機載綜合射頻系統(tǒng)機架結(jié)構(gòu)設計與分析*

肖 濱，徐黎明

(1. 中國電子科技集團公司第二十九研究所， 四川 成都 610036；2. 中國人民解放軍駐二十九所軍事代表室， 四川 成都 610036)

引 言

目前，由于國內(nèi)第二代和第三代戰(zhàn)斗機中使用的航空電子系統(tǒng)為聯(lián)合式航空電子系統(tǒng)，即雷達、電子戰(zhàn)、通信、導航、敵我識別(CNI)均為各自獨立的系統(tǒng)，各個系統(tǒng)之間的聯(lián)系較少，而且各個系統(tǒng)由多個獨立的現(xiàn)場可更換單元(Line Replaceable Unit，LRU)組成。各LRU集中安裝在一個安裝架上，通過集中安裝、整體減振來實現(xiàn)集成。新一代機載綜合射頻系統(tǒng)是一個高度綜合化的系統(tǒng)，由開放式集成機架和模塊組成。

美軍F-35飛機是典型的第四代戰(zhàn)斗機[1]，以基于“寶石臺”的聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機(JSF)為代表，是為適應未來戰(zhàn)斗機指標而研制的高度綜合化航空電子體系架

構(gòu)。它在射頻和廣電兩大領域廣泛采用了模塊化、現(xiàn)場可更換設計思想，實現(xiàn)了飛機蒙皮傳感器綜合。其射頻傳感器包括雷達、電子戰(zhàn)、通信、導航、敵我識別的射頻綜合部分。

F-35飛機的雷達、電子戰(zhàn)、通信、導航、敵我識別均采用了基于相同封裝結(jié)構(gòu)的LRM，并以此開發(fā)了多個綜合射頻機架，但其機架的標準并不對外發(fā)布，鮮有文獻參考。歐洲也通過聯(lián)合戰(zhàn)斗機項目發(fā)布了LRM封裝標準。

隨著國內(nèi)新型戰(zhàn)斗機的研發(fā)，相關工業(yè)部門、科研院所也開展了大量的研究。文獻[2]提出綜合射頻傳感器系統(tǒng)是航空電子系統(tǒng)未來之星。文獻[1]指出基于LRM的機架結(jié)構(gòu)備份少，維修性好，具有獨立的環(huán)境防護能力，從結(jié)構(gòu)上為航電系統(tǒng)的資源共享、容錯和重構(gòu)以及高可靠性等提供保證。文獻[3]研究了LRM結(jié)構(gòu)，指出采用LRM模塊具有以下突出優(yōu)點：1)降低壽命期費用，縮短研制周期；2)提高系統(tǒng)的可靠性和容錯能力；3)有利于系統(tǒng)的改裝、擴展以及新技術的采用。

機載綜合射頻系統(tǒng)機架(以下簡稱機架)涉及面廣，結(jié)構(gòu)設計難度大，技術復雜，是需要技術突破和技術提升的關鍵一環(huán)。

高度集成的機架不僅內(nèi)裝模塊數(shù)量多，而且必須同時保證低頻信號、高頻信號和光纖信號的準確傳輸。為確保整個綜合射頻系統(tǒng)的正常工作，必須解決好散熱、振動和電磁兼容性等問題。

機載綜合射頻系統(tǒng)機架將各種功能模塊高度集成，將其結(jié)構(gòu)形式規(guī)范化，統(tǒng)一機械安裝接口、電氣接口和冷卻液的接口，這對實現(xiàn)機載設備模塊的系列化、通用化等均具有極重要的意義。

本文以某型機載綜合射頻機架結(jié)構(gòu)設計為例，綜合考慮熱設計、隔振等因素，描述其設計過程。

1 機架結(jié)構(gòu)設計流程

典型的機架結(jié)構(gòu)設計步驟如圖1所示。

圖1 典型的機架結(jié)構(gòu)設計流程

1)根據(jù)設備的需求確定機架內(nèi)模塊的數(shù)量；

2)確定機架插槽的數(shù)量，由此計算出機架的外形尺寸并選擇連接器的區(qū)域；

3)確定液冷板的結(jié)構(gòu)、流道形式和機架冷板之間的分流方式；

4)計算出機架的流阻、冷卻液流速，并判斷流阻是否滿足要求；

5)根據(jù)機架的結(jié)構(gòu)和安裝空間特點選擇隔振方式和隔振器的布置；

6)借助仿真分析手段進行校驗，判斷機架的結(jié)構(gòu)是否滿足強度要求；

7)開展背板設計，確定母板的接口；

8)進行電磁兼容性檢查；

9)通過振動沖擊等力學試驗進行驗證。

2 機架的結(jié)構(gòu)形式

某型綜合射頻機架要求內(nèi)裝50個模塊，其插槽數(shù)為50。機架的長度可通過下式計算：

L=Wl+Wr+n×25

式中：n為插槽數(shù)；Wl為左側(cè)板厚度；Wr為右側(cè)板厚度。

這樣，可以計算出某機架的長度為650 mm。

由于內(nèi)裝模塊尺寸是標準尺寸，對于單層和雙層機架而言，高度尺寸主要取決于冷板的高度。目前國內(nèi)液冷冷板的材料主要為鋁材，焊接工藝一般采用真空釬焊。同時參考國外機架的高度尺寸，雙層機架的高度定為360 mm。

機架分為2層，兩側(cè)為左側(cè)板、右側(cè)板，后部為背板，前蓋板、后蓋板將機架前后封閉。機架的左側(cè)板和頂板上布置連接器，實現(xiàn)機架與外部高頻信號、低頻信號和光信號的交聯(lián)。為改善電磁兼容特性，應確保所有的連接器帶電磁屏蔽墊以及前后蓋板帶電磁屏蔽墊條。

機架的散熱采用強迫液冷方式，冷卻液由機架進液口分別引入上、中、下3層冷板，經(jīng)熱交換后高溫液體分別從上、中、下冷板流回出液口，最終排出機架。

經(jīng)與飛機平臺協(xié)調(diào)，考慮載機的空間、電纜走向和維修通道，機架的外形如圖2所示。該機架長度確定為650 mm，高度360 mm，深度320 mm。

圖2 機架的拆解示意圖

3 LRM

北約組織于2007年正式發(fā)布了四代機模塊的封裝標準，即ASAAC(Allied Standard Avionics Architecture Council)的截面尺寸。該尺寸為233.4 mm × 160 mm，這個尺寸與地面車載、艦載平臺上，采用的B尺寸類似[4]。該模塊應用在戰(zhàn)斗機平臺上，空間利用率較高，可以實現(xiàn)單層或雙層模塊的集中安裝。

國內(nèi)推出了類似ASAAC封裝形式的模塊(LRM)標準，定義機架內(nèi)的模塊為現(xiàn)場可更換模塊，要求采用全封閉盒體結(jié)構(gòu)形式。

4 熱設計

根據(jù)設計要求，機架的冷卻液為65號水乙二醇溶液，流量為12 L/min，供液溫度為55 ℃，機架總流阻應不大于300 kPa。

本文關于機架的熱設計主要集中在機架冷板流道的優(yōu)化設計。根據(jù)流體力學理論，流動阻力由沿程阻力損失和局部阻力損失組成[5]。根據(jù)簡化伯努利方程[5]得到如下計算公式：

沿程阻力損失為

(1)

管嘴漸變處局部損失為

(2)

式中，ζ為局部損失系數(shù)。

液冷冷板的研制需要設計流體通道和熱擴散翅片，文獻[6]提出了串并聯(lián)混排流道的液冷冷板方案，并采用CFD建立了熱物理模型。強迫液冷一般采用蛇形流道冷板[7]，流道高度和寬度通常為5 ～ 15 mm。根據(jù)機架的熱耗散功率、熱流密度和流阻要求，確定冷板的流道采用串并聯(lián)結(jié)合的方式，如圖3所示。

圖3 機架冷板流道示意圖

設計流道時需要考慮：1)流速的均勻性，避免出現(xiàn)盲區(qū)；2)壓力損失最小化；3)冷板的強度匹配，避免局部壓力過大。

為降低機架的總流阻，機架的3層冷板之間采用并聯(lián)方式。

利用仿真軟件進行校核，機架內(nèi)冷卻液壓力分布如圖4所示。

圖4 機架內(nèi)冷卻液壓力分布

由圖4可以發(fā)現(xiàn)：機架總流阻(不含液冷接頭) Δpa1=29 kPa，冷板中速度分布無死區(qū)且較均勻。

機架冷板的管接頭采用快卸自封液冷接頭，每對快卸自封液冷接頭流阻為20 kPa。機架中共存在2對快卸自封液冷接頭，因此管接頭總流阻：

Δpajt=2×20 kPa≈40 kPa

綜合上述各部分流阻可以得出機架的總流阻：

Δpa=Δpa1+Δpajt≈69 kPa

因此，機架總流阻小于0.3 MPa，滿足系統(tǒng)總流阻要求。

5 隔振設計

綜合射頻機架可以采用剛性安裝方式或減振安裝方式。具體采用哪種方式則視載機的振動沖擊環(huán)境和空間大小而定。

某型飛機設備艙的振動頻譜為20 ～ 2 000 Hz，振動譜為安裝在噴氣式飛機上設備的隨機振動譜，其中20～116.9 Hz的加速度譜密度值W0= 0.07g2/Hz，300～1 000 Hz的加速度譜密度值W1= 0.02g2/Hz。功能振動時間為每個軸向1 h，共X、Y、Z三個軸向。

若采用剛性安裝方式，則分析機架的前6階模態(tài)及振型，如表1所示。

表1 機架剛性安裝的前6階模態(tài)

前5階模態(tài)均為機架面板的局部模態(tài)，機架的整機模態(tài)出現(xiàn)在第6階，其固有頻率約為271.05 Hz。

利用仿真軟件對機架進行隨機振動分析。當激勵加載在Y方向時，隨機振動最大應力(摒棄奇異點)大約為770 MPa；當激勵加載在Z方向時，隨機振動最大應力(摒棄奇異點)大約為560 MPa。機架采用LY12作為主要材料，根據(jù)材料手冊查得其彈性極限為194 MPa，機架上最大應力遠大于彈性極限，因此剛性安裝時結(jié)構(gòu)破壞的可能性較大，需采用隔振器改善機架的環(huán)境適應性。

國外第四代戰(zhàn)斗機內(nèi)的綜合射頻機架均采用隔振安裝方式。例如美軍F-35飛機上的雷達、電子戰(zhàn)和CNI等綜合射頻機架均采用了整體減振安裝方式。

文獻[8]提出了一套將理論計算、仿真分析和試驗驗證等先進技術相結(jié)合的隔振緩沖系統(tǒng)設計方法和流程。圖5為一個受到基礎振動作用的具有粘性阻尼的彈簧質(zhì)量系統(tǒng)。當機架作為一個整體通過隔振器安裝，且只考慮上下方向的振動時，系統(tǒng)就可以簡化為這樣一個模型。

圖5 單自由度系統(tǒng)振動模型

根據(jù)動力學原理，可以列出運動微分方程：

(3)

即：

(4)

式中：m為質(zhì)量；Y為質(zhì)量塊振動響應幅值；Y0為振源處位移幅值；C為阻尼系數(shù)；k為彈簧剛度。

對上式微分：

(5)

(6)

所以，當基礎運動及質(zhì)量塊的運動均以同樣的物理量(位移、速度、加速度)表示時，系統(tǒng)的運動微分方程具有相同的形式。

運用傅里葉變換可以得到：

(7)

(8)

橡膠的Rc一般為0.01 ～ 0.3，金屬的Rc一般為0.001 ～ 0.01。Q=|H(ω)|為系統(tǒng)振動傳遞率，根據(jù)公式可以作出Q與λ的關系圖(幅頻特性曲線)，見圖6。

圖6 振動傳遞率與頻率比的關系

由圖6可以看出：

根據(jù)近年來的工程應用情況，機載綜合射頻機架的隔振器推薦選用干摩擦鋼絲隔振器，其傳遞特性較好。

隔振器的布局需要考慮機架的重量、重心位置，應盡量對稱，使系統(tǒng)解耦。一般遵循以下原則：隔振器布置應對稱于機架的主慣性軸，或布置在包含重心的平面內(nèi)；盡可能選用相同型號的隔振器；當采用不同型號的隔振器時，應使各支承點隔振器的變位基本相同，以使隔振器在振動中保持水平狀態(tài)。

綜合考慮以上因素，并結(jié)合飛機在機架安裝點的位置，機架最終采用8個隔振器在機架底部均勻安裝。整個機架的有限元模型如圖7所示，機架前6階模態(tài)及振型描述如表2所示。

圖7 機架(安裝隔振器)的有限元模型

階數(shù)固有頻率/Hz振型描述121.49機架沿Z軸平動234.63機架沿X軸轉(zhuǎn)動336.75機架沿Y軸轉(zhuǎn)動4219.99機架上、后面板振動5230.40機架后面板振動6240.02機架整機振動

加載后隨機應力分析：在Z方向加載，最大應力為5.2 MPa；在X方向加載，最大應力為0.2 MPa；在Y方向加載，最大應力為0.1 MPa。因此，減振后機架的最大應力遠遠小于材料強度，強度滿足要求。

可以看出，安裝隔振器后，機架的前3階模態(tài)均為整機模態(tài)，動態(tài)性能得到較大改善。整個機架中高頻的響應比較合理，為機架模塊內(nèi)的電子器件提供了較好的工作環(huán)境，提高了抗振性能。

6 背板

對結(jié)構(gòu)設計而言，加強機架母板的剛度是特別需要注意的問題。文獻[9]在對機載SEM-E封裝模塊的研究中就提出背板應有結(jié)構(gòu)支撐來加強剛度，如圖8所示。

圖8 剛性背板示意圖

綜合射頻機架的母板面積較大，單靠自身的剛度難以控制模塊插拔時的變形。機架的背板一般由印制板、導熱絕緣板和后安裝板組成。導熱絕緣板采用熱傳導彈性體絕緣材料，它能夠使母板與后安裝板之間絕緣，同時具有良好的熱傳導性。后安裝板作為母板的剛性支撐，起到承受模塊插拔時的沖擊力，保護母板不變形、不翹曲的作用。

7 試驗驗證

機加工完成后，應開展機架的流阻測試試驗。實測結(jié)果表明，實測值與理論分析結(jié)果相符度較高，滿足考核指標要求。

力學試驗是驗證機架的結(jié)構(gòu)設計是否滿足要求的主要手段，一般采用功能振動和沖擊試驗來考察。試驗結(jié)果表明，整個機架的減振效果較好，以水平Z向為例，控制譜的加速度均方根為9.7g，機架響應加速度均方根為1.0g。另外，2個方向的振動衰減也比較接近，這與仿真結(jié)果比較吻合。

目前，該型號機架已經(jīng)完成裝機、試飛和交付使用。整個過程機架工作正常，未發(fā)生模塊過熱、機架結(jié)構(gòu)損壞和因振動沖擊導致的機架功能失效的問題。

需要說明的是，目前多個型號機架的功能振動、炮振和沖擊試驗也暴露出一些問題，主要集中在以下2個方面：1)隔振器與機架殼體結(jié)合處容易松動，特別是沖擊時應力較大；2)在炮振試驗時，安裝在飛機炮振區(qū)的機架結(jié)構(gòu)件上的鉚釘發(fā)生斷裂，應予以重視。

8 結(jié)束語

本文以某機載綜合射頻機架為例，介紹了機架的結(jié)構(gòu)設計過程，通過仿真分析，優(yōu)化冷板的流道，選擇合理的隔振系統(tǒng)，獲得較優(yōu)的振動響應。

該設計方法能夠滿足設計要求，并在試驗中得到了驗證，對機載綜合射頻機架的研制具有一定的參考和指導意義。

隨著芯片技術的發(fā)展，綜合射頻機架的機架內(nèi)單個模塊的熱功耗越來越高，這使得通液(Liquid Flow Through，LFT)模塊裝入機架成為趨勢，如何設計適應LFT模塊的綜合射頻機架值得深入研究和探討。