空间用元器件热真空试验评价方法研究

阳 辉，白 桦，刘燕芳，哈文慧，张 东

（1.北京圣涛平北科检测技术有限公司，北京 100088；2.北京自动测试技术研究所，北京 100088；3.湖南大学电气工程学院，长沙 410082）

1 概述

环境试验是航天器研制工作中不可缺少的重要组成部分，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了重要的作用。热真空试验是空间环境模拟试验中非常重要的一项试验，国内外航天机构在对于卫星组件、分系统、整星的鉴定和验收中，热真空试验是必做的试验项目，并制定了相关的试验方法标准[1～3]。

空间用元器件做为宇航工程基础性资源，及早进行热真空试验评价，可以在更早阶段暴露产品中隐藏的缺陷，避免重大损失，具有积极的作用。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[4]。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，导致卫星于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。

目前，欧美国家对于元器件级的热真空试验方法开展了大量的试验研究。我国也在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[5]。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。而对于空间用元器件，由于其作为重要的战略资源，仅针对特定的卫星任务进行热真空试验，势必限制了试验评估结果的通用性，造成不必要的重复试验。本文在空间用元器件热真空环境应力及相关失效模式分析的基础上总结经验，对空间用元器件热真空试验评价方法进行技术探讨。

2 空间用元器件热真空环境应力分析

航天器表面的器（组）件直接暴露在宇宙空间，根据离地轨道的不同，大气压力下降约九个数量级，即真空度从10-2Pa提高到10-11Pa。在地球同步轨道上的通信卫星暴露在10-12Pa的极高真空下。因此，对于不同轨道的航天器，航天器外露元器件实际所处的真空度变化范围很大。对于安装在航天器的各个非密封舱中的器件，由于排气孔流导的限制和舱内各种材料的出气，使舱内压力比舱外高出几个数量级。舱内压力与轨道高度、排气孔通导、舱内材料出气、轨道运行时间有关，在入轨后几百小时内，一般约10-1Pa～10-6Pa。对于密封舱内的元器件，舱内虽然存在一定的气体，但在轨道上气体的对流传热不起作用。不同真空度下空间用元器件有不同的物理效应，详见表1，例如从常压进入真空，对于密封元器件产生内外压差；在气压小于10-2Pa时热对流模式可以忽略。

航天器的空间热环境主要是指冷黑和太阳辐照环境，不考虑太阳与航天器的辐射，宇宙空间的能量密度约为10-5W/m2，相当于温度为3K的黑体所发出的能量。太空中航天器的热辐射全被太空所吸收，没有二次反射，这一环境即为冷黑环境，也叫热沉。主要外热源是太阳电磁辐射（相当于一个6 000K的黑体辐射），阳光照射时能产生100℃的高温，无阳光照射时可以降到-200℃以下的超低温，在航天器阴阳面转换时，舱内外的温度波动使元器件遭受温度循环应力。航天器的舱内温度根据需要一般控制在-70℃～50℃的范围内，暴露在舱外的电子设备温度范围一般在-120℃～150℃。某些材料在冷黑环境中会产生老化和脆化，影响元器件的性能。而航天用关键集成电路、探测器、行波管、固态微波器件等根据航天器的运行轨道、在航天器中的位置和工作模式，其热环境又有所不同。航天器空间热环境示意图如图1所示，空间轨道温度范围如表2所示。

元器件在航天任务期间除了受到热应力和真空应力外，还受到电应力作用。元器件主要有连续工作和间歇工作两种状态，任务期间对于组件和分系统进行开、关机操作，元器件将遭受开、关电应力。

3 空间用元器件热真空试验评价方法

热真空试验是一种环境模拟试验，也是综合环境应力试验。参照组件、分系统、整星的热真空试验方法，试验要素主要有如下几点：（1）试验真空度；（2）极限温度；（3）极限温度保持时间；（4）温变速率；（5）电应力和工作时间；（6）试验循环次数；（7）监测参数；（8）失效判据。试验程序如图2所示。

组件、分系统、整星的热真空试验一般程序基本适用于元器件级热真空试验，但在试验要素方面应结合元器件特点进行分析和研究。组件分系统、整星试验真空度要求气压小于1.3×10-3Pa，在该真空度下，热对流模式可以忽略，因此对于大多数元器件热真空试验可以使用该条件，但对于传感器类元器件还需认真考虑。例如，某型烟雾传感器在载人飞船宇航员出舱时发出火灾误报警，事后分析可能是出舱时气压瞬间小于1.3×10-5Pa，而地面试验时的真空度没有覆盖该范围，因而未能及时发现该潜在故障。

对于极限温度的确定，组件分系统、整星试验主要在最高和最低预视温度上加严10℃做为考核条件，由于预视温度与具体的航天任务及航天器热设计相关，建议在广泛调研元器件在航天器所处的环境条件基础上，结合元器件自身特点，提出试验温度条件，使得通过热真空试验考核的元器件产品能够适用于各种航天任务，避免重复试验。

我们开展大量元器件热真空试验和数据验证，对于空间用集成电路产品，建议采用如表3所示的温度条件。

4 试验案例

4.1 DC/DC混合集成电路热真空试验案例

试验样品为5只通过GJB2438B[6]规定的B级质量要求鉴定试验的产品。产品采用厚膜混合集成工艺，输入电压范围VI为-0.5V～50V，功耗PD为18W，输出功率PO为50W。外壳工作温度范围TC为-55℃～125℃。封装形式为扁平外壳，封装类型为平行缝焊，外壳外型为金属扁平外壳。

热真空试验条件为气压≤1.3×10-3Pa；试验最高温度+125℃，最低温度-55℃，温变速率≥1℃/min，由安装在样品外壳表面非热源处测温传感器记录试验温度；在最高温度停留6.5h、最低温度停留2.5h；从室温开始经历低温—高温构成一个完整的温度循环过程；循环次数为10次；电应力：在最高温度、最低温度断电0.5h后加电，对样品施加28V电压，负载为满载（50W）；试验监测：器件稳定工作后测试器件输入电流和输出电压；试验抽真空过程中通过热真空试验箱目视样品并持续监测输入电流以发现可能的真空放电现象，试验应力剖面见图3。试验结束72h内在室温常压下恢复进行常温电性能测试并根据GJB548方法1014进行密封试验，其中细检漏试验条件A1，粗检漏试验条件C1。

试验装置及测量仪器的连接结构图见图4，主要测量仪器有直流电源（带电流表）和电压表。

结果显示，5只试验样品在抽真空过程中未发现真空放电现象，在最高温度、最低温度下加电启动正常，试验结束后终点电测试参数满足要求，密封试验结果符合标准规定。

4.2 单片集成电路热真空试验案例

试验样品为5只通过GJB548B[7]规定的B级质量要求鉴定试验的双向收发器单片集成电路。产品采用体硅工艺，封装形式为48引线陶瓷双列扁平封装（CFP48），电源电压（VDD）为3.0V～3.6V或4.5V～5.5V，输入电压（VIN）为0～VDD，A端口16路输入或3.3V输出，B端口16路，输入或5V输出，工作环境温度范围–55℃～+125℃。

本次热真空试验条件为气压≤1.3×10-3Pa；试验最高温度+125℃，最低温度-55℃，温变速率≥1℃/min，由安装在样品夹具PCB板非热源处测温传感器记录试验环境温度；在最高温度停留6.5h、最低温度停留2.5h；从室温开始经历低温—高温构成一个完整的温度循环过程；循环次数为10次。电应力：在最高温度、最低温度断电0.5h后加电；电源电压VDD=（5±0.5）V；B端口输入1×（1±5%）MHz方波信号，0～5V TTL电平；试验监测：器件稳定工作后测试器件输入电流和A端口输出波形；试验抽真空过程中通过热真空试验箱目视样品并持续监测输入电流以发现可能的真空放电现象，试验应力剖面见图3。试验结束72h内在室温常压下恢复进行常温电性能测试并根据GJB548方法1014进行密封试验，其中细检漏试验条件A1，粗检漏试验条件C1。

由于试验资源的限制，热真空设备留给试验5只试验样品的电连接接口只有12路。为了解决电接口数限制的问题，除采取共用电源和信号源的措施外，在试验电路设计上采用A端口与B端口间的循环输入，具体为初始信号由1B1端口进，对应的1A1端口输入信号进入1B2，依次类推，最后监测2A8信号波形，电路连接图见图5。通过监测的2A8信号波形可以反映总共32路A、B端口功能是否正常。

试验装置及测量仪器的连接结构详见图6，主要测量仪器有直流电源（带电流表）、信号发生器和示波器。

试验结果显示，5只试验样品在抽真空过程未发现真空放电现象，在最高温度、最低温度下加电启动正常，试验结束后的终点电测试参数满足要求，密封试验结果符合标准规定。

5 结果与讨论

本文对空间用元器件热真空试验评价方法进行了探讨，针对国产空间用DC/DC混合集成电路及双向收发器单片集成电路开展了热真空试验，并对试验结果进行了分析讨论。试验结果表明，通过热真空试验，可以对空间用元器件热真空环境下的性能和可靠性进行试验评价，为航天用户单位合理选择元器件产品提供依据。

［1］MIL-STD-1540D-1999.Product verification requirements for launch, upper stage, and space vehicles[S].

［2］ECSS-E-10-03A-2002. Space engineer[S].

［3］GJB1027-1990.卫星环境试验要求[S].

［4］航天器故障专集 [M]，航天总公司第五研究院512所.

［5］阳辉，白桦，刘燕芳.空间用晶体振荡器热真空性能研究[J].电子与封装，2011,11（2）:22-25.

［6］GJB2438A-2002.混合集成电路通用规范[S].

［7］GJB548B-2005.微电子器件试验方法和程序[S].