CN111337779A - 元器件在轨飞行评价验证方法 - Google Patents

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楼建设
王佳
汪波
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孔泽斌
祝伟明
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宣明
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Abstract

本发明的元器件在轨飞行评价验证方法包括：1)确定被验证元器件在轨飞行评价验证阶段的工作状态；2)确定被验证元器件在轨飞行评价验证所需测试的功能及参数；3)研制开发在轨测试***；4)对在轨测试***进行地面标定试验；5)组装被验证元器件与在轨测试***，并随航天器一起发射入轨；在轨期间，被验证元器件按步骤1)确定的工作状态运行，在轨测试***在太空中对被验证元器件的功能及参数进行测试，该功能及参数即是步骤2)确定的所需测试和监测的功能及参数；6)在轨测试数据下传；7)开展被验证元器件在轨测试数据的分析和判读。

Description

元器件在轨飞行评价验证方法
技术领域
本发明属于宇航用电子元器件质量可靠性保证技术领域，具体涉及一种元器件在轨飞行评价验证方法。
背景技术
微电子是现代信息产业和信息社会的基础，是改造和提升传统产业的核心技术，涉及计算机、家用电器、数码电子、自动化、电气、通信、交通、医疗、航空航天等各个领域。微电子产业发展程度是一个国家科技发展水平的关键指标之一，是事关国家国民经济、国防建设、人民生活和信息安全的基础性、战略性产业。
航天电子信息***的复杂化和技术的快速更新换代，微电子及其产品将在建设新型航天工业体系中扮演重要的角色，通常是一代电路、一代性能、一代装备，可以说没有微电子技术的发展就没有新型航天型号。航天技术的快速发展对高性能元器件提出了需要更大容量存储器、更高速更精确模数和数模转换器、更多资源更高速度更小功耗处理器等要求。
由于基础工业水平的差距，目前我国微电子研发和生产水平与欧美发达国家相比仍然存在较大差距，虽然一些国产元器件在鉴定检验、筛选验收阶段均合格，但在使用环节仍然出现问题，设计师对国产元器件的可靠性、适应性仍存有担心，导致大部分航天装备上典型关键单机的核心元器件仍然是进口产品，国产元器件缺乏应用机会，研制水平、生产规模和应用能力发展缓慢。由于需求牵引与技术推动结合不紧密、元器件研制进度与型号研制进度不匹配、国产元器件质量一致性差且缺少必要的应用验证，型号难以独自承担因选用新研的国产元器件带来的工作量增加、质量问题频发、研制进度拖期、研制成本上涨等风险和责任，致使国产元器件工程化应用难度大，国产元器件工程推广应用效果不明显。
评价验证是对国产元器件在上天应用前开展的一系列试验、评估和综合评价工作，以确定元器件研制的成熟度和宇航工程应用的适用度。为加速国产元器件在航天型号上的成熟应用、降低大规模使用新研元器件的风险，尤其是一些复杂、核心元器件的上天应用，需要开展全面的评价验证工作。通过开展宇航用元器件的评价验证工作，实现用研结合，从元器件层面、单机层面、***层面全方位多角度评价考核国产元器件的可靠性，找到国产元器件的薄弱环节和缺陷，协助元器件研制单位改进提升，提高设计师应用国产元器件的水平，促进我国高端微电子产业和航天产业发展。
在轨飞行评价验证是以在轨实际飞行为手段考核元器件是否满足使用要求的验证方式，是元器件评价验证的重要组成部分。尤其是对于一些采用新材料、新技术、新工艺的新型复杂国产元器件，更加需要开展在轨飞行评价验证工作。
另一方面，随着航天产业市场化时代的到来，近年来伴随国家大力推动军民融合以及“互联网+航天”的产业升级变革，在全球新一轮工业革命的大背景下，中国在商业卫星方面取得了进展。COTS器件技术先进、性能优越，其性能一般优于宇航级器件1～2代，同时具有更快的发展速度、成本低、封装尺寸小、采购周期短、可获得性高等特点。选择COTS器件对于商业卫星和微小卫星可以在一定程度上降低研制成本。从长远意义来看，COTS器件的高可靠应用也是NASA实践“好、快、省”原则所长期推崇的重要举措，亦为大势所趋。但COTS器件的设计和制造时面向易于进行设备维修和替换并在良好可控环境下使用的民用领域，并非针对严酷工作环境的军用特别是航天航空高可靠应用领域，COTS器件直接应用于空间不可避免会遇到许多问题并存在诸多风险。在高性能COTS器件正式应用于空间***前，可以通过在轨飞行评价验证全面识别其空间应用的风险，得到其在电、热、力、EMC、粒子辐射等环境下的可承受的极限值、失效模式、薄弱环节等，合理评价空间应用的可靠性及适应性，有效指导设计师使用高性能COTS器件设计商业卫星，达到“事半功倍”的效果。
发明内容
本发明的目的在于提供一种元器件在轨飞行评价验证方法，用于对国产元器件开展在轨飞行评价验证工作。
为了达到上述的目的，本发明提供一种元器件在轨飞行评价验证方法，包括：1)确定被验证元器件在轨飞行评价验证阶段的工作状态；2)确定被验证元器件在轨飞行评价验证所需的功能及参数；3)研制开发在轨测试***；4)对在轨测试***进行地面标定试验；5)组装被验证元器件与在轨测试***，并随航天器一起发射入轨；在轨期间，被验证元器件按步骤1)确定的在轨飞行阶段工作状态运行，在轨测试***在太空中对被验证元器件的功能及参数进行测试，该功能及参数即是步骤2)确定的所需测试和监测的功能及参数；6)在轨测试数据下传；7)开展被验证元器件在轨测试数据的分析和判读。
上述元器件在轨飞行评价验证方法，其中，在轨测试***包括信号采集模块、供电模块、数据处理和传输模块、数据存储模块和接口模块；所述信号采集模块用于对被验证元器件在轨测试参数进行采集和监测；所述供电模块用于对被验证器件以及在轨测试***的其他模块提供工作所需电压；所述数据存储模块用于暂时存放所述信号采集模块采集的在轨测试数据；所述数据处理和传输模块用于对在轨测试数据进行初步处理；所述接口模块包括用于连接航天器星务管理单元的接口模块和用于连接航天器机械和热控的接口模块；所述数据处理和传输模块的输出数据通过用于连接航天器星务管理单元的接口模块输送至航天器的其他单机，利用其他单机的传输通道进行数据下传；用于连接航天器机械和热控的接口模块实现在轨测试***与航天器机温控、散热和加热装置的连接。
上述元器件在轨飞行评价验证方法，其中，所述步骤1)中，根据被验证元器件具体型号规格、基本功能性能、典型应用方法，确定在轨飞行阶段被验证元器件的工作方式；所述工作方式至少包括：被验证元器件在轨飞行验证阶段实现的具体功能、供电要求、工作时间要求和***配套电路要求。
上述元器件在轨飞行评价验证方法，其中，所述步骤2)中，根据被验证元器件具体型号规格、功能性能、应用方法，确定在轨飞行阶段被验证元器件所需测试和监测的功能及参数。
上述元器件在轨飞行评价验证方法，其中，所述步骤3)中，根据步骤2)确定的在轨测试功能及参数研制开发在轨测试***；在轨测试***的性能指标需要结合被验证元器件在轨测试功能及参数、在轨期间航天器能够提供的能量、发射重量和体积等因素综合确定。
上述元器件在轨飞行评价验证方法，其中，所述步骤4)中，地面标定试验包括对在轨测试***本身可靠性进行试验和利用在轨测试***在地面对被验证元器件进行测试。
上述元器件在轨飞行评价验证方法，其中，对在轨测试***本身可靠性进行试验至少包括电特性测试、热环境适应性测试、力环境适应性测试；利用在轨测试***在地面对被验证元器件进行测试包括被验证元器件在不同供电电压下进行测试、被验证元器件在不同温度下进行测试、被验证元器件在机械冲击/振动/离心试验下进行测试、被验证元器件在真空环境下进行测试、被验证元器件在长时间加电工作下进行测试。
上述元器件在轨飞行评价验证方法，其中，所述步骤7)中，对被验证元器件的在轨测试数据进行分析，获取被验证元器件的功能及参数随被验证元器件在太空中的运行时间、环境温度、发射过程中的环境机械应力、遭受的太空辐射应力的变化情况，结合元器件在轨工作方式及实现的功能对被验证元器件的在轨飞行情况进行综合评价。
与现有技术相比，本发明的有益技术效果是：
飞行验证工作涉及的环节众多，从元器件在轨飞行过程中所处的工作状态、在轨如何实现参数或功能测试、在轨测试装置如何研制和开发、在轨测试数据如何下传、测试结果如何评价等都需要进行详细考虑，本发明的元器件在轨飞行评价验证方法综合考虑，给出元器件在轨飞行评价验证具体如何开展的方法。
附图说明
本发明的元器件在轨飞行评价验证方法由以下的实施例及附图给出。
图1为本发明中在轨测试***示意图。
图2为在轨飞行验证阶段处于工作状态的电压调整器示意图。
图3为在轨测试***在地面对某一型号电压调整器进行测试的试验结果示意图。
图4为在轨测试***对被验证元器件进行参数或功能测试、数据处理、下传的流程图。
图5所示为某一型号电压调整器的在轨测试数据示意图。
具体实施方式
以下将结合图1～图5对本发明的元器件在轨飞行评价验证方法作进一步的详细描述。
本发明的元器件在轨飞行评价验证方法包括：
1)确定被验证元器件在轨飞行阶段工作状态
根据被验证元器件具体型号规格、基本功能性能、典型应用方法，确定在轨飞行阶段被验证元器件的具体工作方式；
所述具体工作方式至少包括：被验证元器件在轨飞行验证阶段实现的具体功能、供电要求、工作时间要求和***配套电路要求；
2)确定被验证元器件在轨测试功能及参数
根据被验证元器件可靠性评价判据要求，确定在轨飞行阶段被验证元器件所需测试和监测的功能及参数；
所确定的参数及功能是可以真实反映被验证元器件在轨飞行阶段功能、性能变化情况的参数，是被验证元器件核心的参数及功能，是基于现阶段科学技术发展水平在轨可以实现测试的参数及功能，是应用这款元器件的技术人员很关心的参数及功能；
3)研制开发在轨测试***
根据步骤2)确定的在轨测试功能及参数研制开发在轨测试***；在轨测试***的性能指标需要结合被验证元器件在轨测试功能及参数、在轨期间航天器能够提供的能量、发射重量和体积等因素综合确定；
在轨测试***包括通用在轨测试***和专用在轨测试***；对于很多被验证元器件都需要测试和监测的功能及参数，可以研制开发通用在轨测试***，对于某一被验证元器件需要测试和监测的特定功能及参数，可以研制开发专用在轨测试***；
参见图1，在轨测试***包括信号采集模块、供电模块、数据处理和传输模块、数据存储模块和接口模块；
所述信号采集模块用于对被验证元器件的在轨测试参数进行采集和监测；
所述供电模块用于对被验证器件以及在轨测试***的其他模块提供工作所需电压，所述供电模块的能量来源可以是航天器的太阳能电池或其他储能电池等；
所述数据存储模块用于暂时存放所述信号采集模块采集的在轨测试数据；
所述数据处理和传输模块用于对在轨测试数据进行初步处理，如对原始数据进行判读、打包等；
所述接口模块包括用于连接航天器星务管理单元的接口模块和用于连接航天器机械和热控的接口模块；所述数据处理和传输模块的输出数据通过用于连接航天器星务管理单元的接口模块输送至航天器的其它单机，利用其它单机的传输通道进行数据下传，即下传至地面接收站；用于连接航天器机械和热控的接口模块实现在轨测试***与航天器机温控、散热和加热装置的连接；
通用在轨测试***和专用在轨测试***均可采用上述***结构；
4)对在轨测试***进行地面标定试验
该步骤用于对研制开发的在轨测试***的性能和技术指标进行标定和校验；
地面标定试验需要对研制开发的在轨测试***进行充分试验，至少包括电特性测试、热环境适应性测试和力环境适应性测试；
使用研制开发的在轨测试***在各种工况下对被验证元器件进行测试，包括被验证元器件在不同供电电压下进行测试(电源电压拉偏)、被验证元器件在不同温度下进行测试(环境温度拉偏)、被验证元器件在机械冲击/振动/恒加速度试验下进行测试、被验证元器件在真空环境下进行测试、被验证元器件在长时间加电工作下进行测试(稳定性测试)，根据以上测试结果综合得到地面标定试验数据，用于后续对在轨测试数据进行分析和比对；
5)实施在轨飞行
组装被验证元器件与在轨测试***，并随航天器由运载火箭一起发射入轨；在轨期间，被验证元器件按步骤1)确定的在轨飞行阶段工作状态运行，在轨测试***在太空中对被验证元器件的功能及参数进行测试，该功能及参数即是步骤2)确定的所需测试和监测的功能及参数；
6)在轨测试数据下传
在轨测试***的信号采集模块对被验证元器件在轨测试参数进行采集；采集的在轨测试数据经数据存储模块的暂时存放后送入数据处理和传输模块，由数据处理和传输模块进行初步处理，得到打包的在轨测试数据；打包的在轨测试数据通过用于连接航天器星务管理单元的接口模块输送至航天器的相关单机，利用相关单机的传输通道进行数据下传至地面天线接收站；
7)被验证元器件在轨测试分析
对被验证元器件的在轨测试数据进行分析，获取被验证元器件的功能及参数随被验证元器件在太空中的运行时间、环境温度、发射过程中的环境机械应力、遭受的太空辐射等应力的变化情况，结合元器件在轨具体工作方式、具体实现的功能、技术人员所关心的内容，对被验证元器件的在轨飞行情况进行综合评价。
现以具体实施例详细说明本发明的元器件在轨飞行评价验证方法。
以电压调整器(LDO，Low Dropout Regulator)为例，电压调整器一般用于为其他器件提供供电电压，例如常见的固定1.8V、2.5V、3.3V、5V输出型电压调整器和输出电压可调式电压调整器。
电压调整器比较关键的参数性能指标一般包括输出电压精度、输出电流能力(带负载能力)、输出电压的线性调整率(输出电压随输入电压的变化情况)、输出电压的负载调整率等(输出电压随负载的变化情况)，这些参数也是应用电压调整器的技术人员特别关心的功能或参数。
在实际应用时，电压调整器一般处于工作状态(即为其他器件提供供电电压)或不工作状态(即电压调整器暂不工作)。两种工作状态的持续时间、切换频率根据具体应用要求来确定。为此，对电压调整器而言，在轨飞行阶段工作状态可设置为工作状态或不工作状态或在工作状态和不工作状态之间按照一定时间进行切换。
图2给出了在轨飞行验证阶段处于工作状态的电压调整器示意图。通过在轨测试***对电压调整器(即为被验证元器件)提供正常工作所需的电源电压，如5V、12V等；电压调整器输出端利用线绕电阻模拟实际负载，使电压调整器处于相应的负载条件下(如50％满负载、满负载等)。利用在轨测试***对电压调整器的输出电压这个核心参数进行在轨测试和监测。同样，对于存储器(SRAM、FLASH、EEPROM、PROM、MRAM等)这一类器件，能够准确存储数据、保证数据不丢失补出错是其核心功能，其在轨飞行阶段工作方式可设置为数据读取模式，即预先在存储器内部写入一定内容的标准测试数据、在轨阶段循环读取和判断数据是否有误。对于FPGA这类可编程器件，可以编程一段通用的测试程序，如标准的FFT傅里叶变换等，其在轨飞行阶段FPGA循环执行标准的FFT傅里叶变换，判断实际输出结果与标准值相比是否有误。
表1给出了电压调整器在轨飞行阶段工作状态、所需测试和监测的功能及参数。该型号电压调整器的典型供电电压为5V，因此要求在轨飞行验证阶段由在轨测试***为其提供5V供电电压；该型号典型输出电压为3.3V，最大输出电流为1.5A，按50％降额考虑在轨飞行验证阶段输出电流为1.5A，换算为线绕负载电阻值为2.2Ω；工作状态方面，可以从长加电、不加电、加电和不加电循环切换这三种模式中选择一种；在轨测试功能及参数方面，通过在轨测试***对电压调整器的输出电压进行采集和监测。
表1电压调整器在轨飞行阶段工作状态、所需测试和监测的功能及参数
Figure BDA0002426021780000091
对于电压调整器，研制开发的在轨测试***，利用满足精度采样率要求的A/D转换器对电压调整器的输出电压进行循环采集。对于FPGA，研制开发的在轨测试***，可以利用DSP对FPGA执行标准FFT傅里叶变换后的结果进行采集和判断。对于存储器，研制开发的在轨测试***，利用DSP对存储器内部的存储数据进行循环读取和比对。
在轨测试***的性能指标需要结合所需检测和监测的被验证元器件参数或功能、在轨期间航天器能够提供的能量、发射重量和体积等因素综合确定。同时，在轨测试***必须具有足够的稳定度、精确度、上电自检能力才能实现对被验证元器件在轨测试功能及参数的测量。
在轨测试***完成研制开发后需要开展一系列的标定试验来评估***的稳定性和准确性：
首先，对在轨测试***本身的可靠性进行评估，至少包括电特性测试、热环境适应性测试、力环境适应性测试，要求在轨测试***在模拟在轨使用环境条件下工作正常、各项指标达到要求；
其次，利用在轨测试***在地面对被验证元器件进行测试。考虑到实际在轨期间，随着运行时间的增加、太阳运动的影响、温控***的影响，被验证元器件的供电电压、环境温度等都会发生变化，所以地面标定中要摸索出不同工况下在轨测试***对被验证元器件进行测试的实测数据。所进行的测试至少包括被验证元器件在不同供电电压下进行测试(电源电压拉偏)、被验证元器件在不同温度下进行测试(环境温度拉偏)、被验证元器件在机械冲击/振动/恒加速度试验下进行测试、被验证元器件在真空环境下进行测试、被验证元器件在长时间加电工作下进行测试等。
图3所示为在轨测试***在地面对某一型号电压调整器进行测试的试验结果示意图。利用在轨测试***分别测试了不同环境温度(-10℃～+30℃)下电压调整器的输出电压变化情况、不同供电电压(4.5V～5.5V)下电压调整器的输出电压变化情况、不同环境真空度(1.3×10-3Pa～1.3×10-2Pa)下电压调整器的输出电压变化情况、持续工作一段时间(如持续12小时)下电压调整器的输出电压变化情况。
完成上述所有地面标定试验后，将安装了被测电压调整器的在轨测试***与航天器按照规定的电、热、气、机械接口进行组装连接，随航天器一起发射入轨。发射后，在轨测试***按照程控指令的要求进行开机、自检、对电压调整器(被验证元器件)配置要求的工作状态、进行参数或功能测试、数据处理、下传，流程如图4所示。
对在轨测试数据进行分析，获取被验证元器件的参数和功能随被验证元器件在太空中的运行时间、环境温度、发射过程中的环境机械应力、遭受的太空辐射等应力的变化情况。图5所示为某一型号电压调整器的在轨测试数据示意图，根据在轨测试数据，得到电压调整器输出电压随在轨工作时间的变化情况，同时不同时间内被验证元器件周围环境温度不尽相同，因此得到了电压调整器在太空中综合环境下的参数或功能变化情况。图4中选取的判据是上下限不能超过地面定标值的±10％，例如地面定标值为3.3V，则判据为2.97V～3.63V，即如果在轨飞行验证阶段该电压调整器的输出电压一直处在该范围内，则认为其性能满足应用要求，在轨飞行验证的评价结论为合格，后续可以正式上天使用。

Claims (8)

1.元器件在轨飞行评价验证方法，其特征在于，包括：
1)确定被验证元器件在轨飞行评价验证阶段的工作状态；
2)确定被验证元器件在轨飞行评价验证所需测试的功能及参数；
3)研制开发在轨测试***；
4)对在轨测试***进行地面标定试验；
5)组装被验证元器件与在轨测试***，并随航天器一起发射入轨；在轨期间，被验证元器件按步骤1)确定的在轨飞行阶段工作状态运行，在轨测试***在太空中对被验证元器件的功能及参数进行测试，该功能及参数即是步骤2)确定的所需测试和监测的功能及参数；
6)在轨测试数据下传；
7)开展被验证元器件在轨测试数据的分析和判读。
2.如权利要求1所述的元器件在轨飞行评价验证方法，其特征在于，在轨测试***包括信号采集模块、供电模块、数据处理和传输模块、数据存储模块和接口模块；
所述信号采集模块用于对被验证元器件在轨测试参数进行采集和监测；
所述供电模块用于对被验证器件以及在轨测试***的其他模块提供工作所需电压；
所述数据存储模块用于暂时存放所述信号采集模块采集的在轨测试数据；
所述数据处理和传输模块用于对在轨测试数据进行初步处理；
所述接口模块包括用于连接航天器星务管理单元的接口模块和用于连接航天器机械和热控的接口模块；所述数据处理和传输模块的输出数据通过用于连接航天器星务管理单元的接口模块输送至航天器的其他单机，利用其他单机的传输通道进行数据下传；用于连接航天器机械和热控的接口模块实现在轨测试***与航天器机温控、散热和加热装置的连接。
3.如权利要求1所述的元器件在轨飞行评价验证方法，其特征在于，所述步骤1)中，根据被验证元器件具体型号规格、基本功能性能、典型应用方法，确定在轨飞行阶段被验证元器件的工作方式；所述工作方式至少包括：被验证元器件在轨飞行验证阶段实现的具体功能、供电要求、工作时间要求和***配套电路要求。
4.如权利要求1所述的元器件在轨飞行评价验证方法，其特征在于，所述步骤2)中，根据被验证元器件具体型号规格、功能性能、应用方法，确定在轨飞行阶段被验证元器件所需测试和监测的功能及参数。
5.如权利要求1所述的元器件在轨飞行评价验证方法，其特征在于，所述步骤3)中，根据步骤2)确定的在轨测试功能及参数研制开发在轨测试***；在轨测试***的性能指标需要结合被验证元器件在轨测试功能及参数、在轨期间航天器能够提供的能量、发射重量和体积等因素综合确定。
6.如权利要求1所述的元器件在轨飞行评价验证方法，其特征在于，所述步骤4)中，地面标定试验包括对在轨测试***本身可靠性进行试验和利用在轨测试***在地面对被验证元器件进行测试。
7.如权利要求6所述的元器件在轨飞行评价验证方法，其特征在于，对在轨测试***本身可靠性进行试验至少包括电特性测试、热环境适应性测试、力环境适应性测试；利用在轨测试***在地面对被验证元器件进行测试包括被验证元器件在不同供电电压下进行测试、被验证元器件在不同温度下进行测试、被验证元器件在机械冲击/振动/恒加速度试验下进行测试、被验证元器件在真空环境下进行测试、被验证元器件在长时间加电工作下进行测试。
8.如权利要求1所述的元器件在轨飞行评价验证方法，其特征在于，所述步骤7)中，对被验证元器件的在轨测试数据进行分析，获取被验证元器件的功能及参数随被验证元器件在太空中的运行时间、环境温度、发射过程中的环境机械应力、遭受的太空辐射应力的变化情况，结合元器件在轨工作方式及实现的功能对被验证元器件的在轨飞行情况进行综合评价。
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