某宇航相控阵天线振动故障分析*

潘自民，李晟昊，闵康磊，曹旭民，张 茂

（上海航天电子技术研究所，上海 201109）

引 言

随着现代通信技术的快速发展，相控阵技术以功率量极大、损耗低、集成度高、模块化程度高、电磁兼容性好等特点广泛应用在宇航天线中[1]。相控阵天线在宇航通信中的应用主要有直接辐射相控阵（Direct Radiating Arrays, DRA）和阵列馈源反射面天线（Array Fed Reflectors, AFR）2种形式，这2种形式各具特点[2]。天线设备在随火箭发射的阶段要经历复杂、恶劣的力学环境，这对其可靠性提出了较高的要求[3]。在一般情况下，宇航单机设备结构要具有不低于100 Hz的基频。为满足该要求，通常需要在概念设计阶段利用商用有限元软件Nastran，Ansys，Abaqus等开展仿真验证。

随机振动试验是宇航产品必须经受的宽频考核试验，一般频率范围为20～2 000 Hz。频率这么宽泛的随机振动具有较强的破坏性，在试验过程中很容易暴露出设备的薄弱环节[4]，高应力水平的部位会很快出现疲劳破坏。本文以某相控阵天线随机振动试验故障为研究对象，首先结合故障树分析对该设备开展动力学仿真，发现波控模块的DSP芯片引脚为薄弱环节；然后根据仿真结果对相控阵天线的主结构进行优化设计，针对DSP芯片随机振动均方根加速度过大的情况，采用橡胶减振器对波控器模块进行二级隔振。仿真结果显示优化后的DSP芯片的动力学响应大幅减小，且通过了相关力学试验考核，振动故障得到合理解决。

1 故障定位及机理分析

某宇航相控阵天线在轴向、切向随机振动试验中均工作正常，但在随后进行的径向（垂直于印制板方向）随机振动试验中，试验至30 s时，相控阵天线的串口通信信号中断。该现象持续至60 s试验结束，现场3次加电重启均无法正常通信。

1.1 故障定位

某相控阵天线主要由波控器、一分六功分器、二次电源、子阵模块、低频电缆组件和射频电缆组件组成。该相控阵天线设备在验收试验前已完成2次随机振动试验和10次高低温温度循环的应力筛选试验。在试验中及试验后的复测中产品工作均正常，可排除该设备存在不良零件、元器件及工艺虚焊等缺陷。

根据故障现象，结合波控器串口通信的工作原理，以“串口通信中断”为顶事件建立故障树，如图1（a）所示。

图1 串口通信中断及DSP芯片引脚断裂故障树

根据串口通信的信息流，对底部事件逐一分析排查。排查S4时，用示波器表笔轻点DSP芯片引脚时，引脚有信号，不点时无信号，因而怀疑DSP芯片片选输出引脚接触不良。

使用40倍显微镜对波控器DSP芯片引脚进行逐根检查，发现波控器DSP 芯片SMJ320F2812HFGM150的40—45共6个引脚根部断裂，如图2所示。这些引脚涉及串口片选、读写、地址等信号。上述引脚断裂后相控阵通信将中断，S4不能排除。对此，更换波控器DSP芯片，重新对相控阵天线进行测试，串口通信工作正常，因此定位事件S4。根据DSP芯片引脚断裂的故障，以“DSP芯片引脚断裂”为顶事件建立故障树，如图1（b）所示。

图2 波控器DSP芯片引脚断裂照片

根据应力筛选结果及宇航元器件入库检验记录，可排除事件X1；根据单位芯片装联工艺过程控制记录，该过程不会造成芯片引脚断裂，可排除事件X2和X3。为了解DSP芯片处的随机振动响应，采用加速度均方根量级为6.06g的应力筛选随机振动条件，对同样结构形式的某型号相控阵天线鉴定件进行摸底。

经测试，波控器上DSP芯片处的均方根加速度响应为48g左右，相对输入放大约8倍，试验曲线如图3（a）所示。按照倍数初步估算，验收试验输入激励为14.2g，则相应位置的均方根加速度可达到113.6g，对含引脚的芯片有很大的引脚应力，会出现振动故障，可见底事件X4无法排除。综上所述，DSP芯片引脚断裂的原因是相控阵天线结构设计不合理，因过应力DSP芯片在振动过程中断裂。

图3 摸底试验中DSP芯片处的功率谱密度响应曲线及均方根加速度云图

1.2 机理分析

相控阵天线采用整体框架的结构形式，如图4（a）所示。波控器位于天线框架的右侧，尺寸为220 mm×80 mm。为减重设计，凸台仅抬高5 mm，附近的加强筋仅为3 mm，两条横向加强筋仅为5 mm，刚性相对薄弱。

图4 改进前后的结构布局图

DSP芯片位于波控器印制板的中间位置，且距离固定螺钉位置较远（最近距离为35 mm）。长条状的印制板外形和低密度的安装螺钉使波控器印制板的固有频率较低，较低的固有频率又会使印制板和印制板上的器件产生大的动态位移和应力，而大的动态位移和应力作用到芯片引脚处，使引脚处产生大的轴向力和弯曲力矩，因此在高量级的振动过程中芯片引脚处会发生断裂。

1.3 小结

从故障树分析及机理分析可知，本次振动故障的主要原因是相控阵天线结构抗力学设计不足，使DSP芯片引脚因受力过大在振动过程中开裂。

2 结构改进设计

根据试验与仿真迭代结果，对原结构做以下改进：1）增加相控阵天线主结构框的刚度，在功分器和子阵安装位置增加宽度为5 mm，厚度为3 mm的交叉加强筋；2）对波控器上印制板的器件进行重新布局，尤其是将DSP芯片的位置由中心移至边侧，同时在DSP芯片附近增加2颗固定螺钉，以增加印制板的局部刚度；3）考虑到波控模块相关器件的热功耗较低，不存在散热问题，因此，为减小结构主框架与波控器模块之间的激励传递，在它们之间增加与其重量和刚度适配的橡胶减振器。图4（b）为改进后的结构布局图。

3 材料性能参数

相控阵天线的主结构框架及上金属罩采用铝合金2A12-T4。铝合金具有较高的比刚度、比强度和理想的弹塑性等特点。为减重设计下盖子采用玻璃钢材料（FRP复合材料）。玻璃钢是一种优质轻型结构材料，具有高透波性，强度高，密度小，广泛用在天线结构设计中。印制板为FR-4材料，DSP芯片的引脚采用通用的柯伐合金材料。以上各主材料的性能参数见表1。参考波控器模块的总重量及试验条件，橡胶减振器选取厂家推荐的型号，其减振的基本原理见图5，刚度值取1e5 N/m，减振系统阻尼系数取262.15 N·s/m。

表1 材料性能参数

图5 减振基本原理图

该振动系统的运动微分方程为：

式中：m，k和c分别为减振器的质量、刚度和阻尼；¨x2，˙x2，x2分别为设备的加速度、速度和位移向量；˙x1和x1分别为振源的速度和位移向量；t为时间。

该系统的传递函数为：

因此，只要根据设备的质量和安装方式等选择合适的减振器，就可使设备所受振动的总均方根值小于振动条件中的总均方根值，从而实现减振。

4 有限元仿真结果对比

随机振动的相关理论研究已经相当成熟，能否有效评估其可靠性取决于应力水平的求解精度。橡胶减振垫的简化模拟通常采用CBUSH单元（一种通用的三向弹簧-阻尼器单元），在三维空间可定义6个方向（3个平动方向和3个转动方向）的刚度和阻尼[5]。DSP芯片的引脚采用六面体网格进行划分。根据随机振动失效位置，焊锡未出现开裂，因此简化建模时，引脚与芯片本体和印制板的连接均采用粘结位移耦合。根据提供的几何模型和材料参数，得到更改前后相控阵天线结构的有限元模型，网格单元总数分别为245 748个和268 496个。

4.1 坐标系

随机振动仿真计算的激励方向需与实际振动的试验方向对应。相控阵天线有限元模型选用软件默认的坐标系。该坐标系与图4（b）中坐标系的对应关系为X轴对应切向，Y轴对应径向，Z轴对应轴向。

4.2 力学条件

根据相控阵天线发生振动故障的条件，对其开展相关动力学仿真验证，试验方向为轴向、径向和切向，试验时间为每个方向1 min，其他试验条件见表2。

表2 随机振动试验条件

4.3 仿真计算

对相控阵天线开展结构动力学响应仿真。首先进行模态分析（模态分析是动力学响应分析的基础），然后根据模态分析结果开展随机振动响应评估。对相控阵天线安装法兰施加固定边界条件，模态仿真计算方法采用Lanczos法，得到更改前后前2阶模态的振型，如图6所示。

图6 结构更改前后前2阶模态振型图

4.3.1 原相控阵天线结构模态分析及响应仿真

由图6（a）可知，原结构相控阵天线的1阶模态振型频率是128.7 Hz，为玻璃钢天线罩的局部弯曲模态，其1阶频率大于100 Hz，满足航天器的刚度设计要求。

为验证仿真模型的可靠性，对仿真模型施加应力筛选的随机振动条件，得到波控模块DSP芯片的均方根加速度响应云图，如图3（b）所示。由图3（b）可知，DSP芯片中心位置的均方根加速度达到了49.8g，与摸底试验测试结果47.9g一致，可见仿真结果具有一定的可信度。

以此有限元模型为基准，采用模态叠加法对相控阵天线安装面施加表2中的随机振动条件，得到DSP芯片的径向随机振动均方根应力云图（图7）。由图7可知，DSP芯片引脚上的最大1σ应力为181.4 MPa，而3σ应力为544.2 MPa。根据电子设备元器件引脚柯发合金材料的S-N曲线[6]，其极限强度大概为579.4 MPa。根据结构设计安全裕度计算要求[3]，对于屈服极限和强度极限载荷条件，仪器设备的结构部件都应具有正的安全裕度（一般金属为0～0.25，复合材料大于0.25），具体计算公式为：

图7 改进前径向随机振动均方根应力云图

式中：Ms为安全裕度，应大于0；σf为屈服极限或强度极限；σSGE为鉴定载荷产生的应力；fs为安全系数，在计算过程中取为1.5。

根据式（4）计算出的引脚的安全裕度为-0.29，小于0，故在此应力水平下，DSP芯片引脚将会在短时间内迅速断裂，且位置与实际故障引脚一致。

4.3.2 改进后的相控阵天线结构响应仿真

由以上仿真和试验可知，在试验过程中DSP芯片引脚将受到非常大的应力考验，需将芯片引脚的应力水平降到安全范围。现对改进后的相控阵天线模型进行动力学仿真，得到前2阶模态的振型，如图6（c）和（d）所示。

波控器模块采用橡胶减振器隔振，使结构第1阶频率有所降低（其值为94.4 Hz），波控模块Y向的倾覆模态振型小于100 Hz。但这种方式可使波控模块在随机振动高频段的响应急剧降低，使随机振动在全频段的均方根响应极大减小。具体仿真结果如图8所示。

图8 改进后径向随机振动应力云图和加速度响应云图

由图8可以看出，在结构设计更改之后，波控器模块上印制板的随机振动均方根加速度响应及DSP芯片引脚的应力水平得到极大改善。芯片引脚处的最大1σ应力为21.4 MPa，按照3σ评估，其最大应力也仅有64.2 MPa。根据公式（4）计算出的安全裕度Ms= 5.02，大于0，由此可知DSP芯片引脚的安全裕度较高。

4.4 小结

通过对相控阵天线更改前后的动力学仿真分析可知：原相控阵天线结构验收试验时，DSP芯片引脚处的均方根应力确实过大，强度计算结果显示引脚的安全裕度小于0，经受不了验收试验的考核；改进后的相控阵天线DSP芯片引脚处的均方根应力水平得到极大改善，引脚安全裕度较大，满足强度设计要求。

5 试验验证

根据宇航产品研制流程要求，改进后的相控阵天线单机设备需要重新开展相关力学试验（包含应力筛选振动试验、鉴定级振动试验、验收级振动试验等）。相控阵天线的串口通信在整个试验过程中未出现信号中断现象。所有试验完成后，进行电性能全覆盖测试并开盖用仪器检查DSP芯片引脚，未发现开裂破坏现象。改进后的相控阵天线单机设备顺利通过相关力学试验考核，证明采取的改进措施有效可行。

6 结束语

本文以某宇航相控阵天线为研究对象，针对其在验收试验时出现的振动故障，建立了相应的分析故障树，通过试验与仿真，发现故障原因是DSP芯片引脚振动开裂引起串口信号异常。仿真显示的DSP芯片薄弱部位与验收试验的故障部位一致。

通过优化设计改进相控阵天线结构，在波控器模块与主结构之间采用适配的橡胶减振器，可以有效降低芯片处的振动响应。这一点已通过仿真与试验验证。该方法同样适用于大推力运载火箭发射、星箭分离状态时振动环境恶劣的电子设备的隔振减振设计。橡胶减振器的刚度和阻尼系数存在较大的非线性，这些参数的精确测试可以更好地指导减振设计。此外，在仿真计算过程中未充分考虑工艺点胶、绑扎等加固措施对器件可靠性的影响，后续可以在这方面开展进一步的研究。