综合模块化航空电子设备结构设计浅谈

黄 诚

(中国电子科技集团公司第十研究所， 四川 成都 610036)

综合模块化航空电子设备结构设计浅谈

黄 诚

(中国电子科技集团公司第十研究所， 四川 成都 610036)

在综合化航空电子技术高速发展的背景下，基于资源的高效利用和系统可重构的要求，航空电子设备向综合模块化形式发展。这类设备拥有集成度高、发热量大、冲振环境恶劣和结构复杂等特点。文中依据长期的综合模块化航空电子设备结构设计经验，同时结合工程实例，对该类设备的结构设计进行论述，主要包含LRM模块标准和安装接口要素、机箱结构分区及功能定义、设备散热形式选择和设计、减振安装和硬振安装的特点分析，形成了综合模块化航空电子设备结构设计的主体框架，对相关设计具有一定参考价值。

综合模块化；航空电子；结构设计；热设计；抗冲振设计

引 言

近半个世纪以来，在全球范围内开始了漫长的航空电子系统综合技术的开发过程，综合航空电子技术的发展基本经历了分散、联合、综合、高度综合4个阶段[1]；航空电子设备的结构形式也大致相应地分为分离式、联合式、综合式和综合模块化式4个阶段。就我国而言，综合模块化结构形式的航空电子设备正处于高速发展阶段。

综合模块化航空电子设备是采用模块化结构设计思想，将传统分离或联合式的多种独立电子设备进行综合集成设计，形成以LRM(Line Replaceable Module)模块为基础单元的设备或系统，其特点是集成度高、开放性好、全寿命成本低、具有良好的维修性和可靠性[2]。但同时，高度综合模块化系统由于集成度高和自身重量较大等特点，在散热和抗冲振设计方面也面临新的挑战。本文结合实际工程项目，对综合模块化航空电子设备的结构设计进行了浅析。

1 结构设计

综合模块化的结构是系统技战术指标得以实现的物理平台，其设计需要形成系列化的通用LRM模块，形成满足功能电路的模块化物理集成机箱，实现系统与载机平台的接口和维护，以及满足散热、振动等环境要求。

1.1 LRM模块

在综合模块化的航空电子设备中，常用的LRM模块的标准尺寸和接口有：HB7091中的B～F系列、美军标SEM-E标准系列、基于欧卡标准的ASAAC和VITA48等标准系列[3]。LRM模块标准的选择通常需根据研制设备和功能模块的规模和现有技术成熟度来确定。

某航空电子设备在进行LRM模块设计时，参考了SEM-E标准，同时在模块厚度系列尺寸上优化设计，形成4种不同的厚度规格，以满足各类功能模块的需要。提出了模块封装机械接口的三要素：插入拔出、定位导向和锁紧，模块结构设计时采用带插拔功能的前面板组件、导向定位销和楔形锁紧装置以实现这些功能，如图1所示。

图1 SEM-E模块结构

少部分模块功能较为复杂，包含元器件较多，结构体积和重量较大，不能适用SEM-E标准的外形尺寸。这类模块数量通常较少，可对其外形接口进行单独设计，或设计成LRU形式独立安装。这类模块单元重量基本在3 kg以上，在选用锁紧装置时，应根据模块自身重量和力学环境影响选取合适的锁紧装置。

1.2 综合模块化机箱

机箱是集成各功能模块的物理基础，是模块的安装平台、电气互连平台和环境控制平台。机箱结构按其功能可分为两大区域：模块承载区和电气互连区[4]，如图2所示。

图2 机箱功能分区

模块承载区位于机箱前部，提供模块的安装空间、机械接口及冷却环境，其结构通常由上下冷板和左右侧板组成，如图3所示。机箱上下冷板为模块承载区的主要功能零件，包含了模块的安装、插拔接口和冷却等功能。设计时为了保证模块插槽的上下对齐，在上下安装板的两端可采用台阶面或销钉定位，统一装配基准，达到模块插拔的精度要求。

图3 模块承载区

电气互连区通常位于机箱后部，提供模块之间电气互连、背板与机箱之间电气互连、机架与载机平台间电气互连，其结构通常由背板组件和围框组成。背板组件主要包含金属框架、母板、低频连接器及射频连接器等，主要实现各功能模块的信号互连。背板与机箱之间的互连可采用电缆束或柔板的方式连接。机箱与载机平台互连的位置通常与装机要求有关，一般根据实际装机情况在围框上进行布局。

2 热设计

高度综合模块化的航空电子设备由于其规模大、集成度高、环境温度恶劣等特点，必然导致热耗大、热源相对集中、自然对流效果不理想等问题，因此在结构上采用适当的热设计技术解决系统的散热问题是关键。

航空电子设备环境温度通常比较恶劣(高温一般为70 ℃或更高)，自然对流散热效果不好，通常选择强迫通风冷却或通液冷却。通液冷却的效果总体来说优于通风冷却，但密封设计要求相对较高，同时受到载机环境平台的限制。实际设计时可根据设备的热耗和载机提供的冷却介质情况进行选择。

以某设备为例，设备总热耗达到1 100 W，根据装机环境条件，选择机上环风强迫冷却形式。同时考虑到机箱内既存在大部分的均衡热源又存在局部相对集中的热源，因此可采用冷板集中式冷却和模块穿通式冷却的混合风冷方案。冷板集中形式可将模块传导到上下两块冷板的热量通过内部风道集中带走，模块穿通形式又可对重点的发热量大的模块和高发热部位进行高效率的针对性冷却。图4显示了混合使用冷板集中式和模块穿通式的6路分风结构设计形式。

图4 混合式通风冷却设计

对机箱内部标准模块，采用冷板集中式热设计，由于模块全部装在密封机箱中，模块的热量必须通过其封装结构传到机箱冷板进行散热。机箱上下冷板采用真空钎焊形成内部风道以实现机箱的整体散热。

对于发热较大、发热部位相对集中的模块，采用直接供风到模块的穿通风冷式热设计，对高发热部位进行直接冷却，避免出现局部温度过高而导致故障。图5为采用Flotherm软件仿真出的模块内部空气流动和高发热器件附近的温度云图。

图5 模块穿通式散热的空气流动及内部高热器件温度云图

3 抗冲振设计

随着战斗机机动性的高速发展，其承载电子设备所处的力学环境条件变得越发恶劣，同时航空电子设备又逐步向高度综合化发展，设备的体积、重量明显提升。因此在进行综合化航空电子设备结构设计时不但要考虑内部功能电路的抗冲振，还应重点关注设备整体的抗冲振，设计的主要思路有以下两个方面。

3.1 减振安装

减振安装是指在设备装机时采用隔振器进行过渡安装。这种方式的优点是整机减振后内部功能电路的冲振条件会有较大改善，电性能指标更容易满足，设备可靠性提高。但缺点也比较突出，隔振器作为阻尼部件，在经受长时间较大振动后容易失效。就目前国内隔振器制作水平及航空电子设备的自身重量和振动量值而言，大多数隔振器在经受了3轴向各6～10 h的振动后，往往都会出现性能下降或损坏。因此该方案主要适合振动试验时间不长，设备内部电路自身抗振能力较弱同时振动量值较高的情况。以某设备为例：设备重量23 kg，振动量级较大，内部电路较多使用大质量元器件，设计时选用6个承载力为50 N的干摩擦高阻尼隔振器，试验过程中测得设备上经减振后响应的加速度均方根值约为输入值的30%，顺利通过试验。

3.2 硬振安装

硬振安装是指设备在装机时采用螺钉或螺栓直接连接。该方式同减振方式相比，设备所受的冲振条件较差，应在结构连接强度、电路板、敏感元器件安装、线缆固定等方面进行强化设计，优点是回避了恶劣环境条件下隔振器这一薄弱环节。同时根据HB5830.5的规定：设备重量大于35 kg时，硬装条件下可按图6的质量载荷衰减因子曲线降低振动量值。

图6 质量载荷衰减因子曲线

例如：某设备重量为65 kg，随机振动谱线见图7，采用硬振安装，可按照质量载荷衰减约-4.5 dB。根据振动功率谱密度经验公式(1)和均方根加速度经验公式(2)～(5)进行简易计算。

图7 随机振动试验谱

(1)

arms=(A1+A2+A3)1/2

(2)

其中：S为衰减的分贝值；A1为上升谱区域面积；A2为平直谱区域面积；A3为下降谱区域面积。

A1=Wbf2[1-(f1/f2)2]/2

(3)

A2=Wb(f3-f2)

(4)

A3=Wbf3(1-f4/f3)

(5)

由式(1)可计算出衰减后各频率点上的功率谱密度仅为原始值的35%，将式(3)、(4)、(5)代入式(2)可计算出衰减后谱线对应的均方根加速度降低约50%，试验通过率大大提高。

4 结束语

综合化航空电子设备的集成度高、结构复杂，设计时须考虑诸多因素。本文结合实际工程案例对结构设计时普遍关注的要点进行了浅析，但在实际设计工作中发现支撑国内综合化航空电子设备设计的标准、规范等文件较缺乏，设计出的产品往往因人而异，不系统、不规范。因此希望我国能尽早发布一些综合化航空电子设备的相关标准以促使高速发展的航空电子步入新的领域。

[1] 何志强. 综合化航空电子系统发展历程及重要支撑技术[J]. 电讯技术, 2004,44(4):1-5.

[2] 姚拱元, 吴建民, 陈若玉. 航空电子系统综合技术的发展与模块化趋势[J]. 航空电子技术, 2002,33(1): 1-10,44.

[3] 卢凉, 严志坚, 黄诚. 基于SEM-E标准的LRM模块设计[J]. 电讯技术增刊, 2011, 51(2).

[4] 闫迎军. 综合模块化航空电子设备结构设计[D]. 西安：西安电子科技大学, 2006.

[5] 高玉玲, 宋丽君，李凤，等. 振动试验中几个常见问题的理解[J]. 环境技术, 2013(增刊)：176-180.

黄 诚(1982-)，男，工程师，主要从事航空电子设备结构设计。

Discussion on Structural Design of Integrated ModularizationAvionic Equipment

HUANG Cheng

(The 10th Research Institute of CETC, Chengdu 610036, China)

With the fast development of integrated avionic technology, the avionics develops to the direction of integrated modularization to meet the requests of efficient resources usage and system reconfiguration. Avionics features high integration, high heat dissipation, bad shock and vibration environment and complex structure. Based on the long term experience of structure design of integrated modularization avionics, considering project instance at the same time, the structure design of this type equipment is discussed in this paper. Main aspects include LRM module standard and assembly interface essentials, cabinet partition and function definition, heat dissipation method design, characteristic analysis for assembly with vibration isolator and direct assembly. The main idea of the structural design of integrated modularization avionics is obtained, which provides some reference value for relevant design.

integrated modularization; avionic; structural design; thermal design; anti-shock and vibration design

2013-10-29

V241.03

A

1008-5300(2013)06-0027-03