LRM模塊載荷分解方法研究

盧涼

（中國電子科技集團公司第十研究所，成都 610036）

LRM模塊載荷分解方法研究

盧涼

（中國電子科技集團公司第十研究所，成都 610036）

目的 根據(jù)綜合模塊化航空電子設備的特點，研究LRM模塊的載荷分解方法。方法 通過仿真和試驗方法，對LRM模塊所承受的溫度和振動載荷進行分解，并詳細論述兩種方法的具體實現(xiàn)過程。結(jié)果 將模塊載荷分解方法成功運用于某工程系統(tǒng)中，驗證了方法的有效性。結(jié)論 LRM 模塊的載荷分解方法能夠指導其他類似綜合模塊化航空電子設備的載荷分解，推動LRM模塊合理的獨立環(huán)境試驗及交付。

綜合模塊化；LRM；振動載荷分解；溫度載荷分解

航空電子設備由分立式發(fā)展到綜合模塊化后，獨立的電子設備被功能更加強大和復雜的外場可更換模塊（簡稱LRM，Line Replaceable Module）所替代。航空電子設備與載機的安裝接口方式也產(chǎn)生了很大的變化，由各個分立設備分別通過各自的機械和電氣接口與載機連接改為各個LRM首先安裝在一個模塊化集成機架（簡稱 MIR，Modular Integrated Rack）中，然后整個MIR與載機實現(xiàn)機械和電氣的互聯(lián)。

以前各成品廠商只需按照飛機平臺提供的對分立設備的環(huán)境適應性條件來研制產(chǎn)品，而現(xiàn)在由于LRM在機架上的安裝位置不同，其平臺機械及自然環(huán)境條件經(jīng)過MIR的集成傳遞后發(fā)生了很大的變化，繼續(xù)使用飛機平臺提供的對機架上的總體環(huán)境適應性條件來要求 LRM 的研制是不盡合理的，會明顯出現(xiàn)LRM過試驗或欠試驗的問題，即通過模塊試驗的LRM裝入系統(tǒng)MIR后會暴露出問題。因此系統(tǒng)總體或平臺廠商將會面臨向下一級分承方提供LRM模塊研制需要的環(huán)境條件（主要是機械振動及溫度環(huán)境條件）的問題。這就需要系統(tǒng)總體或平臺廠商將關于整個機架的環(huán)境載荷分解到各個具體的 LRM上，以便于分承方開展 LRM的環(huán)境試驗工作。

1 LRM模塊載荷分解技術(shù)

目前國內(nèi)綜合模塊化航空電子設備對LRM模塊環(huán)境載荷的要求基本都是按整機的條件要求，這種方法嚴格上說是不合理的。由于LRM安裝在機架上的不同位置，受機架本身動態(tài)特性及溫度分布不同的影響，LRM所承受的實際環(huán)境載荷將不同于系統(tǒng)整體所面對的環(huán)境條件。當LRM作為一個獨立的產(chǎn)品單元交驗的時候，需要確定一個合理的、經(jīng)由機架傳遞分解而來的環(huán)境條件，以確保將來組成系統(tǒng)后能通過設備整體的環(huán)境試驗。

文中采用環(huán)境預示技術(shù)來實現(xiàn)LRM模塊的載荷分解。環(huán)境預示是通過對環(huán)境數(shù)據(jù)的統(tǒng)計分析來確定某個設備或結(jié)構(gòu)所受的環(huán)境載荷，從而指定出合適的環(huán)境條件。目前，環(huán)境預示主要應用于航空、航天領域，對飛機[1]、衛(wèi)星[2]、運載工具的飛行載荷[3—5]和內(nèi)部動力學[6—10]、熱力學環(huán)境[11]進行預示。

1.1 振動載荷

LRM 模塊振動載荷分解方法主要有試驗方法和仿真方法。

1.1.1 試驗方法

試驗方法即通過直接的實驗測量，歸納給出LRM 經(jīng)受的振動環(huán)境條件。該方法給出的結(jié)果較符合設備的真實情況。該方法一般包括三個步驟：測試空間分區(qū)；試驗數(shù)據(jù)采集；數(shù)據(jù)歸納處理。

測試空間分區(qū)的目的在于使基礎數(shù)據(jù)的采集更具有目的性，從而使得采集的數(shù)據(jù)更加有效。振動載荷分解的目標是獲得MIR內(nèi)部任意位置的振動環(huán)境數(shù)據(jù)，但不可能對設備內(nèi)部空間無窮多的位置點進行測量。因此在此參照主機單位提供振動環(huán)境條件的方式，即根據(jù)設備在飛機上不同的安裝區(qū)域來規(guī)定設備需要耐受的振動環(huán)境條件。對 MIR內(nèi)部同樣劃分成若干區(qū)域，通過實驗測量和歸納處理后得到該區(qū)域的振動環(huán)境條件，即可作為安裝在該區(qū)域所有LRM的振動環(huán)境試驗條件。某機架進行振動環(huán)境條件分解測試時的分區(qū)實例情況如圖1所示。

圖1 某機架的分區(qū)情況Fig.1 Partitioning of MIR

試驗數(shù)據(jù)采集是利用數(shù)據(jù)采集設備（如動態(tài)信號分析儀、加速度傳感器等）對MIR內(nèi)每個區(qū)域內(nèi)的不同測量點進行振動響應數(shù)據(jù)的采集。

數(shù)據(jù)歸納處理是將每個區(qū)域里獲得的若干分布測點的 PSD數(shù)據(jù)通過一定的方法，將單個區(qū)域分布點的 PSD數(shù)據(jù)歸納出該區(qū)域的振動環(huán)境。數(shù)據(jù)的歸納處理一般采用兩種方法，極值法和平均法。極值法是取某一區(qū)域各個測點 PSD數(shù)據(jù)在各頻率點上的最大值，組合形成該區(qū)域的振動環(huán)境。平均法是將某一區(qū)域各個測點 PSD數(shù)據(jù)在各頻率點上取平均值，組合形成該區(qū)域的振動環(huán)境。

MIR內(nèi)部不同區(qū)域的振動環(huán)境表達譜線一般情況下較復雜，如圖2中曲線3所示，并不適合于作為振動環(huán)境實驗條件使用，需要進行規(guī)整。這就需要對振動環(huán)境表達譜線進行包絡處理，依次以折線連接譜線中的一些最大值點，形成一條盡量貼近原譜線的包絡線，如圖2中曲線2所示，然后對特定固定頻譜的功率譜密度量級進行調(diào)整，使給定的均方根振動量級可比于相應實測的均方根量級，最后得出LRM的振動試驗條件，如圖2中曲線1所示。

圖2 振動環(huán)境譜Fig.2 Vibration environment spectra

1.1.2 仿真方法

仿真方法是采用有限元分析法，針對設備的數(shù)字模型進行動力學響應仿真分析，獲取設備內(nèi)部各區(qū)域的振動環(huán)境條件。仿真方法是一種確定性方法，它是根據(jù)結(jié)構(gòu)的物理參數(shù)、聯(lián)接方式、載荷狀況等信息，來建立確定性的有限元動力學模型。該模型能夠比較準確地描述結(jié)構(gòu)的剛度和質(zhì)量特性，從而可以根據(jù)需要隨時方便地計算得到結(jié)構(gòu)任意位置的振動響應數(shù)據(jù)。該方法一般包括三個步驟：仿真分析；空間分區(qū)；數(shù)據(jù)歸納處理。

仿真分析首先要建立整體結(jié)構(gòu)的有限元模型，這一過程包括結(jié)構(gòu)數(shù)字三維模型的簡化、定義參數(shù)、劃分網(wǎng)格、定義各種邊界條件等。需要注意的是，最后仿真結(jié)果的可信度很大程度上受這一過程的影響，特別是對一些邊界條件的處理。如楔形鎖緊連接、螺釘連接等，應根據(jù)結(jié)果精度的要求結(jié)合計算量的大小確定模型的處理方式；然后以給定的外界振動環(huán)境條件施加到分析模型之上，利用合適的仿真軟件通過仿真計算（如瞬態(tài)響應分析、隨機振動PSD響應分析等）得到結(jié)構(gòu)的振動響應結(jié)果；最后利用仿真軟件的后處理程序，提取分布點的響應結(jié)果數(shù)據(jù)，一般要得到關注點的PSD響應譜線。由于仿真模型為確定性模型，因此只需進行一次仿真運算即可得到確定的結(jié)果，并且仿真得到的譜線相對于實驗結(jié)果要平滑簡潔一些。某機架內(nèi)一點的PSD響應仿真分析結(jié)果如圖3所示。

空間分區(qū)的目的與試驗方法分區(qū)目的相同，利用提取得到的仿真結(jié)果數(shù)據(jù)，將設備內(nèi)部合理分成若干區(qū)域。數(shù)據(jù)歸納處理與試驗方法的數(shù)據(jù)歸納處理過程相同，對仿真得到的數(shù)據(jù)進行取極值或取平均值得到振動環(huán)境譜線，然后進行包絡和規(guī)整處理，最終得到適合實際應用的振動環(huán)境試驗譜線。

圖3 某機架PSD響應譜Fig.3 PSD response spectrum of MIR

1.2 溫度載荷

LRM模塊溫度載荷分解實質(zhì)上是由已知的外部溫度環(huán)境條件來進行設備內(nèi)部不同區(qū)域的溫度環(huán)境預示。綜合模塊化系統(tǒng)設備熱路特點如圖 4所示。

圖4 典型綜合模塊化設備熱路Fig.4 Typical integrated modular equipment hot road

綜合模塊化設備機架、模塊以及PWA組成的整個系統(tǒng)是一個熱阻網(wǎng)絡系統(tǒng)。對于航空電子設備而言，可分解為機架級、模塊級及板級；對于系統(tǒng)集成商而言需要分解的對象是機架級、模塊級，其中模塊級包括了板級。由于溫度是由網(wǎng)絡中熱阻決定的，實際上需要分解的是各個系統(tǒng)組成部分的熱阻而不是溫度。

這就需要先進的熱阻測試工具，目前使用Mentor的 T3ster可采集模塊級的熱阻，對每個分承制方，均可在設計初期通過T3ster的測試獲得模塊相關關鍵器件對熱沉得熱阻。T3ster的運作方式如圖5所示：第一步改變輸入功率；第二步獲取瞬態(tài)溫度變化；第三步得出包括熱容和熱阻的結(jié)構(gòu)函 數(shù)； 第四步由結(jié)構(gòu)函數(shù)獲得熱容與熱阻參數(shù)。

圖5 T3ster熱阻測試步驟Fig.5 Thermal resistance test procedure of T3ster

T3ster是利用半導體節(jié)點位置處電流與溫度的關系對節(jié)溫進行測量，通過卷積反演獲得系統(tǒng)的阻容特性。只要獲得了各模塊各關鍵芯片的熱阻特性，即可通過解析方式計算或仿真分析獲得各模塊關鍵器件對應的模塊界面溫度，并可利用這個溫度對其進行試驗或驗收。整個分解流程如圖6所示。

圖6 T3ster熱阻測試流程Fig.6 Thermal resistance test process of T3ster

再利用仿真分析軟件，對研究對象進行建模分析，獲取分解界面溫度值，反求獲得對應熱阻。同測試熱阻值進行比對修正，進而實現(xiàn)熱阻載荷分解。

1.3 LRM模塊載荷分解方法的應用

在工程研制中，對LRM模塊的載荷分解方法可以分兩步進行。在數(shù)字化樣機設計階段，可以利用仿真方法進行載荷分解，支撐LRM模塊環(huán)境適應性設計。后期通過試驗方法修正載荷分解條件，在工程研制中不斷完善分解條件，最終得到準確合理的載荷分解條件，從而保證LRM模塊的設計、試驗和交付。

2 工程應用

LRM 模塊載荷分解方法已經(jīng)成功運用于某工程系統(tǒng)中。在系統(tǒng)研制過程中，根據(jù)系統(tǒng)裝載平臺的具體環(huán)境，通過振動和溫度載荷分解方法，得到了LRM模塊的獨立振動和溫度條件，保證 LRM模塊獨立環(huán)境試驗的準確實現(xiàn)。

3 結(jié)語

航空電子設備向綜合模塊化發(fā)展后，LRM模塊的獨立交付是必然的，如何給出模塊合理的環(huán)境試驗條件是綜合模塊化發(fā)展必須解決的問題。文中從綜合模塊化航空電子設備的特點出發(fā)，提出了LRM 模塊的載荷分解的方法，詳細論述其具體實現(xiàn)過程，并將成果應用到了某工程項目中，得到工程驗證。該LRM模塊的載荷分解方法能夠指導其他類似綜合模塊化航空電子設備的載荷分解，推動LRM模塊合理的獨立試驗及交付。

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Loads Decomposition Method for LRM

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

ObjectiveBased on the properties of integrated modular avionics equipment, the method of loads decomposition for LRM was studied.MethodsBy simulation and test method, the temperature and vibration load of LRM were decomposed, and the realization process of both methods was discussed in detail.ResultThe module loads decomposition method was successfully applied in an engineering project, and the validity of methods was verified.ConclusionThe method of LRM module loads decomposition can be used to guide the loads decomposition of other similar integrated modular avionics equipment, and at the same time to promote the reasonable independent environment test and delivery of LRM module.

integrated modular avionics; LRM; vibration loads decomposition; temperature loads decomposition

10.7643/ issn.1672-9242.2016.03.019

TJ430

A

1672-9242(2016)03-0116-05

2016-01-15；

2016-02-27

Received：2016-01-15；Revised：2016-02-27

總裝預研研究項目（513181501）

Fund：Supported by Pre Research Project of General Armament Department (513181501)

盧涼（1976—），男，高級工程師，主要研究方向為航空電子設備總體結(jié)構(gòu)設計及環(huán)境適應性設計。

Biography：LU Liang(1976—), Male, Senior engineer, Research focus: overall structural design and environmental adaptability design of avionics equipment.