空间观测设备热设计与热分析

第28卷第11期光机电信息Vol 28 No, 11OME Information文章编号:1007-11802011)11-0063-05空间观测设备热设计与热分析徐振(中国科学院长春光学精密机槭与物理研究所,吉林长春130033摘要:以观测设备为研究对象,根据观测设备工作的环境和本身结构特点,选择了传导散热措施;在研究传导散热理论基础上,对大功耗元器件进行了传导散热设计。通过建立有限元模型,对散热片的厚度、散热片的接触面积与各功耗器件的稳态温度关系进行了分析和优化,得到散热片的最优传导面积。实验结果表明,进行了热设计的观测设备,在环境温度为-20-~50℃的环境中,通电工作正常,且稳态温度不超过85℃满足使用要求。关键词:观测设备;传导散热;热设计;热分析中图分类号:V248.3文献标识码:ADOI:10.3788/OMEI20l128110063Thermal Design and Thermal Analysis of Space Observation EquipmentXU ZhenChangchun Institute of Optics, Fine Mechanics and Physics, Chinese Academy of SciencesChangchun 130033, China)Abstract: On the research of observation equipment, the method of heat conduction was chosen aiming at high-powerelectronic components based on the working environment and structure characteristics. The thermal design wasfinished on the research of heat conduction theory for the high-power electronic components. After the finite elementmodel was built, the relations between the thickness and contact area of heat sink and the steady temperature of highpower electronic components were analyzed, and the design of heat sink was optimized. The experimental resultsshowed that the equipment worked well in range of -30-50C environment, and the steady temperature was less than85C. Therefore, the equipment of thermal design can satisfy the temperature requirements in the space environment.Keywords: observation equipment; heat conduction; thermal design; thermal analysi中国煤化工63CNMHG出机电信第28卷第11期(1 E InformaionVol 28 No. 11引言表1电子元器件功耗表元器件功耗(W)工作环境温度(℃)位置运载火箭穿过大气层时,与大气摩擦产生大量照明系统2.4-40-85相机前端的热量,并产生声振等危害。为了保护有效载荷顺压缩芯片3.0-40-85视频模块利送达预定轨道,需要利用整流罩来保护有效载荷电源40-85电源模块通过大气层。在达到空气稀薄的高空,有效载荷无CPU芯片3.040~85主控模块需保护时,卫星整流罩尽早与运载火箭解锁分离。因此,在运载火箭整流罩内部搭载空间观测设22热控措施选择及结构布局基于对热控措施实现手段的复杂程度、可靠性备,实时监测整流罩与运载火箭分离的过程,变得等因素的考虑,设备采用了被动热控措施。该设备尤为重要4由于空间观测设备体积较小、电子设备功率大工作于稀薄大气层中,对流和辐射只能带走很小部分热量,设备主要采用热传导的方式导出热量。等因素的影响,导致单位体积的热密度较高,需要照明系统安装在相机的前端,为相机拍摄提供及时导出热量,保证系统在正常温度环境下工作。照明。为了方便照明灯的热量及时导出,将照明灯本文根据空间观测设备的技术状态,在研究散的安装基板与设备前箱壁直接连接。试验结果表明热理论的基础上,针对大功率器件进行了相应的热照明灯工作正常,导热效果明显。设计和热分析,并以此为指导研制了样机。通过对设备在发射过程中,力学环境比较恶劣,振动、样机的热试验,验证了热设计的合理性和方案的可冲击对电源模块、主控模块和视频模块本身及其电行性。子元器件提出了严峻考验。基于上述考虑,电源模2设备的热设计块、主控模块和视频模块等与机箱壁之间需要采用2.1研究对象定的隔振措施,避免直接连接。这种结构布局给空间观测设备主要包括以下几部分:照明系统、大功率元器件地传导散热带来了非常不利的影响相机、电源模块、主控模块、视频模块和电箱结构因此,各电子模块热量的导岀,需要通过专用的导热管道,将热量尽可能地导出到箱体侧壁。件在进行散热片设计时,散热片的刚度不能太高电源模块主控模块以避免箱体的振动通过散热片直接传递给电子元器颗模块件。安装散热片时,采用硅橡胶将散热片直接粘贴相机到电子元器件表面,既保证二者之间能够很好地传递热量,又避免二者之间的刚性接触。图2所示为电子模块散热设计结构布局图。进行传导散热时,外界吸收的热量公式为:Qt)=k·△7(t)td(t)(1)照明系统式中:S为导热面积;K为导热系数;ΔT(t)为散热图!空间观测设备结构示意图片两端之间的温差;h为热传导距离。在设备内部主要包括以下大功率器件,如表1通过式(1)可以看出,在达到热平衡时,芯片所示。的功耗与散热片的导热面积S、热传导距离h具有www.omeinfo.comNov.2011中国煤化工CNMHG第28卷第11期光机电信良Vol 28 No 11CPU导热片压缩卡导热片乜源导热片图3散热有限元模型局部示意图32散热片厚度分析及优化图2散热设计结构示意图设环境温度为50℃,设备T作时的初始温度为50℃。分别对厚度为05~3mm的散热片的稳态温度定的关系。其中,K、h为固定值,为了降低散热片上进行了分析,分析结果如表3所示。产生的温差△r(t),需要增大散热片的传导面积S表3散热片厚度与功耗元件表CPU芯片电源压缩卡芯片3传导散热分析和优化(℃C)3.1设备有限元模型的建立102.587.5有限元分析模型相比实体模型,进行了简化。0.62584.8重点对大功率器件等关键器件进行了建模和分析,0.75并针对模型的散热方式进行了简化,重点分析了传087591.181.5684.2导散热。芯片的制造主要采川Si等半导体材料,在分析84477.980.7模型中可以采用Si作为元器件的材料属性。其他零1.7577.180.5部件的材料属性如表2所示。8l.877.379.681.1表2材料属性密度导热系数比热容材料79475.877.6(kgm)LW/mK)]卩J/(kg·k2A12图4所示为散热片厚度为2mm时,环境温度和2330137710初始温度为50℃的温度云图。电源的稳态温度不超散热片8930398过771℃、CPU芯片最高温度为81.8℃、压缩卡为空气(70)3.04e-279.6℃,均在止常工作环境温度范围内。图5为散热片厚度与大功耗器件的关系曲线。进行网格划分时,采用shel单元代替实体单从图中所示曲线可以看出,散热片的厚度变化与温元,如图3所示。度的变化呈非线性。在散热片厚度>2mm时,散热片的厚度对稳态温度的影响骤降,因此,设计中采中国煤化工165CNMHG光机电信息第28卷第11期OME InformationoL 28 No 11温度试验s340环境温度压缩卡芯片电源CPU芯片图42mm厚散热片的稳态温度云图00120140时间/min80CPU芯片图6温度试验曲线压缩卡芯片湿60551.50散热片厚度/mm图5散热片厚度与稳态温度关系曲线图7试验现场照片用了2mm厚的散热片。85℃。试验结果表明,采用被动热控措施,可以满足试验设备的散热要求。散热片结构设计合理、分析结果为了验证传导热设计方案的合理性,对添加散正确,该方案可以满足使用要求。热片的电子设备进行了温度试验,验证设备的散热5结论效果电了设备工作环境温度为50℃时,保持电子设本文根据空间观测设备内部的结构、工作环境备开机工作,利用温度传感器实时监测大功率元器要求,采用被动热控措施导出大功耗元器件积累的件的温度,其变化趋势如图6中曲线所示。CPU的热量。在研究热传导的基础上,根据设备的内部结最高稳态温度达到76℃,压缩卡芯片的稳态温度为构,对散热片的结构进行了设计,并通过有限元软69℃,电源的稳态温度为68.1℃。与分析结果相件进行了分析和优化,使散热片在不破坏电子设备比较:的前提下,保证电子设备的工作温度正常。温度试验(1)稳态温度最大偏差不超过15%;结果表明,在环境温度为-20-50℃时,设备开机工作(2)满足在环境温度为50℃时,工作温度低于正常,稳态温度不超过80℃。参考文献「柳征勇,骆剑,唐国安.大型卫星整流罩分离冲击载荷分析研究[J航天器环境工程,208,25(5):467-468[2]徐永成,苟永杰,王石刚.某卫星整流罩分离仿真分析[上海航天.2009(1):53-56www.omeinfo.com中国煤化工Nov.2011CNMHG第28卷第11期光机电信息Vol 28 No 11OME Information3]孙目,潘忠文。卫星整流罩噪声环境预示与降噪设计[导弹与航天运載技术,2008(4):6-10.[4]陈万创.战术导弹电子设备热设计研究J环境技术,1997(2):24285]范含林空间环境对航天器热设计影响分析[J航天器环境工程,2008,25(2):220-223阿6]田沣,任康,焦超锋,等.一种高密度电子模块的热设计J航空计算技术,2004,34(1):116-1李勇.星载信息处理机的热设计与分析[J郑州轻工业学院学报,2007,22(4):75-798]李增辰褚俐.某密闭电子设备的热设计巾电子机械工程,2009,25(4):7-99]许艳军,齐迎春,任建岳.空间遥感器电子学系统热分析J电子机械工程,2009,25(2):12-15[0]齐迎春,许艳军,赵运隆.空间遥感器电子学单机热分析[长春理工大学学报(自然科学报),200932(3):366-369.[l1l王丽.大功率电子设备结构热设计研究!无线电工程,2009,39(1):6163[12]王萌,徐晓婷.高密度密封电子设备热设计与结构优化卩电子工艺技术,2006,27(6):39343.[13]薛军,陈文礼,吴澜溽,等,基于有限元法的空间相机cCD电箱热控研究U.光学技术,2008,34(6):851-853[14] Mandal R, Liu Baomin, Mui Y C. 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