某宇航相控陣天線振動故障分析*

潘自民，李晟昊，閔康磊，曹旭民，張 茂

（上海航天電子技術研究所，上海 201109）

引 言

隨著現代通信技術的快速發展，相控陣技術以功率量極大、損耗低、集成度高、模塊化程度高、電磁兼容性好等特點廣泛應用在宇航天線中[1]。相控陣天線在宇航通信中的應用主要有直接輻射相控陣（Direct Radiating Arrays, DRA）和陣列饋源反射面天線（Array Fed Reflectors, AFR）2種形式，這2種形式各具特點[2]。天線設備在隨火箭發射的階段要經歷復雜、惡劣的力學環境，這對其可靠性提出了較高的要求[3]。在一般情況下，宇航單機設備結構要具有不低于100 Hz的基頻。為滿足該要求，通常需要在概念設計階段利用商用有限元軟件Nastran，Ansys，Abaqus等開展仿真驗證。

隨機振動試驗是宇航產品必須經受的寬頻考核試驗，一般頻率范圍為20～2 000 Hz。頻率這么寬泛的隨機振動具有較強的破壞性，在試驗過程中很容易暴露出設備的薄弱環節[4]，高應力水平的部位會很快出現疲勞破壞。本文以某相控陣天線隨機振動試驗故障為研究對象，首先結合故障樹分析對該設備開展動力學仿真，發現波控模塊的DSP芯片引腳為薄弱環節；然后根據仿真結果對相控陣天線的主結構進行優化設計，針對DSP芯片隨機振動均方根加速度過大的情況，采用橡膠減振器對波控器模塊進行二級隔振。仿真結果顯示優化后的DSP芯片的動力學響應大幅減小，且通過了相關力學試驗考核，振動故障得到合理解決。

1 故障定位及機理分析

某宇航相控陣天線在軸向、切向隨機振動試驗中均工作正常，但在隨后進行的徑向（垂直于印制板方向）隨機振動試驗中，試驗至30 s時，相控陣天線的串口通信信號中斷。該現象持續至60 s試驗結束，現場3次加電重啟均無法正常通信。

1.1 故障定位

某相控陣天線主要由波控器、一分六功分器、二次電源、子陣模塊、低頻電纜組件和射頻電纜組件組成。該相控陣天線設備在驗收試驗前已完成2次隨機振動試驗和10次高低溫溫度循環的應力篩選試驗。在試驗中及試驗后的復測中產品工作均正常，可排除該設備存在不良零件、元器件及工藝虛焊等缺陷。

根據故障現象，結合波控器串口通信的工作原理，以“串口通信中斷”為頂事件建立故障樹，如圖1（a）所示。

圖1 串口通信中斷及DSP芯片引腳斷裂故障樹

根據串口通信的信息流，對底部事件逐一分析排查。排查S4時，用示波器表筆輕點DSP芯片引腳時，引腳有信號，不點時無信號，因而懷疑DSP芯片片選輸出引腳接觸不良。

使用40倍顯微鏡對波控器DSP芯片引腳進行逐根檢查，發現波控器DSP 芯片SMJ320F2812HFGM150的40—45共6個引腳根部斷裂，如圖2所示。這些引腳涉及串口片選、讀寫、地址等信號。上述引腳斷裂后相控陣通信將中斷，S4不能排除。對此，更換波控器DSP芯片，重新對相控陣天線進行測試，串口通信工作正常，因此定位事件S4。根據DSP芯片引腳斷裂的故障，以“DSP芯片引腳斷裂”為頂事件建立故障樹，如圖1（b）所示。

圖2 波控器DSP芯片引腳斷裂照片

根據應力篩選結果及宇航元器件入庫檢驗記錄，可排除事件X1；根據單位芯片裝聯工藝過程控制記錄，該過程不會造成芯片引腳斷裂，可排除事件X2和X3。為了解DSP芯片處的隨機振動響應，采用加速度均方根量級為6.06g的應力篩選隨機振動條件，對同樣結構形式的某型號相控陣天線鑒定件進行摸底。

經測試，波控器上DSP芯片處的均方根加速度響應為48g左右，相對輸入放大約8倍，試驗曲線如圖3（a）所示。按照倍數初步估算，驗收試驗輸入激勵為14.2g，則相應位置的均方根加速度可達到113.6g，對含引腳的芯片有很大的引腳應力，會出現振動故障，可見底事件X4無法排除。綜上所述，DSP芯片引腳斷裂的原因是相控陣天線結構設計不合理，因過應力DSP芯片在振動過程中斷裂。

圖3 摸底試驗中DSP芯片處的功率譜密度響應曲線及均方根加速度云圖

1.2 機理分析

相控陣天線采用整體框架的結構形式，如圖4（a）所示。波控器位于天線框架的右側，尺寸為220 mm×80 mm。為減重設計，凸臺僅抬高5 mm，附近的加強筋僅為3 mm，兩條橫向加強筋僅為5 mm，剛性相對薄弱。

圖4 改進前后的結構布局圖

DSP芯片位于波控器印制板的中間位置，且距離固定螺釘位置較遠（最近距離為35 mm）。長條狀的印制板外形和低密度的安裝螺釘使波控器印制板的固有頻率較低，較低的固有頻率又會使印制板和印制板上的器件產生大的動態位移和應力，而大的動態位移和應力作用到芯片引腳處，使引腳處產生大的軸向力和彎曲力矩，因此在高量級的振動過程中芯片引腳處會發生斷裂。

1.3 小結

從故障樹分析及機理分析可知，本次振動故障的主要原因是相控陣天線結構抗力學設計不足，使DSP芯片引腳因受力過大在振動過程中開裂。

2 結構改進設計

根據試驗與仿真迭代結果，對原結構做以下改進：1）增加相控陣天線主結構框的剛度，在功分器和子陣安裝位置增加寬度為5 mm，厚度為3 mm的交叉加強筋；2）對波控器上印制板的器件進行重新布局，尤其是將DSP芯片的位置由中心移至邊側，同時在DSP芯片附近增加2顆固定螺釘，以增加印制板的局部剛度；3）考慮到波控模塊相關器件的熱功耗較低，不存在散熱問題，因此，為減小結構主框架與波控器模塊之間的激勵傳遞，在它們之間增加與其重量和剛度適配的橡膠減振器。圖4（b）為改進后的結構布局圖。

3 材料性能參數

相控陣天線的主結構框架及上金屬罩采用鋁合金2A12-T4。鋁合金具有較高的比剛度、比強度和理想的彈塑性等特點。為減重設計下蓋子采用玻璃鋼材料（FRP復合材料）。玻璃鋼是一種優質輕型結構材料，具有高透波性，強度高，密度小，廣泛用在天線結構設計中。印制板為FR-4材料，DSP芯片的引腳采用通用的柯伐合金材料。以上各主材料的性能參數見表1。參考波控器模塊的總重量及試驗條件，橡膠減振器選取廠家推薦的型號，其減振的基本原理見圖5，剛度值取1e5 N/m，減振系統阻尼系數取262.15 N·s/m。

表1 材料性能參數

圖5 減振基本原理圖

該振動系統的運動微分方程為：

式中：m，k和c分別為減振器的質量、剛度和阻尼；¨x2，˙x2，x2分別為設備的加速度、速度和位移向量；˙x1和x1分別為振源的速度和位移向量；t為時間。

該系統的傳遞函數為：

因此，只要根據設備的質量和安裝方式等選擇合適的減振器，就可使設備所受振動的總均方根值小于振動條件中的總均方根值，從而實現減振。

4 有限元仿真結果對比

隨機振動的相關理論研究已經相當成熟，能否有效評估其可靠性取決于應力水平的求解精度。橡膠減振墊的簡化模擬通常采用CBUSH單元（一種通用的三向彈簧-阻尼器單元），在三維空間可定義6個方向（3個平動方向和3個轉動方向）的剛度和阻尼[5]。DSP芯片的引腳采用六面體網格進行劃分。根據隨機振動失效位置，焊錫未出現開裂，因此簡化建模時，引腳與芯片本體和印制板的連接均采用粘結位移耦合。根據提供的幾何模型和材料參數，得到更改前后相控陣天線結構的有限元模型，網格單元總數分別為245 748個和268 496個。

4.1 坐標系

隨機振動仿真計算的激勵方向需與實際振動的試驗方向對應。相控陣天線有限元模型選用軟件默認的坐標系。該坐標系與圖4（b）中坐標系的對應關系為X軸對應切向，Y軸對應徑向，Z軸對應軸向。

4.2 力學條件

根據相控陣天線發生振動故障的條件，對其開展相關動力學仿真驗證，試驗方向為軸向、徑向和切向，試驗時間為每個方向1 min，其他試驗條件見表2。

表2 隨機振動試驗條件

4.3 仿真計算

對相控陣天線開展結構動力學響應仿真。首先進行模態分析（模態分析是動力學響應分析的基礎），然后根據模態分析結果開展隨機振動響應評估。對相控陣天線安裝法蘭施加固定邊界條件，模態仿真計算方法采用Lanczos法，得到更改前后前2階模態的振型，如圖6所示。

圖6 結構更改前后前2階模態振型圖

4.3.1 原相控陣天線結構模態分析及響應仿真

由圖6（a）可知，原結構相控陣天線的1階模態振型頻率是128.7 Hz，為玻璃鋼天線罩的局部彎曲模態，其1階頻率大于100 Hz，滿足航天器的剛度設計要求。

為驗證仿真模型的可靠性，對仿真模型施加應力篩選的隨機振動條件，得到波控模塊DSP芯片的均方根加速度響應云圖，如圖3（b）所示。由圖3（b）可知，DSP芯片中心位置的均方根加速度達到了49.8g，與摸底試驗測試結果47.9g一致，可見仿真結果具有一定的可信度。

以此有限元模型為基準，采用模態疊加法對相控陣天線安裝面施加表2中的隨機振動條件，得到DSP芯片的徑向隨機振動均方根應力云圖（圖7）。由圖7可知，DSP芯片引腳上的最大1σ應力為181.4 MPa，而3σ應力為544.2 MPa。根據電子設備元器件引腳柯發合金材料的S-N曲線[6]，其極限強度大概為579.4 MPa。根據結構設計安全裕度計算要求[3]，對于屈服極限和強度極限載荷條件，儀器設備的結構部件都應具有正的安全裕度（一般金屬為0～0.25，復合材料大于0.25），具體計算公式為：

圖7 改進前徑向隨機振動均方根應力云圖

式中：Ms為安全裕度，應大于0；σf為屈服極限或強度極限；σSGE為鑒定載荷產生的應力；fs為安全系數，在計算過程中取為1.5。

根據式（4）計算出的引腳的安全裕度為-0.29，小于0，故在此應力水平下，DSP芯片引腳將會在短時間內迅速斷裂，且位置與實際故障引腳一致。

4.3.2 改進后的相控陣天線結構響應仿真

由以上仿真和試驗可知，在試驗過程中DSP芯片引腳將受到非常大的應力考驗，需將芯片引腳的應力水平降到安全范圍。現對改進后的相控陣天線模型進行動力學仿真，得到前2階模態的振型，如圖6（c）和（d）所示。

波控器模塊采用橡膠減振器隔振，使結構第1階頻率有所降低（其值為94.4 Hz），波控模塊Y向的傾覆模態振型小于100 Hz。但這種方式可使波控模塊在隨機振動高頻段的響應急劇降低，使隨機振動在全頻段的均方根響應極大減小。具體仿真結果如圖8所示。

圖8 改進后徑向隨機振動應力云圖和加速度響應云圖

由圖8可以看出，在結構設計更改之后，波控器模塊上印制板的隨機振動均方根加速度響應及DSP芯片引腳的應力水平得到極大改善。芯片引腳處的最大1σ應力為21.4 MPa，按照3σ評估，其最大應力也僅有64.2 MPa。根據公式（4）計算出的安全裕度Ms= 5.02，大于0，由此可知DSP芯片引腳的安全裕度較高。

4.4 小結

通過對相控陣天線更改前后的動力學仿真分析可知：原相控陣天線結構驗收試驗時，DSP芯片引腳處的均方根應力確實過大，強度計算結果顯示引腳的安全裕度小于0，經受不了驗收試驗的考核；改進后的相控陣天線DSP芯片引腳處的均方根應力水平得到極大改善，引腳安全裕度較大，滿足強度設計要求。

5 試驗驗證

根據宇航產品研制流程要求，改進后的相控陣天線單機設備需要重新開展相關力學試驗（包含應力篩選振動試驗、鑒定級振動試驗、驗收級振動試驗等）。相控陣天線的串口通信在整個試驗過程中未出現信號中斷現象。所有試驗完成后，進行電性能全覆蓋測試并開蓋用儀器檢查DSP芯片引腳，未發現開裂破壞現象。改進后的相控陣天線單機設備順利通過相關力學試驗考核，證明采取的改進措施有效可行。

6 結束語

本文以某宇航相控陣天線為研究對象，針對其在驗收試驗時出現的振動故障，建立了相應的分析故障樹，通過試驗與仿真，發現故障原因是DSP芯片引腳振動開裂引起串口信號異常。仿真顯示的DSP芯片薄弱部位與驗收試驗的故障部位一致。

通過優化設計改進相控陣天線結構，在波控器模塊與主結構之間采用適配的橡膠減振器，可以有效降低芯片處的振動響應。這一點已通過仿真與試驗驗證。該方法同樣適用于大推力運載火箭發射、星箭分離狀態時振動環境惡劣的電子設備的隔振減振設計。橡膠減振器的剛度和阻尼系數存在較大的非線性，這些參數的精確測試可以更好地指導減振設計。此外，在仿真計算過程中未充分考慮工藝點膠、綁扎等加固措施對器件可靠性的影響，后續可以在這方面開展進一步的研究。