空间相机电控机箱的热设计及仿真分析

郭 亮，吴清文，曹启鹏，颜昌翔，陈立恒，王领华，刘伟毅

（1.中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，吉林长春130033；2.中国科学院研究生院，北京100039；3.航天东方红卫星有限公司，北京100094）

空间相机电控机箱的热设计及仿真分析

郭 亮1，2，吴清文1，曹启鹏3，颜昌翔1，陈立恒1，王领华1，2，刘伟毅1，2

（1.中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，吉林长春130033；2.中国科学院研究生院，北京100039；3.航天东方红卫星有限公司，北京100094）

为了保证空间相机电控机箱在轨运行期间的工作温度满足使用要求，根据电控机箱的结构特点和导热路径，对电控机箱内部大功耗电子元器件进行了详细热控设计，解决了某些电子元器件发热量大、导热路径较长的问题。以某个典型元器件为例，进行了散热效果估算。最后应用有限元分析软件IDEAS-TMG建立了详细的电控机箱热分析有限元模型，根据电控机箱所处温度边界条件进行了稳态仿真分析，给出了电控机箱整体的热响应性能、印制线路板（PCB）及板上大功耗电子元器件的稳态温度分布云图，结果显示，PCB的温度为40.6～51.1℃，板上大功耗电子元器件的结温为46.3～62.5℃，均满足热控设计的指标要求。热分析结果表明电控机箱热设计合理可行，能够满足使用要求。

空间相机；电控机箱；热设计；热分析

1 引 言

现代科技和空间遥测技术的不断发展对航空电子设备提出了越来越高的要求，仪器功能、种类和数量的增加加大了对发射装置承载能力的压力和使用空间大小的限制，因此，空间相机上的电子器件的功耗以及系统的组装密度越来越高［1］，导致其热设计的难度也越来越大。电子设备热控设计系统性能的好坏直接影响到电子设备的工作状态、工作性能以及工作寿命，解决电子设备过热问题是目前国内外电子设备热设计技术领域的研究热点之一［2，3］。

对于在地面或太空舱内工作的电子设备，可以采用对流（自然对流和强制对流）、传导和辐射等无源和有源热控制技术，而空间环境下电子产品的热控制技术与之不同。电控机箱是空间相机的重要组成部分，它处于微重力的环境中，常规的重力加速度仅为10-6g，没有形成自然对流的必要条件，并且由于其暴露于冷黑空间中，无法采取强制对流冷却技术，只能采用传导和辐射进行散热［4］。针对空间环境下这种电子设备热设计难的问题，国内同行工作者进行了大量的研究工作［5～13］。

目前，协助热设计并验证热设计方案正确性的方法有两种：热试验和热分析。其中热试验能准确得到温度分布，但是必须首先建立产品的样机模型，而且改进热设计的代价较大；而热分析是采用数学手段，在设计初期找出产品热设计的缺陷，从而改进热设计方案的方法，该方法可大大缩短产品的开发周期，为提高产品设计的合理性和可靠性提供保障［3］。本文针对某空间相机电控机箱的空间环境和结构设计特点，进行了详细的热控设计，并根据采取的热控措施对其进行了仿真分析，得到了理想的结果，验证了热设计方案的正确性以及热控措施的有效性。

2 热设计

2.1 热设计关键问题

电控机箱内共有6块印刷电路板（PCB），由于整体重量的限制，其结构十分紧凑，体积热流密度可达3.3 kW/m3。另外，PCB板的导热性能很差，同时板上元器件排布又十分密集，因此PCB板上元器件的热量大量累积后就会造成元器件温度过高。而对于箱内元器件而言，其散热通道十分有限，一方面通过辐射换热的方式与箱内其它组部件进行热量交换，另一方面通过安装导热带等方式将热量传导到箱体上散失。在元器件散热面较小的情况下，直接导热的散热方式效率较高，但是导热路径长同样是制约箱内元器件散热的关键问题。

解决上述电子元器件发热量大、导热路径较长的问题，可采取两种渠道：一是热疏导，即建立良好的导热通道，尽量减小沿途热阻，降低元器件的工作温度；二是热存储，即在重量、结构设计等限制条件允许的情况下尽可能地增大热容量，降低元器件的温升速率。这些都需要与结构设计紧密配合，也就是说在结构设计时就要考虑热控设计的需求，合理安排大功耗元器件的布局，尽量使用最少资源达到最佳散热效果。目前，在结构设计过程中统筹考虑大功耗元器件的合理布局以及有效的散热措施已经越来越受到结构、电子以及热控等工程设计人员的重视［14～16］。

2.2 热控措施

对于安装在舱内仪器板上的电控机箱，主要有两个散热通道，一是通过辐射向外部空间环境散热，主要热控措施是在电控机箱外表面喷涂高发射率热控涂层；二是通过安装面处导热向舱内仪器板上散热，此处是电控机箱热量主要的导出通道，因此降低此处的热阻是实现良好散热效果的关键。除了尽可能增加安装面处的接触面积以外，还可在安装面处涂敷导热脂等导热填料降低接触表面凸凹不平所引入的接触热阻，从而增强导热效果。实施热控措施后此处接触热阻约为0.019℃/W，能够满足电控机箱的散热要求。

电源模块和滤波器是电控机箱的主要发热元器件，如果不能及时将热量疏导出去，电源模块的温升速率会达到28℃/min。如此高的热流密度，仅通过加装散热片是无法达到散热要求的，因此这里将电源模块直接安装在电控机箱的箱体内侧，与PCB板之间的通讯通过特殊设计的底台板进行连接，从而减短了大功耗元器件的导热路径，降低了沿程热阻，有利于元器件热量的散失。

空间相机电控机箱内的PCB板均采用环氧玻璃布所制的多层板，其导热率较低，散热性能较差。为增强PCB板的整体散热效果，将每个PCB板均按照大功耗元器件的布局有针对性地设计了铝框架，以电源板为例，铝框架及PCB板上的大功耗元器件散热系统如图1所示。

图1 电源板热控系统Fig.1 Thermal control system of power PCB

电源板的热控系统主要由铝框架、散热片、导热垫以及导热填料组成，为疏导大功耗元器件工作时所产生的热量，防止因热量集中而导致过热，主要采取了两点措施，第一，热设计与结构设计和电子学设计之间要统筹考虑，合理分布大功能元器件的布局；第二，保证大功耗元器件到电控机箱箱体之间的导热路径通畅。电源模块等大功耗器件结构设计的散热面通常是在元器件封装的顶面处或者底面处。对于散热面在封装底部的元器件，采取的散热措施是直接安装在铝框架之上，如图1所示。为减小接触热阻、增强导热效果，在各个安装面处均涂敷导热填料。同时为防止元器件短路，避免元器件受到铝框架的冲击，在铝框架与元器件之间需要增加一层导热垫，导热垫不仅要具有高导热率，而且还要具有良好的绝缘效果以及缓冲作用。因此应尽量选择导热率高且具有形状适应性的电气绝缘体，同时在安装应力允许的情况下，导热垫的厚度要尽量小。经综合对比，本文首先在元器件与铝框架直接接触处增加了一层厚度为0.5 mm的绝缘导热垫，其次对铝框架上用于元器件管脚插针通过的孔嵌入聚四氟乙烯绝缘垫片。这样元器件的热量通过整体式设计的铝框架直接传导至电控机箱壳体处，最后通过机箱安装面和表面辐射进行散热。对于散热面在封装顶部的元器件，其散热措施是在元器件顶部加装散热片，如图1所示。散热片材料选取原则为导热率高、密度小、可塑性好，其尺寸大小根据各个元器件散热量进行计算后确定。与底面散热的元器件一样，为减小接触热阻、增强导热效果，在各个安装面处均涂敷导热填料。同时为防止元器件短路与缓冲振动应力，元器件与铝框架直接接触处也增加了一层绝缘导热垫片。这样元器件的热量通过散热片传递到铝框架上，最后通过电控机箱壳体进行散热。由此可见，相对于顶面散热而言，底面散热的导热通道上减少了散热片与铝框架之间的接触热阻，同时铝框架本身热容量要远远大于散热片的热容量，因此通过底面散热的元器件的散热效果要优于通过顶面散热的元器件。因此热设计时要综合考虑元器件功耗大小与散热方式。

2.3 热控效果估算

按照上述热设计方案进行热控之后，电控机箱内元器件的导热路径以及简化后的热阻分析模型如图2所示，图中分别以底面散热和顶面散热两种典型散热方式的器件为例。

图2 元器件导热路径及热阻模型Fig.2 Heat transfer channel and thermal resistance model of elements

图中，对于底面散热的元器件来说，沿程热阻按照如下公式计算：

其中R1，A1为元器件（底面散热）与绝缘导热垫之间的接触热阻与接触面积；R2，A2为绝缘导热垫本身热阻与横截面积；R3，A3为绝缘导热垫与铝框架之间的接触热阻与接触面积；R4，A4为铝框架本身热阻与横截面积；R5，A5为铝框架与机箱壳体之间的接触热阻与接触面积；D1为导热垫本身厚度；D2为铝框架长度（热量传递方向）；κ1为元器件（底面散热）与绝缘导热垫之间的传热系数；κ2为绝缘导热垫与铝框架之间的传热系数；κ3为铝框架与机箱壳体之间的传热系数；λ1为绝缘导热垫的导热率；λ2为铝框架的导热率。

对于顶面散热的元器件来说，由于PCB的导热率很低，因此其主要热量都是通过顶部加装的散热片散失的。沿程热阻按照如下公式计算：

其中R′1，A′1为元器件（顶面散热）与绝缘导热垫之间的接触热阻与接触面积；R′2，A′2为绝缘导热垫本身热阻与横截面积；R′3，A′3为绝缘导热垫与散热片之间的接触热阻与接触面积；R′4，A′4为散热片本身热阻与横截面积；R′5，A′5为散热片与铝框架之间的接触热阻与接触面积；R′6，A′6为铝框架本身热阻与横截面积；R′7，A′7为铝框架与机箱壳体之间的接触热阻与接触面积；D′1为导热垫本身厚度；D′2为散热片长度（热量传递方向）；D′3为铝框架长度（热量传递方向）；κ′1为元器件（顶面散热）与绝缘导热垫之间的传热系数；κ′2为绝缘导热垫与散热片之间的传热系数；κ′3为散热片与铝框架之间的传热系数；κ′4为铝框架与机箱壳体之间的传热系数；λ′1为绝缘导热垫的导热率；λ′2为散热片的导热率；λ′3为铝框架的导热率。

根据机箱内元器件结构与散热措施的实际情况，取电源板上两种典型元器件为例，底面散热元器件的计算参数如下：

将上述参数值代入式（1）可得：

因此，底面散热元器件的沿程总热阻为：

按照轨道周期平均计算，底面散热元器件功耗Q为4.7 W，因此底面散热元器件与机箱壳体之间的温差为：

顶面散热元器件的计算参数如下：

将上述参数值代入式（2）可得：

因此顶面散热元器件的沿程总热阻为：

按照轨道周期平均计算，顶面散热元器件功耗Q′为1.3 W，因此顶面散热元器件与机箱壳体之间的温差为：

2.4 结-壳温度计算模型

上述计算中所得到的结果是元器件的壳体温度。一般来说，由于不同的内部结构、封装方式、封装材料等因素的存在，导致元器件内部结点温度远大于壳体温度。同时元器件的温度设计指标均通过结温表示，因此首先通过仿真分析得到元器件的壳体温度，再根据元器件厂商提供的准确的结-壳之间的热阻来得到元器件的结温。结-壳温度计算公式为：

式中，TJ为结点温度，TQ为壳体温度，q为元器件功耗，RJ→Q为结-壳热阻。

3 热分析

3.1 热分析模型

综合考虑电控机箱的结构特点以及元器件散热方式，应用IDEAS-TMG建立了电控机箱有限元热分析模型，如图3所示。

图3 电控机箱热分析模型Fig.3 Thermal analytic model of electronic controlling cabinet

3.2 热分析计算

根据建立的电控机箱热分析模型，对整个电控机箱进行了仿真分析。计算过程中，环境温度设置为30℃；电控机箱安装面处视为热沉，定义

基于以上所述热控措施，通过材料主要参数对比及其对热控性能的影响选取热控材料，材料主要参数见表1。此处温度边界条件为30℃。

表1 材料主要参数Tab.1 Main parameters for materials

经过稳态分析计算，得到了满足热控指标的计算结果，电控机箱内PCB的温度数据见表2，其中电源板2上的大功耗元器件直接安装在箱体侧壁处，因此此处直接给出箱体侧壁的温度范围；PCB上大功耗器件的壳体最高温度数据见表3；PCB及大功耗元器件温度分布云图如图4～图7所示。

表2 电控机箱PCB温度数据Tab.2 Temperature data of PCBs in electronic controlling cabinet

表3 大功耗元器件温度数据Tab.3 Temperature data of large power consumption elements （℃）

图4 电源板1温度分布云图Fig.4 Temperature distribution nephogram of power PCB 1

图5 箱体侧壁温度分布云图Fig.5 Temperature distribution nephogram of side wall in electronic controlling cabinet

图6 控制PCB温度分布云图Fig.6 Temperature distribution nephogram of control PCB

图7 接口板温度分布云图Fig.7 Temperature distribution nephogram of interface PCB

从表1～表3，图4～图7的温度数据和温度云图可以看出，电控机箱内的热量均通过有效的散热通道排散出去，没有形成热量集中，各个大功耗元器件的工作温度均满足热控指标要求。电控机箱内电源板1的温度最高，PCB的温度范围为46.3～51.1℃；元器件E6（底面散热）的壳温最高达到52.5℃；元器件E8（顶面散热）的结温最高达到62.5℃。

4 结 论

本文根据电控机箱所处环境以及自身结构特点，利用增大表面发射率、降低沿程热阻等热控措施对电控机箱内部大功耗元器件进行了详细的热控设计，同时对典型元器件的散热效果进行了估算。最后应用IDEAS-TMG建立了电控机箱的有限元模型并进行了仿真分析，电控机箱内PCB的温度为40.6～51.1℃，大功耗元器件的结温为46.3～62.5℃。仿真结果表明，电控机箱热设计方案合理，满足热控指标要求。本文所探讨的空间相机电控机箱热设计与仿真分析内容可为其它空间相机电子设备热设计提供参考和依据。

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Thermal design and simulation analysis of electronic controlling cabinet in space camera

GUO Liang1，2，WU Qing-wen1，CAO Qi-peng3，YAN Chang-xiang1，CHEN Li-heng1，WANG Ling-hua1，2，LIU Wei-yi1，2

（1.Changchun Institute of Optics，Fine Mechanics and Physics，Chinese Academy of Sciences，Changchun 130033，China；2.Graduate Uniυersity of Chinese Academy of Sciences，Beijing 100039，China；3.Aerospace DongFangHong Satellite Co.，Ltd.，Beijing 100094，China）

To ensure the operating temperature of electronic controlling cabinet in a space camera to satisfy the operating requirements，the thermal design of large power consumption electronic components in the electronic controlling cabinet was performed according to the design feature and heat transfer path of the controlling cabinet.The key problems such as the great heat-producing capability and long heat transfer path were settled.On the basis of the above，a complete thermal design scheme was given.By taking some classical elements for examples，the effect of heat eliminating was estimated.In the end，a thermal analysis finite element model was established by a finite element thermal analysis software IDEAS-TMG.Based on the given temperature boundary condition，the steady-state thermal analysis of electric cabinet was carried out by the IDEAS-TMG，and theintegral thermal response performance of electronic controlling cabinet and the steady-state temperature profiles of PCBs and large power consumption elements were given.It is shown that the ranges of temperatures of PCBs and large power consumption electronic components in steady-state thermal analysis are 40.6-51.1℃ and 46.3-62.5℃，respectively，which reaches the target of thermal design.Analytical results indicate that the thermal design scheme for the electronic controlling cabinet is appropriate and feasible and it can satisfy the requirement of thermal control operating.

space camera；electronic controlling cabinet；thermal design；thermal analysis

V447.3

A

1674-2915（2011）02-0129-10

2010-12-11；

2011-02-13

国防预研基金资助项目（No.O5001SA050）

book=45,ebook=47

郭 亮（1982—），男，黑龙江哈尔滨人，助理研究员，主要从事空间光学遥感器的热控制、热分析与热试验技术

方面的研究。E-mail：guoliang329@hotmail.com

吴清文（1968—），男，四川简阳人，研究员，博士生导师，主要从事光学精密仪器CAD/CAE研究和空间光学遥

感器热控技术方面的研究。E-mail：wuqw@ciomp.ac.cn