一、测试背景
航空飞行控制计算机是飞行器的核心控制单元，在高空巡航过程中需同时承受极端温度与低气压的双重环境应力。万米高空气压仅为标准大气压的四分之一左右，温度可低至-55℃，而飞行器在爬升与下降阶段又经历剧烈的温度交变。这种复合环境极易导致计算机模块出现PCB与灌封材料分层开裂、密封器件内部放电或漏气、信号输出漂移、通信误码率上升等问题。常规地面常压常温检测无法模拟高空真实工况，必须通过专业的高低温低气压综合环境试验来验证产品的环境适应性与可靠性。
二、测试依据与标准
本方案严格依据GB/T 2423.25-2008《电工电子产品环境试验 第2部分：试验方法 试验Z/AM：低温/低气压综合试验》及GJB 150.2A-2009《军·用装备实验室环境试验方法 第2部分：低气压试验》进行测试。同时参照GJB 150.3A-2009和GJB 150.4A-2009中关于高温与低温试验的方法要求，确保测试覆盖航空飞行控制计算机在贮存、运输及工作状态下的全工况环境适应性。
三、实验具体参数
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参数项目
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技术指标
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测试设备
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高低温低气压试验箱
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温度范围
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-40℃～+100℃
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温度偏差
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±2℃
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温度均匀度
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≤2℃
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温度波动度
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±0.5℃
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压力范围
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常压～1kPa
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压力允许偏差
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±5%
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降压时间
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常压→1kPa ≤30分钟
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工作室容积
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1m³（1000mm×1000mm×1000mm）
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升温/降温速率
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≥1℃/min
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供电
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380V/50Hz，三相五线制
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高温低气压测试条件：温度+70℃，气压降至26kPa（模拟约10000米海拔）。低温低气压测试条件：温度-40℃，气压同样降至26kPa。
温度循环条件：在-40℃与+70℃之间交替循环，每个温度段保温90分钟，循环次数10次，全程保持低气压恒定。
四、实验流程
步骤一：样品准备。选取同批次全新、功能完好的航空飞行控制计算机模块3台，编号FCC-001至FCC-003。使用无水乙醇擦拭样品表面去除灰尘油污，常温常压环境静置24小时。
步骤二：初始性能测试。在常温常压条件下测试各模块的初始电气参数，包括工作电压、工作电流、信号输出精度及绝缘电阻，记录基线数据。
步骤三：设备设置与样品放置。将高低温低气压试验箱温度设定为目标值（高温段+70℃或低温段-40℃），启动真空系统将箱内气压降至26kPa。样品悬空放置于试验箱内部不锈钢搁板上，确保无贴合、无遮挡，试验全程通电待机运行。
步骤四：启动测试。先升降温至目标温度并稳定30分钟，再启动真空系统抽至目标气压。达到设定条件后开始计时，高温段保温90分钟，低温段保温90分钟，循环10次，全程保持低气压恒定。
步骤五：结果评定。测试结束后，以不大于10m/s的速率缓慢恢复常压，取出样品在常温常压环境下恢复30分钟。复测各项电气性能参数，同时进行外观检查，判定是否符合设计指标要求。
五、实验结果数据
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检测项目
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测试前（基线）
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测试后
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变化率/判定
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工作电压
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28.0V
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27.9V
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-0.36%（合格，＜±1%）
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工作电流
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0.45A
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0.47A
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+4.44%（合格）
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信号输出精度
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0.08%误差
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0.12%误差
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合格（＜±1%）
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通信误码率
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＜10⁻⁷
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＜10⁻⁷
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合格（＜10⁻⁶）
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绝缘电阻
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＞500MΩ
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＞480MΩ
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合格
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外观检查
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完好
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无开裂、变形、漏气
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合格
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上述数据表明，该航空飞行控制计算机模块在模拟10000米高空、-40℃～+70℃温度交变及低气压复合环境下，电气性能稳定可靠，输出漂移＜±1%，通信误码率＜10⁻⁶，绝缘性能与结构完整性均未受到明显影响，综合判定为合格，具备高空环境下的可靠服役能力。
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