航天繼電器貯存過(guò)程吸合時(shí)間退化機(jī)理研究

葉雪榮 林義剛 黃曉毅 翟國(guó)富

(哈爾濱工業(yè)大學(xué)電氣工程及自動(dòng)化學(xué)院 哈爾濱 150001)

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航天繼電器貯存過(guò)程吸合時(shí)間退化機(jī)理研究

葉雪榮 林義剛 黃曉毅 翟國(guó)富

(哈爾濱工業(yè)大學(xué)電氣工程及自動(dòng)化學(xué)院 哈爾濱 150001)

航天繼電器作為一種密封的電器元件，其貯存可靠性對(duì)于導(dǎo)彈等武器裝備至關(guān)重要。如何測(cè)試評(píng)價(jià)航天繼電器在貯存過(guò)程中性能及可靠性的衰退，是繼電器用戶(hù)和廠家非常關(guān)心的問(wèn)題。利用開(kāi)發(fā)的實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)某型號(hào)航天繼電器進(jìn)行了貯存加速實(shí)驗(yàn)，得到了吸合時(shí)間的變化規(guī)律。分析并驗(yàn)證了貯存過(guò)程中吸合時(shí)間變化的主要原因是簧片應(yīng)力松弛所導(dǎo)致的反力變化。通過(guò)仿真與實(shí)驗(yàn)均證實(shí)了吸合時(shí)間與簧片初力存在近似的線(xiàn)性關(guān)系，進(jìn)而提出可采用吸合時(shí)間來(lái)表征簧片的應(yīng)力松弛退化特性。建立了高溫條件下繼電器吸合時(shí)間的貯存退化模型，為進(jìn)一步研究繼電器貯存可靠性及貯存壽命預(yù)測(cè)奠定了基礎(chǔ)。

航天繼電器 貯存 吸合時(shí)間 應(yīng)力松弛

0 引言

航天繼電器是國(guó)防武器裝備系統(tǒng)中不可缺少的關(guān)鍵元器件之一，其貯存可靠性直接影響國(guó)防武器裝備系統(tǒng)的可靠性。李子先等[1]通過(guò)故障樹(shù)分析方法，對(duì)密封電磁繼電器貯存條件下的失效模式進(jìn)行了歸納分析，提出了故障診斷方法。陸儉國(guó)等[2]分析了航天電磁繼電器的貯存失效機(jī)理，并利用灰色理論對(duì)加速貯存壽命實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了預(yù)測(cè)。王召斌等[3,4]從失效物理的角度對(duì)航天電磁繼電器接觸失效進(jìn)行了研究，建立了溫度應(yīng)力下的航天電磁繼電器貯存退化物理方程。

航天繼電器貯存過(guò)程中，其簧片、線(xiàn)圈、骨架、漆包線(xiàn)以及磁性材料等均會(huì)發(fā)生一定程度的退化，從而影響繼電器的動(dòng)作特性或接觸性能。對(duì)于長(zhǎng)期貯存的航天繼電器，利用貯存過(guò)程的測(cè)試數(shù)據(jù)準(zhǔn)確評(píng)估其性能衰退程度并預(yù)測(cè)未來(lái)的工作特性，對(duì)于廠家和繼電器用戶(hù)均具有至關(guān)重要的意義。

繼電器的吸合過(guò)程由電磁系統(tǒng)與觸簧系統(tǒng)配合完成，M. Hammerschmidt等[5]指出，吸合時(shí)間作為可表征繼電器吸合過(guò)程的特性參數(shù)，與觸點(diǎn)間隙、接觸壓力等機(jī)械參數(shù)存在確定的關(guān)系。因此，吸合時(shí)間退化數(shù)據(jù)包含了反映繼電器零部件退化的特征信息。在貯存過(guò)程中，電磁系統(tǒng)的退化主要體現(xiàn)為線(xiàn)圈漆包線(xiàn)電阻的變化，而觸簧系統(tǒng)的退化主要由簧片應(yīng)力松弛引起，二者的共同作用導(dǎo)致了繼電器吸合時(shí)間的退化。

目前國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)材料的應(yīng)力松弛研究的比較深入[6-9]。A.Fox[10]在研究鈹銅合金條材的彎曲應(yīng)力松弛特性時(shí)指出，應(yīng)力松弛的下降率與時(shí)間的對(duì)數(shù)呈線(xiàn)性關(guān)系。K.Hashizume等[11]在研究了彈簧用銅合金板材的應(yīng)力松弛特性后，建立了Hashizume公式。朱永慶等[12]對(duì)繼電器接觸簧片材料(國(guó)產(chǎn)錫青銅和鈹青銅帶材)進(jìn)行了加速應(yīng)力松弛實(shí)驗(yàn)研究，從短期內(nèi)的變化規(guī)律推算了長(zhǎng)時(shí)間的應(yīng)力松弛量。已有研究大多單從材料的角度研究應(yīng)力松弛，本文在對(duì)航天繼電器進(jìn)行貯存加速實(shí)驗(yàn)時(shí)發(fā)現(xiàn)，吸合時(shí)間在貯存過(guò)程中變化較為明顯且具有特定的趨勢(shì)，通過(guò)分析導(dǎo)致吸合時(shí)間退化的原因后，提出采用吸合時(shí)間表征簧片應(yīng)力松弛貯存退化特性，并建立了退化模型，可為繼電器貯存可靠性研究提供參考。

1 繼電器貯存加速實(shí)驗(yàn)及結(jié)果

1.1 航天繼電器貯存環(huán)境應(yīng)力分析與貯存加速應(yīng)力 的確定

航天繼電器的貯存過(guò)程會(huì)受到多種環(huán)境因素的影響，包括溫度、濕度和振動(dòng)等。表1中給出了某裝備用航天繼電器25年貯存期內(nèi)的力學(xué)環(huán)境統(tǒng)計(jì)及其耐力學(xué)指標(biāo)。

表1 某航天繼電器貯存期內(nèi)的力學(xué)環(huán)境統(tǒng)計(jì)

由表1可見(jiàn)，繼電器貯存過(guò)程中所受的振動(dòng)加速度很小，遠(yuǎn)低于其能夠承受的力學(xué)環(huán)境指標(biāo)。此外，在25年的貯存期內(nèi)，與一直作用于繼電器的溫度應(yīng)力相比，力學(xué)應(yīng)力的總計(jì)作用時(shí)間僅為71 h，占全部貯存時(shí)間的0.032 4%，所能夠造成的振動(dòng)磨損、機(jī)械疲勞微乎其微，完全可以忽略。因此本文在進(jìn)行加速貯存試驗(yàn)時(shí)，不考慮振動(dòng)應(yīng)力的影響。

溫度作為持續(xù)作用于航天繼電器整個(gè)貯存過(guò)程的環(huán)境因素，與退化過(guò)程的化學(xué)反應(yīng)速率有著直接的關(guān)系，對(duì)繼電器等電子元器件的影響也是顯而易見(jiàn)的。已有文獻(xiàn)指出，溫度因素是導(dǎo)致繼電器貯存失效的最主要環(huán)境因素[2]。而對(duì)于濕度而言，由于航天繼電器采用金屬殼密封結(jié)構(gòu)，且生產(chǎn)過(guò)程內(nèi)部水汽含量控制較嚴(yán)，因而，可以認(rèn)為貯存時(shí)濕度所帶來(lái)的影響很小。綜上，本文經(jīng)比較分析后，將溫度確定為加速貯存應(yīng)力。

在常溫貯存時(shí)，繼電器性能退化極為緩慢，因此需要在不改變產(chǎn)品失效機(jī)理的前提下進(jìn)行加速退化實(shí)驗(yàn)[13,14]:通過(guò)提高貯存實(shí)驗(yàn)應(yīng)力水平的方式加快繼電器性能的退化，然后基于實(shí)驗(yàn)過(guò)程中測(cè)得的性能退化數(shù)據(jù)研究繼電器性能貯存退化規(guī)律及可靠性[15,16]。本文所研究的某型號(hào)航天繼電器，其最低耐溫等級(jí)的材料為H級(jí)“6050聚酰亞胺薄膜”，所允許的最高使用溫度是180 ℃。為了避免因超過(guò)該極限溫度而引入新的失效模式，同時(shí)在保證失效機(jī)理一致性的前提下盡可能提高實(shí)驗(yàn)對(duì)象的性能退化速率，本文將實(shí)驗(yàn)溫度設(shè)定為170 ℃。

1.2 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)與實(shí)驗(yàn)過(guò)程

本文利用文獻(xiàn)[17]開(kāi)發(fā)的接觸電阻和時(shí)間參數(shù)測(cè)試系統(tǒng)進(jìn)行貯存加速實(shí)驗(yàn)，測(cè)試系統(tǒng)的總體框圖如圖1所示。整個(gè)測(cè)試系統(tǒng)由恒溫箱、繼電器切換電路、接觸電阻測(cè)試電路、時(shí)間參數(shù)測(cè)試電路、下位機(jī)和上位機(jī)系統(tǒng)軟件構(gòu)成。恒溫箱中放置的待測(cè)繼電器經(jīng)由切換電路輪流接入至測(cè)試電路中，進(jìn)行接觸電阻和時(shí)間參數(shù)的測(cè)試。下位機(jī)除用于控制恒溫箱的溫度和濕度以及切換電路的切換狀態(tài)外，還負(fù)責(zé)將測(cè)試數(shù)據(jù)送入上位機(jī)系統(tǒng)軟件中對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析、處理。

圖1 測(cè)試系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)框圖Fig.1 Major structures diagram of test system

實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，每隔72 h將繼電器溫度恢復(fù)至室溫，并測(cè)量一次繼電器的接觸電阻及吸合時(shí)間等性能參數(shù)。實(shí)驗(yàn)繼電器的電磁系統(tǒng)和觸簧系統(tǒng)如圖2所示，其線(xiàn)圈電壓為直流28 V，觸點(diǎn)負(fù)載為5 A。線(xiàn)圈通電后產(chǎn)生電磁吸力，銜鐵在電磁吸力與簧片反力的合力作用下運(yùn)動(dòng)，推動(dòng)器推動(dòng)動(dòng)簧片與動(dòng)合靜簧片接觸，動(dòng)合觸點(diǎn)閉合，繼電器吸合。

圖2 實(shí)驗(yàn)繼電器結(jié)構(gòu)Fig.2 Schematic structure of EMR for test

1.3 吸合時(shí)間的測(cè)試結(jié)果

吸合時(shí)間是指繼電器線(xiàn)圈加電到動(dòng)觸點(diǎn)首次碰撞動(dòng)合靜觸點(diǎn)所需的時(shí)間。利用上述實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)10只繼電器進(jìn)行為期210天的貯存加速實(shí)驗(yàn)，獲得這些繼電器的吸合時(shí)間數(shù)據(jù)。從統(tǒng)計(jì)的角度分析吸合時(shí)間的退化規(guī)律，10只繼電器吸合時(shí)間平均值的趨勢(shì)如圖3a所示，可以看出在高溫長(zhǎng)期貯存時(shí)吸合時(shí)間變化曲線(xiàn)明顯呈兩段式下降，第一階段下降較快，而在第二階段曲線(xiàn)逐漸趨于平緩。在0～2 000 h區(qū)間，吸合時(shí)間減小約220 μs，而在2 000～5 000 h區(qū)間，吸合時(shí)間減小約50 μs，可知吸合時(shí)間的退化大部分發(fā)生于第一階段。對(duì)整個(gè)加速貯存實(shí)驗(yàn)過(guò)程中每次測(cè)量的吸合時(shí)間數(shù)據(jù)繪制箱線(xiàn)圖，如圖3b所示，可見(jiàn)10組吸合時(shí)間的退化趨勢(shì)均呈兩段式下降。

圖3 吸合時(shí)間退化趨勢(shì)Fig.3 Degradation trend of pick-up time

2 吸合時(shí)間變化原因分析

將電磁系統(tǒng)所產(chǎn)生電磁吸力(或力矩)在氣隙處的歸算值與此處銜鐵行程(或銜鐵轉(zhuǎn)角)之間的關(guān)系稱(chēng)為吸力特性。將觸簧系統(tǒng)所產(chǎn)生機(jī)械反作用力(或力矩)在氣隙處的歸算值與此處銜鐵行程(或銜鐵轉(zhuǎn)角)之間的關(guān)系稱(chēng)為反力特性[18]。當(dāng)吸力特性曲線(xiàn)高于反力特性曲線(xiàn)時(shí)，繼電器吸合，反之繼電器釋放。典型繼電器吸、反力特性曲線(xiàn)如圖4所示。圖4中，1、3、4為不同線(xiàn)圈電壓下的吸力特性，而機(jī)械反力特性則由四段折線(xiàn)構(gòu)成：S=0處表示銜鐵開(kāi)始運(yùn)動(dòng)；0～S1段指從銜鐵開(kāi)始運(yùn)動(dòng)到推動(dòng)桿與動(dòng)簧片剛剛接觸的階段，該階段反力特性?xún)H受返簧的影響；S1～S2段為推動(dòng)桿與動(dòng)簧片接觸到動(dòng)簧片與靜合靜觸點(diǎn)剛剛分離的階段，這一階段的機(jī)械反力體現(xiàn)為返簧、動(dòng)簧片和靜合靜簧片的共同作用；S2～S3段表示動(dòng)簧片在觸點(diǎn)間隙之間運(yùn)動(dòng)的過(guò)程，該過(guò)程反力特性受到動(dòng)簧片與返簧的共同作用；從S3開(kāi)始為第四階段，表示動(dòng)簧片與動(dòng)合靜觸點(diǎn)接觸之后的運(yùn)動(dòng)過(guò)程，此階段反力特性受到返簧、動(dòng)簧片與動(dòng)合靜簧片的綜合影響。

圖4 典型繼電器吸、反力特性曲線(xiàn)Fig.4 Typical graph of attractive force and spring force characteristics of EMR

繼電器的吸合過(guò)程是在吸力和反力的共同作用下進(jìn)行的，吸合時(shí)間的減小可由吸力變大或反力減小造成，即二者的合力變大使簧片運(yùn)動(dòng)加快，從而導(dǎo)致吸合時(shí)間變短。

2.1 貯存過(guò)程吸、反力特性的變化

吸力由線(xiàn)圈勵(lì)磁使磁系統(tǒng)磁化產(chǎn)生，對(duì)于本文所研究的航天繼電器，其磁系統(tǒng)包括磁性材料(DT4E)及線(xiàn)圈。文獻(xiàn)[19]指出，在不經(jīng)受較高溫度與沖擊應(yīng)力的條件下，可以認(rèn)為磁性材料的磁性能基本不發(fā)生改變。而貯存過(guò)程線(xiàn)圈的退化主要體現(xiàn)為漆包線(xiàn)電阻的變化，繼電器貯存加速實(shí)驗(yàn)中線(xiàn)圈電阻的測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表2，可見(jiàn)，線(xiàn)圈電阻雖略有增加的趨勢(shì)，但阻值變化僅約0.2%。此外，由于繼電器在貯存過(guò)程中的動(dòng)作次數(shù)十分有限，且影響磁系統(tǒng)中磁氣隙大小的鐵心、長(zhǎng)/短軛鐵及銜鐵均為剛體，在貯存過(guò)程中其形狀及相對(duì)位置并不會(huì)發(fā)生變化，因而，可以認(rèn)為磁氣隙不會(huì)發(fā)生變化。綜合考慮貯存過(guò)程中磁系統(tǒng)的變化情況，可以認(rèn)為吸力將基本保持不變，即貯存過(guò)程中吸合時(shí)間的變化并非由吸力變化導(dǎo)致。

表2 實(shí)驗(yàn)中的線(xiàn)圈電阻測(cè)量值

反力由簧片提供，作為彈性元件，簧片在貯存過(guò)程中會(huì)發(fā)生應(yīng)力松弛，其結(jié)果是造成簧片的反力減小。在吸力基本不變的情況下，反力的減小將使吸合過(guò)程加快，從而導(dǎo)致吸合時(shí)間的減小。圖5中給出了吸合時(shí)間變化趨勢(shì)與典型應(yīng)力松弛曲線(xiàn)的對(duì)比情況。

圖5 吸合時(shí)間變化與典型應(yīng)力松弛曲線(xiàn)對(duì)比Fig.5 Comparison of pick-up time degradation trend and typical stress relaxation curve

如圖5中曲線(xiàn)1所示，在應(yīng)力松弛過(guò)程的初始階段，應(yīng)力下降較為劇烈，之后逐漸趨于緩慢，這與圖5 中曲線(xiàn)2所示的吸合時(shí)間兩段式下降趨勢(shì)相吻合，顯然反力與吸合時(shí)間的變化也是同方向的。因此可以初步判斷貯存過(guò)程中吸合時(shí)間的變化是由簧片應(yīng)力松弛造成的。

進(jìn)一步，如果能夠證明反力與吸合時(shí)間呈線(xiàn)性關(guān)系，則可認(rèn)為所監(jiān)測(cè)得到的吸合時(shí)間退化數(shù)據(jù)將能直接用于反映反力(即簧片)的衰退程度。這對(duì)于研究密封式航天繼電器的貯存可靠性具有重要的理論意義和實(shí)用價(jià)值。

2.2 吸合時(shí)間與反力特性的關(guān)系

為了研究繼電器吸合時(shí)間與反力特性的對(duì)應(yīng)關(guān)系，本文采用MSC公司的ADAMS虛擬樣機(jī)軟件對(duì)繼電器進(jìn)行了建模(如圖6所示)與動(dòng)態(tài)特性仿真，通過(guò)改變簧片反力，得到對(duì)應(yīng)的吸合時(shí)間值。

圖6 繼電器的有限元模型Fig.6 Finite element model of certain relay

通過(guò)分析繼電器的結(jié)構(gòu)可知，在貯存過(guò)程中，動(dòng)簧片、靜合靜簧片及返簧均存在一定的預(yù)變形量，因而將發(fā)生應(yīng)力松弛，而動(dòng)合靜簧片則處于自由狀態(tài)，可以認(rèn)為其不會(huì)發(fā)生應(yīng)力松弛。由簧片應(yīng)力松弛導(dǎo)致的反力特性變化將表現(xiàn)為圖4中曲線(xiàn)2的整體變化，初力對(duì)應(yīng)于該曲線(xiàn)的S2處，是推動(dòng)銜鐵端部使動(dòng)簧片與靜合觸點(diǎn)恰好分離時(shí)的力，通過(guò)前文對(duì)曲線(xiàn)2各段的影響因素分析可知，S2處反力的大小受到動(dòng)簧片反力、靜合靜簧片反力及返簧反力的綜合影響，因而其變化可體現(xiàn)三者的應(yīng)力松弛情況，故此，本文選定初力作為代表繼電器反力特性的參量。不改變繼電器尺寸參數(shù)及動(dòng)、靜簧片的相對(duì)位置，以0.005 N為步長(zhǎng),在[0.65 N,0.75 N]范圍內(nèi)改變初力值，獲得反力特性與吸合時(shí)間的關(guān)系如圖7所示。

圖7 仿真得到的簧片初力與吸合時(shí)間關(guān)系Fig.7 Simulation results of the relationships between reed initial forces and relay pick-up time

可見(jiàn)，簧片初力與吸合時(shí)間基本呈線(xiàn)性關(guān)系，相關(guān)系數(shù)為0.997 0，線(xiàn)性方程為

Tsim=3 705.59Fsim+804.09

(1)

式中，Tsim為仿真得到的吸合時(shí)間；Fsim為仿真所設(shè)置的初力值。

2.3 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

另取新的航天繼電器樣品進(jìn)行貯存加速實(shí)驗(yàn)，為了便于初力測(cè)量，對(duì)實(shí)驗(yàn)繼電器進(jìn)行開(kāi)殼處理。實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，繼電器初力及吸合時(shí)間的定期監(jiān)測(cè)分別通過(guò)文獻(xiàn)[20]中的靜態(tài)吸反力特性測(cè)試系統(tǒng)與文獻(xiàn)[17]中的時(shí)間參數(shù)測(cè)量裝置完成。實(shí)驗(yàn)溫度同樣設(shè)置為170 ℃，實(shí)驗(yàn)共進(jìn)行600 h，每隔200 h將繼電器恢復(fù)至室溫進(jìn)行初力值及吸合時(shí)間的測(cè)量。

實(shí)驗(yàn)繼電器初力的變化如圖8所示，從圖中可以看出實(shí)驗(yàn)過(guò)程中初力逐漸減小，意味著簧片反力發(fā)生了退化。

圖8 簧片初力實(shí)測(cè)結(jié)果Fig.8 Test results of reed initial forces

實(shí)驗(yàn)繼電器吸合時(shí)間與初力值的對(duì)應(yīng)關(guān)系如圖9所示。可以看出，隨著實(shí)驗(yàn)時(shí)間的增加，吸合時(shí)間和初力都在減小，且近似為一條直線(xiàn)，相關(guān)系數(shù)為0.989 3，線(xiàn)性擬合結(jié)果如圖9中直線(xiàn)所示，線(xiàn)性方程為

Ttest=3 538.04Ftest+900.08

(2)

式中，Ttest為實(shí)測(cè)吸合時(shí)間；Ftest為實(shí)測(cè)初力值。這也進(jìn)一步表明，貯存過(guò)程中吸合時(shí)間的變化是由于反力而不是吸力的變化引起的，且吸合時(shí)間與初力呈局部線(xiàn)性的關(guān)系。

圖9 實(shí)驗(yàn)得到的簧片初力與吸合時(shí)間關(guān)系Fig.9 Test results of the relationships between reed initial forces and relay pick-up time

仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果均證實(shí)了吸合時(shí)間與初力的近似線(xiàn)性關(guān)系，對(duì)于仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果所存在的細(xì)微偏差，則是由生產(chǎn)過(guò)程中不確定因素所導(dǎo)致的航天繼電器個(gè)體差異造成的，不影響分析結(jié)果。

上述分析表明，利用吸合時(shí)間的監(jiān)測(cè)結(jié)果來(lái)反映繼電器貯存過(guò)程中簧片的應(yīng)力松弛情況是可行的，這對(duì)于研究密封式航天繼電器貯存性能退化及貯存可靠性具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。進(jìn)一步而言，可通過(guò)建立吸合時(shí)間的退化模型，評(píng)估并預(yù)測(cè)簧片乃至整個(gè)繼電器的貯存可靠性。

3 吸合時(shí)間貯存退化模型

結(jié)合吸合時(shí)間和初力的近似線(xiàn)性關(guān)系，基于應(yīng)力松弛理論，可推導(dǎo)出繼電器貯存過(guò)程中吸合時(shí)間的退化模型。常用的應(yīng)力松弛模型是Larson-Miller[21]提出的用于概括應(yīng)力松弛數(shù)據(jù)的經(jīng)驗(yàn)公式，為

θ=F(S)=(1.8T+491.67)(lnt+C)

(3)

式中，θ為L(zhǎng)arson-Miller參數(shù)；T為攝氏溫度；t為時(shí)間；C通常取為20。

選擇式(3)中F(S)為應(yīng)力松弛實(shí)驗(yàn)中的剩余初力百分率，即

FS/F0=(1.8T+491.67)(lnt+20)

(4)

式中，F(xiàn)S為S時(shí)刻的初力值；F0為0時(shí)刻的初力值。

吸合時(shí)間與初力的近似線(xiàn)性關(guān)系為

TS=kFS+c

(5)

將式(4)帶入式(5)可以得到貯存過(guò)程中吸合時(shí)間的退化模型為

TS=kF0(1.8T+491.67)(lnt+20)+c

(6)

應(yīng)用式(6)的模型對(duì)前述貯存實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行最小二乘法非線(xiàn)性擬合，結(jié)果如圖10所示，可見(jiàn)模型吻合程度較好。

圖10 吸合時(shí)間測(cè)試數(shù)據(jù)及模型計(jì)算值Fig.10 Measure and calculate results of pick-up time

4 結(jié)論

1)利用貯存加速實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)航天繼電器進(jìn)行貯存加速實(shí)驗(yàn)，測(cè)得了高溫貯存狀態(tài)下吸合時(shí)間的退化數(shù)據(jù)。數(shù)據(jù)顯示，吸合時(shí)間的退化趨勢(shì)呈兩段式下降，在開(kāi)始階段下降的比較劇烈，而后逐漸趨于平緩；吸合時(shí)間的退化大部分發(fā)生在第一階段。

2)通過(guò)分析吸合時(shí)間的貯存退化機(jī)理推測(cè)出，航天繼電器貯存狀態(tài)下吸合時(shí)間的變化主要由簧片應(yīng)力松弛導(dǎo)致的反力變化造成，受吸力影響不大，實(shí)驗(yàn)結(jié)果亦驗(yàn)證了這一推測(cè)。

3)仿真結(jié)果和實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)均表明，吸合時(shí)間與初力存在近似線(xiàn)性關(guān)系，這意味著通過(guò)吸合時(shí)間的變化規(guī)律來(lái)研究貯存過(guò)程中的應(yīng)力松弛效應(yīng)是可行的。

4)建立了高溫貯存條件下航天繼電器貯存過(guò)程吸合時(shí)間退化模型，并基于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)該模型進(jìn)行了擬合，擬合結(jié)果表明該模型能夠很好地反映吸合時(shí)間的貯存退化過(guò)程，為下一步基于吸合時(shí)間進(jìn)行繼電器貯存可靠性評(píng)估奠定了基礎(chǔ)。

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(編輯 于玲玲)

Research on Storage Degradation Mechanism of Aerospace Electromagnetic Relay Pick-Up Time

YeXuerongLinYigangHuangXiaoyiZhaiGuofu

(School of Electrical Engineering & Automation Harbin Institute of Technology Harbin 150001 China)

As a hermetically sealed electrical component, the storage reliability of aerospace electromagnetic relay (EMR) plays an important role in weapons, such as missiles. How to test and evaluate the performance degradation and storage reliability of aerospace EMR are widely concerned by both relay consumers and manufactures. Through the storage accelerated degradation testing of a certain type of aerospace EMR based on a self designed testing system, the degradation data of pick-up time were obtained and analyzed. According to the analysis of degradation mechanism of pick-up time in long-term storage, reed force degradation caused by stress relaxation was verified to be the main cause. The results of both simulation and testing show that pick-up time is approximate linear relation to reed initial force. Then pick-up time was chosen as the indication of reed stress relaxation degradation. Meanwhile, the pick-up time degradation model under high temperature was built, and it could provide the basis for latter aerospace EMR storage reliability assessment and life prediction.

Aerospace electromagnetic relay, storage, pick-up time, stress relaxation

國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(51377029)和火箭軍武器裝備科研項(xiàng)目(二炮2014年002號(hào))資助。

2016-04-06 改稿日期2016-09-06

TM581.3

葉雪榮 男，1981年生，副教授，博士生導(dǎo)師，研究方向?yàn)殡娖魇锢怼㈦娖骺煽啃耘c測(cè)試技術(shù)。

E-mail:xuelai1981@163.com

林義剛 男，1985年生，博士研究生，研究方向?yàn)殡娖髻A存可靠性、加速試驗(yàn)及壽命預(yù)測(cè)技術(shù)。

E-mail:linyg1985@foxmail.com(通信作者)