技術領域，公開了一種航天器用元器件熱真空環境適應性的評價方法，包括以下步驟：S1.對航天器用元器件熱真空環境進行應力分析，確定熱真空環境地面試驗的真空應力、熱應力和電應力；S2.確定熱真空地面試驗的循環次數；S3.根據步驟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.若不合格樣品數小于等于抽樣方案規定的合格判定數，則評價所試驗的該批元器件的熱真空環境適應性滿足任務要求；否則評價為不滿足任務要求。本發明專利技術能夠快速、準確的評價航天器用元器件在熱真空環境下的性能，為合理選擇航天器用元器件產品提供了依據。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術涉及熱真空環境適應性的評價
，特別是涉及一種。
技術介紹
元器件在熱真空環境下失效導致衛星任務失敗的案例屢有報道，例如，1978年發射的國際紫外探測器(IUE)，由于熱設計錯誤等原因，使得這顆紫外探測器衛星上計算機的4K和8K存儲器碎裂；1978年發射的日本廣播實驗衛星(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，導致衛星1980年壽命結束；1983年美國的陸地衛星(Landsat-4)，4個太陽電池陣中有2個電源電纜損壞，故障原因是熱循環使導體出現應力，而后導致電纜損壞；1987年發射的美國地球靜止環境業務衛星G0ES-7，在1993年4月衛星的數據收集平臺問訊(DCPI)系統出現異常，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據捕獲(CDA)站的詢問信號，后發現接收機的頻率穩定度超出需要值±5kHz的限制，原因是星食期后衛星溫度較低；1993年歐空局發射的歐洲氣象衛星(Meteosat)，輻射計連續發生故障，經分析是儀器上形成的冰破壞了儀器的光學表面。熱真空試驗是空間環境試驗中非常重要的一項試驗，它對暴露產品中隱藏的缺陷，保證和提高產品的質量和可靠性起很重要的作用。我國在軍用電子元器件新品、型譜等產品以及航天工程用元器件的鑒定檢驗中，根據航天用戶的要求，對部分產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準的缺項，在制定試驗方案時，主要參考的是衛星組件、分系統及整星的熱真空試驗方法。衛星組件、分系統及整星的熱真空試驗應力條件設置主要依據衛星任務的特點，根據最高和最低預視溫度進行相應的加嚴考核，如GJB1027中對試驗時間的規定“至少3次溫度循環。每次循環一般在最高(低)溫度值各保持4 8h。”并且，對于長期任務，GJB1027等現有試驗標準沒有給出試驗應力與任務環境應力之間的對應關系。航天器用元器件在任務期間的溫度循環應力主要受航天器周期性的進入地球陰影區所調制，當型號任務周期較長時，若按1:1對元器件進行熱真空試驗，試驗的循環次數多，不但耗時長，而且成本高、結果不準確。
技術實現思路
(一)要解決的技術問題本專利技術首先要解決的技術問題是如何提供一種能夠快速、準確地評價元器件在熱真空環境下性能的方法。(二)技術方案為了解決上述技術問題，本專利技術提供一種，包括以下步驟SI、對航天器用元器件熱真空環境進行應力分析，確定熱真空環境地面試驗的真空應力、熱應力和電應力；S2、確定熱真空地面試驗的循環次數；S3、根據步驟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力、熱應力、電應力和循環次數；S4、若不合格樣品數小于等于抽樣方案規定的合格判定數，則評價所試驗的該批元器件的熱真空環境適應性滿足任務要求；否則評價為不滿足任務要求。優選地,步驟S2具體包括S21 :確定航天器艙內最劣情況下的溫度范圍AT2 ；S22 :根據所述熱應力和所述溫度范圍Λ T2計算熱真空環境試驗的加速因子AF ；S23 :根據航天器運行周期和任務執行時間，以及所述加速因子AF確定熱真空地面試驗的循環次數N。優選地，^ Y qAF=——- AT2其中，AT1為元器件試驗的極限溫差，根據所述熱應力得到，q表示與元器件材料工藝相關的常數。優選地，N= (y/x) /AF其中，X表示航天器運行周期，y表示航天器任務執行時間。優選地，當(y/x) /AF計算出結果為小數時，采取只入不舍的原則取整。優選地，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，根據任務末期元器件生存概率進行選擇。優選地，步驟S3中，若試驗過程中或試驗后出現以下情況之一，則判定元器件為不合格1)試驗過程中出現放電、飛弧或有害電暈；2)試驗過程中監測到元器件的功能不正常或參數超差；3)試驗后發現元器件出現外殼、引線或封口損壞，或標志模糊；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，結果為不合格。(三)有益效果上述技術方案具有如下優點本專利技術在分析熱真空環境應力的基礎上，通過物理失效加速模型確定地面試驗的循環次數，從而進行試驗，能夠快速、準確的評價航天器用元器件在熱真空環境下的性能，為合理選擇航天器用元器件產品提供了依據。附圖說明圖1是本專利技術的方法流程圖；圖2是元器件熱真空環境試驗剖面示意圖；圖3是航天器艙內最劣情況溫度范圍示意圖；圖4是星地熱真空環境應力因子示意圖；圖5是DC/DC熱真空環境試驗剖面示意圖。具體實施例方式下面結合附圖和實施例，對本專利技術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專利技術，但不用來限制本專利技術的范圍。如圖1所示，本專利技術提供一種，包括以下步驟SI、對航天器用元器件熱真空環境進行應力分析，確定熱真空環境地面試驗的真空應力、熱應力和電應力，即試驗應力剖面，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各個非密封艙中的器件，由于排氣孔流導的限制和艙內各種材料的出氣，使艙內壓力比艙外高出幾個數量級。艙內壓力與軌道高度、排氣孔通導、艙內材料出氣、軌道運行時間有關，在入軌后幾百小時內，一般約KT1 10_6Pa。對于密封艙內的元器件，艙內雖然存在一定的氣體，但因為在軌道上處于失重狀態，對流傳熱不起作用。航天器用元器件主要有連續工作和間歇工作兩種狀態，任務期間對于組件和分系統進行開、關機操作，元器件將遭受開、關電應力。航天器在空間的熱環境主要是指冷黑和太陽輻照環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，相當于溫度為31(的黑體所發出的能量。在太空航天器的熱輻射全被太空所吸收，沒有二次反射，這一環境即為冷黑環境，也叫熱沉。主要外熱源是太陽電磁輻射(相當于一個6000K的黑體輻射)，陽光照射時能產生100°C的高溫，無陽光照射時降到-200°C以下的超低溫，在航天器陰陽轉換時，艙內外的溫度波動，元器件將遭受溫度循環應力。航天器的艙內溫度根據需要一般控制在-10°C 55°C的范圍內，暴露在艙外的電子設備溫度范圍一般在_120°C 150°C。某些材料在冷黑環境中會產生老化和脆化，影響元器件的性能。而航天用集成電路根據航天器的運行軌道、在航天器中的位置和工作模式，其熱環境又有所不同。熱真空試驗是一種環境模擬試驗，也是綜合環境試驗，通常來說，試驗要素主要有如下幾點1)試驗真空度(即真空應力);2)極限溫度(即熱應力);3)極限溫度保持時間；4)溫變速率；5)電應力和工作時間；6)試驗循環次數；7)監測參數；8)失效判據(即不合格判據)。根據空間環境熱分析計算，試驗真空度采用優于1. 3X 10 真空度，熱傳導系數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影響。在極限溫度保持時間確定上，根據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大于表I中的值。表I極限溫度下的試驗時間權利要求1.一種，其特征在于，包括以下步驟 51、對航天器用元器件熱真空環境進行應力分析，本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種航天器用元器件熱真空環境適應性的評價方法，其特征在于，包括以下步驟：S1、對航天器用元器件熱真空環境進行應力分析，確定熱真空環境地面試驗的真空應力、熱應力和電應力；S2、確定熱真空地面試驗的循環次數；S3、根據步驟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，所述試驗條件包括所述真空應力、熱應力、電應力和循環次數；S4、若不合格樣品數小于等于抽樣方案規定的合格判定數，則評價所試驗的該批元器件的熱真空環境適應性滿足任務要求；否則評價為不滿足任務要求。

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：王群勇，馮穎，陽輝，白樺，
申請(專利權)人：北京圣濤平試驗工程技術研究院有限責任公司，
類型：發明
國別省市：