薛潔妮，樊西龍，袁澤譚

(第一飛機(jī)設(shè)計(jì)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(jī)載設(shè)備的可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)方法

薛潔妮，樊西龍，袁澤譚

(第一飛機(jī)設(shè)計(jì)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(jī)機(jī)載電子類設(shè)備的可靠性試驗(yàn)主要依賴傳統(tǒng)的可靠性模擬試驗(yàn)技術(shù)，其存在試驗(yàn)周期長、效率低、耗費(fèi)大以及試驗(yàn)結(jié)果易受綜合環(huán)境應(yīng)力準(zhǔn)確性的影響等缺點(diǎn)。而可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)通過外場加嚴(yán)使用環(huán)境中的某類或某幾類應(yīng)力來進(jìn)行試驗(yàn)，可以快速激發(fā)設(shè)備的設(shè)計(jì)缺陷和制造工藝等問題。本文提出一種適宜于軍機(jī)電子類機(jī)載設(shè)備的可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)方法流程，給出試驗(yàn)應(yīng)力量值、加載時(shí)序、運(yùn)行流程、故障處理要求和回歸驗(yàn)證方法等試驗(yàn)實(shí)施細(xì)則或要求，并在某型號(hào)工程研制中進(jìn)行工程實(shí)踐。結(jié)果表明：試驗(yàn)效果顯著，可顯著提高設(shè)備的可靠性、節(jié)約試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)和時(shí)間。

航空電子；機(jī)載設(shè)備；可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)；溫度應(yīng)力；振動(dòng)應(yīng)力

0 引 言

目前，我國軍機(jī)機(jī)載電子類設(shè)備的可靠性試驗(yàn)主要使用傳統(tǒng)的可靠性模擬試驗(yàn)技術(shù)，對受試設(shè)備施加模擬外場使用環(huán)境的可靠性綜合環(huán)境應(yīng)力來檢驗(yàn)或評(píng)估設(shè)備的可靠性水平，存在試驗(yàn)周期長、效率低和耗費(fèi)大的缺點(diǎn)，而且試驗(yàn)結(jié)果容易受可靠性綜合環(huán)境應(yīng)力準(zhǔn)確性的影響，通常只能激發(fā)出設(shè)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(yán)重制約了設(shè)備可靠性水平的提升，因此有必要建立高效的可靠性試驗(yàn)新方法?？煽啃詮?qiáng)化試驗(yàn)屬于激發(fā)試驗(yàn)[1]，試驗(yàn)應(yīng)力不再受可靠性綜合環(huán)境應(yīng)力的約束，而是通過加嚴(yán)外場使用環(huán)境中的某類或某幾類應(yīng)力來進(jìn)行試驗(yàn)，快速激發(fā)設(shè)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(jìn)行設(shè)計(jì)改進(jìn)，可有效提高設(shè)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(qiáng)化試驗(yàn)研究的專家。1994年，波音公司在B777飛機(jī)上成功應(yīng)用了可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)方法，并在其在故障防治策略大綱中明確將這種新的試驗(yàn)技術(shù)用于其設(shè)備的設(shè)計(jì)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(qiáng)化試驗(yàn)具體理論的研究極少[1]。我國對可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)的研究比較晚，直到20世紀(jì)90年代中期，國內(nèi)的可靠性工程界才開始可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)技術(shù)的理論和應(yīng)用研究，并發(fā)表了關(guān)于可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)技術(shù)的介紹性和理論性的文章[1-4]，并進(jìn)行了工程應(yīng)用研究[4-10]，例如，進(jìn)行了星載銣原子頻標(biāo)、模塊級(jí)電子產(chǎn)品、激光捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)研究，而對于電子類機(jī)載設(shè)備的可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)還沒有明確的工程應(yīng)用研究。

本文在綜合考慮國內(nèi)軍機(jī)機(jī)載設(shè)備的研制特點(diǎn)和可靠性試驗(yàn)?zāi)芰Φ幕A(chǔ)上，對可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)的試驗(yàn)流程、試驗(yàn)應(yīng)力、故障處理方法和回歸驗(yàn)證方法等技術(shù)進(jìn)行研究，提出了一種適宜于我國軍用飛機(jī)電子類機(jī)載設(shè)備研制的可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)技術(shù)方法，并進(jìn)行工程應(yīng)用。

1 機(jī)載設(shè)備可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)技術(shù)研究

1.1 試驗(yàn)應(yīng)力選擇

飛機(jī)在其全壽命周期內(nèi)會(huì)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(yīng)力的形式(例如溫度應(yīng)力、振動(dòng)應(yīng)力、濕度應(yīng)力和電應(yīng)力等)影響著飛機(jī)整機(jī)及其機(jī)載設(shè)備的可靠性。美國電子設(shè)備可靠性咨詢組(AGREE)通過對飛機(jī)執(zhí)行任務(wù)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(yīng)力和振動(dòng)應(yīng)力是造成機(jī)載設(shè)備故障的主要環(huán)境應(yīng)力，而且這兩類應(yīng)力在內(nèi)場試驗(yàn)室條件下，比較容易惡化，因此確定溫度應(yīng)力和振動(dòng)應(yīng)力作為機(jī)載設(shè)備可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)的試驗(yàn)應(yīng)力。

1.2 強(qiáng)化試驗(yàn)流程

由于可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)的試驗(yàn)應(yīng)力超過了機(jī)載設(shè)備的設(shè)計(jì)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(yàn)樣本激發(fā)出足夠多的故障信息，應(yīng)從對受試樣品破壞性小的試驗(yàn)項(xiàng)目開始進(jìn)行強(qiáng)化試驗(yàn)[2,5]。一般情況下，可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)按照低溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)、高溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)、快速溫度變化試驗(yàn)、振動(dòng)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)和綜合應(yīng)力試驗(yàn)的順序依次進(jìn)行[3]。為了驗(yàn)證故障改進(jìn)措施的有效性，增加故障回歸驗(yàn)證環(huán)節(jié)對改進(jìn)情況的有效性進(jìn)行驗(yàn)證。一個(gè)典型的機(jī)載設(shè)備可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)包括以下五部分試驗(yàn)內(nèi)容(試驗(yàn)流程如圖1所示)：①溫度步進(jìn)試驗(yàn)(包括低溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)和高溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn))；②快速溫度變化試驗(yàn)；③振動(dòng)步進(jìn)試驗(yàn)；④綜合應(yīng)力試驗(yàn)；⑤回歸驗(yàn)證。

圖1 可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)順序流程圖

通過低溫步進(jìn)試驗(yàn)和高溫步進(jìn)試驗(yàn)尋找出設(shè)備的耐溫度應(yīng)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(dòng)步進(jìn)試驗(yàn)尋找出設(shè)備的耐振動(dòng)環(huán)境短板以及振動(dòng)工作極限、振動(dòng)破壞極限；通過快速溫度變化試驗(yàn)和綜合環(huán)境應(yīng)力試驗(yàn)，進(jìn)一步激發(fā)設(shè)備的缺陷，進(jìn)而通過設(shè)計(jì)改進(jìn)提高設(shè)備對溫度應(yīng)力和振動(dòng)應(yīng)力的適應(yīng)性。溫度步進(jìn)試驗(yàn)和振動(dòng)步進(jìn)試驗(yàn)為快速溫度變化試驗(yàn)和綜合應(yīng)力試驗(yàn)提供應(yīng)力信息[4,6-10]。

1.3 試驗(yàn)應(yīng)力量值

考慮到我國軍機(jī)機(jī)載設(shè)備的研制、試驗(yàn)?zāi)芰σ约败娪迷骷目煽啃运剑诖_定可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)的試驗(yàn)應(yīng)力量值時(shí)，應(yīng)結(jié)合機(jī)載設(shè)備的實(shí)際使用環(huán)境，所給出的試驗(yàn)應(yīng)力量值應(yīng)既能在內(nèi)場試驗(yàn)室實(shí)現(xiàn)，又能很好地激發(fā)出設(shè)備的故障，具體的試驗(yàn)應(yīng)力量值確定原則如下：

(1) 應(yīng)力量值的確定以機(jī)載設(shè)備實(shí)際使用環(huán)境為基礎(chǔ)，所確定的量值首先應(yīng)能在試驗(yàn)室中實(shí)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(yīng)力量值的確定主要考慮元器件和試驗(yàn)箱的溫度特性，即試驗(yàn)中溫度應(yīng)力的量值不宜超過元器件的工作應(yīng)力范圍，溫變率不低于飛機(jī)實(shí)際使用中的溫變率量值，且在試驗(yàn)箱的使用范圍內(nèi)。

(3) 振動(dòng)應(yīng)力量值的確定主要考慮飛機(jī)的耐久振動(dòng)量值和試驗(yàn)臺(tái)的振動(dòng)特性，即試驗(yàn)中振動(dòng)應(yīng)力的最大值與飛機(jī)最大耐久振動(dòng)量值相當(dāng)，且在試驗(yàn)箱的使用范圍內(nèi)。

(4) 在進(jìn)行步進(jìn)試驗(yàn)時(shí)，當(dāng)試驗(yàn)應(yīng)力低于機(jī)載設(shè)備設(shè)計(jì)規(guī)范要求的設(shè)計(jì)應(yīng)力時(shí)，采用較大的步長，超過設(shè)計(jì)規(guī)范應(yīng)力時(shí)，則適當(dāng)減小步長。

(5) 在進(jìn)行快速溫變試驗(yàn)和綜合環(huán)境試驗(yàn)時(shí)，試驗(yàn)應(yīng)力應(yīng)低于機(jī)載設(shè)備工作應(yīng)力極限。

1.4 溫度和振動(dòng)響應(yīng)調(diào)查

在進(jìn)行正式的可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)之前，開展受試設(shè)備的溫度和振動(dòng)響應(yīng)調(diào)查，了解設(shè)備內(nèi)部的熱點(diǎn)、熱分布、共振點(diǎn)和應(yīng)力集中點(diǎn)等情況，為可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)中的溫度傳感器和振動(dòng)傳感器布置提供參考。在強(qiáng)化試驗(yàn)中常用的應(yīng)力響應(yīng)調(diào)查手段有溫度實(shí)測、振動(dòng)實(shí)測和紅外熱成像掃描等(如圖2所示)。

(a1) 非接觸式溫度響應(yīng)調(diào)查

(a2) 接觸式溫度響應(yīng)調(diào)查

(b) 振動(dòng)響應(yīng)調(diào)查示意圖

1.5 溫度步進(jìn)試驗(yàn)加載方法

1.5.1 低溫步進(jìn)試驗(yàn)

在低溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)時(shí)，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(jī)箱進(jìn)行試驗(yàn)，按照如圖3所示的時(shí)序進(jìn)行加載并運(yùn)行圖4的流程進(jìn)行試驗(yàn)。低溫步進(jìn)試驗(yàn)從常溫開始，以-25 ℃作為低溫步進(jìn)試驗(yàn)的起始溫度，在溫度達(dá)到-55 ℃之前，以-10 ℃為步長，在溫度達(dá)到-55 ℃之后，以-5～-3 ℃為步長，溫度變化速率不小于20 ℃/min，每個(gè)溫度臺(tái)階上的持續(xù)時(shí)間為受試設(shè)備所處環(huán)境溫度達(dá)到臺(tái)階溫度的穩(wěn)定時(shí)間加上10 min工作時(shí)間再加測試時(shí)間，在臺(tái)階溫度穩(wěn)定后的正式測試前，進(jìn)行3次通電啟動(dòng)檢測以考核設(shè)備在低溫條件下的起動(dòng)能力，設(shè)備測試完畢后斷電。

圖3 低溫步進(jìn)試驗(yàn)應(yīng)力加載時(shí)序圖

圖4 低溫步進(jìn)試驗(yàn)試驗(yàn)流程圖

低溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)的終止條件：找到設(shè)備的低溫破壞極限，當(dāng)受試設(shè)備的低溫破壞極限低于-80 ℃，以-80 ℃為低溫步進(jìn)試驗(yàn)的強(qiáng)制結(jié)束溫度。

1.5.2 高溫步進(jìn)試驗(yàn)

在高溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)時(shí)，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(jī)箱，按照如圖5所示的時(shí)序進(jìn)行加載并運(yùn)行圖6的流程進(jìn)行試驗(yàn)。高溫步進(jìn)試驗(yàn)從常溫開始，以+40 ℃作為高溫步進(jìn)的起始溫度，在溫度達(dá)到+70 ℃之前，以+10 ℃為步長，在溫度達(dá)到+70 ℃之后，以+3～+5 ℃為步長，溫度變化速率不小于20 ℃/min，每個(gè)溫度臺(tái)階上的持續(xù)時(shí)間為受試件所處環(huán)境溫度達(dá)到臺(tái)階溫度的穩(wěn)定時(shí)間加10 min工作時(shí)間再加測試時(shí)間，在臺(tái)階溫度穩(wěn)定后的正式測試前，進(jìn)行3次通電啟動(dòng)檢測以考核設(shè)備在高溫條件下的起動(dòng)能力，設(shè)備測試完畢后斷電。

圖5 高溫步進(jìn)試驗(yàn)應(yīng)力加載時(shí)序圖

圖6 高溫步進(jìn)試驗(yàn)試驗(yàn)流程圖

高溫步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)終止條件：找到設(shè)備的高溫破壞極限，當(dāng)受試設(shè)備的高溫破壞極限高于+110 ℃，以+110 ℃為高溫步進(jìn)試驗(yàn)的強(qiáng)制結(jié)束溫度。

1.6 快速溫度變化試驗(yàn)加載方法

在進(jìn)行快速溫度變化試驗(yàn)時(shí)，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(jī)箱，按照如圖7所示的時(shí)序進(jìn)行加載來進(jìn)行試驗(yàn)，以常溫作為快速溫度變化循環(huán)的開始，試驗(yàn)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(yàn)的溫度范圍為-55～+95 ℃)，循環(huán)次數(shù)一般不少于5個(gè)完整循環(huán)周期，溫度變化速率不小于20 ℃/min，每個(gè)循環(huán)中的低溫階段/高溫階段的持續(xù)時(shí)間為受試件所處環(huán)境溫度達(dá)到試驗(yàn)溫度的穩(wěn)定時(shí)間加10 min工作時(shí)間再加測試時(shí)間，在每個(gè)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(jìn)行3次啟動(dòng)檢測，考核受試件在低溫條件下/高溫條件下的起動(dòng)能力。低溫階段和高溫階段受試件第3次啟動(dòng)測試結(jié)束后的持續(xù)工作電壓按“上限→標(biāo)準(zhǔn)→下限→標(biāo)準(zhǔn)”變化。

圖7 快速溫度變化試驗(yàn)應(yīng)力加載時(shí)序圖

1.7 振動(dòng)步進(jìn)試驗(yàn)加載方法

目前國內(nèi)可靠性試驗(yàn)單位常用的試驗(yàn)設(shè)備有氣動(dòng)式三軸六自由度試驗(yàn)臺(tái)和電磁試驗(yàn)臺(tái)兩種(如圖8所示)，這兩種試驗(yàn)臺(tái)的溫度特性相似，振動(dòng)特性有區(qū)別。氣動(dòng)式三軸六自由度試驗(yàn)臺(tái)的振動(dòng)生產(chǎn)機(jī)構(gòu)由臺(tái)面、氣動(dòng)激振器和控制系統(tǒng)三部分組成，可產(chǎn)生x、y、z三個(gè)軸向六個(gè)自由度的偽隨機(jī)振動(dòng)激勵(lì)應(yīng)力，振動(dòng)頻率的低頻能從5 Hz 起振，高頻可達(dá)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(dòng)量級(jí)范圍2～50 g；電磁試驗(yàn)臺(tái)的振動(dòng)生產(chǎn)機(jī)構(gòu)由臺(tái)面、電磁激振器和控制系統(tǒng)三部分組成，可產(chǎn)生隨機(jī)激勵(lì)和正弦激勵(lì)兩種隨機(jī)振動(dòng)信號(hào)，頻率最高可達(dá)2 000 Hz，振動(dòng)形式和能力可控。

在進(jìn)行振動(dòng)步進(jìn)試驗(yàn)和后續(xù)的綜合應(yīng)力試驗(yàn)時(shí)，試驗(yàn)件的機(jī)箱應(yīng)為完整機(jī)箱，若為鏤空機(jī)箱，則需增加配重，以保證振動(dòng)試驗(yàn)部分的實(shí)施效果。

(a) 氣動(dòng)式三軸六自由度振動(dòng)臺(tái)

(b) 電磁振動(dòng)臺(tái)

以氣動(dòng)式三軸六自由度試驗(yàn)臺(tái)為例，在進(jìn)行振動(dòng)步進(jìn)試驗(yàn)時(shí)，按照如圖9所示的時(shí)序進(jìn)行加載并運(yùn)行圖10的流程來進(jìn)行試驗(yàn)，起始振動(dòng)量級(jí)5 g，步長5 g，每個(gè)振動(dòng)量級(jí)保持時(shí)間不小于10 min，振動(dòng)步進(jìn)試驗(yàn)中對受試件施加標(biāo)稱電壓，全程進(jìn)行通電測試。當(dāng)振動(dòng)量值超過15 g后，在每個(gè)振動(dòng)量級(jí)臺(tái)階結(jié)束后將振動(dòng)量值降至5 g，維持約5 min，以便及時(shí)發(fā)現(xiàn)受試件在高量級(jí)振動(dòng)時(shí)出現(xiàn)的焊點(diǎn)斷裂情況，振動(dòng)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)終止條件：找到受試產(chǎn)品的振動(dòng)破壞極限，當(dāng)受試產(chǎn)品的振動(dòng)破壞極限大于50 g，以50 g為振動(dòng)步進(jìn)試驗(yàn)強(qiáng)制結(jié)束條件。

當(dāng)利用電磁振動(dòng)臺(tái)進(jìn)行強(qiáng)化試驗(yàn)時(shí)，試驗(yàn)時(shí)序圖與圖9相同，僅對起始振動(dòng)量值和步長進(jìn)行適當(dāng)?shù)恼{(diào)整，這時(shí)振動(dòng)步進(jìn)應(yīng)力試驗(yàn)的終止條件：找到受試產(chǎn)品的振動(dòng)破壞極限，當(dāng)受試產(chǎn)品的振動(dòng)破壞極限大于22 g，以22 g為振動(dòng)步進(jìn)試驗(yàn)強(qiáng)制結(jié)束條件。

圖9 振動(dòng)步進(jìn)試驗(yàn)應(yīng)力加載時(shí)序圖

圖10 振動(dòng)步進(jìn)試驗(yàn)試驗(yàn)流程圖

1.8 綜合應(yīng)力試驗(yàn)加載方法

一般情況下，綜合應(yīng)力試驗(yàn)進(jìn)行5個(gè)完整的試驗(yàn)循環(huán)，應(yīng)力施加時(shí)序如圖11所示，其中溫度應(yīng)力的施加方法同快速溫度變換的施加方法，對于振動(dòng)應(yīng)力，以受試件的振動(dòng)工作極限的1/5作為振動(dòng)步進(jìn)的起始振動(dòng)量級(jí)，下一循環(huán)的振動(dòng)量級(jí)為振動(dòng)工作極限的2/5，以此類推，每個(gè)振動(dòng)量級(jí)對應(yīng)一個(gè)溫度循環(huán)周期。在每個(gè)循環(huán)的高溫階段結(jié)束前5 min左右，將振動(dòng)量值降至5 g并維持5 min以及時(shí)發(fā)現(xiàn)由于溫度應(yīng)力和振動(dòng)應(yīng)力同時(shí)作用于受試件而出現(xiàn)的焊點(diǎn)斷裂等情況，每個(gè)循環(huán)中低溫和高溫階段的停留時(shí)間不小于受試件所處環(huán)境溫度達(dá)到溫度臺(tái)階穩(wěn)定時(shí)間加10 min工作時(shí)間再加測試時(shí)間，在整個(gè)綜合應(yīng)力試驗(yàn)過程中全程對試驗(yàn)件進(jìn)行通電檢測，受試產(chǎn)品各循環(huán)通電電壓分別按“上限→標(biāo)準(zhǔn)→下限→標(biāo)準(zhǔn)”變化。

圖11 綜合應(yīng)力試驗(yàn)應(yīng)力加載時(shí)序圖

1.9 強(qiáng)化試驗(yàn)故障處理

對于可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)中的故障，運(yùn)行可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)的故障報(bào)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(qiáng)化試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)的故障。

圖12 可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)故障處理流程圖

1.10 回歸驗(yàn)證

當(dāng)受試產(chǎn)品在可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)后進(jìn)行設(shè)計(jì)和工藝更改，進(jìn)行可靠性強(qiáng)化回歸驗(yàn)證試驗(yàn)，開展5到10個(gè)循環(huán)的綜合應(yīng)力試驗(yàn)來驗(yàn)證改進(jìn)措施的有效性。

2 型號(hào)應(yīng)用及經(jīng)驗(yàn)總結(jié)

2.1 型號(hào)應(yīng)用情況簡介

在某型號(hào)工程機(jī)載設(shè)備的研制過程中，針對比較重要的機(jī)載電子類設(shè)備，開展可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)工作。通過可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)，共激發(fā)故障或缺陷370多個(gè)，故障原因涉及元器件選型、工藝設(shè)計(jì)、元器件故障、抗振設(shè)計(jì)、生產(chǎn)控制、電路設(shè)計(jì)、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(hào)工程可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)故障原因柱狀圖

2.2 經(jīng)驗(yàn)總結(jié)

通過對本次可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析，在后續(xù)型號(hào)的可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)中，可以借鑒以下成果：

(1) 可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)開展的時(shí)機(jī)非常重要。最合適的時(shí)間是在產(chǎn)品研制S階段的初期。

(2) 在試驗(yàn)實(shí)施過程中，采用鏤空機(jī)箱的試驗(yàn)技術(shù)，可以大幅提高可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)的效率。

(3) 兩種振動(dòng)試驗(yàn)臺(tái)各有優(yōu)勢，電磁振動(dòng)臺(tái)對機(jī)箱設(shè)計(jì)缺陷有較強(qiáng)的激發(fā)能力，氣動(dòng)式三軸六自由度試驗(yàn)臺(tái)對板卡級(jí)有較強(qiáng)的激發(fā)能力。

(4) 元器件失效分析是強(qiáng)化試驗(yàn)必不可少的環(huán)節(jié)，由于強(qiáng)化試驗(yàn)時(shí)間較短，很可能造成某種應(yīng)力導(dǎo)致的故障，在下一個(gè)應(yīng)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(jìn)行精準(zhǔn)的定位，開展故障歸零工作。

3 結(jié)束語

本文從影響機(jī)載產(chǎn)品可靠性的環(huán)境應(yīng)力出發(fā)，提出了適合型號(hào)的可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)的試驗(yàn)流程和故障處理要求，并在某型號(hào)工程上進(jìn)行了工程應(yīng)用，試驗(yàn)效果顯著，證明了可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)可以很好地發(fā)現(xiàn)機(jī)載設(shè)備的潛在故障和缺陷，通過排故和設(shè)計(jì)改進(jìn)等措施，提高機(jī)載設(shè)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(shè)計(jì)、可靠性試驗(yàn)。

樊西龍(1982-)，男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛機(jī)可靠性設(shè)計(jì)與試驗(yàn)技術(shù)。

袁澤譚(1990-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：飛機(jī)可靠性設(shè)計(jì)與試驗(yàn)。