空空導彈電源模擬負載設計與熱仿真分析

許連虎，丁新

（1.中國空空導彈研究院，河南 洛陽 471099；2.航空工業檔案館，北京 100012）

?

空空導彈電源模擬負載設計與熱仿真分析

許連虎1，丁新2

（1.中國空空導彈研究院，河南 洛陽 471099；2.航空工業檔案館，北京 100012）

目的 篩選得到最優模擬負載設計方案。方法 首先對采用功率電阻實現的電源模擬負載結構進行功率和阻值關系計算，通過計算確定兩套功率電阻阻值方案，然后根據空空導彈電源考核要求設計了電源模擬負載，對滿足功率要求的兩套阻值方案進行熱仿真分析，對比選取最優的阻值方案。結果 對基于所選方案制作的模擬負載進行了熱試驗評估，熱仿真結果與熱試驗結果對比偏差最大為2℃。結論 數據分析表明，熱仿真所選模擬負載設計方案合理可行。

熱設計；熱仿真；熱分析

電源系統是所有用電設備的核心系統，對于空空導彈來說，電源系統是重要組成部分，其最主要的功能是為導彈提供電源，可以形象地說是導彈的“供血系統”，而電源組件就是“心臟”［1—2］。隨著空空導彈性能的不斷提升，特別是自動駕駛儀技術的應用和導引頭等部件電路的復雜化，用電要求也隨之更加復雜，對電源系統的要求也越來越高［1—2］。電源系統的性能不高或存在設計缺陷，將直接影響導彈的技戰術指標，降低導彈的可靠性。

為考核某型導彈電源組件的供電能力，需設計模擬負載，以對電源組件的性能指標進行考核。因模擬負載中使用的功率電阻、焊錫、連接線均有最高允許工作溫度要求［3—5］，溫度是影響其設計成敗的關鍵［4—7］。在進行模擬負載方案設計和選擇時，考慮采用熱仿真分析方法［8—16］，對模擬負載的結構和熱設計進行仿真驗證，以確定設計方案是否可行。文中首先進行模擬負載結構設計，然后進行熱仿真分析和熱試驗［5—7，11］，確保模擬負載結構工作在允許的溫度范圍內。

1　模擬負載方案設計

1.1結構設計方案

模擬負載擬采用多個功率型線繞電阻通過串、并聯實現額定負載。模擬負載的結構如圖1所示，由5個圓盤組成，4根連接桿將5個圓盤串聯，功率電阻位于9個圓盤面上。端面和底面上各9只功率電阻，中間7個面各12只功率電阻。每個圓盤面上的電阻并聯，9個盤面構成串聯。最底端圓盤面上裝有四芯圓形插座1只，用于連接高壓熱電池。

圖1　模擬負載結構Fig.1　Artificial load structure

1.2電阻選擇

設中間7個圓面上每只功率電阻的阻值為x，第一個和最后一個圓盤上的電阻值為y，熱電池供電電壓300 V，則總功率W為：

中間7個面上每只電阻的功率1W為：

前后兩個面上每只電阻的功率2W為：

功率W，W1，W2和電阻值x，y的關系如圖2所示。

圖2　功率與電阻值的關系曲線Fig.2　Correlation between power and resistance

當電源組件的供電功率要求為5 kW時，由式（1）—（3）和圖2可知：當x=25 Ω，y=15 Ω時，W=5023 W，W1=48.7 W，W2=51.9 W；當x=25 Ω，x=14 Ω時，W=5086 W，W1=49.9 W，W2=49.7 W?？紤]到最前和最后的平面上電阻較少，散熱較好，取x=25 Ω，x=15 Ω。

目前貨架可供選用的電阻規格為：7，8，8.45，9，12，13，18，21，24，27，36，40，45，50 Ω。由公式（1）—（3）和圖2可知：x=27 Ω，y=13 Ω時，W=4829 W，W1=48.6 W，W2=41.6 W；x=27 Ω，y=18 Ω時，W=4557 W，W1=43.3 W，W2=51.3 W。

通過上述計算，總功率接近5 kW的阻值方案有x=25 Ω，y=15 Ω；x=27 Ω，y=13 Ω以上兩種阻值方案都可以實現5 kW功率要求，但不同阻值的電阻發熱情況不同，且阻值15，25 Ω的功率電阻需要特制，為對比選擇較優方案，對以上模擬負載的兩種阻值方案開展熱仿真分析。

2　熱仿真分析

2.1試驗原理、方法和步驟

兩套方案除電阻值選擇不同外，結構設計方案相同，因此，可在CAD模型的基礎上，建立熱仿真模型（CFD模型）。根據電阻選值方案賦予功率電阻相應的功耗值，開展熱仿真計算，獲得結構件和功率電阻的溫度值、溫度場分布，據此對比判斷方案的優劣。

方案1：第2個至第8個面阻值取25 Ω，電阻功率為48.7 W；第1和第9個面阻值取15 Ω，電阻功率為51.9 W；模擬負載總功率W=5023 W。

方案2：第2個至第8個面阻值取27 Ω，電阻功率為48.6 W；第1和第9個面阻值取13 Ω，電阻功率為41.6 W；模擬負載總功率W=4829 W。

2.2試驗數據

2.2.1熱仿真條件設定

本次熱仿真試驗考慮熱傳導+對流（溫差較小，輻射影響可忽略），初始溫度設為35℃，環境溫度為35℃，散熱方式為自然冷卻，流體為空氣。

結構件和功率電阻材料設定為鋁（2A12），密封用殼體和蓋板材料設定為鈦合金。方案1第1和第9個面電阻功率均設為51.9 W，第2個至第8個面電阻功率設為48.7 W；方案2第1和第9個面電阻功率均設為41.6 W，第2個至第8個面電阻功率設為48.6 W。

本次仿真時長為60 s，步長為1 s。溫度監控點設置在功率電阻中心，編號與功率電阻相同。編號規則如下，安裝面從左至右依次編號為1—9，各安裝面功率電阻依次編號。

2.2.2熱仿真結果

建立的CFD模型如圖3所示。

圖3　模擬負載CFD模型Fig.3　CFD model of the artificial load

按仿真條件設定進行仿真分析，模擬負載及各安裝面溫度，如圖4、圖5所示，功率電阻溫升曲線如圖6所示。

圖4　溫度云圖（初始環境溫度為35℃）Fig.4　Temperature cloud chart （initial ambient temperature at 35℃）

圖6　功率電阻溫升曲線Fig.6　Temperature rise curve of power resistance

2.2.3數據分析

通過對第3.2.2節圖表數據分析，得到如下結論：高溫區集中于前8個面，方案1和方案2中前8個面電阻溫度均高于第9個面；方案1在初始溫度35℃下瞬態工作60 s時，第2至第8個面功率電阻最高溫度為77.3℃，溫升42.3℃，第1個面功率電阻最高溫度為76.4℃，溫升41.4℃，第9個面功率電阻最高溫度為62.5℃，溫升27.5℃；方案2在初始溫度35℃下瞬態工作60 s時，第2至第8個面功率電阻最高溫度為77.2℃，溫升42.2℃，第1個面功率電阻最高溫度為72.3℃，溫升37.3℃，第 9個面功率電阻最高溫度為57.3℃，溫升22.3℃；方案1第9個安裝面上功率電阻溫度高于方案2，60 s時溫差約5.2℃。綜合考慮功率和可用電阻阻值，方案2優于方案1。

3　熱試驗評估

按照方案2設計制造了模擬負載，將負載放置于防爆箱內，模擬負載封閉空間內自然散熱工況，由熱電池供電，進行了點火試驗。60 s末開箱并立即用紅外線測溫儀對功率電阻和安裝面進行測溫，環境初始溫度為22℃，實測溫度見表1，仿真和熱試驗溫升數據見表2。

表1　熱試驗數據（環境溫度22℃）Table 1　Thermal test results （ambient temperature at 22℃）

表2　試驗數據對比Table 2　Comparison of the test data

由熱仿真與熱試驗數據對比可知，熱仿真溫升數據與熱試驗數據最大偏差為2℃。考慮開箱后環境變化的影響，實時監測熱試驗數據變動情況，發現間隔數秒測試數據基本一致，環境影響可忽略。數據分析表明，通過熱仿真完成對設計方案的對比選擇，并成功地對熱設計效果進行了仿真預示。

4　結語

通過熱仿真可對結構方案的熱設計效果進行模擬計算，然后依據溫度云圖、溫升曲線的對比分析結果，可對比選擇熱設計效果較好的方案。首先設計了模擬負載的結構，對功率電阻的阻值進行了計算選擇，然后對兩套阻值方案進行了熱仿真分析，最后對選定的方案進行了熱試驗評估。數據分析結果表明，該方案滿足設計要求，仿真為模擬負載的方案對比提供了有效、可信的數據依據。

［1］張春曉，劉仕偉.導彈電源系統設計及發展趨勢［J］.電源技術，2010，34（7）：746—747.

ZHANGChun-xiao，LIUShi-wei.DesigningandDeveloping Tendency of Guided Missile Power Source［J］. ChineseJournalofPowerSources，2010，34（7）：746—747.

［2］何德軍，劉鴻雁.導彈主電源技術的發展［J］.兵器材料科學與工程，2008，32（1）：93—96.

HE De-jun，LIU Hong-yan.Development of Primary Battery for Missile［J］.Ordnance Material Science and Engineering，2008，32（1）：93—96.

［3］電子設備可靠性熱設計手冊［K］.北京：國防科工委軍標出版發行部，1992.

Electronic Equipment Reliability Thermal Design Guide ［K］.Peking：National Defense Ministry Military Standard Publish Department，1992.

［4］邱成悌，蔣全興.電子設備結構設計原理［M］.南京：東南大學出版社，2001：1—10.

QIU Cheng-ti，JIANG Quan-xing.Electronic Equipment Design Theory［M］.Nanjing：Southeast University Press，2001：1—10.

［5］趙惇殳.電子設備熱設計［M］.北京：電子工業出版社，2009：10—11.

ZHAODun-shu.ThermalDesignofElectronic Equipment［M］.Peking：Electronic Industry Press，2009：10—11.

［6］于慈遠，于湘珍，楊為民.電子設備熱分析/熱設計/熱測試技術初步研究［J］.微電子學，2000，30（5）：334—337.

YUCi-yuan，YUXiang-zhen，YANGWei-min.A PreliminaryStudyontheTechniquesforThermal Analysis/Design/TestofElectronicEquipments［J］. Microelectronics，2000，30（5）：334—337.

［7］盧錫銘.電子設備熱仿真及熱測試技術研究［J］.艦船電子對抗，2013，36（3）：118—120

LU Xi-ming.Research into Thermal Simulation and Thermal Test［J］.Shipboard Electronic Countermeasure，2013，36（3）：118—120.

［8］崔佳濤，孟照魁，章博，等.慣性導航系統電子設備熱仿真研究［J］.國外電子測量技術，2007，26（4）：12—14.

CUI Jia-tao，MENG Zhao-kui，ZHAO Bo，et al.Research of Thermal Simulation for Electronic Equipment of InertialNavigationSystem［J］.ForeignElectronic Measurement Technology，2007，26（4）：12—14.

［9］李春林，王貴全，趙振明.航空相機載荷艙熱環境分析［J］.裝備環境工程，2014，11（2）：32—37.

LIChun-lin，WANGGui-quan，ZHAOZhen-ming. Thermal Environment Analysis of Aerial Camera Pod［J］. Equipent Environmental Engineering，2014，11（2）：32—37.

［10］ 李昊，沙京田，張文利.安檢設備用X射線源熱仿真研究［J］.機械設計與制造，2013（5）：210—212.

LIHao，SHA Jing-tian，ZHANGWen-li.Thermal Simulation Research for X-Ray Source Used for Security InspectionEquipment［J］.MachineryDesign& Manufacture，2013（5）：210—212.

［11］ 顧林衛.電子系統的熱仿真及熱測試研究［J］.現代雷達.2011，33（3）：78—80.

GU Lin-wei.A Study on Thermal Simulation and Thermal Test in Electronic System［J］.Modern Radar，2011，33（3）：78—80.

［12］ 方益奇，孫玲玲.雷達電子機箱的熱設計與仿真分析［J］.機械設計與制造，2010（12）：23—25.

FANGYi-qi，SUNLing-ling.ThermoDesignand Simulation Analysis of Radar Electronic Enclose［J］. Machinery Design&Manufacture，2010（12）：23—25.

［13］ 涂遠方.某彈載計算機主機板的熱分析研究［J］.航天控制，2010（1）：90—95

TU Yuan-fang.Thermal Analysis of thr Main Board in Missile-borne Computer［J］.Aerospace Control，2010（1）：90—95

［14］ 陳永奇，張春熹，宋凝芳.光纖陀螺捷聯慣導系統熱仿真研究［J］.壓電與聲光，2007，29（6）：634—637.

CHEN Yong-Qi，ZHANG Chun-xi，SONG Ning-fang. Thermal Simulation Technology of FOG Strapdown InertialNavigationSystem［J］.Piezoelectrics& Acoustooptics，2007，29（6）：634—637.

［15］ 孟照魁，崔佳濤，杜新政，等.光纖陀螺系統熱建模及仿真［J］.北京航空航天大學學報，2007，33（6）：701—704.

MENG Zhao-kui，CUI Jia-tao，DU Xin-zheng，et al. Building Model and Simulation about Heat of Fiber Optical Gyroscope［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2007，33（6）：701—704.

［16］ 黃冬梅，童永光，蔡巧言.空間環境下某電子產品的熱設計［J］.導彈與航天運載技術，2005（5）：48—50.

HUANG Dong-mei，TONG Shui-guang，CAI Qiao-yan. Thermal Design of Electronic Product under Space Environment［J］.Missiles and Space Vehicles，2005（5）：48—50.

Design and Thermal Simulation of the Airborne Missile Power Artificial Load

Objective In order to select the optimal artificial load design plan.Methods Firstly the correlation between power and resistance was calculated for the power artificial load structure that was realized by power resistor.Two resistance plans were determined through the calculation.Then power artificial load was designed according to assessment requirements on airborne missile.Finally the optimal plan was chosen out through thermal simulation analysis.Results The thermal test evaluation was carried out for the artificial load which was made based on the selected plan.The deviation was no more than 2℃ between the results of thermal simulation and thermal test.Conclusion The data analysis indicates that the selected plan based on thermal simulation is reasonable and feasible.

thermal analysis；thermal design；thermal simulation

2016-03-11；Revised：2016-04-15

10.7643/issn.1672-9242.2016.04.014

TJ76；TN06

A

1672-9242（2016）04-0083-05

2016-03-11；

2016-04-15

許連虎（1980—），男，河南人，博士，高級工程師，主要從事電子產品可靠性設計、熱設計與熱分析等方面的研究。

Biography：XU Lian-hu(1980—),Male,from Henan,Doctor,Senior engineer,Research focus:electronic product reliability design,thermal design and thermal analysis.