冲击环境下航天器插装型元器件损伤边界探究.docx

冲击环境下航天器插装型元器件损伤边界探究导弹、运载火箭、卫星等航天器在研制生产、运输、飞行等全寿命周期中,需要经历复杂多样的冲击环境,如运输冲击、火工品冲击、着陆冲击等,这些冲击环境是航天器所经受的最为严酷的力学环境之一[1,2,3,4]严酷的冲击环境通常会导致航天电子设备发生功能失效与结构破坏,甚至造成灾难性的飞行事故[5]因此,航天电子设备的冲击损伤失效行为得到了学术界与工程领域越来越多的关注冲击损伤边界是指一系列导致结构或产品发生临界损伤失效的冲击环境的包络,当冲击环境达到损伤边界时,即认为该冲击环境将导致结构或产品发生损伤失效插装型电子元器件是航天电子设备的重要组成部分,冲击环境下插装型元器件引脚部位极易因高应力而发生损伤,导致元器件功能失效,从而引发航天电子设备故障[6]因此,探究航天器插装型元器件的冲击损伤边界,准确评估冲击环境对电子元器件的影响,对于航天器环境适应性设计具有重要的意义传统的研究方法采用典型冲击波形(半正弦波、后峰锯齿波、梯形波等)对冲击环境进行模拟,冲击损伤边界由典型冲击波形的幅值与持续时间决定但是对于火工品冲击等复杂的冲击环境,该方法并不能够真实模拟冲击环境的严酷度。

航天领域目前普遍采用加速度冲击响应谱作为火工品冲击等高频冲击环境严酷度的评定准则和地面冲击试验条件制定的依据[7,8,9],通常认为如果需要真实模拟冲击环境严酷度,模拟冲击环境的加速度冲击响应谱量级必须与原环境量级一致,即采用加速度冲击响应谱作为产品的冲击损伤边界但是,对于火工品冲击等高频、高量级的冲击环境,利用加速度冲击响应谱规范开展冲击试验,还存在成本高、难度大、低频“过试验”、高频“欠试验”等问题[10]在高应力损伤失效的基础上,伪速度(PseudoVelocity)损伤边界受到越来越多的关注[11]伪速度损伤边界认为,若不同冲击环境的最大伪速度响应相同,则结构的应力水平相当,对结构造成的损伤也是相当的[12,13,14,15]Gaberson等[16]利用不同形式的冲击载荷对一种风机设备进行冲击试验,结果表明冲击环境的伪速度响应能够有效表征冲击环境对于该设备的严酷度,只要最大伪速度响应相同,即使具有不同加速度响应的冲击环境也可使风机设备达到损伤边界但是,伪速度损伤边界的前提在冲击环境下结构的固有频率与冲击环境优势频率(DominantFrequency)相当,若结构固有频率与冲击环境优势频率相差较大,该理论将不再适用[17]。

针对目前存在的问题,国内外学者在冲击损伤边界研究方面也开展了许多工作俞佳江等[18]提出了一种用冲击响应谱峰值位移评估单机所受冲击环境影响的方法,给出了冲击环境位移损伤边界,并开展验证试验杨新峰等通过测量不同冲击响应谱下航天器组件的加速度和应变,分析了冲击响应谱频率特性以及航天器组件自身频率特性与冲击力传递之间的关系,并根据应变等效准则得到了航天器组件的损伤边界,提出了一种将组件冲击响应谱转化为冲击试验规范谱的方法王乾勋等[19]针对爆炸冲击环境下簧片式触点开关的损伤边界进行分析,认为最大加速度响应可以作为触点断开的损伤边界,伪速度响应可以作为簧片根部高应力断裂的损伤边界Li等[20,21]引入了载荷因子的概念,建立起结构组件应力水平与冲击环境伪速度响应之间的关系,并探究了结构产品的两型损伤边界由于冲击环境的多样性与复杂性,目前针对航天器插装型元器件的冲击损伤边界还缺少系统全面的研究,插装型元器件冲击损伤失效模式与机理还不明确,基于冲击损伤等效的冲击环境表征方法研究还不够充分本文首先对冲击环境特性与表征方法进行介绍,采用冲击动力学响应分析的方法探究插装型元器件的冲击损伤边界,并选取航天电子设备中广泛应用的SMA(Sub-Miniature-A)射频同轴连接器作为典型插装型元器件,通过数值仿真与冲击试验得到不同频率特性冲击环境下SMA连接器的冲击损伤边界,指导航天电子设备冲击环境适应性设计与试验验证。

1、冲击环境特性与表征冲击环境主要特性包括幅值、持续时间、波形等,由于复杂冲击环境时间历程具有较大的随机性,因此一般采用冲击响应谱(ShockResponseSpectrum,SRS)对冲击环境进行表征冲击响应谱是指将冲击激励y⋅⋅(t)施y⋅⋅(t)施加到一系列线性单自由度弹簧质量系统(如图1所示),将各单自由度系统(SDOF)的最大响应值作为对应于系统固有频率的函数绘制而成的响应曲线,最早由Biot[22]在研究地震对建筑物的影响时提出对于受到基础激励的单自由度系统,其相对位移响应为z(t)=x(t)−y(t)=−1ωd∫t0y⋅⋅(τ)e−ξωn(t−τ)sinωd(t−τ)dτ         (1)z(t)=x(t)-y(t)=-1ωd∫0ty⋅⋅(τ)e-ξωn(t-τ)sinωd(t-τ)dτ         (1)式中:ωn为单自由度系统固有频率;ξ为系统阻尼比;ωd=ωn1−ξ2−−−−−√ωd=ωn1-ξ2为系统阻尼频率需要说明的是,航天电子元器件通常直接焊接在电路板上,由于结构尺寸较小一般不对元器件层级直接采用减振结构,元器件结构自身阻尼比较小,在工程实际中计算冲击响应谱时,阻尼比一般取为5%。

对于某些包含减振环节的元器件,可探究减振后的冲击环境特性,以减振后的冲击环境作为元器件所处的冲击环境,研究对象依然是元器件本身,此时本文的研究结论也是适用的为了便于公式推导,比较不同响应参数之间的关系,可以暂时忽略阻尼效应,此时单自由度系统相对位移响应表达式为z(t)=−1ωn∫t0y⋅⋅(τ)sinωn(t−τ)dτ         (2)z(t)=-1ωn∫0ty⋅⋅(τ)sinωn(t-τ)dτ         (2)单自由度系统伪速度响应为v(t)=ωnz(t)=−∫t0y⋅⋅(τ)cosωn(t−τ)dτ         (3)v(t)=ωnz(t)=-∫0ty⋅⋅(τ)cosωn(t-τ)dτ         (3)单自由度系统绝对加速度响应为x⋅⋅(t)=z⋅⋅(t)=ωn∫t0y⋅⋅(τ)sinωn(t−τ)dτ         (4)x⋅⋅(t)=z⋅⋅(t)=ωn∫0ty⋅⋅(τ)sinωn(t-τ)dτ         (4)图1受到基础激励的一系列单自由度系统将各单自由度系统的以上响应参数在时域的最大值绘制成谱即可得到相对位移冲击响应谱[23]、伪速度冲击响应谱、绝对加速度冲击响应谱,三者之间存在如下关系ωnD(ωn)=V(ωn)=A(ωn)ωnlgD(ωn)+lgωn=lgV(ωn)=lgA(ωn)−lgωn         (5)ωnD(ωn)=V(ωn)=A(ωn)ωnlgD(ωn)+lgωn=lgV(ωn)=lgA(ωn)-lgωn         (5)式中,D、V、A分别为相对位移冲击响应谱、伪速度冲击响应谱、绝对加速度冲击响应谱的谱值D(ωn)=max[z(t)]V(ωn)=max[v(t)]A(ωn)=max[x⋅⋅(t)]         (6)D(ωn)=max[z(t)]V(ωn)=max[v(t)]A(ωn)=max[x⋅⋅(t)]         (6)式中,max[z(t)]、max[v(t)]、max[x⋅⋅(t)]max[x⋅⋅(t)]分别为固有频率为ωn的单自由度系统在时域最大的相对位移响应、伪速度响应、绝对加速度响应。

为了将冲击环境的位移响应、伪速度响应、加速度响应等不同特性更加直观地表达,可以采用四坐标伪速度冲击响应谱对冲击环境进行描述根据式(5)可得,在四坐标伪速度冲击响应谱中,横坐标为一系列单自由度系统的频率,纵坐标为单自由度系统的伪速度响应,绝对加速度响应的坐标轴与x轴呈+45°夹角,相对位移响应的坐标轴与x轴呈-45°夹角对于常见的四坐标伪速度冲击响应谱(如图2所示),由于在低频段单自由度系统刚度较低,相对位移响应z近似等于基础位移激励y,则伪速度响应谱为V(ωn)=ωnmax[z(t)]=ωnmax[y(t)]lgV(ωn)=lgωn+lgmax[y(t)]         (7)V(ωn)=ωnmax[z(t)]=ωnmax[y(t)]lgV(ωn)=lgωn+lgmax[y(t)]         (7)因此,四坐标伪速度冲击响应谱在低频段趋近于基础激励最大位移,即-45°坐标轴上的相对位移响应渐近线在高频段单自由度系统刚度较高,绝对加速度响应x⋅⋅x⋅⋅近似等于基础加速度激励y⋅⋅,y⋅⋅,伪速度响应谱为V(ωn)=ωnmax[z(t)]=ωnmmax[y⋅⋅(t)]k=max[y⋅⋅(t)]ωnlgV(ωn)=−lgωn+lgmax[y⋅⋅(t)]         (8)V(ωn)=ωnmax[z(t)]=ωnmmax[y⋅⋅(t)]k=max[y⋅⋅(t)]ωnlgV(ωn)=-lgωn+lgmax[y⋅⋅(t)]         (8)图2四坐标伪速度冲击响应谱因此,四坐标伪速度冲击响应谱在高频段趋近于基础激励最大加速度,即+45°坐标轴上的绝对加速度响应渐近线。

2、插装型元器件冲击动力学响应分析插装型元器件在安装时,引脚插入并焊接到基板的通孔内,元器件引脚机械地加固了焊点,因此在冲击载荷作用下焊点脱落的可能性较小,相对而言,元器件引脚处则更容易因为高应力发生断裂,从而造成元器件失效[24]航天电子设备在实际飞行过程中所处的冲击环境较为复杂,可能存在多个方向冲击量级均显著的情况但是,一方面为了便于理论推导与分析,另一方面目前开展的冲击试验加载方向均沿安装基础法向,与SMA连接器引脚轴向平行,基于上述考虑,本文假设SMA连接器引脚主要承受轴向载荷插装型元器件受到来自安装基础的轴向冲击载荷作用时,引脚的变形主要集中在轴向,因此,在本文研究的问题中,引脚可以视为受到轴向载荷的杆结构,仅考虑其轴向变形,元器件基体部分则可以视为杆自由端的集中质量(如图3所示),其中w(t)为基础激励,u(x,t)为元器件引脚处的位移响应,m为元器件基体质量图3插装型元器件示意图插装型元器件引脚部位的材料、尺寸以及元器件基体的质量都会显著影响元器件自身的固有频率,同时航天器冲击环境受到冲击源的形式、冲击源的距离等因素影响,其频率范围变化较大,以火工品冲击环境为例,其主要频率范围通常在100Hz～100kHz。

与航天器结构组件不同,元器件结构形式一般较为复杂,其模态特性也较为复杂,因此通常选取冲击载荷作用方向上模态参与因子(即结构各阶模态对应的广义坐标响应的幅值)较大的阶次作为元器件在该方向上的一阶固有频率,其可以通过模态分析或谐响应分析得到对于冲击环境的频率特性,可以采用傅里叶谱峰值频率或冲击响应谱拐点频率表征其优势频率当冲击环境优势频率低于元器件一阶固有频率时,可以认为该冲击环境为低频冲击环境;当冲击环境优势频率高于元器件一阶固有频率时,可以认为该冲击环境为高频冲击环境Li等根据航天器组件固有频率特性与冲击环境频率特性之间的关系,对航天器结构组件冲击动力学响应特性进行了分类研究,并得到了两型结构的冲击损伤边界(如图4所示)对于一阶固有频率高于冲击环境优势频率的组件,连接部位可以近似视为刚性杆,组件与基础之间的相对位移可以忽略,连接部位最大应力主要由基础最大加速度决定σmax=mw⋅⋅maxA         (9)σmax=mw⋅⋅maxA         (9)式中:m为结构组件质量;w⋅⋅maxw⋅⋅max为基础的最大加速度;A为连接部位的截面积对于一阶固有频率低于冲击环境优势频率的组件,连接部位可以视为柔性弹簧,组件与基础之间的相对位移近似等于安装基础位移,连接部位最大应力主要由安装基础最大位移决定σmax=kwmaxA         (10)σmax=kwmaxA         (10)。