電子學設備熱真空/熱平衡試驗一體化技術

陳維春

（北京空間機電研究所，北京 100076）

1 引言

航天遙感相機作為衛星的重要有效載荷，主要用于對地觀測以獲取地面圖像信息，在國民經濟建設和國家社會發展等方方面面獲得了廣泛應用。其中，電子學設備是遙感相機的重要組成部分[1]，用于實現管理控制功能以及信號處理等功能。與遙感相機光機主體一樣，電子學設備在軌道上運行時要面臨著復雜的空間熱環境，同時電子學設備自身工作時會產生大量的熱量。上述惡劣的內外部熱環境容易使電子學設備的元器件受到損害，從而會影響系統的成像性能和功能[1]。

為了保證電子學設備能夠在整個軌道運行過程中經受住各種熱環境的影響而正常工作，必須要在研制過程中進行正確的熱設計，同時還需要進行熱試驗來驗證熱設計和檢驗設備的熱性能和功能[2-3]。

電子學設備真空狀態下的熱試驗主要包括熱真空試驗與熱平衡試驗。其中，熱真空試驗在初樣階段與正樣階段都需要進行，熱平衡試驗通常只在初樣階段進行[4]。常規研制中，電子學設備熱真空試驗與熱平衡試驗是完全獨立的兩個試驗，采用完全不同的兩套熱邊界模擬裝置及其他配套設備。

本文揭示了電子學設備熱真空試驗與熱平衡試驗的內在聯系，提出了兩種熱試驗一體化技術的設計方案，最后通過仿真實例驗證了設計方案的正確性。

2 熱真空試驗與熱平衡試驗簡介

電子學設備熱真空試驗與熱平衡試驗都是在地面模擬宇宙空間的熱環境，對設備進行各種工況下的試驗。這兩種熱試驗盡管在儀器設備、環境條件模擬等方面都有相同或相似的地方，但在試驗目的、試驗過程等方面有著本質的不同。表1給出了兩者的主要區別[5-6]。

表1 兩種熱試驗比較表Tab.1 Comparison between two thermal tests

2.1 熱真空試驗

電子設備熱真空試驗的熱邊界模擬通常采用紅外籠裝置，通過控制紅外籠的溫度來實現設備的高低溫要求。熱真空試驗需要按規定完成若干次高低溫循環。

熱真空試驗的基本步驟如下：溫度控制點開始于環境溫度升到規定的溫度并穩定，斷電、熱啟動做性能測試，停留規定的時間，并進行相應的性能和功能測試，完成后，開始降溫，溫度控制點的溫度降到規定溫度并穩定后斷電，進行冷啟動，停留規定的時間，并進行相應的性能和功能測試，完成后開始升溫，溫度控制點的溫度達到環境溫度時構成一個溫度循環。

2.2 熱平衡試驗

熱平衡試驗的熱邊界通常采用鋁板模擬在衛星上的安裝熱環境。電子設備安裝在涂有導熱硅脂等導熱材料的底板上，其余艙板模擬輻射熱邊界，朝向電子設備的內表面通常噴涂高發射率涂層。

熱平衡試驗的基本做法如下：控制熱邊界為規定的低溫限或高溫限，待溫度穩定后，電子設備連續加電至規定時間后斷電，測試設備內部元器件在加電過程中的溫度。

3 熱真空/熱平衡試驗一體化技術

3.1 試驗設計

電子設備熱真空試驗與熱平衡試驗在熱控措施方面主要有兩點差異：一是溫度控制點的位置不同；二是熱邊界的具體實現方法不同。

試驗設計方面主要考慮如何統一兩方面的不同需求。

3.1.1溫度控制點的選取

熱真空試驗的溫度控制點是在設備上，通過控制熱邊界使設備殼體上的溫度控制點在規定的溫度范圍內并進行相關的性能和功能測試。

熱平衡試驗的溫度控制點在熱邊界上（即通常的艙板上），通過控制熱邊界達到規定的溫度要求來監測設備內的元器件是否滿足熱設計要求。

電子產品熱設計的最主要目的就是把設備內部元器件工作時產生的熱量有效的傳至設備的殼體上，而設備殼體向周圍環境（如衛星艙板上）的散熱則由衛星平臺熱設計負責[7]，與電子產品熱設計關系不大。因此，完全可以把熱平衡試驗的溫度控制點由熱邊界轉移到設備殼體上。這樣一來就統一了兩種熱試驗的溫度控制點，便于試驗的操作和控制。

3.1.2熱邊界的實現方法

一方面，紅外籠裝置能夠滿足較快的升降溫速率，而鋁板在升降溫速率方面可能會存在一定的問題。另一方面，熱真空試驗的規定溫度范圍要寬于熱平衡試驗，既然紅外籠裝置能夠滿足熱真空試驗的溫度上下限，當然也能夠滿足熱平衡試驗的溫度上下限。

綜合以上分析，本文兩種熱試驗的熱邊界模擬均采用紅外籠裝置。

3.2 仿真實例

由于熱真空試驗方法是成熟的技術，因此，本文重點在于熱平衡試驗的仿真研究。以某可見光相機的信號處理器與管理控制器為例，通過艙板與紅外籠兩種熱邊界條件下的不同設置分別進行仿真計算，并對仿真結果進行了對比分析。

3.2.1輸入條件

在軌階段，信號處理器與管理控制器的載荷艙溫度為-15℃～+50℃。信號處理器與管理控制器的各個工作模式下的元器件溫度應該滿足元器件一級降額要求的標準。

（1）信號處理器

信號處理器采用了分層式的結構設計方式。信號處理及數據合成電路板、積分時間控制電路板的安裝結構一致。設備采取上部螺接、側面用頂絲固定的方式。最底部為二次電源組件安裝盒，它通過母板安裝板與上面的結構螺接，底部6個耳角與衛星安裝板連接。圖1給出了信號處理器結構示意圖。

圖1 信號處理器結構示意Fig.1 Diagram of signal processor structure

信號處理器所選用的主要功率元器件見表2，電路板及其主要功耗分配如表3所示。

表2 信號處理器主要元器件表Tab.2 Primary elements of signal processor

表3 信號處理器功耗分配表Tab.3 Power distribution of signal processor

（2）管理控制器

管理控制器采用層摞式結構設計。針對每塊電路板做一段機箱，電路板安裝在機箱段的托框內，對外接插件安裝在機箱壁，將所有的機箱段組合起來加上蓋板，用貫穿螺釘緊固，就形成了一個完整的機箱。圖2給出了管理控制器結構示意圖。

圖2 管理控制器結構示意圖Fig.2 Diagram of management controller structure

管理控制器所選用的主要功率元器件見表4，電路板及其器件主要功耗分配如表5所示。

表4 管理控制器主要元器件表Tab.4 Primary elements of management controller

表5 管理控制器功耗分配表Tab.5 Power distribution of management controller

3.2.2熱設計措施簡介

信號處理器殼體與管理控制器的殼體為鋁材質，全金屬材質的殼體有利于散熱。其中，信號處理器殼體的結構形式選用箱體分層式，管理控制器殼體的結構形式選用箱體層摞式。

熱設計的基本措施首先是通過優化電路設計降低電路的熱功耗，對于熱功率較大的器件采取特定的散熱措施，增強有效散熱路徑，從元器件、印制板、設備殼體這幾方面考慮建立低熱阻的散熱通道[7-8]，將元器件工作時產生的熱量傳給機箱殼體并最終通過傳導和輻射方式傳遞到周圍環境中，從而將設備中所有元器件的工作溫度控制在規定的范圍之內，保證設備在軌工作設計壽命內安全穩定工作。

3.2.3仿真結果評價

衛星載荷艙提供信號處理器與管理控制器工作的環境溫度為-15℃～+50℃。結合設備電子器件處在不同環境下的溫度情況，信號處理器與管理控制器工作在50℃環境溫度下以及設備每軌加電15min為分析的極端高溫工況。表6列出了信號處理器主要元器件的熱分析結果，表7列出了管理控制器主要元器件的熱分析結果。

表6 相機信號處理器熱分析結果列表Tab.6 Thermal analysis results of signal processor

表7 管理控制器熱分析結果列表Tab.7 Thermal analysis results of management controller

從表中數據可知，兩種熱邊界模擬方法的計算數據偏差不大，均在2℃以內。并且信號處理器與管理控制器在極端高溫工況下，在現有熱設計措施下，能達到的最高溫度能夠滿足器件降額使用的要求，熱設計措施合理有效。上述分析結果表明了采用紅外籠模擬電子學設備的熱邊界進行熱平衡試驗是合理可行的。

3.3 試驗建議

（1）測溫點的布置

布置盡可能多的測溫點在所關注的元器件上，不但可用于熱平衡試驗測溫，還可用于熱真空試驗測溫。

（2）試驗順序

建議先進行熱平衡試驗，再進行熱真空試驗。這樣可以根據熱平衡試驗的測試結果進行溫度預示，避免先進行熱真空試驗有可能帶來元器件溫度過高造成產品損傷以至于試驗中斷的情況。

4 結束語

電子設備熱真空試驗與熱平衡試驗一體化技術的意義在于揭示了兩種熱試驗之間的內在聯系性，統一了兩者的不同需求。先進行的試驗可以為后進行的試驗提供試驗數據，進一步判斷試驗可靠安全的進行。除此之外，還能夠節約試驗成本、縮短研制進度。

[1] 陳立恒，吳清文，羅志濤，等.空間相機電子設備熱控系統設計[J].光學精密工程，2009，17（9）：2145-2151.CHEN Liheng，WU Qingwen，LUO Zhitao，et al.Thermal Control System Design of Electronic Equipment for Space Camera[J].Beijing：Optics and Precision Engineering，2009，17（9），2145-2151.（in Chinese）

[2] 閔桂榮.衛星熱控制技術[M].北京：宇航出版社，1991.MIN Guirong.Satellite Thermal Control Technology[M].Beijing：The Astronautics Press，1991.（in Chinese）

[3] Gilmore D G.Spacecraft Thermal Control Handbook[M].California：The Aerospace Press，2002.

[4] 國防科學技術工業委員會.GJB1027A-2005.運載器、上面級和航天器試驗要求[S].北京：國防科工委軍標出版發行部，2006.Commission of Science，Technology and Industry for National Defence.GJB1027A-2005.Test Requirements for Lunch Vehicle，Upper-stageandSpacecraft[S].Beijing：MilitaryStandardPressforNationalDefenceTechnologyIndustryCommittee，2006.（inChinese）

[5] 陳世平.空間相機設計與試驗[M].北京：宇航出版社，2003.CHEN Shiping.Design and Test for Space Camera[M].Beijing：The Astronautics Press，2003.（in Chinese）

[6] 柯受全.衛星環境工程與模擬試驗[M].北京：宇航出版社，2005.KE Shouquan.Satellite Environment Engineering and Simulation Test[M].Beijing：The Astronautics Press，2005.（in Chinese）

[7] 譚維熾，胡金剛.航天器系統工程[M].北京：中國科學技術出版社，2003.TAN Weichi，HU Jingang.Spacecraft Systems Engineering[M].Beijing：China Science and Technology Press，2003.（in Chinese）

[8] 機械電子工業部電子標準化研究所.GJB/Z27-92.電子設備可靠性熱設計手冊[S].北京：中國標準出版社，1992.Electronic Standardization Institute，Ministry of Machinery and Electronic Industry.GJB/Z27-92.Thermal Design Handbook for Reliability of Electronic Equipment[S].Beijing：China Standard Press，1992.（in Chinese）