LRM模塊載荷分解方法研究

盧涼

（中國電子科技集團(tuán)公司第十研究所，成都 610036）

LRM模塊載荷分解方法研究

盧涼

（中國電子科技集團(tuán)公司第十研究所，成都 610036）

目的 根據(jù)綜合模塊化航空電子設(shè)備的特點(diǎn)，研究LRM模塊的載荷分解方法。方法 通過仿真和試驗(yàn)方法，對(duì)LRM模塊所承受的溫度和振動(dòng)載荷進(jìn)行分解，并詳細(xì)論述兩種方法的具體實(shí)現(xiàn)過程。結(jié)果 將模塊載荷分解方法成功運(yùn)用于某工程系統(tǒng)中，驗(yàn)證了方法的有效性。結(jié)論 LRM 模塊的載荷分解方法能夠指導(dǎo)其他類似綜合模塊化航空電子設(shè)備的載荷分解，推動(dòng)LRM模塊合理的獨(dú)立環(huán)境試驗(yàn)及交付。

綜合模塊化；LRM；振動(dòng)載荷分解；溫度載荷分解

航空電子設(shè)備由分立式發(fā)展到綜合模塊化后，獨(dú)立的電子設(shè)備被功能更加強(qiáng)大和復(fù)雜的外場可更換模塊（簡稱LRM，Line Replaceable Module）所替代。航空電子設(shè)備與載機(jī)的安裝接口方式也產(chǎn)生了很大的變化，由各個(gè)分立設(shè)備分別通過各自的機(jī)械和電氣接口與載機(jī)連接改為各個(gè)LRM首先安裝在一個(gè)模塊化集成機(jī)架（簡稱 MIR，Modular Integrated Rack）中，然后整個(gè)MIR與載機(jī)實(shí)現(xiàn)機(jī)械和電氣的互聯(lián)。

以前各成品廠商只需按照飛機(jī)平臺(tái)提供的對(duì)分立設(shè)備的環(huán)境適應(yīng)性條件來研制產(chǎn)品，而現(xiàn)在由于LRM在機(jī)架上的安裝位置不同，其平臺(tái)機(jī)械及自然環(huán)境條件經(jīng)過MIR的集成傳遞后發(fā)生了很大的變化，繼續(xù)使用飛機(jī)平臺(tái)提供的對(duì)機(jī)架上的總體環(huán)境適應(yīng)性條件來要求 LRM 的研制是不盡合理的，會(huì)明顯出現(xiàn)LRM過試驗(yàn)或欠試驗(yàn)的問題，即通過模塊試驗(yàn)的LRM裝入系統(tǒng)MIR后會(huì)暴露出問題。因此系統(tǒng)總體或平臺(tái)廠商將會(huì)面臨向下一級(jí)分承方提供LRM模塊研制需要的環(huán)境條件（主要是機(jī)械振動(dòng)及溫度環(huán)境條件）的問題。這就需要系統(tǒng)總體或平臺(tái)廠商將關(guān)于整個(gè)機(jī)架的環(huán)境載荷分解到各個(gè)具體的 LRM上，以便于分承方開展 LRM的環(huán)境試驗(yàn)工作。

1 LRM模塊載荷分解技術(shù)

目前國內(nèi)綜合模塊化航空電子設(shè)備對(duì)LRM模塊環(huán)境載荷的要求基本都是按整機(jī)的條件要求，這種方法嚴(yán)格上說是不合理的。由于LRM安裝在機(jī)架上的不同位置，受機(jī)架本身動(dòng)態(tài)特性及溫度分布不同的影響，LRM所承受的實(shí)際環(huán)境載荷將不同于系統(tǒng)整體所面對(duì)的環(huán)境條件。當(dāng)LRM作為一個(gè)獨(dú)立的產(chǎn)品單元交驗(yàn)的時(shí)候，需要確定一個(gè)合理的、經(jīng)由機(jī)架傳遞分解而來的環(huán)境條件，以確保將來組成系統(tǒng)后能通過設(shè)備整體的環(huán)境試驗(yàn)。

文中采用環(huán)境預(yù)示技術(shù)來實(shí)現(xiàn)LRM模塊的載荷分解。環(huán)境預(yù)示是通過對(duì)環(huán)境數(shù)據(jù)的統(tǒng)計(jì)分析來確定某個(gè)設(shè)備或結(jié)構(gòu)所受的環(huán)境載荷，從而指定出合適的環(huán)境條件。目前，環(huán)境預(yù)示主要應(yīng)用于航空、航天領(lǐng)域，對(duì)飛機(jī)[1]、衛(wèi)星[2]、運(yùn)載工具的飛行載荷[3—5]和內(nèi)部動(dòng)力學(xué)[6—10]、熱力學(xué)環(huán)境[11]進(jìn)行預(yù)示。

1.1 振動(dòng)載荷

LRM 模塊振動(dòng)載荷分解方法主要有試驗(yàn)方法和仿真方法。

1.1.1 試驗(yàn)方法

試驗(yàn)方法即通過直接的實(shí)驗(yàn)測量，歸納給出LRM 經(jīng)受的振動(dòng)環(huán)境條件。該方法給出的結(jié)果較符合設(shè)備的真實(shí)情況。該方法一般包括三個(gè)步驟：測試空間分區(qū)；試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集；數(shù)據(jù)歸納處理。

測試空間分區(qū)的目的在于使基礎(chǔ)數(shù)據(jù)的采集更具有目的性，從而使得采集的數(shù)據(jù)更加有效。振動(dòng)載荷分解的目標(biāo)是獲得MIR內(nèi)部任意位置的振動(dòng)環(huán)境數(shù)據(jù)，但不可能對(duì)設(shè)備內(nèi)部空間無窮多的位置點(diǎn)進(jìn)行測量。因此在此參照主機(jī)單位提供振動(dòng)環(huán)境條件的方式，即根據(jù)設(shè)備在飛機(jī)上不同的安裝區(qū)域來規(guī)定設(shè)備需要耐受的振動(dòng)環(huán)境條件。對(duì) MIR內(nèi)部同樣劃分成若干區(qū)域，通過實(shí)驗(yàn)測量和歸納處理后得到該區(qū)域的振動(dòng)環(huán)境條件，即可作為安裝在該區(qū)域所有LRM的振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)條件。某機(jī)架進(jìn)行振動(dòng)環(huán)境條件分解測試時(shí)的分區(qū)實(shí)例情況如圖1所示。

圖1 某機(jī)架的分區(qū)情況Fig.1 Partitioning of MIR

試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集是利用數(shù)據(jù)采集設(shè)備（如動(dòng)態(tài)信號(hào)分析儀、加速度傳感器等）對(duì)MIR內(nèi)每個(gè)區(qū)域內(nèi)的不同測量點(diǎn)進(jìn)行振動(dòng)響應(yīng)數(shù)據(jù)的采集。

數(shù)據(jù)歸納處理是將每個(gè)區(qū)域里獲得的若干分布測點(diǎn)的 PSD數(shù)據(jù)通過一定的方法，將單個(gè)區(qū)域分布點(diǎn)的 PSD數(shù)據(jù)歸納出該區(qū)域的振動(dòng)環(huán)境。數(shù)據(jù)的歸納處理一般采用兩種方法，極值法和平均法。極值法是取某一區(qū)域各個(gè)測點(diǎn) PSD數(shù)據(jù)在各頻率點(diǎn)上的最大值，組合形成該區(qū)域的振動(dòng)環(huán)境。平均法是將某一區(qū)域各個(gè)測點(diǎn) PSD數(shù)據(jù)在各頻率點(diǎn)上取平均值，組合形成該區(qū)域的振動(dòng)環(huán)境。

MIR內(nèi)部不同區(qū)域的振動(dòng)環(huán)境表達(dá)譜線一般情況下較復(fù)雜，如圖2中曲線3所示，并不適合于作為振動(dòng)環(huán)境實(shí)驗(yàn)條件使用，需要進(jìn)行規(guī)整。這就需要對(duì)振動(dòng)環(huán)境表達(dá)譜線進(jìn)行包絡(luò)處理，依次以折線連接譜線中的一些最大值點(diǎn)，形成一條盡量貼近原譜線的包絡(luò)線，如圖2中曲線2所示，然后對(duì)特定固定頻譜的功率譜密度量級(jí)進(jìn)行調(diào)整，使給定的均方根振動(dòng)量級(jí)可比于相應(yīng)實(shí)測的均方根量級(jí)，最后得出LRM的振動(dòng)試驗(yàn)條件，如圖2中曲線1所示。

圖2 振動(dòng)環(huán)境譜Fig.2 Vibration environment spectra

1.1.2 仿真方法

仿真方法是采用有限元分析法，針對(duì)設(shè)備的數(shù)字模型進(jìn)行動(dòng)力學(xué)響應(yīng)仿真分析，獲取設(shè)備內(nèi)部各區(qū)域的振動(dòng)環(huán)境條件。仿真方法是一種確定性方法，它是根據(jù)結(jié)構(gòu)的物理參數(shù)、聯(lián)接方式、載荷狀況等信息，來建立確定性的有限元?jiǎng)恿W(xué)模型。該模型能夠比較準(zhǔn)確地描述結(jié)構(gòu)的剛度和質(zhì)量特性，從而可以根據(jù)需要隨時(shí)方便地計(jì)算得到結(jié)構(gòu)任意位置的振動(dòng)響應(yīng)數(shù)據(jù)。該方法一般包括三個(gè)步驟：仿真分析；空間分區(qū)；數(shù)據(jù)歸納處理。

仿真分析首先要建立整體結(jié)構(gòu)的有限元模型，這一過程包括結(jié)構(gòu)數(shù)字三維模型的簡化、定義參數(shù)、劃分網(wǎng)格、定義各種邊界條件等。需要注意的是，最后仿真結(jié)果的可信度很大程度上受這一過程的影響，特別是對(duì)一些邊界條件的處理。如楔形鎖緊連接、螺釘連接等，應(yīng)根據(jù)結(jié)果精度的要求結(jié)合計(jì)算量的大小確定模型的處理方式；然后以給定的外界振動(dòng)環(huán)境條件施加到分析模型之上，利用合適的仿真軟件通過仿真計(jì)算（如瞬態(tài)響應(yīng)分析、隨機(jī)振動(dòng)PSD響應(yīng)分析等）得到結(jié)構(gòu)的振動(dòng)響應(yīng)結(jié)果；最后利用仿真軟件的后處理程序，提取分布點(diǎn)的響應(yīng)結(jié)果數(shù)據(jù)，一般要得到關(guān)注點(diǎn)的PSD響應(yīng)譜線。由于仿真模型為確定性模型，因此只需進(jìn)行一次仿真運(yùn)算即可得到確定的結(jié)果，并且仿真得到的譜線相對(duì)于實(shí)驗(yàn)結(jié)果要平滑簡潔一些。某機(jī)架內(nèi)一點(diǎn)的PSD響應(yīng)仿真分析結(jié)果如圖3所示。

空間分區(qū)的目的與試驗(yàn)方法分區(qū)目的相同，利用提取得到的仿真結(jié)果數(shù)據(jù)，將設(shè)備內(nèi)部合理分成若干區(qū)域。數(shù)據(jù)歸納處理與試驗(yàn)方法的數(shù)據(jù)歸納處理過程相同，對(duì)仿真得到的數(shù)據(jù)進(jìn)行取極值或取平均值得到振動(dòng)環(huán)境譜線，然后進(jìn)行包絡(luò)和規(guī)整處理，最終得到適合實(shí)際應(yīng)用的振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)譜線。

圖3 某機(jī)架PSD響應(yīng)譜Fig.3 PSD response spectrum of MIR

1.2 溫度載荷

LRM模塊溫度載荷分解實(shí)質(zhì)上是由已知的外部溫度環(huán)境條件來進(jìn)行設(shè)備內(nèi)部不同區(qū)域的溫度環(huán)境預(yù)示。綜合模塊化系統(tǒng)設(shè)備熱路特點(diǎn)如圖 4所示。

圖4 典型綜合模塊化設(shè)備熱路Fig.4 Typical integrated modular equipment hot road

綜合模塊化設(shè)備機(jī)架、模塊以及PWA組成的整個(gè)系統(tǒng)是一個(gè)熱阻網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)。對(duì)于航空電子設(shè)備而言，可分解為機(jī)架級(jí)、模塊級(jí)及板級(jí)；對(duì)于系統(tǒng)集成商而言需要分解的對(duì)象是機(jī)架級(jí)、模塊級(jí)，其中模塊級(jí)包括了板級(jí)。由于溫度是由網(wǎng)絡(luò)中熱阻決定的，實(shí)際上需要分解的是各個(gè)系統(tǒng)組成部分的熱阻而不是溫度。

這就需要先進(jìn)的熱阻測試工具，目前使用Mentor的 T3ster可采集模塊級(jí)的熱阻，對(duì)每個(gè)分承制方，均可在設(shè)計(jì)初期通過T3ster的測試獲得模塊相關(guān)關(guān)鍵器件對(duì)熱沉得熱阻。T3ster的運(yùn)作方式如圖5所示：第一步改變輸入功率；第二步獲取瞬態(tài)溫度變化；第三步得出包括熱容和熱阻的結(jié)構(gòu)函 數(shù)； 第四步由結(jié)構(gòu)函數(shù)獲得熱容與熱阻參數(shù)。

圖5 T3ster熱阻測試步驟Fig.5 Thermal resistance test procedure of T3ster

T3ster是利用半導(dǎo)體節(jié)點(diǎn)位置處電流與溫度的關(guān)系對(duì)節(jié)溫進(jìn)行測量，通過卷積反演獲得系統(tǒng)的阻容特性。只要獲得了各模塊各關(guān)鍵芯片的熱阻特性，即可通過解析方式計(jì)算或仿真分析獲得各模塊關(guān)鍵器件對(duì)應(yīng)的模塊界面溫度，并可利用這個(gè)溫度對(duì)其進(jìn)行試驗(yàn)或驗(yàn)收。整個(gè)分解流程如圖6所示。

圖6 T3ster熱阻測試流程Fig.6 Thermal resistance test process of T3ster

再利用仿真分析軟件，對(duì)研究對(duì)象進(jìn)行建模分析，獲取分解界面溫度值，反求獲得對(duì)應(yīng)熱阻。同測試熱阻值進(jìn)行比對(duì)修正，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)熱阻載荷分解。

1.3 LRM模塊載荷分解方法的應(yīng)用

在工程研制中，對(duì)LRM模塊的載荷分解方法可以分兩步進(jìn)行。在數(shù)字化樣機(jī)設(shè)計(jì)階段，可以利用仿真方法進(jìn)行載荷分解，支撐LRM模塊環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)。后期通過試驗(yàn)方法修正載荷分解條件，在工程研制中不斷完善分解條件，最終得到準(zhǔn)確合理的載荷分解條件，從而保證LRM模塊的設(shè)計(jì)、試驗(yàn)和交付。

2 工程應(yīng)用

LRM 模塊載荷分解方法已經(jīng)成功運(yùn)用于某工程系統(tǒng)中。在系統(tǒng)研制過程中，根據(jù)系統(tǒng)裝載平臺(tái)的具體環(huán)境，通過振動(dòng)和溫度載荷分解方法，得到了LRM模塊的獨(dú)立振動(dòng)和溫度條件，保證 LRM模塊獨(dú)立環(huán)境試驗(yàn)的準(zhǔn)確實(shí)現(xiàn)。

3 結(jié)語

航空電子設(shè)備向綜合模塊化發(fā)展后，LRM模塊的獨(dú)立交付是必然的，如何給出模塊合理的環(huán)境試驗(yàn)條件是綜合模塊化發(fā)展必須解決的問題。文中從綜合模塊化航空電子設(shè)備的特點(diǎn)出發(fā)，提出了LRM 模塊的載荷分解的方法，詳細(xì)論述其具體實(shí)現(xiàn)過程，并將成果應(yīng)用到了某工程項(xiàng)目中，得到工程驗(yàn)證。該LRM模塊的載荷分解方法能夠指導(dǎo)其他類似綜合模塊化航空電子設(shè)備的載荷分解，推動(dòng)LRM模塊合理的獨(dú)立試驗(yàn)及交付。

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Loads Decomposition Method for LRM

LU Liang
(The 10th Research Institute of CETC, Chengdu 610036, China)

ObjectiveBased on the properties of integrated modular avionics equipment, the method of loads decomposition for LRM was studied.MethodsBy simulation and test method, the temperature and vibration load of LRM were decomposed, and the realization process of both methods was discussed in detail.ResultThe module loads decomposition method was successfully applied in an engineering project, and the validity of methods was verified.ConclusionThe method of LRM module loads decomposition can be used to guide the loads decomposition of other similar integrated modular avionics equipment, and at the same time to promote the reasonable independent environment test and delivery of LRM module.

integrated modular avionics; LRM; vibration loads decomposition; temperature loads decomposition

10.7643/ issn.1672-9242.2016.03.019

TJ430

A

1672-9242(2016)03-0116-05

2016-01-15；

2016-02-27

Received：2016-01-15；Revised：2016-02-27

總裝預(yù)研研究項(xiàng)目（513181501）

Fund：Supported by Pre Research Project of General Armament Department (513181501)

盧涼（1976—），男，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)楹娇针娮釉O(shè)備總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)。

Biography：LU Liang(1976—), Male, Senior engineer, Research focus: overall structural design and environmental adaptability design of avionics equipment.