星载行波管电源的热设计及热分析

空间电子技术200年第3期SPACE ELECTRONIC TECHNOLOGY星载行波管电源的热设计及热分析周丽萍宋燕平(西安空间无线电技术研究所西安710000摘要文章对一种国产的、用于星上行波管电源所存在的热问题进行了讨论,分析了影响设备内部温度水平的关键因素,基于机、电、热一体化的思想提出了热设计方案,并通过计算机辅助技术,对方案进行了热分析仿真验证。关键词星载行波管电源热设计热分析计解决方案,并对该方案进行了计算机辅助的热分0引言析仿真星载行波管电源是一种将卫星提供的一次直流1星载行波管电源的热问题分析电源变换为行波管所需电压的电子设备。国产的星载行波管电源如图1所示,主要由低压模块、高压模与应用于地面的行波管电源不同,适用于空块以及控制模块构成。设备长260mm,宽114mm,间环境的星载行波管电源在热方面主要有以下特高98mm,重约23kg点适用于卫星上的行波管电源,由于其结构、工作(1)工作环境特殊。星载行波管电源安装在环境和可靠性要求的限制,在热问题上存在着热量卫星有效载荷舱的舱板内部,工作环境的气压低相对集中、散热途径有限、元器件温度降额要求高、于1.3×10-3Pa,气体的热传导和对流换热基本可热设计可靠性要求髙等特点。文章根据一种星载行以忽略,辐射换热和固体的热传导是星载行波管波管电源的工作环境及可靠性设计要求,讨论了该电源的主要热量传递方式。有源器件的散热相对行波管电源主要存在的热问题及影响电源温度分布于存在对流换热的地面环境来说更为困难。另的关键因素;从机、电、热一体化的角度提出了热设外,卫星的有效载荷舱通过采取一定的热控措施,压板低压AP后域盖虽然避免了空间太阳辐照、地球辐照、地球反照及4K的冷空影响但舱外热流的变化仍使得舱内电子设备的工作环境温度有可能在-10℃-50℃变化,星载行波管电源在高温环境的散热问题较地面更为严重(2)热量相对集中。应用于空间环境的行波管电源要求设备的结构紧凑、体积小,这样对于高压器有高压架文压器AP2底座件和其他发热量大的器件及电路布局可用的空间就图1行波管电源的结构图中国煤化工于元器件的散热。波管电源可能的散收稿日期:200-12-26;修回日期:2008-02-14热CNMHj用行波管电源,星空间电子技术2009年第3期载行波管电源所能够采取的散热措施有限,常用于支架,并在支架的机械安装处加入导热填料来提髙地面电子设备散热的风冷和水冷等热控措施,由于机壳的传热能力。设备的安装面选用了高平面度和空间真空环境的特点以及星载电子设备对体积、质低粗糙度来降低设备安装面与卫星舱板的接触热量的限制而无法应用于星载行波管电源。阻。机壳的外罩及端盖内外表面均进行了黑色阳极元器件化处理,使表面发射率大于0.85,从而提高机壳的辐射换热能力。2.2印制电路板的热设计印制电路板印制电路板的热设计主要是印制电路板的铺层设计。通过选用合理的铺层数目及覆铜百分比来提高印制电路板的传热能力。印制电路板是一种由基材和镀铜层间隔分布构成的复合材料,是一种各向异性材料,其结构示意图及当量热导率示意图如图C底面安装板3所示。印制电路板的平行板面热导率和垂直板面热图2星载行波管电源的散热途径导率是由基材及镀层的材料、镀层层数、镀层厚度(4)元器件温度降额要求高。由于航天产品高及每一层的镀层面积的百分比决定的。星载行波可靠性的要求,星载行波管电源的元器件必须满足管电源所选用的印制电路板为环氧树脂覆铜板,I级降额要求,这就使得元器件的允许温度值远远镀层厚度为70μm。材料的各向热导率与镀层层低于其额定值数的关系如图4所示,与覆铜百分比的关系如图5(5)热设计的可靠性要求高。星载行波管电源所示。的热设计不仅要保证行波管电源在空间能够顺利地第1层(铜)工作,同时,还要保证热设计的可靠性,不能因为采第2层(铜)取的热控措施而降低整个系统的可靠性。3层(铜)4层(仰)2星载行波管电源的热设计(a)4层印制电路板铺层示意图针对以上存在的热问题,在国产星载行波管电源的热设计上采用了机、电、热一体化设计的思路,在热设计时全面考虑热设计对电设计和结构设计的K=K=个行板面热导率影响,并及时反馈热设计信息至电设计及结构设计将机、电、热设计穿插进行(b)当量热导率示意图(K,、K,平行板面热导率,影响星载行波管电源设备内部温度水平的关键K垂直板面热导率)因素包括:(1)设备的工作环境;(2)元器件的热耗3印制电路板的铺层及其当量热导率及布局;(3)印制电路板的导热能力;(4)设备机壳由图4、图5可以看出,覆铜层数及覆铜百分比的散热能力。热设计主要从机壳、印制电路板和元对印制电路板垂直板面的热导率的影响较小,而对器件3个方面入手,选用被动热控制技术来解决设于平行板面热导率有显著的影响。星载行波管电源备的散热问题。在电路设计要求下选用了4层及6层环氧树脂覆铜2.1机壳的热设计板,有中国煤化工板的覆盖比例,星载行波管电源的机壳选用了热导率高的铝合达电路板的当量热导金材料。在设计时,使用了当量厚度较大的电路板率如CNMHG20年第3期周丽萍等:星载行波管电源的热设计及热分析756层环氧树脂铜板覆铜率100%的环氧树覆铜板100平行板面热导平行教热导率00铅四真要热事图4热导率与覆铜层数的关系图5热导率与覆铜百分比的关系表1行波管电源电路板的当量热导率(单位:W/(m:℃))电路板名称AP(4层)AP2(6层)铜覆盖率(%)30903575平行板面热导率22.31.5垂直板面热导率0.210.222.3元器件的热设计星载行波管电源高压部分元器件的热问题主要集3星载行波管电源的计算机辅助热分中在高压变压器的磁芯和线圈上。线圈的散热采用了析仿真引出散热片的方法。将两个铜制的带有L形的导热片的环形散热器(如图6所示)附加在两个内外线圈之热分析仿真使用了 Flowmerics公司的热分析间通过散热器将线圈产生的热量直接传导至机壳上。软件 Nothern,该软件采用有限体积的方法进行数值计算。热分析机壳模型中简化了倒角、螺钉孔接插件等对传热计算影响都较小的特征。印制电环形数热器路板等效为同样尺寸的具有各向异性材料特征的内线圈平板。元器件简化为尺寸相同的矩形块,有管脚的器件在建模时将管脚简化为分布在器件主体侧安装脚面具有当量尺寸的L形角片。元器件的结温可通过下式计算:图6变压器及其一侧线的环形散热器在星载行波管电源的热设计中,低压部分发热量其中T为元器件的结温T为元器件的壳温B为较大的元器件直接安装在低压支架上,通过传导散有源区间与器件外壳间的热阻Q为元器件的热耗热。印制电路板上的发热元器件分散布局,尽量靠近设备内部接触面的接触传热系数取100W电路板的安装孔,避免热量集中,提高散热能力。(m2K),分机与卫星舱板的接触面的接触传热系元器件的安装面均涂敷有控制接触热阻的导热数取1500W/(m2·K)。卫星舱板为热传导边界,填料,卫星常用接触面导热填料如表2所示。在星取高温工况50℃,空间环境为辐射边界,温度为载行波管电源的热设计中采用了导热硅脂和导热50℃。热分析的网格均为矩形网格,在有元器件分硅胶作为元器件接触面的导热填料布的位置均采取了局部网格的划分以提高局部的计裹2卫星常用接触面导热填料算精度。热分析模型如图7所示,计算的收敛情况名称热导率填充后接触面的如图8所示。W/(m·K)|传热系数W/(m2K86.98通过软件的热分析仿真,可以计算出行波管电D]-3导热脂032×104源内中国煤化工度分布云图如图导热脂0.6257669所元GD414跬橡胶HCNMHO°空间电子技术2009年第3期选代图7热分析的模型图图8热分析的收敛曲线TH获M图9分机内部温度分布云图通过计算仿真的热分析结果可以看出,设备内部的元器件均可以满足级降额的要求。分机内部4结论温度分布均匀,高压变压器的散热器起到了预期的通过采取合理热控涂层、提高印制电路板的传效果,安装在印制电路板上的元器件散热途径通畅,热能力、优化元器件的布局、为元器件设计散热器等温度水平较低,各个结构支架的散热作用良好。分热控方法,经过热分析仿真的验证,行波管电源的热机的安装底板上的温度分布较为均匀,最大的热流设计能够满足其在空间环境中正常工作的要求。在密度小于0.5W/m2,不会对安装舱板造成大的影后续的工作中将对星载行波管电源进行真空环境的响热试验验证。表3元器件温度列表位置器件位号器件名称热耗计算壳/内热阻R计算结温|I级降额温度指标(W)(℃)(℃/W)|(℃(℃)NIOsLM1240.1261.765.380(7)LM1240.1280(7)SG52502465.13072.3C226滤波电容0.62.3115(7)v9螺旋极调节器10(T)SGI5250.2465中国煤化T80(7)0.5CNMHG2009年第3期周丽萍等:星载行波管电源的热设计及热分析PCBI70.085电感85L102电感N201预调器0.2954.455.390(T)V201LMII70.2954.4低压支架IRHM72504558.80.8359.290(7)V12IRHM725004559.30.8359.790(T)V13IRHMT2500.4558.90.8359.390(7)V14IRHM725008358090(7)磁芯1.458.9线圈62.2变压器0.2250.5作者简介参考文周丽萍1977年生,硕士研究生。主要研究方[]闽桂荣郭舜著.航天器热控制(第二版).北京:科学向:卫星天线及星载电子设备的结构设计。出版社,1998宋燕平1963年生,硕土,研究员。主要研究方向:卫星天线及星载电子设备的结构设计。Thermal Design and Thermal Analysis of ElectronicPower Controller for SpacecraftZhou Liping Song Yanping(Xi' an Institute of Space Radio Technology, Xi an 710000)Abstract This paper focuses on the thermal problem of a domestic Electronic Power Controller(EPC)ofTraveling-Wave Tube Amplifier for spacecraft. The key factor which influences the equipment temperature is intro-duced. An integrative design method combined thermal design with mechanical design and electronic design is ap-plied in the EPC thermal design process. A computer aid thermal analysis is accomplished to verify the thermal de-Key words Electronic power controller for spacecraft Thermal design Thermal analysis中国煤化工CNMHG