空間站應(yīng)用系統(tǒng)電子設(shè)備熱設(shè)計研究

辛敏成，李鵬，鄒田驥，張海濤，劉凱

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空間站應(yīng)用系統(tǒng)電子設(shè)備熱設(shè)計研究

辛敏成，李鵬，鄒田驥，張海濤，劉凱

（中國科學(xué)院空間應(yīng)用工程與技術(shù)中心，北京 100094）

目的針對以往載人航天應(yīng)用系統(tǒng)中電子設(shè)備熱設(shè)計的仿真分析方法不準確的問題，提出一種基于熱平衡試驗測量發(fā)熱元器件溫度數(shù)據(jù)驗證熱仿真分析結(jié)果的電子設(shè)備熱設(shè)計方法。方法通過對應(yīng)用系統(tǒng)電子設(shè)備在軌實際熱工況條件的深入分析，結(jié)合電子設(shè)備的物理特性、電氣特性及其技術(shù)特點，利用計算機應(yīng)用技術(shù)和數(shù)字仿真技術(shù)建立電子設(shè)備熱模型，并進行熱仿真分析，再將仿真計算得到的發(fā)熱元器件殼溫與實際熱平衡試驗測量得到的元器件真實殼溫比對，檢驗熱仿真分析結(jié)果的準確性。結(jié)果某電子設(shè)備在真空度為1.0×10－4Pa，溫度為45 ℃條件下開展熱平衡試驗，實測得到的發(fā)熱元器件溫度值與熱仿真分析溫度值之差小于1 ℃。熱平衡試驗過程中，切換電子設(shè)備的不同工作模式時，通過器件的工作電流和電壓計算出其熱負荷指標與仿真得到的熱耗值之差低于0.1 W。結(jié)論基于熱平衡試驗的發(fā)熱元器件實測溫度數(shù)據(jù)，驗證了熱仿真分析結(jié)果的電子設(shè)備熱設(shè)計方法科學(xué)有效，有助于后續(xù)空間站應(yīng)用系統(tǒng)電子設(shè)備熱設(shè)計工作。

空間站應(yīng)用系統(tǒng)；電子設(shè)備；熱設(shè)計；仿真分析；熱平衡試驗

目前，我國已經(jīng)進入空間站工程實施階段?？臻g站將開展我國迄今為止最大規(guī)模的空間利用活動，涉及到領(lǐng)域廣泛的空間科學(xué)、相關(guān)應(yīng)用和技術(shù)領(lǐng)域，包括空間生命科學(xué)和生物技術(shù)、微重力流體物理與燃燒科學(xué)、空間材料科學(xué)、微重力基礎(chǔ)物理、空間天文、空間物理與空間環(huán)境、空間地球科學(xué)及應(yīng)用，以及航天醫(yī)學(xué)、航天器和空間應(yīng)用新技術(shù)試驗等重要方向，在建成后的10年將持續(xù)開展多達數(shù)百項空間科學(xué)、應(yīng)用和技術(shù)研究。為了完成學(xué)科領(lǐng)域廣泛、技術(shù)要求復(fù)雜、實驗變化多樣的應(yīng)用任務(wù)，應(yīng)用系統(tǒng)規(guī)劃了包括多功能主動光學(xué)設(shè)施在內(nèi)的重大研究設(shè)施，采用實驗柜形式的科學(xué)和技術(shù)實驗平臺，以及研制一批重要的獨立實驗載荷。分別安排在空間站的三個艙段，部分在密封艙內(nèi)，部分在艙外真空環(huán)境下。為支持所有研究設(shè)施、科學(xué)與技術(shù)實驗平臺和獨立載荷高效地完成各項實驗任務(wù)，應(yīng)用系統(tǒng)將研制在軌信息系統(tǒng)，聯(lián)接所有實驗設(shè)備，統(tǒng)一向?qū)嶒炘O(shè)備提供管理控制、數(shù)據(jù)通訊、數(shù)據(jù)預(yù)處理、數(shù)據(jù)存儲、數(shù)據(jù)傳輸?shù)裙δ躘1]。

應(yīng)用系統(tǒng)在軌信息系統(tǒng)的硬件組成主要是電子設(shè)備，在空間站的各類應(yīng)用載荷中，電子設(shè)備也占據(jù)了很大比重。電子設(shè)備已經(jīng)是空間站應(yīng)用系統(tǒng)得以運轉(zhuǎn)的極其重要的硬件基礎(chǔ)。為了改善空間站應(yīng)用電子設(shè)備的性能，進一步提高其長壽命、高可靠要求，需要將熱仿真技術(shù)應(yīng)用于其熱設(shè)計過程中。借助熱仿真技術(shù)可以模擬空間站應(yīng)用電子設(shè)備在特殊工作環(huán)境中的邊界條件，縮短高性能、高可靠要求電子設(shè)備的研制周期，借助熱仿真也可以降低其熱設(shè)計和熱試驗的成本與風(fēng)險[2]。

1 電子設(shè)備熱技術(shù)狀態(tài)

文中以在航天工程型號中搭載過且具有實際在軌飛行試驗經(jīng)歷，將來需要安裝在空間站實驗艙內(nèi)真空環(huán)境下工作的電子設(shè)備為研究對象。其由飛行器平臺負責(zé)提供散熱通道，產(chǎn)品內(nèi)部的熱控設(shè)計工作是為了確保箱體內(nèi)部電子器件產(chǎn)熱傳遞到箱體壁面，并通過平臺提供的散熱通道傳遞給飛行器平臺系統(tǒng)。電子設(shè)備屬于常加電載荷，入軌后即進入正常工作模式，其功耗最大為50 W，最小為40 W，平均45 W。該電子設(shè)備為箱體結(jié)構(gòu)見圖1，安裝于實驗艙后錐段鋁蜂窩板上。機箱本體尺寸為400 mm×350 mm×300 mm，機箱面板厚度為6 mm，通過底面固定在飛行器實驗艙后錐段內(nèi)。

電子設(shè)備內(nèi)部由6組PCB組件組成，各PCB設(shè)置有板框，板框通過鎖緊機構(gòu)與箱體前后側(cè)板連接。

1.1 熱源分布

統(tǒng)計需要散熱的元器件的結(jié)殼熱阻、數(shù)量、熱功耗以及結(jié)溫I級降額指標等基本情況，見表2。計算分析電子設(shè)備熱流密度較大的電子元器件分布及其熱耗值，如圖2所示。

圖1 電子設(shè)備外形

1.2 產(chǎn)品材料熱屬性

電子設(shè)備箱體材料為鎂合金MB15。除安裝接觸面外，其他外表面噴涂發(fā)射率為0.85的ERB-2黑漆。

1.3 產(chǎn)品溫控指標

電子設(shè)備的啟動溫度為－10～+45 ℃，最佳工作溫度范圍為+20～+30 ℃，工作溫度范圍為－10～+45 ℃，軌道存儲溫度范圍為－20～+60 ℃。

2 熱設(shè)計

2.1 大功率電子元器件

按照工程型號系統(tǒng)產(chǎn)品設(shè)計和建造規(guī)范要求，熱耗大于0.3 W的元器件需進行專門熱設(shè)計。大功率電源模塊涂D-3導(dǎo)熱脂固定在PCB支架上，PCB支撐框與左側(cè)板間涂D-3導(dǎo)熱脂固定。PCB上熱流密度較大，且安裝面積較大的元器件，采用1.0 mm T2銅導(dǎo)熱片導(dǎo)出。銅導(dǎo)熱片與電子元器件的對接面墊單面帶膠，無膠面涂覆D-3導(dǎo)熱脂，銅導(dǎo)熱片與電路板框的對接面涂覆D-3導(dǎo)熱脂。為保證力學(xué)性能可靠，電子元器件四周留有固定銅導(dǎo)熱條的螺釘孔。對于安裝面積較小且不宜用T2銅導(dǎo)熱片的元器件,采用熱良好、具有擴熱效應(yīng)的0.3 mm銀導(dǎo)熱片。

2.2 機箱熱設(shè)計

電子設(shè)備箱體結(jié)構(gòu)采用組合面板模式，各板間的接觸充分利用板厚，且采取了止口搭接的形式，以增大接觸面積，減小接觸熱阻。板框以鎖緊方式固定在前后側(cè)板上，鎖緊方式為楔形機構(gòu)。箱體非安裝外表面噴涂ERB-2黑漆，以加強機箱輻射散熱。鑒于電子設(shè)備安裝板為鋁蜂窩板，散熱較差、機箱熱功耗較大，且由于A 機和B機為冷備關(guān)系，故用兩根熱管將A 機和B機兩個機箱連接起來，以增加散熱面積和熱容，再加一根熱管將熱量導(dǎo)到熱容較大的冷板上。其中連接到冷板的熱管安裝在A機后側(cè)板上。為減小接觸熱阻，熱管安裝面填充導(dǎo)熱脂[3—4]。

3 熱仿真分析

根據(jù)電子設(shè)備箱體與PCB的結(jié)構(gòu)、材料、幾何尺寸、安裝組合方式、以及元器件安裝布局方式，使用代表當今世界機械領(lǐng)域主流的新標準三維造型設(shè)計軟件Pro/Engineer完成電子設(shè)備的器件、PCB組件以及機箱級產(chǎn)品的三維實體模型的建立工作。運用NASA等航天工程領(lǐng)域?qū)Ｓ玫臒岱抡娣治鲕浖inda/Fluint的ThermalDeskTop模塊建立電子設(shè)備輻射熱分析模型。為考核電子設(shè)備在實際應(yīng)用的空間環(huán)境溫度下，其內(nèi)部電子元器件溫度能否滿足元器件結(jié)溫I級降額指標要求，需要對其進行熱仿真分析[5—7]。

3.1 建立熱模型

運用Sinda/Fluint的ThermalDeskTop模塊建成的電子設(shè)備熱模型如圖3所示。

電子設(shè)備熱模型物性參數(shù)見表1。安裝面溫度作為熱分析邊界溫度，箱體各面板安裝接觸換熱系數(shù)按150 W/(m2·℃)計算，涂D-3導(dǎo)熱脂界面的安裝接觸換熱系數(shù)為1000 W/(m2·℃)。

表1 熱模型物性參數(shù)

3.2 設(shè)置熱邊界條件及模擬熱工況

由于電子設(shè)備所使用的元器件在溫度較高的條件下其可靠性會降低，而低溫條件下元器件是發(fā)熱的，元器件溫度不會太高，因此對其進行高溫工況模擬并進行熱分析。模擬電子設(shè)備熱工況時設(shè)置的熱邊界條件：安裝面邊界溫度設(shè)定在45 ℃；艙段熱輻射背景邊界溫度設(shè)定在45 ℃；冷板溫度為10 ℃。

3.3 熱仿真分析及計算結(jié)果

熱仿真分析得到電子設(shè)備各PCB溫度分布結(jié)果如圖4所示，各PCB上元器件的溫度見表2。從表2中數(shù)據(jù)可以看出，在采取設(shè)置PCB框、銅/銀導(dǎo)熱條、涂覆D-3導(dǎo)熱脂、箱體表面噴涂黑漆等措施后，所有元器件的工作溫度均能夠滿足電子元器件I級降額設(shè)計指標的要求。其中元器件結(jié)溫最高值為61.15 ℃，是位于PCB3上的MSK5101-00元器件，其余量為18.85 ℃。

表2 發(fā)熱元器件溫度與熱耗數(shù)據(jù)

4 驗證熱仿真分析結(jié)果

為了驗證上述熱仿真分析及計算得到的電子設(shè)備發(fā)熱元器件的溫度是否真實反映了其空間熱工況條件下的熱特性，采用熱真空環(huán)境模擬試驗系統(tǒng)和由Pt100溫度傳感器構(gòu)成的溫度測量系統(tǒng)，完成了電子設(shè)備在真空度為1.0×10－4Pa和溫度為45 ℃條件下的熱平衡試驗測試工作。實測試驗采集得到各PCB上發(fā)熱元器件的殼體溫度數(shù)據(jù)見表2。從表2可見，熱平衡試驗實測得到的發(fā)熱元器件溫度值與熱仿真分析得到的發(fā)熱元器件溫度值之差都在1 ℃范圍之內(nèi)。熱平衡試驗過程中，切換電子設(shè)備的不同工作模式時，通過器件的工作電流和電壓即功率來計算出其熱負荷指標與表2中所列的仿真得到的熱耗值之差不超過0.1 W[8—11]。

若真空熱平衡試驗實測得到的電子設(shè)備發(fā)熱元器件溫度數(shù)據(jù)結(jié)果同熱仿真分析得到的溫度數(shù)據(jù)結(jié)果比對后的差值超過1 ℃，或者熱平衡試驗過程中計算出其熱負荷指標與仿真得到熱耗值之差超過0.1 W，則需要通過實測得到的元器件溫度和熱耗數(shù)據(jù)結(jié)果對電子設(shè)備熱模型進行修正、標定，以提高熱模型的成熟度。

另外，該電子設(shè)備在以往航天工程某型號中搭載過并順利完成了相關(guān)的飛行試驗及留軌試驗任務(wù)，發(fā)熱元器件均安裝了熱敏電阻傳感器用以監(jiān)測其在空間真實應(yīng)用熱環(huán)境中的殼體溫度。根據(jù)飛行試驗溫度數(shù)據(jù)統(tǒng)計，也驗證了發(fā)熱元器件結(jié)溫是能滿足元器件I級降額設(shè)計指標的要求。根據(jù)以往航天工程型號的飛行驗證經(jīng)驗，對于未查到結(jié)殼熱阻的元器件亦能滿足元器件I級降額設(shè)計指標的要求。

5 結(jié)語

上述熱仿真分析得到的電子設(shè)備發(fā)熱元器件溫度和熱耗兩項熱技術(shù)指標均與真空熱平衡試驗實際測試得到的結(jié)果基本一致，完全符合該空間工程型號系統(tǒng)產(chǎn)品設(shè)計和建造規(guī)范的要求。因此，熱仿真分析得到的元器件溫度和熱耗數(shù)據(jù)結(jié)果是比較準確的，從而也表明電子設(shè)備的元器件、電路板、機箱三級產(chǎn)品熱設(shè)計合理，各元器件溫度均滿足I級降額設(shè)計要求，符合工程設(shè)計指標要求。

文中所運用的基于熱平衡試驗測量發(fā)熱元器件溫度數(shù)據(jù)驗證熱仿真分析結(jié)果的電子設(shè)備熱設(shè)計方法是科學(xué)、有效的，有助于開展空間站應(yīng)用系統(tǒng)電子設(shè)備熱設(shè)計工作。可以提高長壽命、高可靠要求電子設(shè)備熱設(shè)計的準確性，對推動未來我國空間站電子設(shè)備研制工作的順利完成也具有一定的參考價值。

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Thermal Design Research on Electronic Product in Space Station Utilization System

XIN Min-cheng, LI Peng, ZOU Tian-ji, ZHANG Hai-tao, LIU Kai

(Technology and Engineering Center for Space Utilization, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100094, China)

Objective A thermal simulation analysis method based on temperature data measured from heating components in thermal balance test was proposed in allusion to inaccurate simulation analysis method for thermal design of electronic equipment in manned space flight application system. Methods After the in-depth analysis on electronic product’s in-orbit thermal condition for space utilization, a thermal model was established by computer simulation software with the knowing of physical properties, electrical characters and technical features. The temperature simulation results of the heat generating components’ shell were compared with their practical measured data from thermal balance test, and the accuracy of the thermal model was tested Results The thermal balance test was conducted on an electronic product under the condition that vacuum was 1.0×10-4Pa, and temperature was 45 ℃. The temperature difference between simulation and measured data was less than 1 ℃. In the heat balance test, when switching different working modes, the difference between the thermal load indexes calculated based on the working current and voltage of components and thermal consumption value obtained in simulation was less than 0.1 W. Conclusion According to data measured from heating components in thermal balance test, the thermal design method for electronic equipment of thermal simulation analysis is tested to be feasible and effective, and it is favorable for future thermal design on electronic product in space station utilization system.

space station utilization system; electronic equipment; thermal design; simulation analysis; thermal balance test

10.7643/ issn.1672-9242.2017.06.002

TJ03

A

1672-9242(2017)06-0008-05

2017-03-20；

2017-04-23

中國科學(xué)院空間應(yīng)用工程與技術(shù)中心前瞻性課題（CSU-QZKT-201714）；載人航天工程空間應(yīng)用支持（09011009）

辛敏成（1973—），男，博士，高級工程師，主要從事航天器有效載荷環(huán)境模擬試驗技術(shù)研究工作。