星载感应式磁力仪电控学箱设计与分析

何江飞，曾 立，魏 丽，符 璇

（北京航空航天大学 宇航学院，北京 100191）

0 引言

感应式磁力仪是电磁监测试验卫星上的主载荷，用于低频磁场的探测。感应式磁力仪由传感器、电控学箱和电缆3 部分组成，其中电控学箱是用于在轨数据采集、控制和管理的电子设备，安装于卫星舱内，在卫星运载和发射过程中承受较大的力学冲击，因此对于电控学箱结构的力学性能有较高的要求。卫星在轨运行期间，舱内各电子设备包括电控学箱在工作时会产生较大的热流密度，为了保证电控学箱内部元器件处于正常的工作温度范围内， 电控学箱需具有良好的散热性能。此外电控学箱结构设计时还应考虑到空间环境辐射的影响。

针对此类电控学箱的设计，国内外已有较多的研究。从结构上，电控学箱多数采用层叠式、抽屉式、嵌入式。从材料上，电控学箱通常采用铝合金，但目前国外已研究出超轻高强度复合材料用于制造电控学箱[1]。同时国外于20世纪60年代即开始航天电子设备热设计的研究[2]，并取得了成熟深入的研究成果，NASA 制定了航天电子设备热设计规范并广泛应用于航天电子设备的研制。国内航天事业的起步相对较晚，航天电子设备热设计技术的发展也相应滞后，但近年来在电子产品热设计方面也已制定了相应的规范，如《电子设备热设计规范》、《电子设备可靠性热设计手册》等。

本文统筹考虑电控学箱的结构设计、热设计和电路设计，提出了空间感应式磁力仪电控学箱的设计方案，并建立相关有限元模型，通过热、力学仿真分析，验证电控学箱的散热特性和力学性能。

1 电控学箱设计

1.1 设计原则

在传统的航天电子产品研制过程中，首先进行电路设计，随后根据电路的具体布局适应性地进行结构设计和热设计，这样很可能导致电路设计与结构设计、热设计之间产生不可协调的矛盾，需要重新调整设计方案，从而浪费大量的人力和物力。而感应式磁力仪电控学箱是综合考虑电子设备的电路设计、结构设计和热设计而研制的，各系统人员之间相互交流协调，不断优化设计方案，直至达到相应的指标要求，具体流程见图1[3]。

图1 电控学箱设计流程 Fig.1 Design flowchart of electronic control cabinet

1.2 设计过程

电控学箱安装在卫星载荷舱内的安装板上，主要由前放板、主放板、DPU 板、电源板、母板以及机箱外壳等组成，具体布局见图2。下面选取DPU 板和电源板上的典型部件分别说明设计方案。

图2 电控学箱内部布局 Fig.2 Internal layout of electronic control cabinet

1.2.1 DPU 板设计

DPU 板尺寸为240 mm×170 mm，厚度为2 mm。DPU 板上的主要大功耗元器件有DSP、FPGA、3 个 MSK5232 和2 个DS26C31（见图3），元器件均在PCB 上靠近铝边框的相应区域进行布局，以缩短传热路径。MSK5232 和DS26C31 器件的管脚较少，采取底面散热，将散热铝片布置在元器件底面与PCB 之间，散热铝片与元器件底面之间填充绝缘导热脂，既可防止元器件短路，又能对元器件起缓冲保护作用；散热铝片与PCB 之间布置绝缘导热垫，以减小接触热阻。DSP 和FPGA 器件的管脚较多，选择顶面散热，散热片与元器件顶面之间填充绝缘导热脂；散热铝片与PCB 之间布置绝缘导热垫，以减小接触热阻。这样元器件主要的热量由散热片经过铝边框传导至机箱，机箱再通过安装底面热传导和表面热辐射两大途径将热量散发出去。为了增强机箱整体的辐射散热能力，在元器件和机箱表面喷涂高发射率涂层，以增强元器件、机箱以及舱内热环境之间的辐射换热。

图3 DPU 板设计示意图 Fig.3 Design of DPU circuit board

1.2.2 电源板设计

电源板的元器件布局如图4所示，主要大功耗元器件为3 个DC-DC 电源模块，综合考虑，将它们布置在靠近单侧铝边框的位置以缩短传热路径。电源模块的底面为安装面，同时也作为散热面，其具体散热措施与DPU 板MSK5232 元器件的相同。

图4 电源板设计示意图 Fig.4 Design of power supply circuit board

1.2.3 机箱抗辐射设计

电控学箱机箱应具备抗辐射屏蔽作用，防止空间辐射环境对电子元器件的辐射危害，辐射总剂量与屏蔽铝板厚度之间的关系如图5所示[4-6]。

屏蔽铝板的厚度指机箱外壳铝板厚度与卫星蒙皮铝板厚度之和。根据卫星抗辐射冗余设计相关规范，在满足卫星总体最大质量约束的条件下，设计机箱外壳铝板的厚度为3 mm。最终设计并生产的电控学箱整体结构如图6所示。

图5 辐射总剂量与铝板厚度关系 Fig.5 Total radiation dose vs.aluminum thickness

图6 电控学箱实物 Fig.6 The electronic controlling cabinet

2 仿真分析

2.1 热分析

综合考虑电控学箱的结构特点以及元器件的散热方式，利用ANSYS 软件建立热分析有限元模型如图7所示。其中：材料属性定义见表1；根据参考文献[7]定义接触热导率，见表2；大功率发热元器件的功耗见表3。

图7 电控学箱热分析有限元模型 Fig.7 Finite element model for thermal analysis of electronic control cabinet

表1 电控学箱材料属性 Table1 Material properties of electronic control cabinet

表2 接触热导率 Table2 Thermal contact conductance

表3 电控学箱大功率发热元器件功耗 Table3 Electric power consumption of high-power components in electronic control cabinet

感应式磁力仪为太阳同步圆轨道电磁监测卫星的主载荷，用于探测低频变化磁场。卫星的轨道周期为90 min，每个轨道周期内，感应式磁力仪在纬度 -60°～+60°之间保持开机状态，其余时间关机，即电控学箱工作30 min 后，关机15 min，如此循环往复。

建立电控学箱热分析有限元模型后，对电控学箱进行在轨瞬态热仿真分析[8]。计算过程中，卫星舱内环境温度设置为20 ℃，将电控学箱的安装面处视为热沉，定义此处的温度边界条件亦为20 ℃。基于稳态热分析基础上的电控学箱在轨瞬态温度仿真情况如图8所示。

图8 电控学箱在轨温度变化 Fig.8 On orbit temperature changes of electronic control cabinet

由图8可见，电控学箱在轨温度呈周期性变化，每个轨道周期结束时回复到初始温度附近，说明电控学箱几乎没有累积温升，具备连续多个轨道周期工作的能力。

仿真过程中计算得到的元器件温度数据是指元器件壳体温度，再根据元器件数据表中结-壳之 间的热阻来计算元器件的结点温度[9]：

式中：TQ为壳体温度；q为元器件功耗；RJ-Q为 结-壳热阻。经计算，得到在轨期间电控学箱内各大功耗元器件的最高温度数据（见表4），其中I 级降额热控指标为卫星电子设备热控规范要求。

表4 大功耗元器件温度数据 Table4 Temperature data of high-power components

从表4可以看出，在轨期间各大功耗元器件的最高温度均满足元器件热控指标要求。

2.2 力学仿真

对电控学箱的结构进行合理简化后，利用ANSYS 软件建立电控学箱力学分析的有限元模 型[10]如图9所示。模型中用到的主要材料力学属性见表5。

图9 电控学箱力学分析有限元模型 Fig.9 Finite element model for mechanical analysis of electronic control cabinet

表5 电控学箱材料力学属性 Table5 Mechanical properties of materials of electronic control cabinet

2.2.1 模态分析

在电控学箱的模态分析中，对底座上6 个连接孔进行固定约束。通过模态分析，得出电控学箱整体结构的前6 阶固有频率，见图10。

图10 前6 阶模态频率 Fig.10 The modal frequencies of the first to the sixth modes

仿真结果表明：电控学箱的一阶固有频率为362.17 Hz，远大于100 Hz，满足卫星总体对单机设备一阶固有频率的要求。

2.2.2 随机振动分析

在模态分析基础上，对电控学箱整机结构进行随机振动试验仿真，表6为随机振动试验条件，仿真结果如图11所示[11]。

表6 随机振动试验条件 Table6 The condition of random vibration test

图11 等效应力图 Fig.11 Equivalent stress contour

安全裕度=破坏应力/设计应力-1，其中，设计应力=使用应力×安全系数。在工程中，将伸长率大于5%的材料称为塑性材料，一般选用屈服强度理论来验证塑性材料结构的强度，破坏应力为屈服应力。铝合金属于塑性材料，对于塑性材料按屈服应力所规定的安全系数通常取为1.5～2.2，故本文取安全系数为2[12]。仿真结果表明，电控学箱整体结构受到的最大等效应力为65 MPa，2A12 硬铝合金的屈服应力为255 MPa，则安全裕度为255/ (65×2)-1≈0.96＞0，满足卫星总体规定的安全裕度要求。表7为电磁监测试验卫星建造规范中对安全裕度值的规定。

表7 安全裕度要求 Table7 The margin of safety

3 结束语

本文针对电磁监测试验卫星感应式磁力仪电控学箱的研制提出了较为详细的设计方案，统筹考虑结构设计、热设计和电路设计，合理建立简化的有限元模型，进行热、力学仿真分析，验证了电控学箱设计方案的合理性与可靠性。热设计仿真分析结果表明，在轨工作期间元器件的最高结点温度低于53 ℃，满足元器件降额热控指标要求。力学仿真结果表明，电控学箱的一阶固有频率为362.17 Hz，最大等效应力为65 MPa，经计算，屈服强度安全裕度值为0.96，力学性能满足设计要求。本文所探讨的感应式磁力仪电控学箱设计方法可以为其他电子设备的设计研制提供参考和依据。

致谢

感谢魏丽、符璇、曹建勋等同学的帮助，感谢王作桂老师在理论上的悉心指导。

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