环境适应性设计讲稿

1、 .PAGE34 / NUMPAGES34环境适应性设计 （王树荣）一个产品要成为被广大消费者所接受的商品，一个产品要成为一种招之既来、来之能战、战之能胜的武器，除了它的功能和性能外，就是它对环境的适应性和使用的可靠性。任何产品都处于一定的环境之中，在一定的环境条件下使用、运输和贮存。因此都逃脱不了这些环境的影响。特别恶劣的条件下工作的产品更是如此。产品环境适应性水平高低的源头是环境适应性设计，因此要研制出一个环境适应性好的产品，首先抓的是环境适应性设计，设计奠定了产品的固有环境适应性。1 环境适应性的设计步骤 （1）确定产品寿命期的环境剖面 一个产品从出厂到报废，除使用过程中的平台环境条件外

2、，还要经受到运输和贮存环境条件；另外还涉与到经受各种环境因素的概率，所谓环境剖面就是产品全寿命期所遇到的各种环境因素与其出现概率。可见作为环境适应性设计的第一步，应知道产品全寿命期的环境剖面，并以此作为设计依据。所以与使用方(甲方)谈判合同、任务书、研制总要求时一定要认真对待,因为它直接关系到技术方案和研制成本.（2）明确产品的平台环境条件 当前产品的环境适应性设计基本上以标准中的考核条件为设计依据的，其目的是交付，结果是使用中仍然故障不断，究其原因，其中最重要的是：产品实际所经受到的环境条件并不是标准中给出的环境条件（即标准中的试验条件或试验严酷等级）。所以当前国外的最新标准，对整机已不规定

3、具体的试验条件（即试验严酷等级），只给出自然或诱发环境条件的参考量值，例如2000版的MIL-STD-810F、即将发布实施的G150-200X 军用装备实验室试验方法。特别是后者，即新的G150更是如此，在原G150中均有试验条件一章（例如高温为70、低温为-55、湿热：高温高湿60 95% 低温高湿30 95%、），新的G150就没有这一章，取而代替的是“确定试验条件”，所谓确定试验条件，实质就是根据产品的安装平台环境条件来确定，标准给出的仅是供参考的区域（气候分区）环境条件或常用运载工具的环境条件。可见，作为环境适应性的设计的第一步首先要弄清产品的平台环境条件，特别是大型系统工程，各分系

4、统、子系统、设备、分机所经受到的环境条件又不同于整个系统所经受到的环境条件。（3）制订环境适应性设计准则 一个产品通常有许多分机组成，特别是大型系统工程，会更有许多分系统、子系统、设备单元组成，因此要搞好环境适应性设计，必须制定能保证产品环境适应性的统一设计准则，让每一设计师进行环境适应性设计时有统一的依据。环境适应性设计准则应采用先进的、成熟的材料、工艺、结构等，并且有好的费效比。（4）环境适应性设计输入验证 一个产品完成了环境适应性设计输入后，如果这种设计没有以前试验结果报告证实是可行的，则应进行设计验证试验来证明可行的。（5）环境适应性设计评审 环境适应性设计评审是对环境适应性设计输入进

5、行的全面、系统审查，从中发现环境适应性设计中的薄弱环节、提出改进意见、完善设计降低设计风险。2 环境适应性的设计原则进行环境适应性设计时，可按下列原则进行： （1）减缓影响产品的环境应力、增强产品自身耐环境应力的能力 环境适应性设计首先应综合考虑所设计产品可能经受到的各种环境因素与其应力，采用减缓环境应力的措施、增强自身耐环境应力的能力，即用有效的防护设计、材料、工艺等来达到所设计产品的环境适应性要求。 （2） 逐级明确防护对象和防护等级。 按从大到小的顺序，即从系统、整机、单元、零部件、模块、元器件到材料逐级明确防护对象和防护等级。 （3） 建立有效、合理的防护体系。 环境适应性设计应从多方

6、面入手：采用合理的结构设计，正确选择材料，严格进行计算并确定使用应力，选用稳定的加工装联工艺，建立有效、合理的防护体系。（4）综合考虑环境因素的不良影响 一种环境因素可能产生多种不良影响；一种不良影响往往是多种环境因素协同作用的结果，设计时应予以综合考虑。耐高低温设计温度对产品的影响是众所周知的:低温几乎对所有的材料都会产生不同程度的有害影响,凡是在低温下贮存和使用的产品,由于低温的影响,构成产品的各种材料的物理性能、电性能都将发生变化,导致暂时性或永久性的性能下降,甚至引起失效.具体而言:普通材料如橡胶、帆布、皮革等柔性材料的弹性降低,随之破裂;金属和塑料的脆性增大,导致破裂或产生裂缝,在温

7、度瞬变过程中,由于材料的收缩系数不同,会引起活动部件卡死或转动不灵,由于润滑剂粘性增大或凝固活动部件之间的摩擦力增大,引起动作滞缓,甚至停止工作;电子元器件电参数变化,直接影响到产品的性能;其次,还会引结冰或结霜引起受潮或结构破坏.高温能使各种材料的结构、物理性能、电性能发生很大的变化甚至导致永久性的损伤和不可逆的变化.高温对产品的主要影响有:由于各种材料的膨胀系统不同因而导致材料之间的粘结和迁移; 润滑剂流失或润滑性能降低,增加活动部件之间的摩损;密封填料、垫圈、封口、轴承和旋转轴等的变形;由于粘结引起机械失灵或完全失效;固定电阻器的阻值发生变化;变压器、机电组件过热;易燃或易爆材料引起燃烧

8、或爆炸;密封产品部压力增高引起破裂;有机材料老化、变色、起泡或产生裂纹;绝缘材料的绝缘性能降低(如橡胶在高温下,由于蒸发和浸析作用引起的脱模或增塑性),高温还会使电工电子产品的寿命明显缩短.为提高预警机任务电子系统设备耐高低温的性能，其耐高低温设计应列入任务电子系统总体方案设计畴,并与电路设计、结构设计、可靠性设计、电磁兼容设计等同步进行,相互协调。3.1 设计输入3.1.1 预警机的温度设计输入进行预警机任务电子系统设备耐高低温设计,首先要明确(知道)耐高低温的设计输入.该设计输入来自合同、任务书、研制总要求等文件或资料.例如:空警2000、空警200、ZDK03型三种预警机任务电子系统设备

9、的耐高低温设计输入如见下表3-1： 表3-1序号型号状态气密舱设备天线罩/平衡木设备外部安装设备低温高温低温高温低温高温1空警2000工作-10+35-45+60-55+70非工作-45+70-55+70-55+702空警200工作-5+35-45+60-55+70非工作-45+70-45+70-55+703ZDK03工作-5+35-45+60-55+70非工作-45+70-45+70-55+703.1.2 确定原则表3-1中的温度是如何确定的,它是根据地面大气温度、空气温度、任务电子系统安装平台的环境温度等确定的。而不是通常那样根据军标（例如：G150 军用设备环境试验方法）来确定。不按军标

10、确定设计输入的原因是军标要求太严，预警机任务电子系统设备如果完全按G150要求,研制难度大,成本高,而且也没有必要.当然这样做也是完全符合上面所说的新G150确定设计输入与考核要求的原则。3.1.2.1地面大气温度全球与我国的地面低温和高温大气温度和诱发温度:a) 低温环境试验中的低温条件来自产品所经受到的大气（平台环境）条件，现许多产品，特别是军品，基本上来自各种标准中的量值，例如G150等。 G150基本上等同MIL-STD-810E，MIL-STD-810E出发点是：其一是全球使用；其二是不仅要考虑最低温度的绝对值，还要考虑最低温度的出现概率，如果不考虑最低温度的出现概率（风险率），必然

11、会导致过试验。对此MIL-STD-810E中是这样考虑的：全球最低温度的记录极值（不包括南极洲）-68，就出现概率（风险率）而言： 低温 出现概率（风险率） -51（-60） 20% -54（-65） 10% -57（-71） 5% -61（-78） 1% 考虑正常研制/生产成本，大多数产品所用的出现概率（风险率）为20%，即-51。对满足特殊的使用，例如机载电子设备为10%的出现概率（风险率）即-54（-65），我们的G150将其取整数为-55。 2000版的MIL-STD-810F强调根据产品的实际平台环境条件来定产品的设计输入与考核（试验）条件，标准不统一规定一个考核（试验）条件，G15

12、0的修订版将贯彻这一思路。从这一观点出发，我国低气温记录极值为的情况为的漠河-52.3。在全国671观测站中，低于观测到-48的还有：的图里河-50.2、的呼玛-48.2、的吴-48.1、蒙的根河-49.7、的富蕴-51.5、的青河-49.7、的玛多-48.1。就全国的出现概率（风险率）而言： 低温 出现概率（风险率） -41.3（-60） 20% -44.1（-65） 10% -46.1（-71） 5% -48.8（-78） 1%从上述数据可见：在全国围使用取10%的出现概率（风险率），-44.1（-65）就可以了，-44.1取整数为-45。我国军用车辆标准就是以此-45为标准的，998工程

13、地面的贮存要求也是以此-45为标准的，即没有按-55来要求。空警200、ZDK03气密舱设备和天线罩/平衡木设备的非工作（贮存-地面停放）温度也是以此取的-45。 b)高温 全球最高大气温度记录极值为+58（离地1.2-1.8米，百叶箱），取1%的出现概率（风险率）+49。众所周知，实际的高温试验温度都高于此温度，因为高温考虑的是诱发温度。MIL-STD-810和GIB899中的有二个大家常见的+71和+85诱发温度。它们考虑的是太阳辐射或其它热源引起的温升，例如：不通风的罩体、封闭的车体、飞机上有暴露于太阳加热下的表面的舱段、帐篷、密闭的帆布下等。 我国最高大气温度记录极值：的吐鲁番为+47

14、.7、吐鲁番地区的艾丁湖为+50.6、吐鲁番民航机场为+49.6、为+41、为+43、为+44、修水为+44。就全国的出现概率（风险率）而言： 高温 出现概率（风险率） 40.0 20% 44.1 10% 42.9 5% 45.5 1% 对高温一般取1%的出现概率（风险率），即使这样，高温试验的量值也远高于此温度。因为上面已经说了，高温考虑的是诱发温度，例如： 表3-21 停放地点 电子舱温度同一时刻大气温度2 吐鲁番 民航机场 64.7 47.63 向塘机场 60.7 414 大托铺机场 57.1 43 对表7-1中64.7的值取1%的出现概率（风险率）为62。出于这种考虑，对高温贮存，我们

15、还是用70的温度值，即对三种预警机的非工作温度（贮存-地面停放）取的是70，这一温度对预警机是要求高了，特别是对气密舱设备，选这一温度是为了向G150靠的结果。3.1.2.2空气温度a) 空中低温 空气温度是确定天线罩和平衡木温度的任务电子设备工作温度的依据, 空气低温见表3-3表3-3高度KM 几何高度 压力高度气温（）出现月份/地点 气温（）出现月份/地点极值风险率10% 月份地点极值风险率10% 月份地点1-38.4-31.712嫩江海拉尔-38.8-31.511嫩江海拉尔2-40.2-30.4122嫩江嫩江-38.8-30.0121嫩江嫩江4-49.2-39.1121嫩江嫩江-47.5

16、-37.3122嫩江嫩江6-56.6-49.722嫩江-52.9-46.921嫩江8-66.6-57.921林江嫩江-61.9-55.5122嫩江10-71.0-64.411海拉尔阿勒泰-73.4-62.551阿勒泰12-74.8-67.151海流图阿勒泰-74.6-67.351海流图阿勒泰14-76.5-68.1121连平台北-77.9-71.079藤冲马公16-85.2-79.531马公马公-87.4-82.030马公马公18-86.7-81.821连平西沙岛-88.2-81.7612港西沙岛20-87.4-76.2123港西沙岛-87.2-75.5122港西沙岛22-79.6-69.07

17、2复兴镇-79.8-68.7712复兴镇24-71.4-62.91212马公-71.9-63.212326-69.0-60.4412克拉玛依定日-69.7-62.31212克拉玛依28-67.6-55.711伊宁-67.7-55.812伊宁30-69.6-56.421-69.0-56.521 从表3-3可见,在预警机的飞行高度上,就空中最低大气温度而言,是低于-55的,但对天线罩和平衡木设备有壳体保温与空气摩擦升温,对外部设备有飞行速度与空气的摩擦升温,所以取-55已足够。对此，从下表3-4与表3-5（表3-4与表3-5中的数据是航定委的实测资料）可见：即便大气温度到-72，飞机以380km/

18、h的慢速飞行，由于有蒙皮作用，电子设备周围的温度也达不到-55，因此对预警机而言，天线罩和平衡木设备的工作与非工作低温取-55已是一个很保守的数据了。从下表3-4与表3-5还可见：即便大气温度到-72，飞机以380km/h的慢速飞行，蒙皮的温度也不到-50，由于飞机蒙皮很薄，因此外部设备由于有与空气的摩擦升温，所以-55也足够了。 表3-4 沙提机场 歼七飞机 表速:380km/h高度大气温度部位16000m15000m11000m10000m-72()-72()-71()-69()-69()-55.5()-55.5()-44.5()上特设舱盖蒙皮-47.5-49.9-49.8-48.1-43

19、.1-41.8-42.1-34下特设舱盖蒙皮-47.5-46.1-48.4-46.3-47.2-40.6-40.4-32.9上设备舱电台接收机外壁-19.8-36.9-34.4-38.3-37.9-36.4-37.2-29.4上设备舱测距器傍空间-36.5-19.8-19.8-19.8-19.8-19.8-19.8-19.8下特设舱无线电罗盘与信标天线之间-34.4-33.5-35.4-36.8-35.8-32.6-32.6下特设舱无线电罗盘与陀螺之间-32.1-35.4-33.1-36.9-36.3-32.7-33.5-22.4下特设舱无线电罗盘机壳外壁-2.1-1.9-4.5-6.0-3.

20、9-3.6-1.2-0.0 表3-5 三家子机场 歼七飞机 表速:400km/h高度大气温度部位9000m10000m11000m12000m-59.5()-57()-51()-60()-60()-51()-47()-53.5()上设备舱蒙皮-43.2-41.9-38-45.9-45.7-34.9-29.5-35.8下设备舱蒙皮-42.4-41.3-37.3-43.9-45.2-34.7-28.7-34.9垂直尾翼器空间-42.2-40.4-36.1-40.7-44.2-32.2-28.2-33.9下特设舱无线电罗盘与信标天线之间-39.3-39.3-33.9-38.9-40.7-31.3-2

21、5.6-29.4下特设舱无线电罗盘与陀螺之间-35.4-34.3-31.1-38.2-37.1-28.3-22.9-26.5下特设舱无线电罗盘机壳外壁-19.4-16.5-17.9-20.3-20.7-16.6-6.1-8.0上设备舱电台接收机外壁-29.3-25.1-24.5-26.6-30.4-21.5-15.8-18.7b) 空中高温 空中高温是指在高空负温下高速飞机与空气摩擦导致飞机蒙皮高温（例如：根据航定委实测资料，在12000m，以M=2.0速度飞行时，飞机蒙皮会产生93.7），而导致电子设备周围的高温，由于预警机在高空以巡航速度飞行，所以这不是一个需要考虑的问题。3.2 设计措施

22、电子设备的耐高低温设计应从下列三方面进行。3.2.1 合理的结构设计合理的结构设计是电子设备耐高低温设计最为重要的保证。进行耐高低温结构设计时首先应综合考虑总功耗、功率密度、热源分布、热敏感性、与失效率相适应的元器件温度极限、体积、重量、热环境等因素.如需进行热设计,可按表3-3规定的单位传热面积的热耗从结构设计上选择电子元器件、单元模块、整机的最佳冷却方案。表3-3 温升为40(环境温度25) 单位传热面积的最大热耗量冷却方法分立器件组成的模块(传热面积计算含散热器面积)集成器件组成的模块(传热面积计算含散热器面积)自然对流 800W/m2 800W/m2冷板(自然对流) 1500 W/m2

23、强迫空气冷却 3000 W/m2气冷式冷板 16000 W/m2 3400 W/m2液冷(自然对流) 20000 W/m2液冷式冷板 16105 W/m2a）电子元器件的冷却设计 应根据电子元器件安装处的平台环境条件,按G299B的规定确定元器件、模块的最大结温和减额准则.装有散热器的微电子集成器件和分立半导体器件应根据其单位传热面积的最大热耗散量,按表3-3选取其冷却方法.使用的红外探测器、计算机存贮器、参量放大器等器件以与需要提供负温或恒温工作模块,其冷却负载小于300W时,宜选用温差电致冷却.速调管行波管等大功率器件,应优先选用液冷.单个电子器件（如集成器件、分立式半导体器件、大功率器件

24、）应根据温升限值，设置散热器或独立的冷却装置. 对关键的器件、模块的冷却装置,应采用冗余设计, 冗余量按分配给关键的器件、模块的可靠度而定.热敏器件应远离热源安置,必要时应考虑热绝缘或恒温措施.互连用的导线、线缆、器材等,应考虑因温度引起的澎账、收缩造成的故障. b) 印刷电路板组件的热设计 印刷电路板上的电子元器件应采用正确的热安装技术印刷电路板上的的功率器件,应采用有效的措施降低器件与散热器界面的接触热阻.印刷电路板应优选导热条印刷板或金属夹心印刷板.印刷电路板的导热条夹紧装置、导轨以与导轨与插箱之间应具有足够的接触压力和接触面积.仅靠自然对流冷却的印刷电路板之间的相互间距应足够对流(通常

25、19mm), 印刷电路板上的最高电子元器件的顶点,与插箱箱壁的间距也应足够对流(通常23mm).c)插箱的冷却设计应根据插箱中模块单元传热面积的热耗量,按按表3-3选取其冷却方法.采用强迫空气冷却的插箱,应使流经印刷板的气流与热耗电子器件进行充分热交换(如安装紊流器等措施),以提高热交换效果.密封式插箱的两側壁应采用冷板装置, 并使印刷电路板与两側壁的热流通路阻力和对流空气的流道阻力最小.d)机柜的冷却设计机柜中各单元热量分布均匀时,可采用抽风冷却,非均匀热源采用鼓风冷却.对热耗大的,可采用并联风机布置;阻力大的机柜, 可采用串联风机配置,必要时,采用并串联相结合的风机配置.密封式机柜的热耗量

26、大于1000W时,宜采用气-液混合冷却等多种方式, 混合冷却系统的流道(风、液的通路)应专门设计,以使阻力最小. 混合冷却系统的热性能应按GB/T12993的规定进行检测.e) 冷板设计密封式机柜、插箱、模块应优先采用紧凑式冷板装置作为热交换器,应根据热源的分布(集中、均布、非均布) 、热流密度、许用温度、冷板流通通道的许用压降和冷板的工作环境条件的等综合因素进行冷板设计冷板的冷却剂(空气、淡水等)必需经过处理.冷板的换热计算和结构强度计算可按G227中的规定进行. 冷板的热性能检测应按G12993的规定进行.f) 冷却系统冷却:就冷却系统而言,在环境极值条件下,应能提供足够的冷却能力.在设备

27、维修期间, 冷却系统也应具有冷却能力.在紧急措施情况下,一旦正常的冷却系统无法工作,应有备用措施或保护措施. 冷却系统应设置有:显示运行时冷却剂(空气、流体、相变材料等)的出口温度值和过热告警的装置. 冷却系统的热交换器,空气或流体等的冷却介质的过滤器,应考虑到它的维修性. 强迫空气对流冷却系统设计:应根据插箱的热耗量和部阻力, 选择合适的通风机，设计合理的空气流通通道(应尽量减少风道的沿途阻力和局部阻力),以保证各个需要冷却的部位得到其所需的风量.强迫空气对流和自然空气对流的流通方向应尽可能保持一致. 冷却空气应首先流经对温度敏感的元器件和温度低的元器件.冷却空气的进出口应相互错开,不得形成

28、气流短路或断路. 进出风口的大小应与冷却空气的流速相适应. 进出风口的温差不应超过14.冷却空气的进口处应设计有防尘防污装置.通风口还应考虑电磁兼容和安全性要求. 液体冷系统设计对采用强迫空气对流冷却还达不到冷却要求的部位,可考虑采用液冷方式.采用液冷系统时,其设计应结合电子设备的使用特点进行:冷却剂:一次冷却剂选用淡水或其它冷却介质,二次冷却剂选用空气或冲压空气. 冷却剂的出口温度应比周围空气的露点温度高10以上.冷却剂在最高工作温度时不产生沸腾; 最低工作温度时不产生凝结. 冷却剂的国军标为:G1446.80.液冷系统: 液体流通通道应设计合理,泵的选择应与冷却剂兼容,并符合供电要求.热交

29、换器的选择应为换热效率高、体积小、重量轻,通过热交换器的热降不得超过70KPa. 液冷系统的连接管道,特别位于被冷设备中的管道,其接头处应有严密的防漏措施,不允许有渗漏现象(以例说明).管道系统应装有快速自动密封接头和排空装置,便于维修.采用淡水冷却的系统,应设置定期监控水质变化,保证水的质量符合规定指标的装置.3.2.2 正确地选择材料a）尽量选择对温度变化不敏感的材料，采用经优选、认证或经多年实践证明可靠的金属和非金属材料。b）选择的材料在温度变化围，不应发生机械故障或破坏完整性，如机件变形、破裂、强度降低等级、材料发硬变脆、局部尺寸改变等。c）选择膨胀系数不一的材料时，应确定其在温度变化

30、围不粘结或相互咬死。d）选择的润滑剂，应在温度变化围能保证其粘度、流动性稳定。3.2.3 采用稳定的加工、装联工艺a）在高标准的制造和装配环境下，进行电子设备的加工、装联工艺b）对于电子设备机箱各个组件，应采取合适的热安装技术；而对于印制板组件，其板上的电子元器件同样应采取正确的热安装技术。c）采用新型的、经验证的或典型的、可靠的天线、机箱与印制板涂装工艺、金属电镀工艺等，确保其工艺涂镀层在温度变化围不出现不符合标准的保护性与装饰性评价。防潮设计产品在热带、亚热带地区贮存、运输与使用经常会遇到湿热环境.特别在车厢、飞机的驾驶舱与电子舱、舰船的驾驶舱与电子舱室、坑道、帐篷等特殊环境条件下贮存、运

31、输与使用,由于强烈的太阳辐射增温或不通风、往往会使部的温度和相对湿度增高很高并维持很长时间.湿热对产品的影响主要表现下述三方面:物理性能变化湿热环境环境可以引起材料的机械性能和化学性能的变化,如体积膨胀、机械强度降低等.由于吸潮,使密封产品的密封性能降低或破坏、产品表面涂层剥落、产品的标记模糊不清等.电性能由于凝露和吸附作用,使绝缘材料的表面绝缘电阻下降.另外,由于水份的吸收和扩散(渗透作用) ,使绝缘材料的体积电阻下降,损耗角增大,从而产生漏电流.对整机设备,将会导致灵敏度降低,频率漂移.腐蚀作用湿热的腐蚀作用主要是由于空气中含有少量的酸、碱性杂质,或由于产品表面附有焊渣、汗渍等污染环境物质

32、引起的间接化学和电化学腐蚀作用.为提高舰船电子设备防潮性能，与耐高低温设计一样,防潮设计也应列入电子设备总体方案设计畴,并与电路时设计、结构设计、可靠性设计、电磁兼容设计等同步进行,相互协调。4.1 设计输入与耐高低温设计一样,我们在进行任务电子系统防潮设计时,首先也要明确(知道) 防潮设计的设计输入.同耐高低温设计一样, 防潮设计的输入来自合同、任务书、研制总要求等文件或资料.例如:三种预警机任务电子系统的防潮设计输入,采用的是“HB 6167-89 民用飞机机载设备环境条件和试验方法”，具体为：升温段： 38 55 95（RH） 保持2h 高温高湿段： 55 95（RH） 保持6h 降温段

33、： 55 3885（RH） 保持16h上述为一个循环，一次试验共6各循环 对上述的设计输入条件如何理解,在此作如下解释:潮湿通常有高温高湿、高温低湿、低温高湿。高湿是指相对湿度超过80%的环境。根据多年的气象记录统计，我国高湿以长江为界，长江以南超过90%相对湿度的天数占全年的20%以上，超过80%相对湿度的天数占全年的50%以上。高温高湿的全国极值记录为：气温31.4，相对湿度100%。全国171个观测站中高温高湿的极值记录如表4-1所示： 表4-1 观测站 相对湿度 气温 时间 捂州 98% 32.91968年8月5日 100% 30.41953年8月1 4日 100% 29.21952年

34、8月1日 100% 28.21973年7月30日 100% 28.01961年7月23日从上面的数据可见，大气中不存在湿热试验中的那种温度与湿度。自然界能产生95%相对湿度的最高温度不超过+35.IEC环境条件标准指出：对不通风的密闭体，在全世间最恶劣的诱发环境条件（-65+85）中使用，达到95%相对湿度时的温度为+50；其余为：在-25+70围，达到95%，的温度为+40；在-40+70围，达到95%，的温度为+45。可见所有标准中的湿热试验条件都不是环境条件，而是试验条件，即从对产出影响等效提出试验条件。所以美军标MIL-STD-810F环境试验方法和工程导则、国军标G150-86军用设

35、备环境试验方法、航标HB5830.11-86机载设备湿热环境条件与试验方法等三个标准中的试验（考核）条件(见表4-2、表4-3)，不是环境条件，它是为了能在短时间暴露产品与在实际使用环境下一样的损伤、故障(特别是潜在故障)、失效而加严了的试验条件,因为60与95%相对湿度的组合在自然环境中是不会出现的.可见防潮设计的输入条件不是自然界的潮湿环境条件,而是考核(试验)条件. 表4-2 G150-86 军用设备环境试验方法 类别 高温高湿 低温高湿试验周期温度相对湿度温度相对湿度地面和机载电子设备6095%3095% 10地面起动控制设备和舰船设备60595%3095% 5弹药自然环境周期4090

36、%2195% 20 表4-3 HB5830.11-86机载设备湿热环境条件与试验方法试验阶段温度 相对湿度 %时间 h周期 C升温 30-602955 210高温高湿 602955 6降温 60-30285 8低温高湿302955 8 从表4-2和表4-3可见,对三种预警机任务电子系统的防潮设计输入,我们既没有用G150.9-86的要求,也没有用HB5830.11-86中的要求,其理由是预警机有空调系统,与民航机更接近,而G150.9-86和HB5830.11-86是出于对战斗机的考虑.4.2 设计措施4.2.1 结构设计在不影响设备性能的前提下，应尽可能采用气密密封机箱。密封设计可多层次进行

37、:单元模块单独密封、机箱、机柜、显控台整体密封.对防潮要求高的设计,对安装平台潮湿环境严酷的设备,其密封要求为:外壳应能把装的电子组件或元件完全气密封(不允许有敞开的通风口或其它开孔),即能防止壳体外空气流通和泄漏,设备应无凝露,即应在干燥空气中密封.对显示屏窗口、键盘、开关、按钮、指示灯、插座等安装孔,面板、减振器等螺钉安装孔均应采用气密封.密封时还应注意与电磁兼容的屏蔽不要产生矛盾,否则气密封与电磁兼容屏蔽分别进行, 此时,气密封在外层, 电磁兼容屏蔽在层,紧固件在最外层.4.2.2 防潮处理a）憎水处理通过一定的工艺处理，降低产品的吸水性或改变其亲水性，如用硅有机化合物蒸气处理，可提高产

38、品的憎水能力；b）浸渍处理用高强度与绝缘性能好的涂料填充某些绝缘材料、各种线圈中的空隙、小孔、毛细管等。浸渍处理除可以防潮外，还可以提高纤维绝缘材料的击穿强度、热稳定性、化学稳定性以与提高元器件的机械强度等。c）灌封用环氧树脂、蜡、沥青、油、不饱和聚酯树脂、硅橡胶等有机绝缘材料加热熔化后，注入元器件本身或元器件与外壳间的空间或引线的空隙，冷却后自行固化封闭。所使用的材料应保证其耐霉性。d）密封装置对零部件、模块等采用密封装置，分塑料封装和金属封装两种：塑料封装塑料封装是把零件直接置于注塑模具中与塑料制成一体。金属封装金属封装是把零件置于不透气的密封盒中，有的还可在盒注入气体或液体。e）表面涂覆

39、用有机绝缘漆涂覆材料表面，提高防潮性能；f）使用防潮剂在设备部放置防潮剂，并定期更换。4.2.3 材料选择应尽量选用防潮性能好的材料，如铸铁、铸钢、不锈钢、钛合金钢、铝合金等金属材料以与环氧型、聚酯型、有机硅型、聚酰亚胺型等绝缘防护材料等。4.2.4 防潮包装为防止设备在贮存、运输过程中受潮，应采取防潮包装，并符合GB5048的规定。5抗振缓冲设计5.1 设计输入三种预警机任务电子系统的冲击设计输入是一样的,振动设计输入是有区别的.5.1.1 振动设计输入5.1.1.1 K200和021工程的振动设计输入气密舱设备的振动强度要求 K200和021工程用的载机是Y8C,是国产螺旋浆飞机.根据MI

40、L-STD-810F和新G150确定设计输入和考核要求的原则,即标准中对固定翼飞机-螺旋浆式飞机所说的:即“d.暴露量级:在可能的情况下，采用飞行中测量的振动去制订振动准则，如果没有飞行振动测量数据，可以将附录C的图514.5C-9的频谱和表514.5C-2结合使用。这些量级是根据C-130和P-9飞机的测量数据得出的，可以基本代表这种类型飞机的环境，尖峰谱密度随频率降低是在谱密度格式的数据分析上得出的”。 根据上述原则，对Y8C飞封舱的任务电子系统，采用了：国家科委“八五”科技攻关计划“包装质量保证工程中的军用物资运输环境条件研究”形成的国军标“G3493军用物资运输环境条件”中的Y8C的振

41、动条件,该课题是当时的国防科工委负责的课题。“G3493军用物资运输环境条件”中Y8C货舱底板的振动条件为: 频率围：10-2000Hz 总均方根加速度：Grms=3.25g振动谱型曲线见图5-1中的实线振动谱型量值： 10Hz-67Hz 0.0004g2/Hz 67Hz-74Hz 0.2g2/Hz 74Hz -135Hz 0.005g2/Hz 135Hz-149Hz 0.05g2/Hz 149Hz-202Hz 0.005g2/Hz 202Hz-223Hz 0.05g2/Hz 223Hz-270Hz 0.005g2/Hz 270Hz-298Hz 0.2g2/Hz 298Hz-2000Hz 0.

42、0004g2/Hz 图5-1 密封舱设备功率谱密度曲线为了说明这一数据的由来,下面将实测和数据处理情况作一介绍:在Y8C的货舱底板上共布置了4个测点,即前舱二个与后舱二个,每个测点均安装了三向传感器,即同时测出垂直、前后、左右三方向的振动。下表5-1是Y8C典型(最大)子样的总均方根加速值 表5-1 Grms飞行状态垂直方向左右方向前后方向前舱后舱前舱后舱前舱后舱第1测点第2测点第3测点第4测点第2测点第3测点第2测点第3测点辅滑0.23010.26230.06660.0370起飞滑跑1.01560.8145o.28230.40880.30330.14650.13730.1122爬升0.886

43、10.61040.19180.0585空中平飞1.49810.90240.27220.10380.32320.12030.18420.0780降落滑跑0.37930.30660.12320.2874实测数据看:Y8C前舱的振动大于后舱,空中的振动大于起飞滑跑与降落滑跑的振动,这与们对安-26的实测结果相反,其中前舱的振动大于后舱也与美军标MIL-STD-810F中对C-130运输机的实测结果也相反.Y8C的实测数据归纳量值见表5-2表5-2 Grms状态数据形式垂直方向左右方向前后方向地面振动最大值1.15160.38410.32433值1.08560.32050.2934空中振动最大值1.7

44、6940.50160.24113值1.71740.44140.22591%风险率值1.44360.32640.2072 Y8C的实测数据的规花量值见表5-3表5-3状态数据形式垂直方向左右方向前后方向地面振动最大值2.174 0.8159 0.44313值 2.006 0.6986 0.3713空中振动最大值 3.852 0.8018 0.52833值 3.826 0.7804 0.4251从表5-1、表5-2、表3可见：单个子样的空中最大振动是1.4981Grms，数据归纳后已是1.7694 Grms，形成设计输入与试验考核的量值已是3.852 Grms。中间提高了2.5倍以上。应该说Y8C

45、超出这一量值的可能性是非常非常小了。在具体确定国军标G3493中的数据时，航空部门认为：考虑到仪器误差等下调为：3.25 Grms.密封舱设备的功能振动要求 任务电子系统,还有一个在振动状态下工作的问题,即经常作用在任务电子系统的振动量值,该值是取的形成设计输入与试验考核的量值数学期望值,即1.398 Grms,具体要求为:频率围：10-2000Hz 总均方根加速度：Grms=1.398g振动谱型曲线见图5-1中的虚线振动谱型量值： 10Hz-67Hz 0.00007g2/Hz 67Hz-74Hz 0.04g2/Hz 74Hz -135Hz 0.0005g2/Hz 135Hz-149Hz 0.

46、01g2/Hz 149Hz-202Hz 0.0005g2/Hz 202Hz-223Hz 0.01g2/Hz 223Hz-270Hz 0.0005g2/Hz 270Hz-298Hz 0.04g2/Hz 298Hz-2000Hz 0.00007g2/Hz 外部备的振动要求由于没有Y8C外部设备的振动实测数据,对Y8C外部设备我们只能暂用MIL-STD-810F中C-130和P-9螺旋浆式飞机的振动条件.频率围：10-2000Hz 总均方根加速度: 见表5-4随机振动功率谱密度曲线见图52）： 表5-4设备位置 在频f0处的振动量值总均方根加速度螺旋浆前（18框前）的机身上的外部设备0.1 g2/H

47、z螺旋浆后（18框后）的机身上的外部设备或机翼外的设备0.3 g2/HzY8C飞机的基本激励频率f0=71.5 hz ；fi= 5 (i=0,1,2,3) 图52外部设备随机振动功率谱密度曲线 表5-4和图5-2的振动数据为美军标MIL-STD-810F中的数据,该数据为:安装在螺旋浆飞机上装备的振动环境(除安装在发动机上的由于炮振引起的),包含螺旋浆飞机组合外挂/外挂上装备(还没有已知的数据源,如果要定义螺旋浆飞机外挂的振动,实际环境的测量数据是关键,附录C表514.5C-2和图514.9-9,即本文表5-4和图5-2,可以用来开发一般振动的预先估计.).可见,它是带武装的螺旋浆飞机,从数据

48、处理角度,它也是这类飞机最大振动的包络,所以用来作为任务电子系统外部设备的振动设计输入和考核要求还可以,作为密封舱设备就过严了,所以我们就用了国军标G3493中的数据.5.1.1.2 K2000的振动设计输入气密舱和罩设备设备的振动设计输入与考核（试验）要求与K200和021工程一样，对气密舱和罩设备设备振动设计输入与考核（试验）要求，取自“G3493军用物资运输环境条件”中的LI-76（K2000载机）的振动条件频率围：10-2000Hz总均方根加速度与功率谱密度：功能试验： Grms=0.7837g 耐久试验 Grms=1.856g 10Hz 0.00045g2/Hz 10Hz 0.001

49、g2/Hz 170 Hz 0.00045g2/Hz 170 Hz 0.001g2/Hz 250 Hz 0.000705g2/Hz 250 Hz 0.004g2/Hz 530 Hz 0.000705g2/Hz 530 Hz 0.004g2/Hz 2000 Hz 0.0000605g2/Hz 2000 Hz 0.0005g2/Hz 随机振动功率谱密度曲线见图53 图53随机振动功率谱密度曲线图5-3是对LI-76起飞、降落、空中飞行中前舱、后舱，并且是垂直、前后、左右三个方向上352个子样取极值包络出来的值.众所周知, 振动设计与考核(试验)有正弦振动（定频、扫频）、随机振动（宽带、窄带、宽带+窄

50、带、宽带+正弦）等。振动设计与考核(试验)条件最好应自来产品的所遇到的平台环境条件，在具体数据处理时与温度不同的是：温度试验条件是对自然大气条件取一定风险率（出现概率）的值，是一个小于极值的值。振动是对产品所遇到的各种振动工况下的子样取极值包络，然后规化成设计与考核(试验)的规值，因此是一个加严了的值（通常是比正常出现的值加严了2-4倍）。 下表5-5、表5-6、表5-7是说明如何得出K2000预警指挥机气密舱和罩设备设备的振动设计输入和考核要求的。 下表5-5为对LI-76实测得到的典型子样的Grms值 表5-5 LI-76 典型子样的Grms值飞行状态 垂直方向 左右方向 前后方向 前舱

51、后舱前舱后舱前舱后舱测点1测点2测点3测点4测点2测点3测点2测点3辅滑0.09800.07980.07470.0717加力0.22700.29350.22850.2277起飞滑行0.27170.28260.45460.70790.26400.34840.12640.3608平飞0.12230.14740.21300.29200.05000.14010.05140.1407平飞汉口0.13240.15250.22430.29230.05240.15270.06030.1428降落汉口0.38510.81390.70330.50000.18380.3862降落0.52240.78430.4653

52、降落0.57110.74910.53970.5922 从表5-5可见，子样的最大值为Grm=0.8139（汉口降落滑行时测得）。 下表5-6为对LI-76实测得到的典型子样的Grms值的数据归纳量值。表5-6 数据归纳后的Grms值 垂直方向 左右方向 前后方向地面振动最大值 1.1539 0.7757 0.71381 3 1.0997 0.8194 0.7363空中振动最大值 0.4336 0.3117 0.3089 3 0.3432 0.2501 0.2472从表5-6可见，数据归纳后的地面最大振动Grms值=1.1539，即图5-3中的曲线（曲线下的面积）；空中数据归纳后的最大振动Grm

53、s值=0.4336。由于数据归纳量值在试验室是无法模拟的(从图5-3可见,曲线太复杂,当今的试验设备还实现不了),必将上表5-6中的数据归纳量值再进一步规化为设计输入和考核（试验）要求的规谱，其规化后的Grm值如下表5-7所示： 表5-7 规化后的试验要求的Grms谱 状态 垂直方向 左右方向 前后方向地面振动最大值 1.856 1.415 0.7855 3 1.762 1.444 0.7885空中振动最大值 0.7837 0.6342 0.4533 3 0.5911 0.5299 0.3506 从表5-7可见，规化出的Grms=1.856就是包络图5-3中曲线的折线，即设计输入和考核（试验）

54、规谱。其值为最大子样值的2.3倍。从上述一系列的数据和图可见，振动试验的量值源于实际环境，但又远高于使用环境。外部备和机翼上设备的振动要求同Y8C一样，对K2000预警指挥机任务电子系统外部设备和机翼上设备我们只能暂用“RTCA DO 160C 机载设备环境条件和试验方法中的数据，其历史原因是以色列对外部设备就是这样要求的。外部设备频率围：10-2000Hz总均方根加速度：功能试验 Grms=4.12g耐久试验：Grms=6.08g Grms=4.12 Grms=6.08 40Hz-10Hz -6dB/oct 40Hz-10Hz -6dB/oct 40Hz-500Hz 0.02g2/Hz 40

55、Hz-500Hz 0.04g2/Hz 500Hz-2000Hz -6dB/oct 100Hz-2000Hz +6dB/oct 机翼上设备频率围：10-2000Hz 总均方根加速度： 功能试验：Grms=7.93g 耐久试验：Grms=11.9g Grms=7.93Grms=11.9 40Hz-10Hz -6dB/oct 40Hz-10Hz -6dB/oct 40Hz-100Hz 0.04g2/Hz 40Hz-100Hz 0.08g2/Hz100Hz-200Hz +3dB/oct 100Hz-200Hz +3dB/oct200Hz-500Hz 0.08g2/Hz 200Hz-500Hz 0.12

56、g2/Hz 500Hz-2000Hz -6dB/oct 500Hz-2000Hz -6dB/oct5.1.1.3 LRU(整机中的分机、设备、)的抗振设计要求研制总要求、研制合同、研制任务书中的环境设计要求，是对整个系统或整个设备而言的，对安装在系统（或设备）中的某一LRU(分机、设备)实际所经受到的振动，则不同于系统（或设备）振动要求，对有减振器的LRU通常是小于系统（或设备）的振动；对无减振器的LRU通常是大于系统（或设备）的振动。因此，在进行LRU的抗振设计时，前者，可直接采用系统（或设备）的振动要求；后者，则要根据LRU实际安装处的振动来决定LRU的振动设计要求（通常是大于系统（或设备

57、）的振动要求。例如998工程显控台上用的键盘，对整个显控台的输入振动就是图5-3的谱型和Grms=1.856的量值，而键盘安装处的振动响应曲线（响应曲线的量值Grms=5.248）和规化量值折线（规化量值折线的量值Grms=12.02）如图5-4所示。可见，Grms=12.02的量值和谱型就是我们设计外订购键盘和对键盘考核验收的振动要求。图5-4 显控台键盘安装处的振动要求5.1.2 冲击设计输入三种预警指挥机的抗冲击设计输入均为:飞行冲击：半正弦波 6g、11ms; 安全冲击：半正弦波15g、11ms.5.2 设计要点、方法与措施5.2.1 抗冲击设计当前抗冲击的设计大都是以冲击脉冲的峰值加

58、速度来计算其强度和刚度的,实际影响产品强度和刚度的是冲击脉冲的峰值加速度、冲击脉冲波形和冲击脉冲波形的持续时间三个要素. 冲击脉冲的峰值加速度、冲击冲波形和冲击脉冲波形的持续时间三个要素合在一起代表了实际环境对产品的冲击能量,因此仅以其中的一个要素来进行抗冲击设计往往是偏面的.因为冲击对产品的破坏是响应破坏.举个不适当的例子,当一个人被别人骂时,有的话他听了后无动于衷,无所谓;有的话他听了后就跳得很高,非常强烈,这是为什么,这就是一个响应问题.同样产品对冲击也有一个响应问题，举例来说：下图5-5是一个6g、16ms的半正弦冲击脉冲波形 图5-5 6g、11ms的半正弦冲击脉冲波形6g、11ms

59、的半正弦冲击脉冲波形的响应特性如下图5-6所示： 图5-6 半正弦冲击脉冲波形的冲击响应谱电子产品一般均为弹性体，当受到一个冲击脉冲（例如图5-5中的6g、11ms的半正弦冲击脉冲波形）的冲击时，就有一个冲击响应问题。这种冲击响应才真正表示了冲击运动对产品所造成的作用力大小，即对产品的破坏，可见，冲击响应谱才是真正衡量冲击运动对产品破坏定量表示方法，即已成为一种强度标准了事。所以在进行产品的抗冲击设计时，正确的设计方法应根据冲击脉冲的冲击响应谱进行设计，而不是根据冲击脉冲进行设计。下面谈谈如何采用冲击响应谱进行抗冲击设计：请看图5-6 的半正弦冲击脉冲波形的冲击响应谱，它是一条归一化的标准冲击

60、响应谱曲线，在1/冲击脉冲波形的持续时间的频率上达到最大响应，即在无阻尼条件下，这种响应为输入冲击脉冲峰值加速度的1.78倍。这条曲线的得来是这样的：用一冲击脉冲对一系列单自由度系统（设从1Hz-2000 Hz,每1Hz一个）进行冲击,然后将每一个单自由度系统的响应按频率为序从高到低排列,最后将其连成结起来,便是图5-6 的曲线.响应小于1 当冲击脉冲波形的持续时间给定后(如11ms),如将产品的固有频率设计成满足fn.D小于0.3,即产品的固有频率设计成27.28Hz式中: fn: 产品的固有频率 D: 冲击脉冲波形的持续时间当将产品的固有频率设计成27.28Hz时,受11ms冲击脉冲冲击后