[发明专利]航天器用元器件热真空环境适应性的评价方法

说明书

技术领域

本发明涉及热真空环境适应性的评价技术领域，特别是涉及一种航天器用元器件热真空环境适应性的评价方法。

背景技术

元器件在热真空环境下失效导致卫星任务失败的案例屡有报道，例如，1978年发射的国际紫外探测器（IUE），由于热设计错误等原因，使得这颗紫外探测器卫星上计算机的4K和8K存储器碎裂；1978年发射的日本广播实验卫星(BSE)，因为行波管电源高压电弧放电，造成保护电路失效，无法向行波管供电，导致卫星1980年寿命结束；1983年美国的陆地卫星（Landsat-4），4个太阳电池阵中有2个电源电缆损坏，故障原因是热循环使导体出现应力，而后导致电缆损坏；1987年发射的美国地球静止环境业务卫星GOES-7，在1993年4月卫星的数据收集平台问讯（DCPI）系统出现异常，在每天星食期后约1小时，1号S-波段接收机不能接收来自指令和数据捕获（CDA）站的询问信号，后发现接收机的频率稳定度超出需要值±5kHz的限制，原因是星食期后卫星温度较低；1993年欧空局发射的欧洲气象卫星（Meteosat），辐射计连续发生故障，经分析是仪器上形成的冰破坏了仪器的光学表面。

热真空试验是空间环境试验中非常重要的一项试验，它对暴露产品中隐藏的缺陷，保证和提高产品的质量和可靠性起很重要的作用。我国在军用电子元器件新品、型谱等产品以及航天工程用元器件的鉴定检验中，根据航天用户的要求，对部分产品开展了热真空试验评价。由于元器件级热真空试验方法标准的缺项，在制定试验方案时，主要参考的是卫星组件、分系统及整星的热真空试验方法。卫星组件、分系统及整星的热真空试验应力条件设置主要依据卫星任务的特点，根据最高和最低预视温度进行相应的加严考核,如GJB1027中对试验时间的规定：“至少3次温度循环。每次循环一般在最高（低）温度值各保持4~8h。”并且，对于长期任务，GJB1027等现有试验标准没有给出试验应力与任务环境应力之间的对应关系。

航天器用元器件在任务期间的温度循环应力主要受航天器周期性的进入地球阴影区所调制，当型号任务周期较长时，若按1：1对元器件进行热真空试验，试验的循环次数多，不但耗时长，而且成本高、结果不准确。

发明内容

（一）要解决的技术问题

本发明首先要解决的技术问题是：如何提供一种能够快速、准确地评价元器件在热真空环境下性能的方法。

（二）技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供一种航天器用元器件热真空环境适应性的评价方法，包括以下步骤：

S1、对航天器用元器件热真空环境进行应力分析，确定热真空环境地面试验的真空应力、热应力和电应力；

S2、确定热真空地面试验的循环次数；

S3、根据步骤S1和S2确定的试验条件对航天器用元器件进行热真空地面试验，以判定航天器用元器件样品是否合格，所述试验条件包括所述真空应力、热应力、电应力和循环次数；

S4、若不合格样品数小于等于抽样方案规定的合格判定数，则评价所试验的该批元器件的热真空环境适应性满足任务要求；否则评价为不满足任务要求。

优选地，步骤S2具体包括：

S21：确定航天器舱内最劣情况下的温度范围ΔT₂；

S22：根据所述热应力和所述温度范围ΔT₂计算热真空环境试验的加速因子AF；

S23：根据航天器运行周期和任务执行时间，以及所述加速因子AF确定热真空地面试验的循环次数N。

优选地，

AF=ΔT1qΔT2]]>

其中，ΔT₁为元器件试验的极限温差，根据所述热应力得到，q表示与元器件材料工艺相关的常数。

优选地，

N=（y/x）/AF

其中，x表示航天器运行周期，y表示航天器任务执行时间。

优选地，当（y/x）/AF计算出结果为小数时，采取只入不舍的原则取整。