基于使用过程的舰载机机载导弹电气整机加速寿命试验方法研究

杨志宏 狄鹏 范晔 陈津虎

摘 要： 随着使用要求的提升，舰载机机载导弹面临着在岸基贮存与上舰值班任务交叉融合下长期使用的要求。本文以舰载机机载导弹电气整机设备为研究对象，分析了舰载机机载导弹使用过程中的环境特点，构建了整机在综合应力下的加速模型，设计了基于使用过程的加速寿命试验剖面，提出了相应的加速寿命试验方法。以某惯导模块整机为例，加速验证了该整机的使用过程，并成功激发了该整机的性能退化，验证了所提方法的有效性。

关键词：舰载机；机载导弹；电气整机；加速寿命试验；加速模型

中图分类号： TJ760.6；V216.6

文献标识码：A

文章编号：1673-5048（2022）05-0083-05

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0075

0 引  言

与其他机载导弹相比，舰载机机载导弹面临着岸基贮存、上舰值班交替使用的情况，全寿命周期的过程履历更加复杂。目前常用的寿命验证方法是自然贮存试验或加速贮存试验，加速贮存试验相对自然贮存试验能够在较短时间内给出装备寿命评估结论，逐步成为寿命评估的重要途径之一［1-5］。但传统的加速贮存试验一般仅针对失效模式单一的元器件、部件，且只考虑单一的温度应力［6-12］，对于包含多种失效模式的复杂整机设备、复杂任务过程多应力综合工况的使用寿命剖面，目前开展的研究不多［13］，尚没有能够有效评估验证长期实战使用寿命指标的加速试验方法。

面对舰载机机载导弹装备在复杂服役过程中的使用寿命评估验证的需求，本文以舰载机机载导弹电气整机为研究对象，开展基于使用过程的加速寿命试验技术研究，从舰载机机载导弹装备的使用环境分析着手，研究导弹电气整机设备在复杂过程应力下的加速模型和加速试验剖面设计方法，为舰载机机载导弹实际使用条件下的使用寿命评估与验证提供新思路、新方法。

1 舰载机机载导弹使用过程环境分析

舰载机机载导弹的使用过程主要可分为岸基贮存阶段与上舰值班阶段。

岸基贮存阶段，导弹存放于技术阵地库房中且带有包装箱，贮存条件较好，受湿度的影响较小，主要受温度的长时间影响而发生老化。此外，导弹还会经历一定的运输环境。

上舰值班阶段，一般可归结为舰船驻泊状态与舰船巡航状态。舰船驻泊期间，导弹处于包装箱中贮存状态，主要受温湿度环境的影响，由波浪等引起舰船振动量级较小，可忽略不计。舰船巡航期间，导弹主要处于舰上贮存状态与挂机状态。舰上贮存状态下，导弹处于包装箱中，主要受舰船上的温湿度环境影响，舰船振动的影响相比挂机飞行振动的影响可忽略不计。挂机状态下，导弹主要受温湿度、挂机飞行振动、着舰冲击等环境影响。故导弹在舰船巡航期间，主要承受温湿度、挂机飞行振动、着舰冲击等环境的影响。

综上，舰载机机载导弹在岸基贮存阶段中主要受温度影响， 在上舰值班阶段中主要受温湿度、 挂飞振动应力影响，在加速寿命试验中主要对高温应力、挂飞振动应力进行加速，对低温、湿度、通电检测等应力进行模拟。

针对一种失效模式，各应力间的关系可能为相互独立、促进或抑制。应力间相互独立时，耦合项φ（AZij）=1，在第一种应力对基本失效率加速后，后一应力对前一应力加速后的失效率进行加速，以此类推得到各应力的加速因子间为相乘关系；应力间相互促进时，耦合项φ（AZij）>1；应力间相互抑制时，耦合项φ（AZij）<1。φ（AZij）的求解可通过多种应力水平加速试验数据分析获得。失效机理的研究表明，温度循环与振动间存在相互关联情况，高温应力与振动间关联性不明显，结合舰载机机载导弹使用过程中的实际情况，高温应力和振动应力之间可认为相互独立，无相互耦合关系，即认为φ（AZij）=1。

2.2 基于使用过程的加速寿命试验剖面设计

在舰载机机载导弹使用过程环境分析及整机加速模型构建的基础上，研究设计舰载机机载导弹电气整機的加速寿命试验剖面。在加速试验剖面中，主要考虑针对岸基贮存阶段进行高温加速、运输振动模拟、低温环境模拟、通电检测模拟等，针对上舰值班阶段进行高温加速、挂飞振动加速、低温环境模拟、湿度环境模拟、通电检测模拟等。

2.2.1 加速寿命试验剖面设计要素确定

分别确定岸基贮存阶段、舰船驻泊阶段与舰船巡航阶段的试验剖面设计要素。

（1） 岸基贮存阶段：岸基贮存环境温度T01及贮存时间t01、岸基贮存高温加速应力量级TS1及试验时间tTS1、运输振动量级V01及试验时间tV01、低温应力量级TL1及试验时间tTL1、通电测试节点。

（2） 舰船驻泊阶段：舰船驻泊环境温度T02及驻泊时间t02、舰船驻泊高温加速应力量级TS2及试验时间tTS2、低温应力量级TL2及试验时间tTL2、湿度应力量级RH2、通电测试节点。

（3） 舰船巡航阶段：舰船巡航环境温度T03及巡航时间t03、舰船巡航高温加速应力量级TS3及试验时间tTS3、挂飞振动应力量级V03及振动时间tV03、挂飞振动加速应力量级VS3及试验时间tVS3、低温应力量级TL3及试验时间tTL3、湿度应力量级RH3、着舰冲击量级S3及冲击次数n3、通电测试节点。

以上设计要素中加速应力量级的选取，包括高温加速应力与挂飞振动加速应力，应确保不改变产品的失效机理。

加速前的环境应力量级及其作用时间的确定，包括岸基贮存环境温度及时间、舰船驻泊环境温度及时间、舰船巡航环境温度及时间等。优先采用环境实测值进行确定，若无实测值可根据相关标准规范、技术要求、相似产品数据等进行确定。

确定了加速应力量级、加速前的应力量级及作用时间后，即可根据相应的加速模型，计算相应的加速因子，从而得出加速应力量级的试验时间tTS1，tTS2，tTS3，tVS3等。

模拟应力量级及试验时间的选取，包括运输振动量级及试验时间、低温应力量级及试验时间、湿度应力量级、着舰冲击量级及冲击次数等。优先采用环境实测值进行确定，若无实测值可根据相关标准规范、技术要求、相似产品数据等进行确定。模拟应力量级及试验时间难以确定时，如库房空调故障时可能遇到的低温环境，其应力量级及试验时间可适当进行加严。湿度应力量级可根据实测数据，从严取大值。此外，在舰船巡航阶段，导弹可能处于舰上贮存状态或挂机状态，两种状态下湿度环境不同，则从严取其中较大者作为舰船巡航阶段的湿度应力量级RH3。

通电测试模拟根据产品在岸基贮存、上舰值班期间规定的通电检测节点，在加速试验剖面中等效的时间点进行模拟。

2.2.2 加速寿命试验剖面综合设计

确定了各阶段加速寿命试验剖面设计要素后，对舰载机机载导弹电气整机加速寿命试验剖面进行综合设计。从加速寿命试验剖面中划分出3类小循环：（1）岸基贮存循环；（2）舰船驻泊循环；（3）舰船巡航循环。

各小循环的周期以产品通电检测周期为一个循环进行设计，每个小循环中包含各自寿命阶段的试验应力要素。每个小循环中先施加低温模拟应力，再进行高温应力加速，期间对湿度环境进行模拟，挂飞振动应力按单次挂飞任务时间间隔施加，着舰冲击在每次挂飞振动后施加，最后进行通电检测模拟。

在整机加速寿命试验剖面的施加顺序上，考虑舰载机机载导弹的实际使用过程，一般先进行产品的运输振动，再进行岸基贮存，然后根据具体任务情况交替进行舰船驻泊、舰船巡航及岸基贮存小循环。基于使用过程的加速寿命试验剖面示意图如图2所示。

3 案例分析

以某型导弹惯导模块整机为对象，设计开展基于使用过程的加速寿命试验。该惯导模块整机主要包括惯性器件、电源组件、电路板三个组成部分。

对于岸基贮存阶段，根据导弹岸基贮存环境条件，岸基贮存环境温度T01统一取为20 ℃，岸基贮存寿命为t01，高温加速应力TS1选取为70 ℃，根据惯导模块整机的激活能0.626 eV，计算得到惯导模块整机在70 ℃下的加速因子为37.13，则岸基贮存高温加速试验时间tTS1= t01/37.13。对于岸基贮存阶段可能遇到的低温模拟，根据产品要求及相关经验数据进行适当加严考核，确定为低温-40 ℃持续24 h。此外，岸基贮存阶段考核前，先按照产品的运输里程要求进行相应的运输振动试验。

对于舰船驻泊阶段，采用高温加速的方式。舰船驻泊环境温度T02统一取为20 ℃，舰船驻泊时间为t02，高温加速应力TS2选取为70 ℃，根据惯导模块整机的激活能0.626 eV，计算得到惯导模块整机在70 ℃下的加速因子为37.13，则舰船驻泊高温加速试验时间tTS2= t02/37.13。湿度模拟条件取为90%。对于舰船驻泊阶段可能遇到的低温环境模拟，由于无相关实测值及技术要求，根据GJB1060.2《舰船环境条件要求-气候环境》中提供的1%风险率的海面低温极值，取模拟的极端低温为-34 ℃，持续时间定为24 h。

对于舰船巡航阶段，采用高温与振动综合加速的方式。根据舰船巡航期间环境温度数据的统计，环境温度的平均值约为20 ℃，故将舰船巡航环境温度T03取为20 ℃，舰船巡航时间为t03，高温加速应力TS3选取为70 ℃。根据相关数据已知惯性器件的激活能为0.6 eV，电源组件

为0.48 eV，电路板为0.53 eV，则惯性器件的高温加速因子为31.95，电源组件为16，电路板为21.3。对挂飞振动应力进行加速，加速后振动应力的功率谱密度为原来的2倍，折算系数根据GJB150A取为4，则挂飞振动加速因子为16。该惯导模块整机的相关失效模式分析如表1所示，表中λij（i=1， 2， 3；j=1， 2）为实测数据统计值。

根据该惯导模块中各个部件的高温加速因子、振动加速因子及失效率信息，通过式（8）计算各个失效模式在加速应力下的失效率：失效模式Y1的失效率λA1=λ11×31.95×16；失效模式Y2的失效率λA2=λ12×31.95；失效模式Y3的失效率λA3=λ21×16×16；失效模式Y4的失效率λA4=λ22×16；失效模式Y5的失效率λA5=λ31×16；失效模式Y6的失效率λA6=λ32×21.3×16。根據实测统计数据，由式（8）可得惯导模块整机的加速因子为254，则高温与振动综合应力加速试验时间tTS3= t03/254。

对于舰船巡航阶段可能遇到的低温环境与湿度环境模拟方式，与舰船驻泊阶段相同，着舰冲击应力根据实际条件确定。

根据前文确定的加速寿命试验剖面，对该惯导模块整机共进行了2个循环的岸基贮存、2个循环的舰船驻泊和2个循环的舰船巡航试验。试验期间在规定的测试节点对该惯导模块整机进行通电测试，测试结果如图3所示。图中，横坐标各序号分别为试验前、运输振动后、库房贮存第1个循环后、库房贮存第2个循环后、舰船驻泊第1个循环后、舰船驻泊第2个循环后、舰船巡航第1个循环后、舰船巡航第2个循环后的测试序号。

由测试结果可见，该惯导模块整机的速度增量随机漂移量及角速度增量随机漂移量，均呈现逐渐增大的退化趋势，由此可证明该加速寿命试验方法有效激发了惯导模块整机的性能退化，与产品实际的性能退化趋势相符合，说明该方法可有效地加速模拟舰载机机载导弹的使用过程。

4 总  结

本文开展了基于使用过程的舰载机机载导弹电气整机加速寿命试验方法研究，主要工作及结论如下：

（1） 通过电气整机多失效模式分析，以电气整机各组成部分在综合加速应力下的失效率、加速因子等信息为基础，利用各失效模式间的耦合关系，构建了整机在温度、振动综合应力下的加速模型；

（2） 根据舰载机机载导弹的实际使用过程，设计了由岸基贮存循环、舰船驻泊循环与舰船巡航循环组成的加速寿命试验剖面。该试验剖面可依据舰载机机载导弹的实际使用过程需求进行灵活调整，以更加符合各种不同类型、不同任务需求的舰载机机载导弹的使用过程。

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Research on Accelerated Life Test Method for Electrical Assembly

Device of Carrier-Borne Aircraft Missile Based on  Use Process

Yang Zhihong1， 2， Di Peng1*， Fan Ye3， Chen Jinhu3

（1. Department of Management Engineering and Equipment Economics，Naval University of Engineering， Wuhan 430033，China；

2. Naval Equipment Department，Beijing 100841，China；

3. Beijing Institute of Structure and Environment Engineering，Beijing 100076，China）

Abstract： With the rise of use requirements， carrier-borne aircraft missile is facing the problem of long-term use under the blend of storage on land and on-board duty tasks. Taking the electrical assembly device of carrier-borne aircraft missile as the research object， the environmental characteristics of electrical assembly device of carrier-borne aircraft missile in the use process is analyzed， the accelerated model of assembly device under combined stress is established， the section of accelerated life test based on use process is designed， and the corresponding method of accelerated life test is proposed. Taking an inertial navigation module as an example， the use process is accelerated and verified， and the performance degradation of the equipment is successfully stimulated， which verifies the effectiveness of the proposed method.

Key words： carrier-borne aircraft；airborne missile；electrical assembly device；accelerated life test；accelerated model

收稿日期：2022-04-16

基金项目：国防科技创新特区项目（19-H863-05-ZD-013-001-02）；

装备预研共用技术项目（50902020202）

作者简介：杨志宏（1980-），男，湖南益阳人，硕士研究生。

通信作者：狄鹏（1979-），男，山东淄博人，硕士生导师。