黃 誠

(中國電子科技集團(tuán)公司第十研究所， 四川 成都 610036)

綜合模塊化航空電子設(shè)備結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)淺談

黃 誠

(中國電子科技集團(tuán)公司第十研究所， 四川 成都 610036)

在綜合化航空電子技術(shù)高速發(fā)展的背景下，基于資源的高效利用和系統(tǒng)可重構(gòu)的要求，航空電子設(shè)備向綜合模塊化形式發(fā)展。這類設(shè)備擁有集成度高、發(fā)熱量大、沖振環(huán)境惡劣和結(jié)構(gòu)復(fù)雜等特點(diǎn)。文中依據(jù)長期的綜合模塊化航空電子設(shè)備結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，同時結(jié)合工程實(shí)例，對該類設(shè)備的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行論述，主要包含LRM模塊標(biāo)準(zhǔn)和安裝接口要素、機(jī)箱結(jié)構(gòu)分區(qū)及功能定義、設(shè)備散熱形式選擇和設(shè)計(jì)、減振安裝和硬振安裝的特點(diǎn)分析，形成了綜合模塊化航空電子設(shè)備結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的主體框架，對相關(guān)設(shè)計(jì)具有一定參考價值。

綜合模塊化；航空電子；結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；熱設(shè)計(jì)；抗沖振設(shè)計(jì)

引 言

近半個世紀(jì)以來，在全球范圍內(nèi)開始了漫長的航空電子系統(tǒng)綜合技術(shù)的開發(fā)過程，綜合航空電子技術(shù)的發(fā)展基本經(jīng)歷了分散、聯(lián)合、綜合、高度綜合4個階段[1]；航空電子設(shè)備的結(jié)構(gòu)形式也大致相應(yīng)地分為分離式、聯(lián)合式、綜合式和綜合模塊化式4個階段。就我國而言，綜合模塊化結(jié)構(gòu)形式的航空電子設(shè)備正處于高速發(fā)展階段。

綜合模塊化航空電子設(shè)備是采用模塊化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想，將傳統(tǒng)分離或聯(lián)合式的多種獨(dú)立電子設(shè)備進(jìn)行綜合集成設(shè)計(jì)，形成以LRM(Line Replaceable Module)模塊為基礎(chǔ)單元的設(shè)備或系統(tǒng)，其特點(diǎn)是集成度高、開放性好、全壽命成本低、具有良好的維修性和可靠性[2]。但同時，高度綜合模塊化系統(tǒng)由于集成度高和自身重量較大等特點(diǎn)，在散熱和抗沖振設(shè)計(jì)方面也面臨新的挑戰(zhàn)。本文結(jié)合實(shí)際工程項(xiàng)目，對綜合模塊化航空電子設(shè)備的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行了淺析。

1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

綜合模塊化的結(jié)構(gòu)是系統(tǒng)技戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)得以實(shí)現(xiàn)的物理平臺，其設(shè)計(jì)需要形成系列化的通用LRM模塊，形成滿足功能電路的模塊化物理集成機(jī)箱，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)與載機(jī)平臺的接口和維護(hù)，以及滿足散熱、振動等環(huán)境要求。

1.1 LRM模塊

在綜合模塊化的航空電子設(shè)備中，常用的LRM模塊的標(biāo)準(zhǔn)尺寸和接口有：HB7091中的B～F系列、美軍標(biāo)SEM-E標(biāo)準(zhǔn)系列、基于歐卡標(biāo)準(zhǔn)的ASAAC和VITA48等標(biāo)準(zhǔn)系列[3]。LRM模塊標(biāo)準(zhǔn)的選擇通常需根據(jù)研制設(shè)備和功能模塊的規(guī)模和現(xiàn)有技術(shù)成熟度來確定。

某航空電子設(shè)備在進(jìn)行LRM模塊設(shè)計(jì)時，參考了SEM-E標(biāo)準(zhǔn)，同時在模塊厚度系列尺寸上優(yōu)化設(shè)計(jì)，形成4種不同的厚度規(guī)格，以滿足各類功能模塊的需要。提出了模塊封裝機(jī)械接口的三要素：插入拔出、定位導(dǎo)向和鎖緊，模塊結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時采用帶插拔功能的前面板組件、導(dǎo)向定位銷和楔形鎖緊裝置以實(shí)現(xiàn)這些功能，如圖1所示。

圖1 SEM-E模塊結(jié)構(gòu)

少部分模塊功能較為復(fù)雜，包含元器件較多，結(jié)構(gòu)體積和重量較大，不能適用SEM-E標(biāo)準(zhǔn)的外形尺寸。這類模塊數(shù)量通常較少，可對其外形接口進(jìn)行單獨(dú)設(shè)計(jì)，或設(shè)計(jì)成LRU形式獨(dú)立安裝。這類模塊單元重量基本在3 kg以上，在選用鎖緊裝置時，應(yīng)根據(jù)模塊自身重量和力學(xué)環(huán)境影響選取合適的鎖緊裝置。

1.2 綜合模塊化機(jī)箱

機(jī)箱是集成各功能模塊的物理基礎(chǔ)，是模塊的安裝平臺、電氣互連平臺和環(huán)境控制平臺。機(jī)箱結(jié)構(gòu)按其功能可分為兩大區(qū)域：模塊承載區(qū)和電氣互連區(qū)[4]，如圖2所示。

圖2 機(jī)箱功能分區(qū)

模塊承載區(qū)位于機(jī)箱前部，提供模塊的安裝空間、機(jī)械接口及冷卻環(huán)境，其結(jié)構(gòu)通常由上下冷板和左右側(cè)板組成，如圖3所示。機(jī)箱上下冷板為模塊承載區(qū)的主要功能零件，包含了模塊的安裝、插拔接口和冷卻等功能。設(shè)計(jì)時為了保證模塊插槽的上下對齊，在上下安裝板的兩端可采用臺階面或銷釘定位，統(tǒng)一裝配基準(zhǔn)，達(dá)到模塊插拔的精度要求。

圖3 模塊承載區(qū)

電氣互連區(qū)通常位于機(jī)箱后部，提供模塊之間電氣互連、背板與機(jī)箱之間電氣互連、機(jī)架與載機(jī)平臺間電氣互連，其結(jié)構(gòu)通常由背板組件和圍框組成。背板組件主要包含金屬框架、母板、低頻連接器及射頻連接器等，主要實(shí)現(xiàn)各功能模塊的信號互連。背板與機(jī)箱之間的互連可采用電纜束或柔板的方式連接。機(jī)箱與載機(jī)平臺互連的位置通常與裝機(jī)要求有關(guān)，一般根據(jù)實(shí)際裝機(jī)情況在圍框上進(jìn)行布局。

2 熱設(shè)計(jì)

高度綜合模塊化的航空電子設(shè)備由于其規(guī)模大、集成度高、環(huán)境溫度惡劣等特點(diǎn)，必然導(dǎo)致熱耗大、熱源相對集中、自然對流效果不理想等問題，因此在結(jié)構(gòu)上采用適當(dāng)?shù)臒嵩O(shè)計(jì)技術(shù)解決系統(tǒng)的散熱問題是關(guān)鍵。

航空電子設(shè)備環(huán)境溫度通常比較惡劣(高溫一般為70 ℃或更高)，自然對流散熱效果不好，通常選擇強(qiáng)迫通風(fēng)冷卻或通液冷卻。通液冷卻的效果總體來說優(yōu)于通風(fēng)冷卻，但密封設(shè)計(jì)要求相對較高，同時受到載機(jī)環(huán)境平臺的限制。實(shí)際設(shè)計(jì)時可根據(jù)設(shè)備的熱耗和載機(jī)提供的冷卻介質(zhì)情況進(jìn)行選擇。

以某設(shè)備為例，設(shè)備總熱耗達(dá)到1 100 W，根據(jù)裝機(jī)環(huán)境條件，選擇機(jī)上環(huán)風(fēng)強(qiáng)迫冷卻形式。同時考慮到機(jī)箱內(nèi)既存在大部分的均衡熱源又存在局部相對集中的熱源，因此可采用冷板集中式冷卻和模塊穿通式冷卻的混合風(fēng)冷方案。冷板集中形式可將模塊傳導(dǎo)到上下兩塊冷板的熱量通過內(nèi)部風(fēng)道集中帶走，模塊穿通形式又可對重點(diǎn)的發(fā)熱量大的模塊和高發(fā)熱部位進(jìn)行高效率的針對性冷卻。圖4顯示了混合使用冷板集中式和模塊穿通式的6路分風(fēng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)形式。

圖4 混合式通風(fēng)冷卻設(shè)計(jì)

對機(jī)箱內(nèi)部標(biāo)準(zhǔn)模塊，采用冷板集中式熱設(shè)計(jì)，由于模塊全部裝在密封機(jī)箱中，模塊的熱量必須通過其封裝結(jié)構(gòu)傳到機(jī)箱冷板進(jìn)行散熱。機(jī)箱上下冷板采用真空釬焊形成內(nèi)部風(fēng)道以實(shí)現(xiàn)機(jī)箱的整體散熱。

對于發(fā)熱較大、發(fā)熱部位相對集中的模塊，采用直接供風(fēng)到模塊的穿通風(fēng)冷式熱設(shè)計(jì)，對高發(fā)熱部位進(jìn)行直接冷卻，避免出現(xiàn)局部溫度過高而導(dǎo)致故障。圖5為采用Flotherm軟件仿真出的模塊內(nèi)部空氣流動和高發(fā)熱器件附近的溫度云圖。

圖5 模塊穿通式散熱的空氣流動及內(nèi)部高熱器件溫度云圖

3 抗沖振設(shè)計(jì)

隨著戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動性的高速發(fā)展，其承載電子設(shè)備所處的力學(xué)環(huán)境條件變得越發(fā)惡劣，同時航空電子設(shè)備又逐步向高度綜合化發(fā)展，設(shè)備的體積、重量明顯提升。因此在進(jìn)行綜合化航空電子設(shè)備結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時不但要考慮內(nèi)部功能電路的抗沖振，還應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注設(shè)備整體的抗沖振，設(shè)計(jì)的主要思路有以下兩個方面。

3.1 減振安裝

減振安裝是指在設(shè)備裝機(jī)時采用隔振器進(jìn)行過渡安裝。這種方式的優(yōu)點(diǎn)是整機(jī)減振后內(nèi)部功能電路的沖振條件會有較大改善，電性能指標(biāo)更容易滿足，設(shè)備可靠性提高。但缺點(diǎn)也比較突出，隔振器作為阻尼部件，在經(jīng)受長時間較大振動后容易失效。就目前國內(nèi)隔振器制作水平及航空電子設(shè)備的自身重量和振動量值而言，大多數(shù)隔振器在經(jīng)受了3軸向各6～10 h的振動后，往往都會出現(xiàn)性能下降或損壞。因此該方案主要適合振動試驗(yàn)時間不長，設(shè)備內(nèi)部電路自身抗振能力較弱同時振動量值較高的情況。以某設(shè)備為例：設(shè)備重量23 kg，振動量級較大，內(nèi)部電路較多使用大質(zhì)量元器件，設(shè)計(jì)時選用6個承載力為50 N的干摩擦高阻尼隔振器，試驗(yàn)過程中測得設(shè)備上經(jīng)減振后響應(yīng)的加速度均方根值約為輸入值的30%，順利通過試驗(yàn)。

3.2 硬振安裝

硬振安裝是指設(shè)備在裝機(jī)時采用螺釘或螺栓直接連接。該方式同減振方式相比，設(shè)備所受的沖振條件較差，應(yīng)在結(jié)構(gòu)連接強(qiáng)度、電路板、敏感元器件安裝、線纜固定等方面進(jìn)行強(qiáng)化設(shè)計(jì)，優(yōu)點(diǎn)是回避了惡劣環(huán)境條件下隔振器這一薄弱環(huán)節(jié)。同時根據(jù)HB5830.5的規(guī)定：設(shè)備重量大于35 kg時，硬裝條件下可按圖6的質(zhì)量載荷衰減因子曲線降低振動量值。

圖6 質(zhì)量載荷衰減因子曲線

例如：某設(shè)備重量為65 kg，隨機(jī)振動譜線見圖7，采用硬振安裝，可按照質(zhì)量載荷衰減約-4.5 dB。根據(jù)振動功率譜密度經(jīng)驗(yàn)公式(1)和均方根加速度經(jīng)驗(yàn)公式(2)～(5)進(jìn)行簡易計(jì)算。

圖7 隨機(jī)振動試驗(yàn)譜

(1)

arms=(A1+A2+A3)1/2

(2)

其中：S為衰減的分貝值；A1為上升譜區(qū)域面積；A2為平直譜區(qū)域面積；A3為下降譜區(qū)域面積。

A1=Wbf2[1-(f1/f2)2]/2

(3)

A2=Wb(f3-f2)

(4)

A3=Wbf3(1-f4/f3)

(5)

由式(1)可計(jì)算出衰減后各頻率點(diǎn)上的功率譜密度僅為原始值的35%，將式(3)、(4)、(5)代入式(2)可計(jì)算出衰減后譜線對應(yīng)的均方根加速度降低約50%，試驗(yàn)通過率大大提高。

4 結(jié)束語

綜合化航空電子設(shè)備的集成度高、結(jié)構(gòu)復(fù)雜，設(shè)計(jì)時須考慮諸多因素。本文結(jié)合實(shí)際工程案例對結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時普遍關(guān)注的要點(diǎn)進(jìn)行了淺析，但在實(shí)際設(shè)計(jì)工作中發(fā)現(xiàn)支撐國內(nèi)綜合化航空電子設(shè)備設(shè)計(jì)的標(biāo)準(zhǔn)、規(guī)范等文件較缺乏，設(shè)計(jì)出的產(chǎn)品往往因人而異，不系統(tǒng)、不規(guī)范。因此希望我國能盡早發(fā)布一些綜合化航空電子設(shè)備的相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)以促使高速發(fā)展的航空電子步入新的領(lǐng)域。

[1] 何志強(qiáng). 綜合化航空電子系統(tǒng)發(fā)展歷程及重要支撐技術(shù)[J]. 電訊技術(shù), 2004,44(4):1-5.

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黃 誠(1982-)，男，工程師，主要從事航空電子設(shè)備結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

Discussion on Structural Design of Integrated ModularizationAvionic Equipment

HUANG Cheng

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

With the fast development of integrated avionic technology, the avionics develops to the direction of integrated modularization to meet the requests of efficient resources usage and system reconfiguration. Avionics features high integration, high heat dissipation, bad shock and vibration environment and complex structure. Based on the long term experience of structure design of integrated modularization avionics, considering project instance at the same time, the structure design of this type equipment is discussed in this paper. Main aspects include LRM module standard and assembly interface essentials, cabinet partition and function definition, heat dissipation method design, characteristic analysis for assembly with vibration isolator and direct assembly. The main idea of the structural design of integrated modularization avionics is obtained, which provides some reference value for relevant design.

integrated modularization; avionic; structural design; thermal design; anti-shock and vibration design

2013-10-29

V241.03

A

1008-5300(2013)06-0027-03