王 強，吳海容，陳曉晨（. 中國航空工業(yè)集團公司 沈陽飛機設計研究所；. 海軍駐沈陽地區(qū)航空軍事代表室：沈陽 0035）

?

基于故障物理的航空電子設備高可靠性評估

王 強1，吳海容2，陳曉晨2
（1. 中國航空工業(yè)集團公司 沈陽飛機設計研究所；2. 海軍駐沈陽地區(qū)航空軍事代表室：沈陽 110035）

摘要：傳統(tǒng)的基于事后統(tǒng)計的可靠性評估手段已不能滿足高可靠性航空電子設備的設計需求。文章提出在產(chǎn)品的設計階段應用一種基于故障物理的可靠性評估方法，以某型大氣數(shù)據(jù)計算機為研究案例，將環(huán)境載荷模擬施加于產(chǎn)品數(shù)字模型上，提取應力信息，進行潛在故障機理分析和相應的故障物理模型確認，以及累積損傷分析，最后得到產(chǎn)品的故障前時間以及故障率和可靠度函數(shù)。結果表明，該方法與實際可靠性試驗結果有較好的近似度。

關鍵詞：高可靠性；故障物理；故障前時間；可靠性評估

http://www.bisee.ac.cnE-mail: htqhjgc@126.comTel:(010)68116407, 68116408, 68116544

0　引言

隨著先進的航空裝備（如四代機）的出現(xiàn)以及訓練強度的加大，對可靠性的要求越來越高。航空電子設備是航空裝備的重要組成，是可靠性考核的重要內(nèi)容。針對這些設備的傳統(tǒng)可靠性試驗評估是基于實物樣機，需要大量經(jīng)費、時間支撐，然而，由于受項目研制進度[1]、經(jīng)費及資源等條件的限制，常常難以采用可靠性鑒定試驗等方法完成產(chǎn)品的可靠性評估。在產(chǎn)品的方案設計階段，經(jīng)常采用基于故障經(jīng)驗數(shù)據(jù)的可靠性預計方法，如GJB/Z 299C—2006和MIL-HDBK-217中根據(jù)元器件基本失效率累加得出設備的平均無故障間隔時間預計。但大量研究和實踐結果表明，采用這種方法得出的預計結果與產(chǎn)品在外場的實際表現(xiàn)差別很大，通過這種分析并不能真正發(fā)現(xiàn)產(chǎn)品的薄弱環(huán)節(jié)，以及故障發(fā)生的因果關系、機理和過程[2]。

基于故障物理（physics of failure，PoF）模型的可靠性分析技術，最先由美國馬里蘭大學于20世紀80年代提出并展開研究，之后在美國的航空航天和陸軍的裝備研究中得到廣泛應用，被稱為“21世紀的可靠性技術”[3]。重新修訂后的MILHDBK-217G決定將基于故障物理的方法引入其中[4]。該技術在我國的研究和應用首先在航空界開展，目前已經(jīng)開始應用于四代戰(zhàn)斗機、大型運輸機和無人機項目的機載電子設備可靠性分析和設計。

四代機的機載產(chǎn)品可靠性指標大幅提升，壽命要求由幾千小時提高到近萬小時，相應的真實可靠性評估試驗時間更會達到驚人的幾萬小時，這在時間和經(jīng)濟成本上都是很難接受的。因此，有必要通過仿真試驗來快速、低成本地評估航空電子設備的可靠性。本文針對這種需求提出了基于故障物理的方法對產(chǎn)品可靠性進行評估，并將該方法在某型飛機大氣數(shù)據(jù)計算機上進行了工程應用，得到了更接近產(chǎn)品真實可靠性水平的評估結果。

1　基于故障物理的可靠性評估方法

產(chǎn)品所有的故障都是由于基本的機械、熱、電、化學等應力作用的過程所導致，而任何潛在故障都是特定的設計參數(shù)和環(huán)境載荷條件的函數(shù)，稱為故障物理模型[5]。采用基于故障物理的方法對產(chǎn)品的可靠性進行評估，首先需掌握產(chǎn)品的設計信息和壽命周期的環(huán)境載荷條件；獲得產(chǎn)品的設計和工藝信息后，進行應力分析，提取振動應力、溫度應力等信息，確定產(chǎn)品的潛在故障機理和故障點；在充分了解產(chǎn)品的故障模式、故障機理和故障位置等信息的基礎上，將潛在故障點的局部應力輸入故障物理模型進行故障預計；最后得出該產(chǎn)品在綜合環(huán)境剖面下的故障前時間（time to failure），從而得出可靠性評估結果。流程如圖1所示。

圖1　基于故障物理的可靠性評估流程Fig. 1　Process of estimating the reliability based on physics of failure

2　案例研究

大氣數(shù)據(jù)計算機是飛機感知外界大氣數(shù)據(jù)信息及速度、高度變化的重要航空電子設備，安裝在飛機設備艙內(nèi)，由若干電路板和元器件組成，如圖2所示，設備機箱內(nèi)從左至右依次為PCB1～PCB6、電源板和接口板。

圖2　大氣數(shù)據(jù)計算機三維數(shù)字模型Fig. 2　The digital model of the air data computer

2.1環(huán)境載荷

環(huán)境載荷是指溫度、振動、工作條件等影響產(chǎn)品可靠性的環(huán)境參數(shù)以及它們的持續(xù)時間[5]，為了模擬可靠性試驗中施加的環(huán)境載荷，本文選用剖面如圖3所示的設備艙環(huán)境試驗。

圖3　設備艙的環(huán)境試驗剖面Fig. 3　Environmental profile of equipment cabin

2.2應力分析結果

根據(jù)產(chǎn)品三維數(shù)字模型，提取相關設備組成和基本連接關系信息，在有限元軟件Patran中進行動力學分析，得出產(chǎn)品及其組成部分的整體及局部模態(tài)信息、加速度響應和應力分布等。圖4為大氣數(shù)據(jù)計算機中的PCB2在隨機振動載荷下的z向應力云圖。圖5為從圖4的分析結果中提取的多管腳器件的局部振動應力分布，可以看出兩端管腳在基板處的應力最大，等效應力值為0.381MPa。

利用熱力學仿真計算軟件Flotherm分析產(chǎn)品和組件在溫度環(huán)境載荷下的溫度分布，以環(huán)境溫度為70℃時PCB3上的溫度分布為例，此時電路板平均溫度為82℃，某器件的殼溫為109.6℃，為溫度最高點，如圖6所示。

圖4　PCB2在隨機振動載荷下z向應力云圖Fig. 4　z-stress of PCB2 in random vibration load

圖5　多管腳器件在隨機振動載荷下z向應力云圖Fig. 5　z-stress of component in random vibration load

圖6　環(huán)境溫度為70℃時PCB3的溫度分布Fig. 6　Temperature distribution of PCB3 in 70℃environment

2.3確定潛在故障點及其故障物理模型

潛在故障點的分析對象包括重要元器件和板級互連。重要元器件由大氣數(shù)據(jù)計算機的故障模式、影響及危害性分析得出，重點考慮在應力分析中應力較大的器件，并參照以往外場或實驗室的故障發(fā)生頻度，選取了若干元器件；板級互連包括所有元器件的引腳、焊點，印制電路板上的通孔及之間的互連，主要是由溫度應力循環(huán)引起的焊點、通孔等部位的熱疲勞和由隨機振動引起的元器件振動疲勞，對應的故障模式為所連接的元器件發(fā)生開路或功能/性能的間歇性變化。在大氣數(shù)據(jù)計算機中共有24個、8類潛在故障點，故障機理類型為6種，具體參見表1。

表1　潛在故障機理和故障物理模型Table 1　Potential failure mechanism and PoF model

2.4可靠性參數(shù)計算

對分析得出的大氣數(shù)據(jù)計算機內(nèi)部各潛在故障點及其故障機理，采用相應的故障物理模型，輸入應力分析軟件得到局部應力結果，再計算出每個潛在故障點的故障前時間，取其中時間最短者為整個模塊或組件的故障前時間。同理，取各模塊或組件的故障前時間最短者作為大氣數(shù)據(jù)計算機的故障前時間，即產(chǎn)品的可靠性評估參數(shù)。

以某一潛在故障點，BGA封裝的集成電路為例，其位于PCB3的高溫區(qū)域，潛在故障機理為溫度循環(huán)下的疲勞裂紋擴展，引起集成電路輸入電壓不穩(wěn)定，對應的故障物理模型為基于應變的Coffin-Manson模型[5]，即

式中：Nf為疲勞壽命；εf為材料常數(shù)，采用廣泛使用的共晶焊料，取0.325；?γ為總剪切應變范圍，由式(2)確定；c為與溫度循環(huán)相關的剎那數(shù)，由式(3)確定。

式中：F為熱疲勞經(jīng)驗修正系數(shù)，一般在0.5～1.5范圍內(nèi)取值，本算例取1.0；LD為元器件長度，取值為元器件對角線尺寸的一半；?α為元器件和基底的線性熱膨脹系數(shù)；?T為溫度變化幅值；h為焊點名義高度。

式中：Tst為溫度循環(huán)的平均溫度；td為溫度循環(huán)中的高溫保持時間。

將環(huán)境剖面中的溫度循環(huán)拆分成冷天、熱天2部分，先計算出局部溫度，再計算得到對應的焊點熱疲勞壽命，并按照Miner線性累積損傷法則，求得該器件的故障前時間為

經(jīng)過計算，得出表1中所列各故障點的故障前時間，取每個電路板或組件上所有故障點的最短故障前時間作為產(chǎn)品相應部分的故障前時間，如表2所示。

表2　產(chǎn)品各部分的故障前時間及故障模式Table 2　The time to failure and failure mode of component

再由表2的數(shù)據(jù)，取所有部分中的最短故障前時間作為大氣數(shù)據(jù)計算機的故障前時間，為12653h。假設該產(chǎn)品的壽命服從指數(shù)分布，則故障率λ=1/TTF=7.903264×10-5，代入可靠度函數(shù)R(t)=e-λt，得到當使用壽命為1000h時，大氣數(shù)據(jù)計算機的可靠度為0.9240（如圖7所示）。

圖7　大氣數(shù)據(jù)計算機可靠度函數(shù)Fig. 7　Reliability function of the air data computer

2.5結果分析

通過與在實驗室對該型大氣數(shù)據(jù)計算機進行的可靠性加速試驗數(shù)據(jù)相比較，仿真試驗的環(huán)境應力量值與加速試驗所得的基本相當，持續(xù)時間也基本覆蓋加速試驗。在加速試驗中，306h時產(chǎn)品出現(xiàn)故障，等效常規(guī)試驗時間為9172h，與本文的可靠性評估結果12653h相比，相差約為38%，考慮到等效方法的局限性及溫度和振動應力仿真本身的誤差帶來的累積效應，本文認為兩者誤差在可接受的范圍之內(nèi)；并且本文所發(fā)現(xiàn)的8個潛在故障點中，有2個的故障機理與該產(chǎn)品外場實際使用中故障的機理相同，也一定程度上證明了該評估方法的有效性。

3　結束語

本文對高可靠性航空電子設備的可靠性評估方法進行了研究，應用基于故障物理的評估方法對某設備進行了可靠性評估。算例結果表明，該方法與實際可靠性試驗結果有較好的近似度。

參考文獻（References）

[1] 駱明珠, 康銳. 基于故障物理的慣導電路可靠性預計新方法[J]. 中國慣性技術學報, 2013, 21(6): 828-833 Luo Mingzhu, Kang Rui. Approach to reliability prediction of inertial navigation circuits based on physics of failure[J]. Journal of Chinese Inertial Technology, 2013, 21(6): 828-833

[2] 羅成, 徐文正, 王云, 等. 航空電子產(chǎn)品環(huán)境仿真試驗技術[J]. 裝備環(huán)境工程, 2010, 7(6): 21-23 Luo Cheng, Xu Wenzheng, Wang Yun, et al. Aviation electroncis environmental test simulation technology[J]. Equipment Environmental Engineering, 2010, 7(6): 21-23

[3] 王云, 邵將, 曾晨暉. 電子設備的環(huán)境應力損傷模型[J].裝備環(huán)境工程, 2010, 7(6): 213-216 Wang Yun, Shao Jiang, Zeng Chenhui. Environmental stress damage model of electronic product[J]. Equipment Environmental Engineering, 2010, 7(6): 213-216

[4] 王云, 邵將, 曾晨暉, 等. 航空電子產(chǎn)品基于故障物理的可靠性工程技術[C]//探索 創(chuàng)新 交流（第4集）: 第四屆中國航空學會青年科技論壇. 北京, 2010-11: 85-87

[5] 蔡駿. 電子設備可靠性評估方法應用研究[J]. 電子產(chǎn)品可靠性與環(huán)境試驗, 2010, 28(2): 39-42 Cai Jun. Application of reliability evaluation for electronic equipment[J]. Electronic Product Reliability and Environmental Testing, 2010, 28(2): 39-42

[6] McLeish J G. Enhancing MIL-HDBK-217 reliability predictions with physics of failure methods[C]//Proc of Reliability and Aintainability Symposium. Washington: IEEE Press, 2010: 1-6

[7] Das D, Azarian M, Pecht M. Failure modes, mechanisms, and effects analysis(FMMEA)for automotive electronics[C]//Proc of the 11thAnnual Automotive Electronics Council Reliability Workshop. Indianapolis, 2006: 126-130

[8] Engelmaier W. Fatigue life of leadless chip carriers solder joints during power cycling[J]. IEEE Trans on Components, Hybrids, and Manufacturing Technology, 1983, 6(3): 232-237

[9] Bhandarkar S M, Dasgupta A, Barker D, et al. Influence of selected design variables on thermo mechanical stress distributions in plated through hole structures[J]. Journal of Electronic Packaging, 1992, 114: 8-13

（編輯：張艷艷）

Estimate of high reliability of aviatic electrical equipment based on physics of failure

Wang Qiang1, Wu Hairong2, Chen Xiaochen2
(1. Shenyang Aircraft Design & Research Institute, Aviation Industry Corporation of China; 2. Aviation Military Representative Office of Navy in Shenyang Area: Shenyang 110035, China)

Abstract:The traditional way of estimating the reliability of the aviatic electrical equipment is not good for the aviatic electrical equipment of high-reliability. A new method is proposed based on the physics of failure. According to the analysis of the local stress, the failure mechanism and model are identified, then the time to failure is obtained. The result is close to that of the real reliability test.

Key words:high-reliability; physics of failure; time to failure; estimate of reliability

作者簡介：王 強（1984—）男，碩士學位，研究方向為環(huán)境和可靠性工程。E-mail: xiaoqiang14@126.com。

基金項目：國家國防科工局技術基礎課題“航空電子設備結構可靠性分析、評估和驗證技術”（項目編號：Z201201005）

收稿日期：2016-01-06；修回日期：2016-03-14

DOI:10.3969/j.issn.1673-1379.2016.02.019

中圖分類號：TB114.2

文獻標志碼：A

文章編號：1673-1379(2016)02-0216-04