氣動(dòng)加熱對(duì)空空導(dǎo)彈內(nèi)部電路的溫度影響分析

楊科??

摘要： 空空導(dǎo)彈彈體尾部組件所處位置特殊， 工作環(huán)境嚴(yán)酷， 本文基于FloTHERM建立該組件的熱仿真模型并進(jìn)行計(jì)算分析， 以明確氣動(dòng)加熱對(duì)彈體內(nèi)部電路的溫度影響程度， 為保證元器件留有足夠的溫升余量提供數(shù)據(jù)支撐。 結(jié)果表明， 受試產(chǎn)品內(nèi)部電路的溫升相對(duì)滯后， 而殼體溫度峰值時(shí)間為內(nèi)部電路溫升迅速變化的分界點(diǎn)， 且隨自主飛時(shí)間的延長溫升越為顯著。

關(guān)鍵詞： 熱設(shè)計(jì)； 熱仿真； 氣動(dòng)加熱

中圖分類號(hào)： TN784文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A文章編號(hào)： 1673-5048（2017）01-0074-05[SQ0]

0引言

電子設(shè)備工作時(shí)， 設(shè)備和元器件的輸出功率往往只占輸入功率的一部分， 其功率損失一般都以熱能形式散發(fā)出去， 因而元器件和設(shè)備會(huì)發(fā)熱。 隨著電子元器件及電子設(shè)備功率密度的不斷增加， 溫度已成為影響其可靠性的主要因素之一[1-2] 。

隨著溫度的升高， 電子元器件及電子設(shè)備的失效率呈指數(shù)增長趨勢[2] ， 一般地， 環(huán)境溫度每升

高10 ℃， 失效率增大1倍以上， 因此稱為10 ℃法則[2-3]。 據(jù)統(tǒng)計(jì)， 超過55%的電子設(shè)備的失效是由溫度過高引起的[3-7]， 即電子設(shè)備的主要失效形式是熱失效。

在空空導(dǎo)彈使用過程中， 自主飛階段的氣動(dòng)加熱給彈體內(nèi)部電路的正常工作帶來惡劣影響， 這對(duì)氣動(dòng)加熱的電路熱設(shè)計(jì)提出更高要求。 因此實(shí)際工作中， 有效利用熱分析軟件進(jìn)行熱分析， 為復(fù)雜環(huán)境下產(chǎn)品的熱設(shè)計(jì)提供手段支持， 可提高產(chǎn)品一次成功率， 縮短研制周期， 降低成本[2]。

針對(duì)空空導(dǎo)彈某組件進(jìn)行熱仿真分析， 明確氣動(dòng)加熱對(duì)組件內(nèi)部電路的溫度影響程度， 以便進(jìn)行內(nèi)部電路熱設(shè)計(jì)時(shí)保證足夠的溫升余量， 使元器件最高溫度控制在允許的溫度范圍內(nèi)， 從而達(dá)到設(shè)計(jì)要求。

1基本理論

熱傳遞包括熱傳導(dǎo)、 對(duì)流換熱、 輻射換熱三種形式， 傳熱過程遵循能量守恒定律。 熱傳導(dǎo)基本定律是Fourier定律： 在純導(dǎo)熱中， 單位時(shí)間內(nèi)通過給定面積的熱流量， 正比于該地垂直于導(dǎo)熱方向的截面面積及其溫度變化率， 其計(jì)算公式如下：

楊科： 氣動(dòng)加熱對(duì)空空導(dǎo)彈內(nèi)部電路的溫度影響分析

由于連續(xù)方程、 能量方程、 動(dòng)量方程是相互耦合的， 以及熱控制方程的非線性及復(fù)雜性， 在定解條件下很難求出其解析解， 數(shù)值計(jì)算便成為解決這一問題的有力工具。 利用數(shù)值計(jì)算方法對(duì)上述非線性方程進(jìn)行離散化， 得到一組代數(shù)方程組。 微分方程的區(qū)域離散方法很多， 其中以控制容積法最為常用。 電子設(shè)備熱仿真軟件FloTHERM基于計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)（CFD）理論， 采用蒙特卡羅法， 可以解決三維流場及基于面積細(xì)分高精度的輻射計(jì)算問題[9-13]。

本文基于FloTHERM對(duì)某型空空導(dǎo)彈的某組件進(jìn)行建模和仿真分析。

2分析對(duì)象及建模

對(duì)于正常布局的空空導(dǎo)彈而言， 彈體尾部的組件大都套裝在發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管之外。 如此可見， 此類組件通常會(huì)受到空中氣動(dòng)加熱、 高溫尾焰以及發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管三個(gè)部位的溫度影響， 因此對(duì)內(nèi)部電路的熱設(shè)計(jì)提出很高要求。 某型空空導(dǎo)彈彈體尾部組件的結(jié)構(gòu)組成如圖1所示， 其中將內(nèi)部執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行簡化。

結(jié)合受試產(chǎn)品的CAD模型， 并根據(jù)熱分析信息要求， 將受試產(chǎn)品CAD模型轉(zhuǎn)化為CFD模型。

模型中默認(rèn)結(jié)構(gòu)材料為鋁合金2A12； 其中電路板材料為FR4， 覆銅率按10%處理； 關(guān)鍵元器件按照SOIC封裝設(shè)定； 尾噴管按照15-5PH設(shè)定； 前殼體為鈦合金； 由于需要重點(diǎn)考慮氣動(dòng)加熱對(duì)內(nèi)部電路的影響， 必須設(shè)定各類材料的表面發(fā)射率， 詳細(xì)的材料屬性見表1。

3熱仿真分析

3.1邊界設(shè)定

本文主要分析空空導(dǎo)彈自主飛階段氣動(dòng)加熱

（1） 40 s末， 氣動(dòng)加熱對(duì)內(nèi)部電路影響很小， 殼體溫升120 ℃， PCB板和自檢模塊分別僅有3.8 ℃和1.8 ℃溫升， 可見溫升相對(duì)滯后；

（2） 60 s末， 殼體內(nèi)壁溫升151 ℃， PCB板和自檢模塊分別有11.3 ℃和6.3 ℃左右的溫升。 當(dāng)內(nèi)壁溫升提高至251 ℃， PCB板和自檢模塊溫升分別再有4 ℃和2.3 ℃的提高。 根據(jù)熱輻射理論可知， 物體的輻射力隨溫度的升高呈現(xiàn)非線性增長， 即60 s末內(nèi)壁溫升提高至351 ℃， PCB板和自檢模塊的溫升至少達(dá)到19.3 ℃和10.9 ℃；

（3） 90 s末， PCB板和器件溫升比較明顯， 尤其峰值溫度提高后， PCB板和器件分別會(huì)有20～30 ℃溫升。

由此可見， 隨著空空導(dǎo)彈自主飛行時(shí)間的增長， 氣動(dòng)加熱對(duì)內(nèi)部電路的溫度影響程度更為顯著， 而殼體溫度的峰值時(shí)間為溫升迅速增大的分界點(diǎn)。 為了保證內(nèi)部電路關(guān)鍵元器件的溫升余量， 提出如下建議：

（1） 在考慮殼體內(nèi)外隔熱的同時(shí)， 需要根據(jù)氣動(dòng)加熱仿真得到溫升結(jié)果， 對(duì)內(nèi)部電路的熱設(shè)計(jì)進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn)；

（2） 改進(jìn)空空導(dǎo)彈動(dòng)力系統(tǒng)， 可采用雙脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)， 飛行速度達(dá)到最高馬赫數(shù)后用小推力巡航， 從而減小殼體氣動(dòng)加熱效應(yīng)。

4結(jié)論

本文基于FloTHERM模擬某組件氣動(dòng)加熱條件， 分析內(nèi)部電路的溫度場分布特性。 通過仿真計(jì)算， 受試產(chǎn)品內(nèi)部電路的溫升相對(duì)滯后， 40 s前氣動(dòng)加熱對(duì)內(nèi)部電路影響很??； 而殼體溫度峰值時(shí)間為內(nèi)部電路溫升迅速變化的分界點(diǎn)， 即60 s末殼體內(nèi)壁溫升151 ℃， PCB板和自檢模塊分別有11.3 ℃和6.3 ℃左右的溫升， 且隨自主飛時(shí)間的延長溫升越為顯著。

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