航空航天产品的高可靠性是保障飞行安全与任务成功的核心，可靠性增长试验作为提升产品可靠性的关键手段，其核心在于通过合理施加应力暴露潜在缺陷。而应力施加的技巧直接影响试验效率与缺陷暴露的有效性，需结合产品特性、失效模式及试验目标精准设计，是试验顺利实施的关键环节。

基于产品特性的应力类型选择

航空航天产品类型多样，不同组件的失效机制差异显著，应力类型的选择需紧密贴合产品的功能与工作环境。对于结构类产品（如飞机机翼、火箭箭体），其失效多源于机械疲劳或结构损伤，因此优先选择机械应力（如随机振动、冲击），模拟飞行中的气动载荷或着陆冲击。例如，飞机起落架试验中，冲击应力需还原着陆时的瞬间载荷，以暴露缓冲器弹簧疲劳或液压缸密封失效。

电子电气产品（如卫星导航模块、机载计算机）的失效常与热应力或电应力相关，需采用温度循环、电过载等应力类型。以卫星电源模块为例，温度循环（-40℃至+85℃）可暴露焊点热疲劳，电过载（额定电压1.2倍）能筛选出电容过压损坏。而发动机等复杂系统，则需结合机械、热、气动力等多应力，模拟实际工作中的复合环境。

应力水平的梯度设计技巧

应力水平需避免“一步到位”——过高易导致非设计裕度内的失效（误杀），过低则无法暴露缺陷。梯度递增是核心原则：从工作应力开始，逐步提升至极限应力，每一步保留足够观察周期。例如，航空发动机燃烧室热应力试验，初始为工作温度（1100℃），运行100小时无异常后，每次递增5℃（至1150℃设计极限），观察性能变化。

梯度设计需参考设计裕度：对于设计裕度1.5倍工作载荷的飞机蒙皮，应力上限设为设计裕度的80%（1.2倍工作载荷），若此水平无缺陷，可短暂提升至1.3倍验证，但需控制时间。同时，结合FMEA结果——若T/R模块焊点开裂为高风险，温度循环梯度可从工作范围（-20℃至+60℃）每次扩大10℃，加速暴露焊点裂纹。

多应力耦合的协同施加方法

航空航天产品实际工作中多应力同时作用（如蒙皮受气动载荷与温度变化），单一应力试验无法模拟真实失效。耦合施加需遵循“先单一后组合”原则：先通过单一应力筛选出基础缺陷，再组合施加多应力，避免失效模式混淆。例如，飞机蒙皮试验先单独施加气动载荷（验证结构强度），再叠加温度循环（模拟高空低温环境），观察两者的交互作用。

需注意应力交互作用：振动与温度循环耦合时，温度变化会加剧材料疲劳——如某机载雷达天线试验中，单一振动（10g加速度）无失效，但叠加-40℃至+60℃温度循环后，天线支架出现裂纹，因温度变化降低了材料的疲劳极限。因此，耦合应力需通过试验预验证，避免因交互作用导致误判。

应力施加的动态调整策略

试验中需根据数据动态调整应力：若某应力水平下无缺陷暴露，需提高应力；若出现过多非相关失效（如试验夹具导致的损坏），需降低应力。例如，卫星电源模块试验初始电应力为额定电压1.1倍，运行200小时无失效，提升至1.2倍后出现电容失效（分析为电应力导致），则保持此水平继续试验；若提升至1.3倍后出现电源板烧毁（非设计缺陷），则需回调至1.2倍。

调整需基于失效分析：某火箭发动机喷管试验中，初始热应力为工作温度+10℃，运行50小时无裂纹，提升至+15℃后出现微裂纹（属于设计裕度内的失效），则维持此水平直至裂纹扩展至可检测范围，确保缺陷充分暴露。动态调整的核心是“以失效为导向”，避免固定应力导致试验效率低下。

应力作用时间的精准控制

应力作用时间需匹配产品的寿命周期：机械振动时间需覆盖寿命内的振动次数（如起落架模拟1000次起降冲击，每次0.1秒，总时间100秒）；热应力时间需模拟寿命内的温度循环次数（如卫星电池模块模拟500次高低温循环，每次2小时，总时间1000小时）。时间过长易导致过度试验（破坏产品固有可靠性），过短则无法暴露累积失效。

需分阶段控制时间：起落架冲击试验每100次检查一次，避免连续冲击导致缺陷累积无法追溯；电池模块温度循环每100次检测一次容量衰减，若衰减超过5%，需停止试验分析原因。精准控制时间的关键是“模拟实际使用场景的时间分布”，而非追求总时间最长。

关键部位的局部应力强化技巧

航空航天产品的失效多集中在关键部位（如发动机喷管焊缝、卫星天线支架），需对这些部位局部强化应力。例如，火箭喷管焊缝试验中，用局部振动台对焊缝施加更高频率（200Hz）的振动（整体振动为100Hz），或局部加热至比其他部位高15℃，加速暴露焊缝裂纹——某试验中，局部热应力强化后，焊缝裂纹暴露时间从200小时缩短至80小时。

局部强化需避免“过强化”：若焊缝局部应力超过设计极限的1.1倍，可能导致非设计缺陷（如焊缝撕裂），因此需参考FMEA中的失效部位优先级，仅对高风险部位进行适度强化。例如，某机载计算机的CPU焊点为高风险，可局部施加更高温度循环（-50℃至+70℃，整体为-40℃至+60℃），但需控制循环次数不超过整体的1.2倍。

应力施加的边界条件控制

边界条件（如固定方式、环境氛围）需与实际一致，否则会导致应力分布不均。例如，机载雷达天线振动试验中，固定座需与飞机安装接口完全相同——若使用通用夹具，振动传递效率会降低30%，导致天线支架应力分布偏离实际，无法暴露真实缺陷。再如，发动机涡轮叶片试验需模拟高空低压环境，若试验箱内压力为常压，叶片的热应力会比实际低20%，影响试验有效性。

边界条件需全程稳定：某卫星太阳翼试验中，初始固定方式正确（与卫星本体接口一致），但试验中夹具松动，导致太阳翼振动频率从15Hz变为25Hz，出现非相关的支架变形——后续试验中需每2小时检查一次夹具松紧度，确保边界条件不变。

应力施加的监测与反馈机制

试验中需实时监测应力与产品性能：用应变片监测结构件应力，热电偶监测温度，电压电流传感器监测电参数。当应力超过设定值或性能指标偏离阈值（如电机电流上升20%），需立即停止调整。例如，卫星姿态控制电机试验中，实时监测转速与电流，当电流突然上升20%（说明轴承磨损），立即停止试验，避免电机烧毁；某结构件试验中，应变片显示应力超过设计极限的1.05倍，立即降低振动加速度，防止结构破坏。

反馈机制需闭环：监测数据需实时关联失效模式——若某温度循环中，产品输出电压下降10%，需立即检查温度传感器（确认温度是否准确）、产品焊点（是否因热应力开裂），快速定位失效原因，避免无效试验。监测的核心是“让应力施加与产品状态联动”，确保试验的准确性。