史亮，王婷婷，陳駿，曲燕，張倩

（中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第五十二研究所，杭州 311121）

引言

數(shù)據(jù)顯示，2021年度，全球共發(fā)射衛(wèi)星1 336 顆，其中中國(guó)航天共實(shí)施宇航發(fā)射任務(wù)55 次，首次達(dá)到“50+”并位居世界第一。截至2021年末，全球在軌運(yùn)行衛(wèi)星4 852 顆，中國(guó)在軌運(yùn)營(yíng)衛(wèi)星499 顆。全球衛(wèi)星發(fā)射數(shù)量高速增長(zhǎng)，迎來了航天數(shù)字時(shí)代的新浪潮，隨著技術(shù)進(jìn)步，衛(wèi)星功能性能不斷提升，其電子載荷的功耗也相應(yīng)增加。在太空中，電子載荷處于近似真空及微重力環(huán)境下，無法通過高效對(duì)流散熱，主要散熱方式是傳導(dǎo)散熱。為了確保衛(wèi)星在軌運(yùn)行期間穩(wěn)定工作，不會(huì)由于載荷過熱導(dǎo)致衛(wèi)星功能性能異常甚至危及在軌飛行安全，需要確保其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)滿足有關(guān)指標(biāo)要求，能夠承受在軌運(yùn)行階段的熱力學(xué)環(huán)境的考驗(yàn)。

本文采用FLOTHERM 軟件建立熱仿真模型，設(shè)定環(huán)境溫度、氣壓、機(jī)架平臺(tái)溫度等邊界條件[1]。對(duì)該電子載荷模塊及其所屬的某任務(wù)系統(tǒng)設(shè)備整體進(jìn)行仿真建模，充分考慮其系統(tǒng)安裝狀態(tài)及其組合狀態(tài)下的位置、尺寸及各組合模塊熱耗狀態(tài)[2]。得到該電子載荷模塊在高溫70 ℃環(huán)境下，達(dá)到熱平衡狀態(tài)時(shí)的溫度云圖及主要熱源芯片監(jiān)控溫度結(jié)果。通過仿真分析，可以有效提高設(shè)計(jì)效率、優(yōu)化設(shè)計(jì)方案、先期發(fā)現(xiàn)設(shè)計(jì)缺陷，避免在實(shí)物檢驗(yàn)環(huán)節(jié)才暴露問題，對(duì)航天電子載荷的熱設(shè)計(jì)有著很強(qiáng)的現(xiàn)實(shí)意義。

1 太空環(huán)境下工作狀態(tài)分析

航天電子載荷模塊從衛(wèi)星發(fā)射準(zhǔn)備到在軌運(yùn)行終止，主要將經(jīng)歷包括發(fā)射準(zhǔn)備、發(fā)射、在軌測(cè)試、在軌運(yùn)行四個(gè)階段，而載荷模塊所需承受的熱力學(xué)環(huán)境考驗(yàn)主要來自于在軌運(yùn)行階段[3]。

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

載荷模塊軌運(yùn)行階段從加電到斷電整個(gè)過程，可以分為加電初始化待機(jī)、任務(wù)執(zhí)行、斷電三個(gè)不同的階段。加電初始化待機(jī)階段，載荷模塊有關(guān)功能尚處于待機(jī)狀態(tài)，整機(jī)溫度逐漸升高，熱環(huán)境相對(duì)較好。任務(wù)執(zhí)行階段，載荷模塊處于正常工作狀態(tài)，內(nèi)部溫升較高，明顯高于環(huán)境溫度，載荷模塊內(nèi)部的器件、單元需把內(nèi)部熱量迅速散發(fā)到衛(wèi)星艙內(nèi)結(jié)構(gòu)件上，載荷模塊通過減小發(fā)熱元器件到機(jī)殼表面的熱阻和提高輻射效能來提高散熱效率，對(duì)熱敏感的元器件進(jìn)行熱隔離，減輕溫升對(duì)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(shè)計(jì)總體方案

2.1 總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案

該電子載荷模塊采用用戶定制的結(jié)構(gòu)構(gòu)型，包括載荷模塊A 和載荷模塊B 兩個(gè)獨(dú)立模塊，同屬于某任務(wù)系統(tǒng)設(shè)備組成模塊，該任務(wù)系統(tǒng)設(shè)備安裝于機(jī)架平臺(tái)，從左至右依次為射頻單元、標(biāo)頻單元、接收機(jī)1、處理機(jī)1、接收機(jī)2、處理機(jī)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(lián)模塊對(duì)插連接，以此實(shí)現(xiàn)兩個(gè)模塊間的電訊互聯(lián)，互聯(lián)模塊外側(cè)安裝金屬蓋板對(duì)其進(jìn)行加固防護(hù)。A、B 模塊采用獨(dú)立加固設(shè)計(jì)，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(shí)保留一定密度的加強(qiáng)筋保證其整體強(qiáng)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(yán)格控制螺釘間距以減小安裝內(nèi)應(yīng)力，如圖1 所示。A、B 模塊采用兩側(cè)底部的安裝支腳與系統(tǒng)平臺(tái)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(shí)也可與系統(tǒng)設(shè)備中其它模塊組合構(gòu)成一個(gè)整體。

由于衛(wèi)星平臺(tái)真空及微重力環(huán)境特性，載荷模塊散熱設(shè)計(jì)以傳導(dǎo)為主、輻射為輔兩種方式實(shí)現(xiàn)。

載荷模塊通過左側(cè)面與設(shè)備中其它模塊貼合安裝后，通過底面與機(jī)架連接固定，因此載荷模塊產(chǎn)生的熱量可以通過左側(cè)貼合面與設(shè)備中其它模塊進(jìn)行熱交換，并且通過底面安裝面與機(jī)架進(jìn)行傳導(dǎo)換熱，如圖2所示。

圖2 載荷模塊熱傳導(dǎo)路徑示意圖

載荷模塊A、B 位于該任務(wù)系統(tǒng)設(shè)備組合體的最右側(cè)，因此，除左側(cè)面、底面外，右側(cè)面、頂面、前后端面4 個(gè)方向的表面均暴露在環(huán)境中，可以直接對(duì)外進(jìn)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(shí)現(xiàn)最大限度利用輻射散熱的能力。載荷模塊熱設(shè)計(jì)基本參數(shù)表見表1。

表1 載荷模塊熱設(shè)計(jì)基本參數(shù)表

2.2 熱設(shè)計(jì)指標(biāo)

根據(jù)該電子載荷模塊結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求，載荷模塊的熱設(shè)計(jì)應(yīng)力指標(biāo)要求：工作溫度：（-35 ～+70）℃；

載荷模塊安裝處機(jī)架冷板的溫度設(shè)定為溫度邊界，根據(jù)系統(tǒng)熱控仿真分析結(jié)構(gòu)，設(shè)定為+50 ℃。

2.3 耐低溫設(shè)計(jì)

該電子載荷模塊的低溫工作溫度指標(biāo)重點(diǎn)考核所選用元器件本身能力，主要通過以下途徑實(shí)現(xiàn)：

1）電路設(shè)計(jì)時(shí)，元器件與零部件盡可能選用目錄中的宇航級(jí)器件；

2）目錄中無合適器件的，應(yīng)選用已在其它星載平臺(tái)項(xiàng)目中得到驗(yàn)證的元器件；

3）對(duì)新選用的芯片，預(yù)先進(jìn)行嚴(yán)格的環(huán)境試驗(yàn)，確保選用的芯片能夠滿足產(chǎn)品設(shè)計(jì)的要求；

4）在電路板貼裝前，對(duì)所選元器件進(jìn)行二次篩選試驗(yàn)，剔除早期失效產(chǎn)品，降低失效率，確保元器件滿足有關(guān)環(huán)境指標(biāo)要求；

5）在產(chǎn)品生產(chǎn)階段，嚴(yán)格按要求制定產(chǎn)品的篩選試驗(yàn)大綱，對(duì)產(chǎn)品進(jìn)行板級(jí)篩選和整機(jī)篩選試驗(yàn)。

2.4 耐高溫設(shè)計(jì)

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

1）熱耗設(shè)計(jì)

根據(jù)硬件方案，載荷模塊元器件級(jí)熱耗預(yù)計(jì)如表2所示。

表2 主要元器件熱參數(shù)匯總表

2）耐高溫設(shè)計(jì)總體思路

載荷模塊的散熱方式以冷板兩側(cè)的貼合面?zhèn)鲗?dǎo)散熱為主要途徑，結(jié)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(shí)使用導(dǎo)熱填隙材料作為傳導(dǎo)介質(zhì)將主要發(fā)熱芯片的熱量由芯片表面?zhèn)鲗?dǎo)至模塊冷板上，再由模塊冷板通過載荷模塊與機(jī)架的貼合面?zhèn)鲗?dǎo)至機(jī)架，如圖3 所示。因?yàn)榭臻g設(shè)備對(duì)材料選用的嚴(yán)格要求，結(jié)合抗輻照、隔振抗沖、電磁兼容等要求，模塊的散熱設(shè)計(jì)重點(diǎn)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(dǎo)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(huán)境的特殊應(yīng)用場(chǎng)合，為較好滿足熱環(huán)境條件，模塊的元器件選取遵循有關(guān)設(shè)計(jì)要求，在此基礎(chǔ)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(jié)合抗輻照、隔振抗沖等要求，模塊印制板的器件布局需要進(jìn)行重點(diǎn)研究，對(duì)熱源進(jìn)行均布處理，采用以下方案：

①高熱流密度器件單獨(dú)放置于印制板的特定區(qū)域且盡可能靠近模塊與機(jī)機(jī)架的導(dǎo)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(jù)前文分析，本次熱設(shè)計(jì)中耐低溫設(shè)計(jì)主要通過元器件選型保證，熱設(shè)計(jì)重點(diǎn)在于耐高溫設(shè)計(jì)，估后續(xù)熱仿真內(nèi)容僅針對(duì)高溫工作環(huán)境進(jìn)行仿真分析。

3.1 邊界條件設(shè)定

1）環(huán)境溫度：+70 ℃；

2）氣壓：＜100 Pa；

3）機(jī)架平臺(tái)：+50 ℃。

3.2 仿真建模

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

表3 各載荷模塊熱耗分布表

圖4 某任務(wù)系統(tǒng)設(shè)備整體仿真模型示意圖

3.3 網(wǎng)格劃分

利用FLOTHERM 軟件進(jìn)行仿真設(shè)計(jì)，共建網(wǎng)格114萬個(gè)，網(wǎng)格劃分如圖5 所示。

圖5 網(wǎng)格劃分示意圖

3.4 仿真計(jì)算

該電子載荷模塊在高溫70 ℃下，達(dá)到熱平衡狀態(tài)時(shí)，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(shè)備整體及載荷模塊仿真結(jié)果云圖

主要熱源芯片監(jiān)控溫度結(jié)果見表4 所示。

表4 主要器件溫度匯總表

由仿真結(jié)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(jí)降額溫度要求，且留有充分的設(shè)計(jì)余量，因此該電子載荷模塊的熱設(shè)計(jì)方案可行。

4 結(jié)束語

本文通過仿真建模和仿真分析，對(duì)太空環(huán)境下某電子載荷模塊進(jìn)行了熱仿真計(jì)算，得出其在高溫工作環(huán)境下，達(dá)到熱平衡狀態(tài)時(shí)的溫度云圖及主要熱源芯片監(jiān)控溫度結(jié)果。通過仿真分析，可以有效提高設(shè)計(jì)效率、優(yōu)化設(shè)計(jì)方案、先期發(fā)現(xiàn)設(shè)計(jì)缺陷，避免在實(shí)物檢驗(yàn)環(huán)節(jié)才暴露問題，對(duì)航天電子載荷的熱設(shè)計(jì)有著很強(qiáng)的現(xiàn)實(shí)意義。