基于故障物理的航空電子設(shè)備高可靠性評(píng)估

王 強(qiáng)，吳海容，陳曉晨（. 中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司 沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所；. 海軍駐沈陽(yáng)地區(qū)航空軍事代表室：沈陽(yáng) 0035）

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基于故障物理的航空電子設(shè)備高可靠性評(píng)估

王 強(qiáng)1，吳海容2，陳曉晨2
（1. 中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司 沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所；2. 海軍駐沈陽(yáng)地區(qū)航空軍事代表室：沈陽(yáng) 110035）

摘要：傳統(tǒng)的基于事后統(tǒng)計(jì)的可靠性評(píng)估手段已不能滿足高可靠性航空電子設(shè)備的設(shè)計(jì)需求。文章提出在產(chǎn)品的設(shè)計(jì)階段應(yīng)用一種基于故障物理的可靠性評(píng)估方法，以某型大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)為研究案例，將環(huán)境載荷模擬施加于產(chǎn)品數(shù)字模型上，提取應(yīng)力信息，進(jìn)行潛在故障機(jī)理分析和相應(yīng)的故障物理模型確認(rèn)，以及累積損傷分析，最后得到產(chǎn)品的故障前時(shí)間以及故障率和可靠度函數(shù)。結(jié)果表明，該方法與實(shí)際可靠性試驗(yàn)結(jié)果有較好的近似度。

關(guān)鍵詞：高可靠性；故障物理；故障前時(shí)間；可靠性評(píng)估

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0　引言

隨著先進(jìn)的航空裝備（如四代機(jī)）的出現(xiàn)以及訓(xùn)練強(qiáng)度的加大，對(duì)可靠性的要求越來(lái)越高。航空電子設(shè)備是航空裝備的重要組成，是可靠性考核的重要內(nèi)容。針對(duì)這些設(shè)備的傳統(tǒng)可靠性試驗(yàn)評(píng)估是基于實(shí)物樣機(jī)，需要大量經(jīng)費(fèi)、時(shí)間支撐，然而，由于受項(xiàng)目研制進(jìn)度[1]、經(jīng)費(fèi)及資源等條件的限制，常常難以采用可靠性鑒定試驗(yàn)等方法完成產(chǎn)品的可靠性評(píng)估。在產(chǎn)品的方案設(shè)計(jì)階段，經(jīng)常采用基于故障經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性預(yù)計(jì)方法，如GJB/Z 299C—2006和MIL-HDBK-217中根據(jù)元器件基本失效率累加得出設(shè)備的平均無(wú)故障間隔時(shí)間預(yù)計(jì)。但大量研究和實(shí)踐結(jié)果表明，采用這種方法得出的預(yù)計(jì)結(jié)果與產(chǎn)品在外場(chǎng)的實(shí)際表現(xiàn)差別很大，通過(guò)這種分析并不能真正發(fā)現(xiàn)產(chǎn)品的薄弱環(huán)節(jié)，以及故障發(fā)生的因果關(guān)系、機(jī)理和過(guò)程[2]。

基于故障物理（physics of failure，PoF）模型的可靠性分析技術(shù)，最先由美國(guó)馬里蘭大學(xué)于20世紀(jì)80年代提出并展開(kāi)研究，之后在美國(guó)的航空航天和陸軍的裝備研究中得到廣泛應(yīng)用，被稱為“21世紀(jì)的可靠性技術(shù)”[3]。重新修訂后的MILHDBK-217G決定將基于故障物理的方法引入其中[4]。該技術(shù)在我國(guó)的研究和應(yīng)用首先在航空界開(kāi)展，目前已經(jīng)開(kāi)始應(yīng)用于四代戰(zhàn)斗機(jī)、大型運(yùn)輸機(jī)和無(wú)人機(jī)項(xiàng)目的機(jī)載電子設(shè)備可靠性分析和設(shè)計(jì)。

四代機(jī)的機(jī)載產(chǎn)品可靠性指標(biāo)大幅提升，壽命要求由幾千小時(shí)提高到近萬(wàn)小時(shí)，相應(yīng)的真實(shí)可靠性評(píng)估試驗(yàn)時(shí)間更會(huì)達(dá)到驚人的幾萬(wàn)小時(shí)，這在時(shí)間和經(jīng)濟(jì)成本上都是很難接受的。因此，有必要通過(guò)仿真試驗(yàn)來(lái)快速、低成本地評(píng)估航空電子設(shè)備的可靠性。本文針對(duì)這種需求提出了基于故障物理的方法對(duì)產(chǎn)品可靠性進(jìn)行評(píng)估，并將該方法在某型飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)上進(jìn)行了工程應(yīng)用，得到了更接近產(chǎn)品真實(shí)可靠性水平的評(píng)估結(jié)果。

1　基于故障物理的可靠性評(píng)估方法

產(chǎn)品所有的故障都是由于基本的機(jī)械、熱、電、化學(xué)等應(yīng)力作用的過(guò)程所導(dǎo)致，而任何潛在故障都是特定的設(shè)計(jì)參數(shù)和環(huán)境載荷條件的函數(shù)，稱為故障物理模型[5]。采用基于故障物理的方法對(duì)產(chǎn)品的可靠性進(jìn)行評(píng)估，首先需掌握產(chǎn)品的設(shè)計(jì)信息和壽命周期的環(huán)境載荷條件；獲得產(chǎn)品的設(shè)計(jì)和工藝信息后，進(jìn)行應(yīng)力分析，提取振動(dòng)應(yīng)力、溫度應(yīng)力等信息，確定產(chǎn)品的潛在故障機(jī)理和故障點(diǎn)；在充分了解產(chǎn)品的故障模式、故障機(jī)理和故障位置等信息的基礎(chǔ)上，將潛在故障點(diǎn)的局部應(yīng)力輸入故障物理模型進(jìn)行故障預(yù)計(jì)；最后得出該產(chǎn)品在綜合環(huán)境剖面下的故障前時(shí)間（time to failure），從而得出可靠性評(píng)估結(jié)果。流程如圖1所示。

圖1　基于故障物理的可靠性評(píng)估流程Fig. 1　Process of estimating the reliability based on physics of failure

2　案例研究

大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)是飛機(jī)感知外界大氣數(shù)據(jù)信息及速度、高度變化的重要航空電子設(shè)備，安裝在飛機(jī)設(shè)備艙內(nèi)，由若干電路板和元器件組成，如圖2所示，設(shè)備機(jī)箱內(nèi)從左至右依次為PCB1～PCB6、電源板和接口板。

圖2　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)三維數(shù)字模型Fig. 2　The digital model of the air data computer

2.1環(huán)境載荷

環(huán)境載荷是指溫度、振動(dòng)、工作條件等影響產(chǎn)品可靠性的環(huán)境參數(shù)以及它們的持續(xù)時(shí)間[5]，為了模擬可靠性試驗(yàn)中施加的環(huán)境載荷，本文選用剖面如圖3所示的設(shè)備艙環(huán)境試驗(yàn)。

圖3　設(shè)備艙的環(huán)境試驗(yàn)剖面Fig. 3　Environmental profile of equipment cabin

2.2應(yīng)力分析結(jié)果

根據(jù)產(chǎn)品三維數(shù)字模型，提取相關(guān)設(shè)備組成和基本連接關(guān)系信息，在有限元軟件Patran中進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析，得出產(chǎn)品及其組成部分的整體及局部模態(tài)信息、加速度響應(yīng)和應(yīng)力分布等。圖4為大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)中的PCB2在隨機(jī)振動(dòng)載荷下的z向應(yīng)力云圖。圖5為從圖4的分析結(jié)果中提取的多管腳器件的局部振動(dòng)應(yīng)力分布，可以看出兩端管腳在基板處的應(yīng)力最大，等效應(yīng)力值為0.381MPa。

利用熱力學(xué)仿真計(jì)算軟件Flotherm分析產(chǎn)品和組件在溫度環(huán)境載荷下的溫度分布，以環(huán)境溫度為70℃時(shí)PCB3上的溫度分布為例，此時(shí)電路板平均溫度為82℃，某器件的殼溫為109.6℃，為溫度最高點(diǎn)，如圖6所示。

圖4　PCB2在隨機(jī)振動(dòng)載荷下z向應(yīng)力云圖Fig. 4　z-stress of PCB2 in random vibration load

圖5　多管腳器件在隨機(jī)振動(dòng)載荷下z向應(yīng)力云圖Fig. 5　z-stress of component in random vibration load

圖6　環(huán)境溫度為70℃時(shí)PCB3的溫度分布Fig. 6　Temperature distribution of PCB3 in 70℃environment

2.3確定潛在故障點(diǎn)及其故障物理模型

潛在故障點(diǎn)的分析對(duì)象包括重要元器件和板級(jí)互連。重要元器件由大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的故障模式、影響及危害性分析得出，重點(diǎn)考慮在應(yīng)力分析中應(yīng)力較大的器件，并參照以往外場(chǎng)或?qū)嶒?yàn)室的故障發(fā)生頻度，選取了若干元器件；板級(jí)互連包括所有元器件的引腳、焊點(diǎn)，印制電路板上的通孔及之間的互連，主要是由溫度應(yīng)力循環(huán)引起的焊點(diǎn)、通孔等部位的熱疲勞和由隨機(jī)振動(dòng)引起的元器件振動(dòng)疲勞，對(duì)應(yīng)的故障模式為所連接的元器件發(fā)生開(kāi)路或功能/性能的間歇性變化。在大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)中共有24個(gè)、8類潛在故障點(diǎn)，故障機(jī)理類型為6種，具體參見(jiàn)表1。

表1　潛在故障機(jī)理和故障物理模型Table 1　Potential failure mechanism and PoF model

2.4可靠性參數(shù)計(jì)算

對(duì)分析得出的大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)內(nèi)部各潛在故障點(diǎn)及其故障機(jī)理，采用相應(yīng)的故障物理模型，輸入應(yīng)力分析軟件得到局部應(yīng)力結(jié)果，再計(jì)算出每個(gè)潛在故障點(diǎn)的故障前時(shí)間，取其中時(shí)間最短者為整個(gè)模塊或組件的故障前時(shí)間。同理，取各模塊或組件的故障前時(shí)間最短者作為大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的故障前時(shí)間，即產(chǎn)品的可靠性評(píng)估參數(shù)。

以某一潛在故障點(diǎn)，BGA封裝的集成電路為例，其位于PCB3的高溫區(qū)域，潛在故障機(jī)理為溫度循環(huán)下的疲勞裂紋擴(kuò)展，引起集成電路輸入電壓不穩(wěn)定，對(duì)應(yīng)的故障物理模型為基于應(yīng)變的Coffin-Manson模型[5]，即

式中：Nf為疲勞壽命；εf為材料常數(shù)，采用廣泛使用的共晶焊料，取0.325；?γ為總剪切應(yīng)變范圍，由式(2)確定；c為與溫度循環(huán)相關(guān)的剎那數(shù)，由式(3)確定。

式中：F為熱疲勞經(jīng)驗(yàn)修正系數(shù)，一般在0.5～1.5范圍內(nèi)取值，本算例取1.0；LD為元器件長(zhǎng)度，取值為元器件對(duì)角線尺寸的一半；?α為元器件和基底的線性熱膨脹系數(shù)；?T為溫度變化幅值；h為焊點(diǎn)名義高度。

式中：Tst為溫度循環(huán)的平均溫度；td為溫度循環(huán)中的高溫保持時(shí)間。

將環(huán)境剖面中的溫度循環(huán)拆分成冷天、熱天2部分，先計(jì)算出局部溫度，再計(jì)算得到對(duì)應(yīng)的焊點(diǎn)熱疲勞壽命，并按照Miner線性累積損傷法則，求得該器件的故障前時(shí)間為

經(jīng)過(guò)計(jì)算，得出表1中所列各故障點(diǎn)的故障前時(shí)間，取每個(gè)電路板或組件上所有故障點(diǎn)的最短故障前時(shí)間作為產(chǎn)品相應(yīng)部分的故障前時(shí)間，如表2所示。

表2　產(chǎn)品各部分的故障前時(shí)間及故障模式Table 2　The time to failure and failure mode of component

再由表2的數(shù)據(jù)，取所有部分中的最短故障前時(shí)間作為大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的故障前時(shí)間，為12653h。假設(shè)該產(chǎn)品的壽命服從指數(shù)分布，則故障率λ=1/TTF=7.903264×10-5，代入可靠度函數(shù)R(t)=e-λt，得到當(dāng)使用壽命為1000h時(shí)，大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的可靠度為0.9240（如圖7所示）。

圖7　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)可靠度函數(shù)Fig. 7　Reliability function of the air data computer

2.5結(jié)果分析

通過(guò)與在實(shí)驗(yàn)室對(duì)該型大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)進(jìn)行的可靠性加速試驗(yàn)數(shù)據(jù)相比較，仿真試驗(yàn)的環(huán)境應(yīng)力量值與加速試驗(yàn)所得的基本相當(dāng)，持續(xù)時(shí)間也基本覆蓋加速試驗(yàn)。在加速試驗(yàn)中，306h時(shí)產(chǎn)品出現(xiàn)故障，等效常規(guī)試驗(yàn)時(shí)間為9172h，與本文的可靠性評(píng)估結(jié)果12653h相比，相差約為38%，考慮到等效方法的局限性及溫度和振動(dòng)應(yīng)力仿真本身的誤差帶來(lái)的累積效應(yīng)，本文認(rèn)為兩者誤差在可接受的范圍之內(nèi)；并且本文所發(fā)現(xiàn)的8個(gè)潛在故障點(diǎn)中，有2個(gè)的故障機(jī)理與該產(chǎn)品外場(chǎng)實(shí)際使用中故障的機(jī)理相同，也一定程度上證明了該評(píng)估方法的有效性。

3　結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)高可靠性航空電子設(shè)備的可靠性評(píng)估方法進(jìn)行了研究，應(yīng)用基于故障物理的評(píng)估方法對(duì)某設(shè)備進(jìn)行了可靠性評(píng)估。算例結(jié)果表明，該方法與實(shí)際可靠性試驗(yàn)結(jié)果有較好的近似度。

參考文獻(xiàn)（References）

[1] 駱明珠, 康銳. 基于故障物理的慣導(dǎo)電路可靠性預(yù)計(jì)新方法[J]. 中國(guó)慣性技術(shù)學(xué)報(bào), 2013, 21(6): 828-833 Luo Mingzhu, Kang Rui. Approach to reliability prediction of inertial navigation circuits based on physics of failure[J]. Journal of Chinese Inertial Technology, 2013, 21(6): 828-833

[2] 羅成, 徐文正, 王云, 等. 航空電子產(chǎn)品環(huán)境仿真試驗(yàn)技術(shù)[J]. 裝備環(huán)境工程, 2010, 7(6): 21-23 Luo Cheng, Xu Wenzheng, Wang Yun, et al. Aviation electroncis environmental test simulation technology[J]. Equipment Environmental Engineering, 2010, 7(6): 21-23

[3] 王云, 邵將, 曾晨暉. 電子設(shè)備的環(huán)境應(yīng)力損傷模型[J].裝備環(huán)境工程, 2010, 7(6): 213-216 Wang Yun, Shao Jiang, Zeng Chenhui. Environmental stress damage model of electronic product[J]. Equipment Environmental Engineering, 2010, 7(6): 213-216

[4] 王云, 邵將, 曾晨暉, 等. 航空電子產(chǎn)品基于故障物理的可靠性工程技術(shù)[C]//探索 創(chuàng)新 交流（第4集）: 第四屆中國(guó)航空學(xué)會(huì)青年科技論壇. 北京, 2010-11: 85-87

[5] 蔡駿. 電子設(shè)備可靠性評(píng)估方法應(yīng)用研究[J]. 電子產(chǎn)品可靠性與環(huán)境試驗(yàn), 2010, 28(2): 39-42 Cai Jun. Application of reliability evaluation for electronic equipment[J]. Electronic Product Reliability and Environmental Testing, 2010, 28(2): 39-42

[6] McLeish J G. Enhancing MIL-HDBK-217 reliability predictions with physics of failure methods[C]//Proc of Reliability and Aintainability Symposium. Washington: IEEE Press, 2010: 1-6

[7] Das D, Azarian M, Pecht M. Failure modes, mechanisms, and effects analysis(FMMEA)for automotive electronics[C]//Proc of the 11thAnnual Automotive Electronics Council Reliability Workshop. Indianapolis, 2006: 126-130

[8] Engelmaier W. Fatigue life of leadless chip carriers solder joints during power cycling[J]. IEEE Trans on Components, Hybrids, and Manufacturing Technology, 1983, 6(3): 232-237

[9] Bhandarkar S M, Dasgupta A, Barker D, et al. Influence of selected design variables on thermo mechanical stress distributions in plated through hole structures[J]. Journal of Electronic Packaging, 1992, 114: 8-13

（編輯：張艷艷）

Estimate of high reliability of aviatic electrical equipment based on physics of failure

Wang Qiang1, Wu Hairong2, Chen Xiaochen2
(1. Shenyang Aircraft Design & Research Institute, Aviation Industry Corporation of China; 2. Aviation Military Representative Office of Navy in Shenyang Area: Shenyang 110035, China)

Abstract:The traditional way of estimating the reliability of the aviatic electrical equipment is not good for the aviatic electrical equipment of high-reliability. A new method is proposed based on the physics of failure. According to the analysis of the local stress, the failure mechanism and model are identified, then the time to failure is obtained. The result is close to that of the real reliability test.

Key words:high-reliability; physics of failure; time to failure; estimate of reliability

作者簡(jiǎn)介：王 強(qiáng)（1984—）男，碩士學(xué)位，研究方向?yàn)榄h(huán)境和可靠性工程。E-mail: xiaoqiang14@126.com。

基金項(xiàng)目：國(guó)家國(guó)防科工局技術(shù)基礎(chǔ)課題“航空電子設(shè)備結(jié)構(gòu)可靠性分析、評(píng)估和驗(yàn)證技術(shù)”（項(xiàng)目編號(hào)：Z201201005）

收稿日期：2016-01-06；修回日期：2016-03-14

DOI:10.3969/j.issn.1673-1379.2016.02.019

中圖分類號(hào)：TB114.2

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1673-1379(2016)02-0216-04