基于太空環境下電子載荷模塊的熱仿真設計研究

史亮，王婷婷，陳駿，曲燕，張倩

（中國電子科技集團公司第五十二研究所，杭州 311121）

引言

數據顯示，2021年度，全球共發射衛星1 336 顆，其中中國航天共實施宇航發射任務55 次，首次達到“50+”并位居世界第一。截至2021年末，全球在軌運行衛星4 852 顆，中國在軌運營衛星499 顆。全球衛星發射數量高速增長，迎來了航天數字時代的新浪潮，隨著技術進步，衛星功能性能不斷提升，其電子載荷的功耗也相應增加。在太空中，電子載荷處于近似真空及微重力環境下，無法通過高效對流散熱，主要散熱方式是傳導散熱。為了確保衛星在軌運行期間穩定工作，不會由于載荷過熱導致衛星功能性能異常甚至危及在軌飛行安全，需要確保其結構設計滿足有關指標要求，能夠承受在軌運行階段的熱力學環境的考驗。

本文采用FLOTHERM 軟件建立熱仿真模型，設定環境溫度、氣壓、機架平臺溫度等邊界條件[1]。對該電子載荷模塊及其所屬的某任務系統設備整體進行仿真建模，充分考慮其系統安裝狀態及其組合狀態下的位置、尺寸及各組合模塊熱耗狀態[2]。得到該電子載荷模塊在高溫70 ℃環境下，達到熱平衡狀態時的溫度云圖及主要熱源芯片監控溫度結果。通過仿真分析，可以有效提高設計效率、優化設計方案、先期發現設計缺陷，避免在實物檢驗環節才暴露問題，對航天電子載荷的熱設計有著很強的現實意義。

1 太空環境下工作狀態分析

航天電子載荷模塊從衛星發射準備到在軌運行終止，主要將經歷包括發射準備、發射、在軌測試、在軌運行四個階段，而載荷模塊所需承受的熱力學環境考驗主要來自于在軌運行階段[3]。

在軌運行階段，載荷模塊需要經受近似真空環境下極端溫度環境考驗，衛星在宇宙真空中飛行時，由于沒有空氣對流散熱，受陽光直接照射的一面溫度可高達100 ℃以上，而背陰的一面溫度則可低至（-100 ～-200）℃[4]。

載荷模塊軌運行階段從加電到斷電整個過程，可以分為加電初始化待機、任務執行、斷電三個不同的階段。加電初始化待機階段，載荷模塊有關功能尚處于待機狀態，整機溫度逐漸升高，熱環境相對較好。任務執行階段，載荷模塊處于正常工作狀態，內部溫升較高，明顯高于環境溫度，載荷模塊內部的器件、單元需把內部熱量迅速散發到衛星艙內結構件上，載荷模塊通過減小發熱元器件到機殼表面的熱阻和提高輻射效能來提高散熱效率，對熱敏感的元器件進行熱隔離，減輕溫升對熱敏元器件的影響[5]。斷電階段，載荷模塊切斷輸入電源，停止工作，載荷模塊溫度逐漸下降。

2 熱設計總體方案

2.1 總體結構設計方案

該電子載荷模塊采用用戶定制的結構構型，包括載荷模塊A 和載荷模塊B 兩個獨立模塊，同屬于某任務系統設備組成模塊，該任務系統設備安裝于機架平臺，從左至右依次為射頻單元、標頻單元、接收機1、處理機1、接收機2、處理機2、載荷模塊A 和載荷模塊B，如圖4所示。A、B 模塊分別通過電連接器與互聯模塊對插連接，以此實現兩個模塊間的電訊互聯，互聯模塊外側安裝金屬蓋板對其進行加固防護。A、B 模塊采用獨立加固設計，模塊冷板使用鋁合金板材整體銑削加工成型，在降低模塊重量的同時保留一定密度的加強筋保證其整體強度和散熱效率。載荷電路板、連接器等通過緊固件固定安裝在冷板和蓋板之間，嚴格控制螺釘間距以減小安裝內應力，如圖1 所示。A、B 模塊采用兩側底部的安裝支腳與系統平臺安裝固定，A、B 模塊之間可采用緊固件連接組合成整體，同時也可與系統設備中其它模塊組合構成一個整體。

由于衛星平臺真空及微重力環境特性，載荷模塊散熱設計以傳導為主、輻射為輔兩種方式實現。

載荷模塊通過左側面與設備中其它模塊貼合安裝后，通過底面與機架連接固定，因此載荷模塊產生的熱量可以通過左側貼合面與設備中其它模塊進行熱交換，并且通過底面安裝面與機架進行傳導換熱，如圖2所示。

圖2 載荷模塊熱傳導路徑示意圖

載荷模塊A、B 位于該任務系統設備組合體的最右側，因此，除左側面、底面外，右側面、頂面、前后端面4 個方向的表面均暴露在環境中，可以直接對外進行輻射散熱。載荷模塊整體外殼均采用鋁合金2A12 材料，外表面采用黑色陽極氧化處理，提高材料表面黑度，表面黑度εH：≥0.87±0.02，提高輻射能力，從而實現最大限度利用輻射散熱的能力。載荷模塊熱設計基本參數表見表1。

表1 載荷模塊熱設計基本參數表

2.2 熱設計指標

根據該電子載荷模塊結構設計要求，載荷模塊的熱設計應力指標要求：工作溫度：（-35 ～+70）℃；

載荷模塊安裝處機架冷板的溫度設定為溫度邊界，根據系統熱控仿真分析結構，設定為+50 ℃。

2.3 耐低溫設計

該電子載荷模塊的低溫工作溫度指標重點考核所選用元器件本身能力，主要通過以下途徑實現：

1）電路設計時，元器件與零部件盡可能選用目錄中的宇航級器件；

2）目錄中無合適器件的，應選用已在其它星載平臺項目中得到驗證的元器件；

3）對新選用的芯片，預先進行嚴格的環境試驗，確保選用的芯片能夠滿足產品設計的要求；

4）在電路板貼裝前，對所選元器件進行二次篩選試驗，剔除早期失效產品，降低失效率，確保元器件滿足有關環境指標要求；

5）在產品生產階段，嚴格按要求制定產品的篩選試驗大綱，對產品進行板級篩選和整機篩選試驗。

2.4 耐高溫設計

該電子載荷模塊的應用平臺為太空星載環境，由于近地軌道的近似真空及低重力特殊環境限制，因此無法采用地表產品常用的高效對流散熱方案。載荷模塊通過緊固件將底面與機架平臺直接貼合固定，且機架平臺安裝面可保證50 ℃以內的溫度，綜合考慮載荷模塊重量、電磁兼容、三防設計等因素，本產品主要通過載荷模塊安裝面的高效傳導及空間暴露表面的輻射散熱作為主要散熱方案。

1）熱耗設計

根據硬件方案，載荷模塊元器件級熱耗預計如表2所示。

表2 主要元器件熱參數匯總表

2）耐高溫設計總體思路

載荷模塊的散熱方式以冷板兩側的貼合面傳導散熱為主要途徑，結合非接觸面的輻射散熱措施。

載荷模塊的冷板采用防銹鋁合金板材銑削加工而成，同時使用導熱填隙材料作為傳導介質將主要發熱芯片的熱量由芯片表面傳導至模塊冷板上，再由模塊冷板通過載荷模塊與機架的貼合面傳導至機架，如圖3 所示。因為空間設備對材料選用的嚴格要求，結合抗輻照、隔振抗沖、電磁兼容等要求，模塊的散熱設計重點考慮元器件的選用及功耗器件在印制板上的合理布局方案。

圖3 熱源芯片及載荷模塊傳導散熱示意圖

3）元器件選用

綜合考慮載荷模塊性能及空間環境的特殊應用場合，為較好滿足熱環境條件，模塊的元器件選取遵循有關設計要求，在此基礎上盡量選用低功耗器件。

4）元器件布局

為了降低載荷模塊整體溫升，增加可靠性，結合抗輻照、隔振抗沖等要求，模塊印制板的器件布局需要進行重點研究，對熱源進行均布處理，采用以下方案：

①高熱流密度器件單獨放置于印制板的特定區域且盡可能靠近模塊與機機架的導熱面；

②Flash、DDR 等普通功耗器件均布在印制板正反面，有效利用印制板面積；

③電源模塊等熱敏感器件盡可能避讓大功耗器件布置。

3 熱仿真分析

根據前文分析，本次熱設計中耐低溫設計主要通過元器件選型保證，熱設計重點在于耐高溫設計，估后續熱仿真內容僅針對高溫工作環境進行仿真分析。

3.1 邊界條件設定

1）環境溫度：+70 ℃；

2）氣壓：＜100 Pa；

3）機架平臺：+50 ℃。

3.2 仿真建模

該電子載荷模塊所處熱環境中必須同步考慮系統安裝狀態，如圖4 所示，建模時同步考慮其組合狀態下的位置及尺寸，各組合模塊熱耗狀態如表3 所示。

表3 各載荷模塊熱耗分布表

圖4 某任務系統設備整體仿真模型示意圖

3.3 網格劃分

利用FLOTHERM 軟件進行仿真設計，共建網格114萬個，網格劃分如圖5 所示。

圖5 網格劃分示意圖

3.4 仿真計算

該電子載荷模塊在高溫70 ℃下，達到熱平衡狀態時，溫度云圖如圖6 和圖7 所示。主要芯片核心溫度曲線圖見圖8。

圖6 設備整體及載荷模塊仿真結果云圖

主要熱源芯片監控溫度結果見表4 所示。

表4 主要器件溫度匯總表

由仿真結果可知，載荷模塊中各主要芯片核心（或者殼）溫度均滿足Ⅰ級降額溫度要求，且留有充分的設計余量，因此該電子載荷模塊的熱設計方案可行。

4 結束語

本文通過仿真建模和仿真分析，對太空環境下某電子載荷模塊進行了熱仿真計算，得出其在高溫工作環境下，達到熱平衡狀態時的溫度云圖及主要熱源芯片監控溫度結果。通過仿真分析，可以有效提高設計效率、優化設計方案、先期發現設計缺陷，避免在實物檢驗環節才暴露問題，對航天電子載荷的熱設計有著很強的現實意義。