电子学设备热真空/热平衡试验一体化技术

陈维春

（北京空间机电研究所，北京 100076）

1 引言

航天遥感相机作为卫星的重要有效载荷，主要用于对地观测以获取地面图像信息，在国民经济建设和国家社会发展等方方面面获得了广泛应用。其中，电子学设备是遥感相机的重要组成部分[1]，用于实现管理控制功能以及信号处理等功能。与遥感相机光机主体一样，电子学设备在轨道上运行时要面临着复杂的空间热环境，同时电子学设备自身工作时会产生大量的热量。上述恶劣的内外部热环境容易使电子学设备的元器件受到损害，从而会影响系统的成像性能和功能[1]。

为了保证电子学设备能够在整个轨道运行过程中经受住各种热环境的影响而正常工作，必须要在研制过程中进行正确的热设计，同时还需要进行热试验来验证热设计和检验设备的热性能和功能[2-3]。

电子学设备真空状态下的热试验主要包括热真空试验与热平衡试验。其中，热真空试验在初样阶段与正样阶段都需要进行，热平衡试验通常只在初样阶段进行[4]。常规研制中，电子学设备热真空试验与热平衡试验是完全独立的两个试验，采用完全不同的两套热边界模拟装置及其他配套设备。

本文揭示了电子学设备热真空试验与热平衡试验的内在联系，提出了两种热试验一体化技术的设计方案，最后通过仿真实例验证了设计方案的正确性。

2 热真空试验与热平衡试验简介

电子学设备热真空试验与热平衡试验都是在地面模拟宇宙空间的热环境，对设备进行各种工况下的试验。这两种热试验尽管在仪器设备、环境条件模拟等方面都有相同或相似的地方，但在试验目的、试验过程等方面有着本质的不同。表1给出了两者的主要区别[5-6]。

表1 两种热试验比较表Tab.1 Comparison between two thermal tests

2.1 热真空试验

电子设备热真空试验的热边界模拟通常采用红外笼装置，通过控制红外笼的温度来实现设备的高低温要求。热真空试验需要按规定完成若干次高低温循环。

热真空试验的基本步骤如下：温度控制点开始于环境温度升到规定的温度并稳定，断电、热启动做性能测试，停留规定的时间，并进行相应的性能和功能测试，完成后，开始降温，温度控制点的温度降到规定温度并稳定后断电，进行冷启动，停留规定的时间，并进行相应的性能和功能测试，完成后开始升温，温度控制点的温度达到环境温度时构成一个温度循环。

2.2 热平衡试验

热平衡试验的热边界通常采用铝板模拟在卫星上的安装热环境。电子设备安装在涂有导热硅脂等导热材料的底板上，其余舱板模拟辐射热边界，朝向电子设备的内表面通常喷涂高发射率涂层。

热平衡试验的基本做法如下：控制热边界为规定的低温限或高温限，待温度稳定后，电子设备连续加电至规定时间后断电，测试设备内部元器件在加电过程中的温度。

3 热真空/热平衡试验一体化技术

3.1 试验设计

电子设备热真空试验与热平衡试验在热控措施方面主要有两点差异：一是温度控制点的位置不同；二是热边界的具体实现方法不同。

试验设计方面主要考虑如何统一两方面的不同需求。

3.1.1温度控制点的选取

热真空试验的温度控制点是在设备上，通过控制热边界使设备壳体上的温度控制点在规定的温度范围内并进行相关的性能和功能测试。

热平衡试验的温度控制点在热边界上（即通常的舱板上），通过控制热边界达到规定的温度要求来监测设备内的元器件是否满足热设计要求。

电子产品热设计的最主要目的就是把设备内部元器件工作时产生的热量有效的传至设备的壳体上，而设备壳体向周围环境（如卫星舱板上）的散热则由卫星平台热设计负责[7]，与电子产品热设计关系不大。因此，完全可以把热平衡试验的温度控制点由热边界转移到设备壳体上。这样一来就统一了两种热试验的温度控制点，便于试验的操作和控制。

3.1.2热边界的实现方法

一方面，红外笼装置能够满足较快的升降温速率，而铝板在升降温速率方面可能会存在一定的问题。另一方面，热真空试验的规定温度范围要宽于热平衡试验，既然红外笼装置能够满足热真空试验的温度上下限，当然也能够满足热平衡试验的温度上下限。

综合以上分析，本文两种热试验的热边界模拟均采用红外笼装置。

3.2 仿真实例

由于热真空试验方法是成熟的技术，因此，本文重点在于热平衡试验的仿真研究。以某可见光相机的信号处理器与管理控制器为例，通过舱板与红外笼两种热边界条件下的不同设置分别进行仿真计算，并对仿真结果进行了对比分析。

3.2.1输入条件

在轨阶段，信号处理器与管理控制器的载荷舱温度为-15℃～+50℃。信号处理器与管理控制器的各个工作模式下的元器件温度应该满足元器件一级降额要求的标准。

（1）信号处理器

信号处理器采用了分层式的结构设计方式。信号处理及数据合成电路板、积分时间控制电路板的安装结构一致。设备采取上部螺接、侧面用顶丝固定的方式。最底部为二次电源组件安装盒，它通过母板安装板与上面的结构螺接，底部6个耳角与卫星安装板连接。图1给出了信号处理器结构示意图。

图1 信号处理器结构示意Fig.1 Diagram of signal processor structure

信号处理器所选用的主要功率元器件见表2，电路板及其主要功耗分配如表3所示。

表2 信号处理器主要元器件表Tab.2 Primary elements of signal processor

表3 信号处理器功耗分配表Tab.3 Power distribution of signal processor

（2）管理控制器

管理控制器采用层摞式结构设计。针对每块电路板做一段机箱，电路板安装在机箱段的托框内，对外接插件安装在机箱壁，将所有的机箱段组合起来加上盖板，用贯穿螺钉紧固，就形成了一个完整的机箱。图2给出了管理控制器结构示意图。

图2 管理控制器结构示意图Fig.2 Diagram of management controller structure

管理控制器所选用的主要功率元器件见表4，电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热设计措施简介

信号处理器壳体与管理控制器的壳体为铝材质，全金属材质的壳体有利于散热。其中，信号处理器壳体的结构形式选用箱体分层式，管理控制器壳体的结构形式选用箱体层摞式。

热设计的基本措施首先是通过优化电路设计降低电路的热功耗，对于热功率较大的器件采取特定的散热措施，增强有效散热路径，从元器件、印制板、设备壳体这几方面考虑建立低热阻的散热通道[7-8]，将元器件工作时产生的热量传给机箱壳体并最终通过传导和辐射方式传递到周围环境中，从而将设备中所有元器件的工作温度控制在规定的范围之内，保证设备在轨工作设计寿命内安全稳定工作。

3.2.3仿真结果评价

卫星载荷舱提供信号处理器与管理控制器工作的环境温度为-15℃～+50℃。结合设备电子器件处在不同环境下的温度情况，信号处理器与管理控制器工作在50℃环境温度下以及设备每轨加电15min为分析的极端高温工况。表6列出了信号处理器主要元器件的热分析结果，表7列出了管理控制器主要元器件的热分析结果。

表6 相机信号处理器热分析结果列表Tab.6 Thermal analysis results of signal processor

表7 管理控制器热分析结果列表Tab.7 Thermal analysis results of management controller

从表中数据可知，两种热边界模拟方法的计算数据偏差不大，均在2℃以内。并且信号处理器与管理控制器在极端高温工况下，在现有热设计措施下，能达到的最高温度能够满足器件降额使用的要求，热设计措施合理有效。上述分析结果表明了采用红外笼模拟电子学设备的热边界进行热平衡试验是合理可行的。

3.3 试验建议

（1）测温点的布置

布置尽可能多的测温点在所关注的元器件上，不但可用于热平衡试验测温，还可用于热真空试验测温。

（2）试验顺序

建议先进行热平衡试验，再进行热真空试验。这样可以根据热平衡试验的测试结果进行温度预示，避免先进行热真空试验有可能带来元器件温度过高造成产品损伤以至于试验中断的情况。

4 结束语

电子设备热真空试验与热平衡试验一体化技术的意义在于揭示了两种热试验之间的内在联系性，统一了两者的不同需求。先进行的试验可以为后进行的试验提供试验数据，进一步判断试验可靠安全的进行。除此之外，还能够节约试验成本、缩短研制进度。

[1] 陈立恒，吴清文，罗志涛，等.空间相机电子设备热控系统设计[J].光学精密工程，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] 闵桂荣.卫星热控制技术[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] 国防科学技术工业委员会.GJB1027A-2005.运载器、上面级和航天器试验要求[S].北京：国防科工委军标出版发行部，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] 陈世平.空间相机设计与试验[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.卫星环境工程与模拟试验[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] 谭维炽，胡金刚.航天器系统工程[M].北京：中国科学技术出版社，2003.TAN Weichi，HU Jingang.Spacecraft Systems Engineering[M].Beijing：China Science and Technology Press，2003.（in Chinese）

[8] 机械电子工业部电子标准化研究所.GJB/Z27-92.电子设备可靠性热设计手册[S].北京：中国标准出版社，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）