薛潔妮，樊西龍，袁澤譚

(第一飛機設計研究院 適航與通用質(zhì)量特性研究所，西安 710089)

一種適宜于航空電子類機載設備的可靠性強化試驗方法

薛潔妮，樊西龍，袁澤譚

(第一飛機設計研究院 適航與通用質(zhì)量特性研究所，西安 710089)

目前我國軍機機載電子類設備的可靠性試驗主要依賴傳統(tǒng)的可靠性模擬試驗技術(shù)，其存在試驗周期長、效率低、耗費大以及試驗結(jié)果易受綜合環(huán)境應力準確性的影響等缺點。而可靠性強化試驗通過外場加嚴使用環(huán)境中的某類或某幾類應力來進行試驗，可以快速激發(fā)設備的設計缺陷和制造工藝等問題。本文提出一種適宜于軍機電子類機載設備的可靠性強化試驗方法流程，給出試驗應力量值、加載時序、運行流程、故障處理要求和回歸驗證方法等試驗實施細則或要求，并在某型號工程研制中進行工程實踐。結(jié)果表明：試驗效果顯著，可顯著提高設備的可靠性、節(jié)約試驗經(jīng)費和時間。

航空電子；機載設備；可靠性強化試驗；溫度應力；振動應力

0 引 言

目前，我國軍機機載電子類設備的可靠性試驗主要使用傳統(tǒng)的可靠性模擬試驗技術(shù)，對受試設備施加模擬外場使用環(huán)境的可靠性綜合環(huán)境應力來檢驗或評估設備的可靠性水平，存在試驗周期長、效率低和耗費大的缺點，而且試驗結(jié)果容易受可靠性綜合環(huán)境應力準確性的影響，通常只能激發(fā)出設備內(nèi)部一些由于工藝缺陷或元器件損傷引起的淺層次故障，其嚴重制約了設備可靠性水平的提升，因此有必要建立高效的可靠性試驗新方法?？煽啃詮娀囼瀸儆诩ぐl(fā)試驗[1]，試驗應力不再受可靠性綜合環(huán)境應力的約束，而是通過加嚴外場使用環(huán)境中的某類或某幾類應力來進行試驗，快速激發(fā)設備內(nèi)部的潛在缺陷使其以故障的形式表現(xiàn)出來，從而分析故障原因并有針對性的進行設計改進，可有效提高設備的可靠性水平和耐環(huán)境的能力。

美國的G.K.Hobbs，K.A.Gray和L.W.Condra等是最早從事可靠性強化試驗研究的專家。1994年，波音公司在B777飛機上成功應用了可靠性強化試驗方法，并在其在故障防治策略大綱中明確將這種新的試驗技術(shù)用于其設備的設計階段，但由于商業(yè)競爭和技術(shù)保密等原因，國外關(guān)于可靠性強化試驗具體理論的研究極少[1]。我國對可靠性強化試驗的研究比較晚，直到20世紀90年代中期，國內(nèi)的可靠性工程界才開始可靠性強化試驗技術(shù)的理論和應用研究，并發(fā)表了關(guān)于可靠性強化試驗技術(shù)的介紹性和理論性的文章[1-4]，并進行了工程應用研究[4-10]，例如，進行了星載銣原子頻標、模塊級電子產(chǎn)品、激光捷聯(lián)慣導系統(tǒng)的可靠性強化試驗研究，而對于電子類機載設備的可靠性強化試驗還沒有明確的工程應用研究。

本文在綜合考慮國內(nèi)軍機機載設備的研制特點和可靠性試驗能力的基礎上，對可靠性強化試驗的試驗流程、試驗應力、故障處理方法和回歸驗證方法等技術(shù)進行研究，提出了一種適宜于我國軍用飛機電子類機載設備研制的可靠性強化試驗技術(shù)方法，并進行工程應用。

1 機載設備可靠性強化試驗技術(shù)研究

1.1 試驗應力選擇

飛機在其全壽命周期內(nèi)會暴露在各種自然環(huán)境和誘發(fā)環(huán)境條件下，這些環(huán)境條件以各種應力的形式(例如溫度應力、振動應力、濕度應力和電應力等)影響著飛機整機及其機載設備的可靠性。美國電子設備可靠性咨詢組(AGREE)通過對飛機執(zhí)行任務過程中的環(huán)境影響條件研究發(fā)現(xiàn)外場使用環(huán)境條件中的溫度應力和振動應力是造成機載設備故障的主要環(huán)境應力，而且這兩類應力在內(nèi)場試驗室條件下，比較容易惡化，因此確定溫度應力和振動應力作為機載設備可靠性強化試驗的試驗應力。

1.2 強化試驗流程

由于可靠性強化試驗的試驗應力超過了機載設備的設計極限，具有一定的破壞性，為了盡可能有效地利用有限的試驗樣本激發(fā)出足夠多的故障信息，應從對受試樣品破壞性小的試驗項目開始進行強化試驗[2,5]。一般情況下，可靠性強化試驗按照低溫步進應力試驗、高溫步進應力試驗、快速溫度變化試驗、振動步進應力試驗和綜合應力試驗的順序依次進行[3]。為了驗證故障改進措施的有效性，增加故障回歸驗證環(huán)節(jié)對改進情況的有效性進行驗證。一個典型的機載設備可靠性強化試驗包括以下五部分試驗內(nèi)容(試驗流程如圖1所示)：①溫度步進試驗(包括低溫步進應力試驗和高溫步進應力試驗)；②快速溫度變化試驗；③振動步進試驗；④綜合應力試驗；⑤回歸驗證。

圖1 可靠性強化試驗順序流程圖

通過低溫步進試驗和高溫步進試驗尋找出設備的耐溫度應力短板以及低溫工作極限、低溫破壞極限、高溫工作極限和高溫破壞極限等信息；通過振動步進試驗尋找出設備的耐振動環(huán)境短板以及振動工作極限、振動破壞極限；通過快速溫度變化試驗和綜合環(huán)境應力試驗，進一步激發(fā)設備的缺陷，進而通過設計改進提高設備對溫度應力和振動應力的適應性。溫度步進試驗和振動步進試驗為快速溫度變化試驗和綜合應力試驗提供應力信息[4,6-10]。

1.3 試驗應力量值

考慮到我國軍機機載設備的研制、試驗能力以及軍用元器件的可靠性水平，在確定可靠性強化試驗的試驗應力量值時，應結(jié)合機載設備的實際使用環(huán)境，所給出的試驗應力量值應既能在內(nèi)場試驗室實現(xiàn)，又能很好地激發(fā)出設備的故障，具體的試驗應力量值確定原則如下：

(1) 應力量值的確定以機載設備實際使用環(huán)境為基礎，所確定的量值首先應能在試驗室中實現(xiàn)，并且符合“盡快暴露產(chǎn)品早期失效，又不超過產(chǎn)品破壞極限”的原則。

(2) 溫度應力量值的確定主要考慮元器件和試驗箱的溫度特性，即試驗中溫度應力的量值不宜超過元器件的工作應力范圍，溫變率不低于飛機實際使用中的溫變率量值，且在試驗箱的使用范圍內(nèi)。

(3) 振動應力量值的確定主要考慮飛機的耐久振動量值和試驗臺的振動特性，即試驗中振動應力的最大值與飛機最大耐久振動量值相當，且在試驗箱的使用范圍內(nèi)。

(4) 在進行步進試驗時，當試驗應力低于機載設備設計規(guī)范要求的設計應力時，采用較大的步長，超過設計規(guī)范應力時，則適當減小步長。

(5) 在進行快速溫變試驗和綜合環(huán)境試驗時，試驗應力應低于機載設備工作應力極限。

1.4 溫度和振動響應調(diào)查

在進行正式的可靠性強化試驗之前，開展受試設備的溫度和振動響應調(diào)查，了解設備內(nèi)部的熱點、熱分布、共振點和應力集中點等情況，為可靠性強化試驗中的溫度傳感器和振動傳感器布置提供參考。在強化試驗中常用的應力響應調(diào)查手段有溫度實測、振動實測和紅外熱成像掃描等(如圖2所示)。

(a1) 非接觸式溫度響應調(diào)查

(a2) 接觸式溫度響應調(diào)查

(b) 振動響應調(diào)查示意圖

1.5 溫度步進試驗加載方法

1.5.1 低溫步進試驗

在低溫步進應力試驗時，建議將受試件的密封蓋板或外殼取下，或?qū)⑹茉嚰耐鈿ぜ庸こ社U空機箱進行試驗，按照如圖3所示的時序進行加載并運行圖4的流程進行試驗。低溫步進試驗從常溫開始，以-25 ℃作為低溫步進試驗的起始溫度，在溫度達到-55 ℃之前，以-10 ℃為步長，在溫度達到-55 ℃之后，以-5～-3 ℃為步長，溫度變化速率不小于20 ℃/min，每個溫度臺階上的持續(xù)時間為受試設備所處環(huán)境溫度達到臺階溫度的穩(wěn)定時間加上10 min工作時間再加測試時間，在臺階溫度穩(wěn)定后的正式測試前，進行3次通電啟動檢測以考核設備在低溫條件下的起動能力，設備測試完畢后斷電。

圖3 低溫步進試驗應力加載時序圖

圖4 低溫步進試驗試驗流程圖

低溫步進應力試驗的終止條件：找到設備的低溫破壞極限，當受試設備的低溫破壞極限低于-80 ℃，以-80 ℃為低溫步進試驗的強制結(jié)束溫度。

1.5.2 高溫步進試驗

在高溫步進應力試驗時，建議將受試件的密封蓋板或外殼取下，或?qū)⑹茉嚰耐鈿ぜ庸こ社U空機箱，按照如圖5所示的時序進行加載并運行圖6的流程進行試驗。高溫步進試驗從常溫開始，以+40 ℃作為高溫步進的起始溫度，在溫度達到+70 ℃之前，以+10 ℃為步長，在溫度達到+70 ℃之后，以+3～+5 ℃為步長，溫度變化速率不小于20 ℃/min，每個溫度臺階上的持續(xù)時間為受試件所處環(huán)境溫度達到臺階溫度的穩(wěn)定時間加10 min工作時間再加測試時間，在臺階溫度穩(wěn)定后的正式測試前，進行3次通電啟動檢測以考核設備在高溫條件下的起動能力，設備測試完畢后斷電。

圖5 高溫步進試驗應力加載時序圖

圖6 高溫步進試驗試驗流程圖

高溫步進應力試驗終止條件：找到設備的高溫破壞極限，當受試設備的高溫破壞極限高于+110 ℃，以+110 ℃為高溫步進試驗的強制結(jié)束溫度。

1.6 快速溫度變化試驗加載方法

在進行快速溫度變化試驗時，需要將受試件的密封蓋板或外殼取下，或?qū)⑹茉嚰耐鈿ぜ庸こ社U空機箱，按照如圖7所示的時序進行加載來進行試驗，以常溫作為快速溫度變化循環(huán)的開始，試驗的溫度范圍為低溫工作極限+5 ℃～高溫工作極限-5 ℃(示例：受試件的低溫工作極限為-60 ℃，高溫工作極限為+100 ℃，若無特殊要求，則快速溫度變換試驗的溫度范圍為-55～+95 ℃)，循環(huán)次數(shù)一般不少于5個完整循環(huán)周期，溫度變化速率不小于20 ℃/min，每個循環(huán)中的低溫階段/高溫階段的持續(xù)時間為受試件所處環(huán)境溫度達到試驗溫度的穩(wěn)定時間加10 min工作時間再加測試時間，在每個循環(huán)的低溫階段/高溫階段溫度穩(wěn)定后的正式測試前，進行3次啟動檢測，考核受試件在低溫條件下/高溫條件下的起動能力。低溫階段和高溫階段受試件第3次啟動測試結(jié)束后的持續(xù)工作電壓按“上限→標準→下限→標準”變化。

圖7 快速溫度變化試驗應力加載時序圖

1.7 振動步進試驗加載方法

目前國內(nèi)可靠性試驗單位常用的試驗設備有氣動式三軸六自由度試驗臺和電磁試驗臺兩種(如圖8所示)，這兩種試驗臺的溫度特性相似，振動特性有區(qū)別。氣動式三軸六自由度試驗臺的振動生產(chǎn)機構(gòu)由臺面、氣動激振器和控制系統(tǒng)三部分組成，可產(chǎn)生x、y、z三個軸向六個自由度的偽隨機振動激勵應力，振動頻率的低頻能從5 Hz 起振，高頻可達到10 kHz，功率譜密度(Power Spectrum Density，簡稱PSD)主要分布在5～2 000 Hz的高端，振動量級范圍2～50 g；電磁試驗臺的振動生產(chǎn)機構(gòu)由臺面、電磁激振器和控制系統(tǒng)三部分組成，可產(chǎn)生隨機激勵和正弦激勵兩種隨機振動信號，頻率最高可達2 000 Hz，振動形式和能力可控。

在進行振動步進試驗和后續(xù)的綜合應力試驗時，試驗件的機箱應為完整機箱，若為鏤空機箱，則需增加配重，以保證振動試驗部分的實施效果。

(a) 氣動式三軸六自由度振動臺

(b) 電磁振動臺

以氣動式三軸六自由度試驗臺為例，在進行振動步進試驗時，按照如圖9所示的時序進行加載并運行圖10的流程來進行試驗，起始振動量級5 g，步長5 g，每個振動量級保持時間不小于10 min，振動步進試驗中對受試件施加標稱電壓，全程進行通電測試。當振動量值超過15 g后，在每個振動量級臺階結(jié)束后將振動量值降至5 g，維持約5 min，以便及時發(fā)現(xiàn)受試件在高量級振動時出現(xiàn)的焊點斷裂情況，振動步進應力試驗終止條件：找到受試產(chǎn)品的振動破壞極限，當受試產(chǎn)品的振動破壞極限大于50 g，以50 g為振動步進試驗強制結(jié)束條件。

當利用電磁振動臺進行強化試驗時，試驗時序圖與圖9相同，僅對起始振動量值和步長進行適當?shù)恼{(diào)整，這時振動步進應力試驗的終止條件：找到受試產(chǎn)品的振動破壞極限，當受試產(chǎn)品的振動破壞極限大于22 g，以22 g為振動步進試驗強制結(jié)束條件。

圖9 振動步進試驗應力加載時序圖

圖10 振動步進試驗試驗流程圖

1.8 綜合應力試驗加載方法

一般情況下，綜合應力試驗進行5個完整的試驗循環(huán)，應力施加時序如圖11所示，其中溫度應力的施加方法同快速溫度變換的施加方法，對于振動應力，以受試件的振動工作極限的1/5作為振動步進的起始振動量級，下一循環(huán)的振動量級為振動工作極限的2/5，以此類推，每個振動量級對應一個溫度循環(huán)周期。在每個循環(huán)的高溫階段結(jié)束前5 min左右，將振動量值降至5 g并維持5 min以及時發(fā)現(xiàn)由于溫度應力和振動應力同時作用于受試件而出現(xiàn)的焊點斷裂等情況，每個循環(huán)中低溫和高溫階段的停留時間不小于受試件所處環(huán)境溫度達到溫度臺階穩(wěn)定時間加10 min工作時間再加測試時間，在整個綜合應力試驗過程中全程對試驗件進行通電檢測，受試產(chǎn)品各循環(huán)通電電壓分別按“上限→標準→下限→標準”變化。

圖11 綜合應力試驗應力加載時序圖

1.9 強化試驗故障處理

對于可靠性強化試驗中的故障，運行可靠性強化試驗的故障報告、分析與糾正措施系統(tǒng)，并按照圖12的故障處理流程處理可靠性強化試驗中發(fā)現(xiàn)的故障。

圖12 可靠性強化試驗故障處理流程圖

1.10 回歸驗證

當受試產(chǎn)品在可靠性強化試驗后進行設計和工藝更改，進行可靠性強化回歸驗證試驗，開展5到10個循環(huán)的綜合應力試驗來驗證改進措施的有效性。

2 型號應用及經(jīng)驗總結(jié)

2.1 型號應用情況簡介

在某型號工程機載設備的研制過程中，針對比較重要的機載電子類設備，開展可靠性強化試驗工作。通過可靠性強化試驗，共激發(fā)故障或缺陷370多個，故障原因涉及元器件選型、工藝設計、元器件故障、抗振設計、生產(chǎn)控制、電路設計、軟件故障等多種原因，具體的故障原因分布如圖13所示。

圖13 某型號工程可靠性強化試驗故障原因柱狀圖

2.2 經(jīng)驗總結(jié)

通過對本次可靠性強化試驗數(shù)據(jù)的分析，在后續(xù)型號的可靠性強化試驗中，可以借鑒以下成果：

(1) 可靠性強化試驗開展的時機非常重要。最合適的時間是在產(chǎn)品研制S階段的初期。

(2) 在試驗實施過程中，采用鏤空機箱的試驗技術(shù)，可以大幅提高可靠性強化試驗的效率。

(3) 兩種振動試驗臺各有優(yōu)勢，電磁振動臺對機箱設計缺陷有較強的激發(fā)能力，氣動式三軸六自由度試驗臺對板卡級有較強的激發(fā)能力。

(4) 元器件失效分析是強化試驗必不可少的環(huán)節(jié)，由于強化試驗時間較短，很可能造成某種應力導致的故障，在下一個應力初期中表現(xiàn)出來，因此，必須通過失效部位及元器件的外觀檢查、電特性測試、x-RAY檢查開封檢查、掃描電鏡等分析，對故障進行精準的定位，開展故障歸零工作。

3 結(jié)束語

本文從影響機載產(chǎn)品可靠性的環(huán)境應力出發(fā)，提出了適合型號的可靠性強化試驗的試驗流程和故障處理要求，并在某型號工程上進行了工程應用，試驗效果顯著，證明了可靠性強化試驗可以很好地發(fā)現(xiàn)機載設備的潛在故障和缺陷，通過排故和設計改進等措施，提高機載設備的固有可靠性和健壯性。

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(編輯：趙毓梅)

A Reliability Enhancement Test Method Suitable for Aeronautical Electronic Airborne Equipment

Xue Jieni, Fan Xilong, Yuan Zetan

(Airworthiness & Universal Quality Characteristics Department, The First Aircraft Institute, Xi’an 710089, China)

At present, the military electronics airborne equipment reliability test in China mainly depends on the traditional simulation test technology of reliability, which often shows the shortcomings of long test cycle, low efficiency, high cost and the susceptible experimental results accuracy. And through deteriorating of certain or some kind of stress in field, reliability intensifying test can quickly stimulate equipment design flaws and manufacturing process. A kind of suitable reliability intensifying test process is put forward, which provides the rules of implementation and requirements of the test stress level, load sequence, operation process, troubleshooting and etc. It is used in the engineering practice of a model project. Result shows that the test can significantly improve the reliability of equipment, and save the expenditure and time.

aeronautical electronics; airborne equipment; reliability enhancement testing; temperature stress; vibration stress

2017-04-11；

2017-05-10

薛潔妮,mumufly@163.com

1674-8190(2017)03-277-09

V240.2

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.03.005

薛潔妮(1984-)，女，碩士，工程師。主要研究方向：保障性設計、可靠性試驗。

樊西龍(1982-)，男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛機可靠性設計與試驗技術(shù)。

袁澤譚(1990-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：飛機可靠性設計與試驗。