朱秋菊 張開創(chuàng) 潘自民 張翱旻 吳晟

摘要：在隨機振動過程中，宇航單機的力學敏感元器件容易因疲勞破壞而出現(xiàn)管腳斷裂。本文針對某型號宇航單機元器件隨機振動力學試驗中產(chǎn)生的管腳斷裂情況，對其結構和損傷元器件進行了詳細建模和仿真，根據(jù)結果進行疲勞分析，并對結構和工藝進行優(yōu)化，再次分析得知優(yōu)化后單機的疲勞安全裕度得到了很大提高。

關鍵詞：宇航單機;力學敏感元器件;隨機振動;疲勞失效分析

中圖分類號：V443 文獻標識碼：A 文章編號：1007-9416（2019）12-0202-02

0 引言

某型號宇航單機是由不銹鋼螺釘將結構形式相似的多個模塊層疊擰緊組成。在鑒定級隨機振動工況下，有一個力學敏感元器件出現(xiàn)了管腳斷裂失效。常規(guī)力學仿真建模時不考慮元器件的細節(jié)，以0D質量點代替元器件，仿真可獲取質心處的響應加速度、相對位移等信息，但無法得到元器件的管腳應力值，無法直接作為判斷元器件管腳失效的依據(jù)[1]。有些文獻將均方根加速度作為元器件過載激勵直接加載到印制板上，該方法中印制板的工作狀態(tài)與其在隨機振動條件下的實際工作狀態(tài)差別較大，并且邊界條件無法控制，仿真結果不盡如意。宇航單機模態(tài)分析的前幾階模態(tài)振型均為印制板的局部彎曲及扭轉模態(tài)振型，而且在隨機振動激勵頻段內印制板的各階模態(tài)均處于受激狀態(tài)，一般前幾階局部模態(tài)振型對動力學響應均有不同程度的貢獻，與過載只注重一階彎曲模態(tài)的分析差別比較大。試驗與仿真也驗證了在單獨模塊分析時殼體輸入激勵與整機輸入激勵載荷相接近，因此，為了簡化計算模型可以只分析所關注的模塊。

1 有限元模型建模

某型號宇航單機故障集成電路模塊包括鋁合金結構框、PCB基板、芯片以及芯片引腳等組成，其結構比較復雜。

在對該集成電路模塊進行有限元分析前，根據(jù)有限元理論和相關力學知識以及分析計算中主要關心的環(huán)節(jié)，對集成電路板的幾何模型作一定的簡化處理[2]，具體模型見圖1所示。

集成電路模塊動力學分析激勵源為鑒定級隨機振動試驗條件，具體輸入詳見表1所示。

2 計算元器件管腳處的應力

模態(tài)分析是隨機振動分析的基礎。在隨機振動分析之前先求解模塊的有效模態(tài)振型。通過模態(tài)分析得到模塊的第一階模態(tài)振型如圖2所示。

通過輸入施加表1中的加速度功率譜，進行隨機振動響應仿真得到管腳均方根應力最大位置，即管腳最危險處，詳見圖3所示。

由以上仿真應力云圖可知最大應力出現(xiàn)在元器件管腳上，見圖3圓圈所示位置，其最大應力為177.76MPa，該處為元器件管腳最薄弱的位置。對比分析可知，仿真云圖最危險管腳位置與實際管腳斷裂位置一致，均出現(xiàn)在最上排從右向左數(shù)第一根管腳的根部。

3 元器件管腳的疲勞壽命計算

參考文獻[1]～[6]，應用Miner疲勞損傷累計理論及三帶寬技術的疲勞破壞率計算方法對結構隨機振動疲勞壽命進行估算可得：

其中，、、分別為1σ、2σ、3σ應力情況下要發(fā)生疲勞所需要的應力循環(huán)次數(shù)。

實際故障出現(xiàn)在做垂直于印制板方向2min隨機振動情況下，管腳出現(xiàn)斷裂。由圖2 一階模態(tài)振型圖可知該模塊結構形式下印制板的基頻為266Hz，1σ、2σ、3σ應力情況下可能發(fā)生的應力循環(huán)次數(shù)為：

其中，、、分別為1σ、2σ、3σ應力情況下實際可能發(fā)生的應力循環(huán)次數(shù)。

該元器件管腳的破壞率R：1.21>1，

說明該元器件的管腳在2分鐘隨機振動內已經(jīng)出現(xiàn)疲勞破壞，這跟實際振動故障發(fā)生的情況是相符的。

4 結構改進及驗證

對元器件失效機理分析可知，在振動過程中因為元器件與印制板之間的相對變形使得元器件在高應力狀態(tài)下連續(xù)工作造成疲勞失效。為了獲取滿意的疲勞壽命，需要想辦法減小元器件與印制板之間的相對位移。減小相對位移的主要措施是增加元器件周圍的印制板局部剛度，或通過工藝點膠措施使元器件本體與印制板相連，分擔管腳承擔的載荷。根據(jù)加工成本、工藝措施，經(jīng)過幾輪的分析計算，最終采取圖4的改進形式：中間加強筋增加兩個連接凸臺，元器件本體四角采用CBUSH單元模擬點膠處理。

從仿真應力云圖上可以看出最大應力為69.1MPa，得到極大的降低，管腳應力環(huán)境得到極大的改善。

再次對管腳的疲勞壽命進行計算驗證。由于結構局部加固，該結構基頻提高到310Hz，驗證完成三個方向上共6分鐘的隨機振動的疲勞損傷情況，計算該元器件管腳的破壞率R：

0.0099

遠小于1，可知6分鐘隨機振動僅用去接近百分之一的疲勞壽命。說明該種結構形式下元器件的管腳的疲勞安全裕度很高。試驗結果對此也有所佐證！

5 結語

力學敏感元器件在隨機振動過程中容易因疲勞破壞產(chǎn)生管腳斷裂，在產(chǎn)品設計過程中，可提前識別出力學敏感元器件并進行詳細建模仿真，對其進行疲勞失效分析，作為評估設計方案是否合理及優(yōu)化設計方案的參考依據(jù)。

參考文獻

[1] （美）戴夫·S.斯坦伯格（Dave S.Steinberg）著.電子設備振動分析：第3版[M].王建剛，譯.北京：航空工業(yè)出版社，2012，6：139-170.

[2] 代鋒，唐德效，石敏.星載電子設備元器件隨機振動疲勞分析[J].空間電子技術，2011，8（01）：76-80.

[3] 馮新建.基于隨機性的金屬焊接結構損傷斷裂研究[D].西安科技大學，2008.

[4] 王強，陳明.隨機振動仿真分析[J].光電技術應用，2009，24（05）：77-80.

[5] 倪振華.振動力學[M].西安：西安交通大學出版社，1986.

[6] 朱秋菊，潘自民，李晟昊，吳晟.宇航單機元器件隨機振動疲勞分析[J].力學研究，2017，6（3）：141-150.

Fatigue Failure Analysis of? Aerospace Electronic Equipment under Random Vibration

ZHU Qiu-ju，ZHANG Kai-chuang，PAN Zi-min，ZHANG Ao-min，WU Sheng

（Shanghai Aerospace Electronic Technology Institute， Shanghai? 201109）

Abstract：In the process of random vibration， the mechanical sensitive chips in the electronic equipment are prone to fatigue failure， and the fracture of the pins are broken out. In this paper， the fracture of the pin of the aerospace electronic equipment is discussed， a detailed finite element analysis of the geometric model of the equipment structure and chips is carried out， analysis the fatigue of chips and its pins， after the structure optimization of the equipment， a detailed finite element analysis of the geometric model of the equipment structure and chips showed that the optimized structure safety margin has been greatly improved.

Key words：aerospace electronic equipment; mechanical sensitive chips; random vibration; fatigue failure analysis