[发明专利]一种航天器电子组件热循环试验方案确定方法

权利要求书

1.一种航天器电子组件热循环试验方案分析确定方法，其特征在于：利用热分析、Coffin-Manson模型以及全寿命周期理论，基于热循环试验有效性及热循环试验可接受性，分析热循环试验方案对指定航天器电子组件的有效性及损伤，根据本方法流程，迭代判断，最终确定合适的航天器电子组件热循环试验方案，该方法具体步骤如下：

步骤1：热循环试验备选方案的确定；

步骤2：热循环试验条件下航天器电子组件各元器件温度差ΔT₁计算；

步骤3：航天器电子组件热循环试验有效性分析，若热循环试验有效性为100％，则进行步骤4，若热循环试验有效性不为100％，则加严条件，重新进行步骤2；

步骤4：正常工作条件下航天器电子组件各元器件温度差ΔT₂计算；

步骤5：航天器电子组件热循环试验损伤分析；

步骤6：航天器电子组件正常工作损伤分析；

步骤7：航天器电子组件热循环试验可接受性分析，判断航天器电子组件中是否存在正常器件的全寿命周期损伤率D>1，若不存在，则进行步骤8，若存在，则放宽条件，重新进行步骤2；

步骤8：最终确定的热循环试验方案为针对具体航天器电子组件有效且合理的热循环试验方案。

2.根据权利要求1所述的热循环试验备选方案的确定，其特征在于：在步骤2中所述热循环试验方案的主要确定参数为最高温度T₁、最低温度T₂、最高温度沉浸时间t₁、最低温度沉浸时间t₂、温度循环周期数N、温度变化速率v。

3.根据权利要求1所述的热循环试验条件下航天器电子组件各元器件温度差ΔT₁计算，其特征在于：在步骤2中所述利用相关软件，计算航天电子产品组件各元器件在热循环试验各温度水平下的壳温，并得出航天电子产品组件各元器件的壳温差ΔT₁。

4.根据权利要求1所述的航天器电子组件热循环试验有效性分析，其特征在于：

(1)在步骤3中所述航天器电子组件早期故障器件焊点有效面积S₁可由缺陷焊点面积实际测量统计或工程经验得到；

(2)在步骤3中所述热循环试验条件下航天器电子组件早期故障为器件故障的全部注入；

(3)在步骤3中所述热循环试验条件下航天器电子组件早期故障器件焊点切应变Δγ₁计算公式

Δγ1=0.5×KD(1.38MPa)S1h×(ΔαLTs-ΔαLTc)2]]>

式中，Δγ₁为热循环试验条件下早期故障器件焊点切应变，K_D为焊点抗弯刚度，单位为N/mm，S₁为早期故障器件焊点有效面积，单位为mm²，h为焊点高度，单位为mm；

(4)在步骤3中所述航天器电子组件热循环试验有效性E计算公式

E=mM×100%]]>

式中，E为航天器电子组件热循环试验有效性，m为航天器电子组件中可筛除早期故障器件数，M为航天器电子组件中早期故障器件总数；

(5)在步骤3中所述若热循环试验有效性为100％，则进行步骤4，若热循环试验有效性不为100％，则加严条件，适当地增大最高温度T₁或减小最低温度T₂或增大温度循环周期数N，重新进行步骤2。