小子样电子装备可靠性加速试验方法

孔 耀，申 斌，刘兴隆，王 政，朱绪垚

(1.中国电子科技集团公司第五十四研究所，河北 石家庄 050081；2.陆军装备部驻武汉地区第一军事代表室，湖北 武汉 430073)

0 引言

新变革对装备的功能性能指标要求不断提高，对电子装备的可靠性水平也提出了更高的要求。电子装备的MTBF一般为几千小时，甚至几万小时。传统的环境模拟试验已经无法进行高可靠、长寿命电子产品可靠性水平的验证[1-4]。尤其是针对研制项目产品数量较少，如果仍沿用传统的GJB 899A-2009规定的可靠性鉴定试验进行验证，需要累积试验台时数，对于高可靠电子装备，试验样本量越小，进行的试验时间就越长，而且故障激发效果低，难以支撑对高可靠、长寿命电子装备的可靠性验证需求。而可靠性加速试验正是解决这一突出矛盾的有效方法，已成为可靠性试验领域的重要研究方向。

1 整机的可靠性模型

在给定的时间t0，产品的可靠度可表示为：

(1)

式中，RStressi为产品在某一种应力(工作应力或环境应力)下的可靠度。

环境应力包括温度、温度循环、湿度、振动及冲击等。工作应力包括与产品使用相关的应力，如开机/停机、功率、电压波动及负载等。

要根据产品的使用环境确定应力种类和应力水平。产品失效率可表示为：

(2)

式中，λStressi为产品在某一应力(使用应力或环境应力)下的失效率。

该模型将产品的可靠度按应力的类型进行分配。

2 加速试验方案设计流程

以GJB 899A-2009的统计试验方案为基础，首先根据产品的实际情况选择确定合适的定时统计试验方案和可靠性鉴定试验剖面，然后对鉴定试验剖面温度和振动应力水平进行加速，并分别计算加速因子，从而得到加速条件下的等效试验剖面[5-10]。具体的可靠性加速增长试验方案设计流程如图1所示。

图1 加速试验方案设计流程Fig.1 The acceleration test program design process

具体试验步骤为：

① 根据受试设备的实际情况，选择试验方案；根据产品可靠性指标及试验方案确定总试验时间 及故障判据；

② 参照相关规范，制定可靠性试验剖面；

③ 根据强化试验结果或产品耐应力极限分析，确定加速试验的最高温度、最低温度、温变率；

④ 根据Norris-Landzberg模型计算温度循环加速因子，并确定加速条件下总温度循环数[11-15]；

⑤ 根据阿伦尼斯模型，将正常工作温度应力折合到加速温度应力，计算加速条件下温度保持总时间；

⑥ 确定加速条件下每个循环中温度保持时间及每个循环时间；

⑦ 确定加速试验总时间；

⑧ 根据疲劳累积损伤模型及总的加速试验时间，计算加速试验振动量级。

⑨ 确定加速试验剖面；

⑩ 计算故障时间折合因子；

3 加速因子的确定

3.1 温度加速因子的确定

激活能决定了温度应力的加速因子。加速因子的计算公式为：

AF=tuse/ttest=exp[(Ea/k)(1/Tuse-1/Ttest)]，

(3)

式中，k表示波尔兹曼常数8.617×10-5eV/K；Ea表示元件的激活能，单位eV；Tuse表示正常工作温度；Ttest表示加速试验温度。

分析国内外的规范可以得出：激活能越大，加速因子越大，集成电路的激活能一般高于电阻、电容等分立元件，是其2倍左右。集成电路的基本失效率大于分立元件的基本失效率。如果电子产品包含较多的集成电路，可以选取较高的加速因子。对于通信装备，有较多的集成电路，因此，建议激活能选用0.5～0.9 eV。

3.2 振动加速因子的确定

振动应力的加速因子按 GJB 150.16A《军用装备实验室环境试验方法》第16部分振动试验给出的方法确定。

随机振动的加速公式：

(4)

正弦振动的加速公式：

(5)

式中，W0表示规定的随机振动量值(加速度谱密度)，单位g2/Hz；W1表示施加的随机振动量值(加速度谱密度)，单位g2/Hz；g0表示规定的正弦振动量值(峰值加速度)，单位g；g1表示施加的正弦振动量值(峰值加速度)；T0表示规定的时间；T1表示施加的时间。

这是线性疲劳损伤累积的简化表达式，指数是材料常量(log/log疲劳曲线的斜率或S/N曲线的斜率)，给出的值适用于航空电子装备。

导弹试验大纲使用的指数值为1/3.25～1/6.6。航天器试验大纲有时使用1/2。多数材料的指数取1/6～1/6.5。指数值的变化范围与所要求的保守程度以及材料特性有关。必要时应根据具体材料的疲劳数据(S/N曲线)进行分析。

装备上不同部件用材料的S/N曲线可得到不同的等价关系。应采用等价关系建立试验准则。

3.3 温度循环加速因子的确定

由JEDES标准JESD94A可知，温度循环的加速因子符合Norris-Landzberg模型：

(6)

式中，ΔT1为加速应力温度循环的变化范围；ΔT2为使用的温度循环变化范围；v1为使用时温度循环的温变率；v2为加速时温度循环的温变率；Tmax1，Tmax2为温度循环中最高温度。

4 应用实例

某型机载卫通天线，工作在Ka/Ku频段。基本任务是在飞机飞行过程中始终连续地对地球静止轨道的Ka或Ku波段卫星进行跟踪，接收卫星的来波信号和发射卫通机载数据终端的发射信号。

本天线随系统进行可靠性试验，试验方案如下：鉴定试验采用GJB 899A-2009中的定时截尾试验方案30-2，方案参数如表1所示。

表1 30-2试验方案参数Tab.1 Test program paramenters of 30-2

总有效试验时间是指所有被试品承受试验应力的累积时间，用被试品试验累积的台时数表示。根据选定的试验方案，本次鉴定试验的总有效试验时间为：2.44×θ1=2.44×260=634.4 h；被试品数量为1套，因此本次鉴定试验的试验时间为：634.4÷1=634.4 h；每循环试验时间为720 min，本次试验总循环数为：Ncyc=634.4×60÷720=52.87。

振动功率密度谱如图2所示。电应力循环如图3所示。天线可靠性鉴定试验剖面如图4所示。

图2 振动功率密度谱Fig.2 Vibration power spectral density

图3 电应力循环Fig.3 Electrical stress cycle

图4 天线可靠性鉴定试验剖面Fig.4 The reliability qualification test profile of antenna

振动应力的加速因子按GJB 150.16A《军用装备实验室环境试验方法》第16部分，随机振动应力的加速因子计算公式为：

式中，T1，T2为持续时间；W1，W2为加速度谱密度，单位为g2/Hz；对于航空电子装备推荐的指数m取4。

若振动持续时间缩短为原来的1/10，则：

加速后振动量值应扩大为1.778 3倍，持续时间为30 min。

加速后的随机振动谱型不变，功率谱量值如表2所示。加速度功率谱密度控制容差不得超过±3 dB。

表2 加速后的振动量值Tab.2 The vibration value after acceleration

试验剖面温度循环70 ℃～-55 ℃的降温速率为5 ℃/min，降温时间为25 min，振动时间由300 min压缩为30 min，温度保持时间缩短为5 min。

把持续时间为7 min的27 ℃温度段、持续时间93 min的13 ℃温度段，按Arrhenius模型折合到50 ℃持续时间分别为1.1，3.6 min，因此取持续时间为5 min的温度值为50 ℃。计算过程如下：

① 高温工作加速模型选用Arrhenius模型，激活能取0.7 eV，27 ℃时间段和13 ℃时间段折合工作50 ℃下持续时间为5 min。

② 低温段主要考核装备的环境适应性，对产品老化影响较小，为简化试验程序，低温段取-45 ℃，持续时间5 min。

③ 温度循环的次数保持不变，仍为53个，则总的持续时间为53×3 h=159 h。

天线可靠性加速试验剖面如图5所示。

图5 天线可靠性加速试验剖面Fig.5 The Reliability acceleration test profile of antenna

5 结束语

针对小子样可靠性加速试验，提出了加速试验方案的设计流程，给出了加速因子的计算方法，通过某型机载卫通天线试验验证实际应用表明：可靠性加速试验方法，在不改变失效机理的情况下可以明显缩短试验时间，降低试验成本，可在工程实践中进行推广。