第２８卷 第１１期 Ｖｏ１．２８ Ｎｏ．１１ 文章编号：１００７—１ １８０（２０１ １）１ １－００６３－０５ 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械与物理研究所，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，在环境温度为一２０ ５０ ｑＣ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：Ａ ＤＯＩ：１ ０．３７８８／０ＭＥＩ２０１ １ ２８ ｌ】．００６３ Ｔｈｅｒｍａｌ Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｔｈｅｒｍａｌ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ Ｓｐａｃｅ Ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ Ｅｑｕｉｐｍｅｎｔ ＸＵ Ｚｈｅｎ （Ｃｈａｎｇｃｈｕｎ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｏｐｔｉｃｓ，Ｆｉｎｅ Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ ａｎｄ Ｐｈｙｓｉｃｓ，Ｃｈｉｎｅｓｅ Ａｃａｄｅｍｙ ｆＳｃｉｏｅｎｃｅｓ， Ｃｈａｎｇｃｈｕｎ １３００３３，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｏｎ ｔｈｅ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｆ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ ｅｑｕｉｐｍｅｎｔ，ｔｈｅ ｍｅｔｈｏｄ ｏｆ ｈｅａｔ ｃｏｎｄｕｃｔｉｏｎ ｗａｓ ｃｈｏｓｅｎ ａｉｍｉｎｇ ａｔ ｈｉｇｈ—ｐｏｗｅｒ ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｔｈｅ ｗｏｒｋｉｎｇ ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ ａｎｄ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ．Ｔｈｅ ｔｈｅｒｍａｌ ｄｅｓｉｇｎ ｗａｓ ｉｆｎｉｓｈｅｄ ｏｎ ｔｈｅ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｆ ｈｅａｔ ｃｏｎｄｕｃｔｉｏｎ ｔｈｅｏｒｙ ｆｏｒ ｔｈｅ ｈｉｇｈ－ｐｏｗｅｒ ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ．Ａｆｔｅｒ ｔｈｅ ｆｉｎｉｔｅ ｅｌｅｍｅｎｔ ｍｏｄｅｌ ｗａｓ ｂｕｉｌｔ，ｔｈｅ ｒｅｌａｔｉｏｎｓ ｂｅｔｗｅｅｎ ｔｈｅ ｔｈｉｃｋｎｅｓｓ ａｎｄ ｃｏｎｔａｃｔ ａｒｅａ ｏｆ ｈｅａｔ ｓｉｎｋ ａｎｄ ｔｈｅ ｓｔｅａｄｙ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｏｆ ｈｉｇｈ— ｐｏｗｅｒ ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ ｗｅｒｅ ａｎａｌｙｚｅｄ，ａｎｄ ｔｈｅ ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ｈｅａｔ ｓｉｎｋ ｗａｓ ｏｐｔｉｍｉｚｅｄ．Ｔｈｅ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗｅｄ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｅｑｕｉｐｍｅｎｔ ｗｏｒｋｅｄ ｗｅｌｌ ｉｎ ｒａｎｇｅ ｏｆ－３０－５０ ｑＣ ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ．ａｎｄ ｔｈｅ ｓｔｅａｄｙ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｗａｓ ｌｅｓｓ ｔｈａｎ ８５℃．Ｔｈｅｒｅｆｏｒｅ，ｔｈｅ ｅｑｕｉｐｍｅｎｔ ｏｆ ｔｈｅｒｍａｌ ｄｅｓｉｇｎ ｃａｎ ｓａｔｉｓｆｙ ｔｈｅ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ ｉｎ ｔｈｅ ｓｐａｃｅ ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ． Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ ｅｑｕｉｐｍｅｎｔ；ｈｅａｔ ｃｏｎｄｕｃｔｉｏｎ；ｔｈｅｒｍａｌ ｄｅｓｉｇｎ；ｔｈｅｒｍａｌ ａｎａｌｙｓｉｓ Ｎ ｏｖ ２０ ．１１ Ｌ二－＿————一 １ 引 言 运载火箭穿过大气层时，与大气摩擦产生大量 的热量，并产生声振等危害。为了保护有效载荷顺 利送达预定轨道．需要利用整流罩来保护有效载荷 通过大气层。在达到空气稀薄的高空，有效载荷无 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 备，实时监测整流罩与运载火箭分离的过程，变得 尤为重要＿ｌ－４１。 由于空间观测设备体积较小、电子设备功率大 等因素的影响，导致单位体积的热密度较高，需要 及时导出热量，保证系统在正常温度环境下工作。 本文根据空间观测设备的技术状态．在研究散 热理论的基础上，针对大功率器件进行了相应的热 设计和热分析，并以此为指导研制了样机。通过对 样机的热试验，验证了热设计的合理性和方案的可 行性。 ２设备的热设计 ２．１ 研究对象 空间观’？贝４设备主要包括以下几部分：照明系统、 相机、电源模块、主控模块、视频模块和电箱结构 件 照 图１空间观测设备结构示意图 在设备内部主要包括以下大功率器件．如表１ 所示。 Ｉ＿＿—ｗｗｗ而．ｏｍ ｅｉｎ丽ｆｏ． ｃｏｍ 第２８卷 第１１期 Ｖｏｌ＿２８ Ｎｏ．１１ 表１ 电子元器件功耗表 元器件 功耗（Ｗ）工作环境温度（℃） 位置 ２＿２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 等因素的考虑，设备采用了被动热控措施。该设备 工作于稀薄大气层中ｆ５Ｊ，对流和辐射只能带走很小一 部分热量，设备主要采用热传导的方式导出热量［６－１ｑ。 照明系统安装在相机的前端，为相机拍摄提供 照明。为了方便照明灯的热量及时导出，将照明灯 的安装基板与设备前箱壁直接连接。试验结果表明， 照明灯工作正常，导热效果明显。 设备在发射过程中，力学环境比较恶劣，振动、 冲击对电源模块、主控模块和视频模块本身及其电 子元器件提出了严峻考验。基于上述考虑。电源模 块、主控模块和视频模块等与机箱壁之间需要采用 一定的隔振措施，避免直接连接。这种结构布局给 大功率元器件地传导散热带来了非常不利的影响。 因此，各电子模块热量的导出。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。 在进行散热片设计时，散热片的刚度不能太高。 以避免箱体的振动通过散热片直接传递给电子元器 件。安装散热片时，采用硅橡胶将散热片直接粘贴 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： ｆ ｃ Ｑ（ ）＝ｌＪ ｕ Ｋ・ ・ＡＴ（ｔ）・ｔｄ（ｔ） （１） 式中：Ｓ为导热面积；Ｋ为导热系数；ＡＴ（ｔ）为散热 片两端之间的温差；ｈ为热传导距离。 通过式（１）可以看出，在达到热平衡时，芯片 的功耗与散热片的导热面积Ｓ、热传导距离ｈ具有一 第２８卷第１１期 Ｖｏ１．２８ Ｎｏ．１１ ＣＰＵ导热片 压缩卡 导热片 电源／ 导热片 图２散热设计结构示意图 定的关系。其中，Ｋ、ｈ为固定值，为了降低散热片上 产生的温差Ａ ），需要增大散热片的传导面积５。 ３传导散热分析和优化 ３．１ 设备有限元模型的建立 有限元分析模型相比实体模型。进行了简化。 重点对大功率器件等关键器件进行了建模和分析， 并针对模型的散热方式进行了简化，重点分析了传 导散热。 芯片的制造主要采用Ｓｉ等半导体材料，在分析 模型中可以采用Ｓｉ作为元器件的材料属性。其他零 部件的材料属性ｌｌ１。 如表２所示。 表２材料属性 进行网格划分时，采用ｓｈｅｌｌ单元代替实体单 元，如图３所示。 图３散热有限元模型局部示意图 ３＿２散热片厚度分析及优化 设环境温度为５０℃，设备工作时的初始温度为 ５０ ｃ（＝。分别对厚度为０．５～３ ｍｍ的散热片的稳态温度 进行了分析。分析结果如表３所示。 表３散热片厚度与功耗元件表 图４所示为散热片厚度为２ ｍｍ时，环境温度和 初始温度为５０℃的温度云图。电源的稳态温度不超 过７７．１ ｏＣ、ＣＰＵ芯片最高温度为８１．８ ｃ【＝、压缩卡为 ７９．６ ｏＣ，均在正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。 从图中所示曲线可以看出．散热片的厚度变化与温 度的变化呈非线性。在散热片厚度＞２ ｍｍ时，散热 片的厚度对稳态温度的影响骤降，因此，设计中采 ｗｗｗ．ｏｍｅｉｎｆｏ．ｃｏｍ ｜ＮＮＯｖ．２０１ｌ 。ｖ２ＩＩ１１ｌｌ～６５ ～ 第２８卷 第１１期 Ｖ０１．２８ Ｎｏ．１ｌ 赠 图４ ２ ｍｍ厚散热片的稳态温度云图 时间／ａｉｒｎ 图６温度试验曲线 赠 散热片厚度／ａｒｍ 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２ ｍｍ厚的散热片。 ８５℃。 ４试 验 试验结果表明，采用被动热控措施，可以满足 设备的散热要求。散热片结构设计合理、分析结果 正确，该方案可以满足使用要求。 为了验证传导热设计方案的合理性，对添加散 热片的电子设备进行了温度试验，验证设备的散热 效果。 ５结 论 电子设备工作环境温度为５０℃时，保持电子设 备开机工作，利用温度传感器实时监测大功率元器 件的温度，其变化趋势如图６中曲线所示。ＣＰＵ的 最高稳态温度达到７６℃，压缩卡芯片的稳态温度为 ６９℃，电源的稳态温度为６８．１ ｏ【二。与分析结果相 比较： 本文根据空间观测设备内部的结构、工作环境 要求，采用被动热控措施导出大功耗元器件积累的 热量。在研究热传导的基础上，根据设备的内部结 构，对散热片的结构进行了设计，并通过有限元软 件进行了分析和优化．使散热片在不破坏电子设备 的前提下，保证电子设备的工作温度正常。温度试验 结果表明，在环境温度为＿２０￣５０℃时，设备开机工作 （１）稳态温度最大偏差不超过１５％； （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 ［１】柳征勇，骆剑，唐．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，２００８，２５（５）：４６７—４６８ 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学结构设计等。Ｅ—ｍｉａｌ：ｈａｉｄａｏ４０＠１６３．ＣＯＢ ｗｗｗ．ｏｍ．ｎｆｏｃｏｍｅｉ．Ｎ。ｖ２０Ｎ０ｖ．２０１ｌ １１｜６７ Ｉ一Ｉ—
