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綜合因素對模塊封裝設計的影響

作者:程勁嘉 來源:本站 日期:2018-03-19 瀏覽:526次
文章導讀: 討論了綜合模塊化航空電子係統中影響現場可更換模塊(LRM)封裝的各個關鍵要素, 重點分析了這些要素間的關聯性,以及外部因素對模塊封裝的綜合性影響。同時, 對國內新一代飛機平台上的航空用LRM封裝標準化提出了一些看法和建議。

引言

新一代航空電子體係結構的發展明確了綜合化、資源共享、係統重構和二級維護等要求[1] ,這些要求又突出了此類航電係統中模塊化的特點。這種綜合模塊化的航空電子以模塊化為核心, 模塊不再單單是安裝有電路元器件的PCB板加上金屬殼體的簡單概念, 而是在高級軟件程序控製下的具有標準結構形式和接口的現場可更換模塊(LRM) 。

從結構設計的角度來看,綜合模塊化航空電子係統(IMA) 的結構模型可以簡單描述為LRM加模塊化綜合機架(MIR),其中的LRM需要提供電氣接口、機械接口和環境接口,這三個方麵的內在因素共同確定了LRM外形尺寸、安裝和使用方式、性能等,這些具體影響的綜合及體現在LRM物理結構的詳細規定就是模塊的封裝。作為電氣功能的物理載體,模塊的封裝成為熱、振動和電磁等多個學科高度融合、關聯設計的成果,其實質是多種內部、外部因素彼此影響、協調、關聯的綜合結果。本文將對這些綜合性的因素進行深入探討。

國內外模塊封裝概況

最初開展模塊化工程的是美國。從20世紀60年代起,美國海軍就針對船用和潛艇用電子設備開始模塊化技術研究,先後發布了 MIL-M-28787D5標準電子模塊總體規範6,並配合MIL-STD-1389D5標準電子模塊設計要求6和M IL-STD-1378E5標準電子模塊使用要求6,定義了代號為SEM的LRM模塊,並在地麵、海上和航空領域得到了廣泛使用[2] 。

20世紀70年代,美國開展了/寶石柱0(Pave Pi-lar)計劃,對以超高速集成電路和通用模塊為基礎的綜合式航電係統進行了初步研究。至90年代,作為前者延續的/寶石台0(Pave Pace) 計劃則為F-22戰鬥機任務電子係統的研製打下了堅實的基礎。SEM-E模塊標準隨這些計劃得到了應用和充實[2]。

其後的F-35項目中,美國軍方為降低成本更多地推廣COTS技術,在航電係統中采用了歐式板卡的模塊標準VITA。

20世紀90年代初期,歐洲主要軍事強國(英、法、德三國)組建了聯合標準航電體係委員會(ASAAC) ,開始發展自己的模塊標準體係,分I、II 兩個階段開展研究工作,於2005年完成了全套標準草案。

國內相關單位在20世紀90年代初期就已開展了LRM模塊的技術摸索工作,但到目前為止仍未係統地建立起有關LRM的完整標準體係。

國內對模塊標準的應用主要參考了SEM-E和ASAAC的封裝尺寸要求,而對模塊功能的定義還停留在按係統劃分的模式,屬於安裝有集成塊和元器件的印製電路板,符合以往聯合式航電係統中LRU的設備構成習慣。往往隨航電係統的不同,采用不同標準,包括機械接口、環境接口和電氣接口等方麵。

國內通過對SEM模塊標準的直接翻譯、引用,製定了GJB1422-19925標準電子模塊總規範6、HB7091-945機載設備標準電子模塊的設計要求6和HB7092-945機載設備標準電子模塊的采用要求6等標準,對航空電子模塊的封裝、使用等進行了初步的規範[ 2] 。

模塊封裝因素分類

關鍵因素對LRM封裝的影響可以用圖1來表達。

 影響LRM封裝因素的層次

圖1 影響LRM封裝因素的層次

內在因素和外部因素對模塊封裝構成了約束關係。

一個LRM提供的完整封裝所包含的要素內容主要體現為接口,即機械接口、電氣接口和環境接口3個方麵。其中,機械接口是指LRM的結構外形、安裝使用及電氣和環境接口的物理尺寸規定, 電氣接口是LRM對外實現電氣信號傳輸、接收的電連接器規定,環境接口則是LRM上定義的滿足外部振動、衝擊、冷卻、電磁兼容等要求的規定。這是LRM封裝內在因素的直觀物理表達。

作為電子係統獨立功能載體的LRM需要滿足係統應用平台的安裝與拆卸、電子元器件的排布、電氣互連與信號傳輸、環境適應性、功能指標的測試、重量分配與限製等方麵的要求。同時,標準化、兼容性及社會技術支持度也給LR 的封裝帶來了製約性的影響。這些構成了LRM封裝形成的外部因素。

應該看到的是外部因素、模塊封裝和內在因素之間的關係不能簡單地理解為圖1中3個圓麵積的嵌套,三者之間是由內向外和由外向內各因素互動約束、疊加和妥協的關係。

模塊封裝的構成

LRM封裝的物理模型可以用圖2所示的示意圖來描述。

LRM封裝模型 

圖2 LRM封裝模型

在空間坐標係中,一個典型的LRM需要在X、Y、Z 3個軸向的尺寸上定義一個可以支持結構標準化設計的要素。通常,AG平台是將圖2中LRM沿Z軸從D麵到C麵的尺寸z1和沿X軸從模塊後板到模塊前板的尺寸x1加以規定, 並將z1@x1作為LRM封裝的形狀因子。然後,在這一封裝因子的基礎上加入連接器、鎖緊裝置、插拔裝置、模塊厚度、導向定位及模塊冷卻等各個方麵的定義,從而以這些外圍因子與形狀因子的集合構成完整的模塊封裝規定。這一模塊封裝思路可用圖3來表示。

LRM封裝思路 

圖3 LRM封裝思路

模塊封裝的外圍因子中,模塊厚度和電連接器的規定是以電子係統對模塊功能分類、內部元器件規格、信號數量和類型以及係統軟件框架要求為基礎的,這兩類封裝因子是構成LRM結構係列化的原因,而其它封裝因子(包括模塊的形狀因子) 則是LRM實現標準化的基礎。

在最理想的狀態下,模塊封裝中的厚度和電連接器兩個因子唯一確定時,電子係統的LRM實現了最高程度的標準化。這種狀態的模塊化還連帶實現了模塊化集成安裝機架的標準化,最大程度地簡化了結構設計,可從產品設計、製造、管理和質量多個方麵獲得極大的經濟效益。

封裝因子的關聯

模塊封裝因子的具體結果是對模塊封裝各類因素的反映,是由後者約束和決定的。同時,各個封裝因子之間又是相互聯係而非獨立作用的。

模塊的導向定位、鎖緊裝置、插拔裝置、電連接器的外框結構、模塊形狀因子和模塊厚度形成了模塊的機械接口。

模塊的導向定位由模塊導向肋片和定位銷來實現,承載模塊的機架/機箱提供安裝槽、間隙和定位孔。為了簡化結構設計、提高定位精度, 通常采用模塊導向肋片完成初步導向,模塊後端電連接器外框上的定位/識別裝置完成精確定位的方式,這樣就將電連接器和導向定位兩個封裝因子關聯起來。

模塊的鎖緊裝置一般采用膨脹性的楔形鎖緊條,安裝於模塊導向肋片上實現模塊的緊固安裝;而導向肋片同時又提供模塊冷卻界麵的作用;模塊後板位置的電連接器與機架/機箱母板連接器的齧合也構成了模塊的固定環節。這3個因子之間彼此關聯影響,提供了模塊的環境接口,滿足模塊在係統所處外部環境條件下的工作。

模塊的冷卻方式主要有傳導、風冷和液冷3種,因模塊熱耗散功率的不同進行選擇。不管采用何種散熱方式,模塊內部元器件的熱量均要通過相應的熱流通路傳導至機箱/機架提供的熱沉帶走。熱流通路可以是模塊導向肋片、模塊殼體散熱齒或者是穿透式液冷冷板, 而這些都反映在模塊厚度因子的規定上。

模塊在機架/機箱上的插入與拔出需要通過特定的裝置來實現,其結構形式多有不同,但設計上尺寸要素需要與連接器的配合尺寸關聯。

模塊封裝的形狀因子一方麵決定於載機平台對機架/機箱[4]的空間、安裝和重量的要求, 另一方麵受到元器件、集成度和工藝水平等社會支持度的製約。前者將形狀因子和模塊厚度壓縮,後者則使其放大。

模塊封裝各個因子之間複雜的關聯以及外部因素的限製,使得實現模塊封裝的完美設計幾乎不可能。最終確定模塊封裝的方式必須是由外部因素為主,各個因子之間配合、妥協的結果。

模塊封裝的設計過程

模塊封裝的設計過程不是簡單的封裝選用, 其步驟如圖4所示。

 模塊封裝設計步驟

圖4 模塊封裝設計步驟

第一,進行係統的需求分析。結合係統架構完成模塊分類、模塊數量和模塊功能需求[3] 。電子係統的模塊分類是最為重要的環節,反映的是係統總體的設計思路,通常可考慮兩種劃分方式: 一種是以硬件劃分為主,在繼承已有綜合化係統LRU類型設備結構構成的基礎上進行模塊分類,並完成模塊數量統計及功能需求,如圖5所示;另一種則是以係統功能劃分為主,通過係統軟件實現各個模塊的調用和組合實現對應功能的集成,如圖6所示。

      兩種方式中,前者所依賴的技術成熟,可靠性高,同時比較符合國內的設計習慣和技術能力,後者對軟件及模塊的通用性設計要求更高。

 模塊分類設計方法

圖5 模塊分類設計方法

 模塊分類設計方法

圖6 模塊分類設計方法

第二,連接器的設計/選型[1]。連接器是LRM電氣功能實現的關鍵環節,也是LRM封裝的重要內容。模塊連接器的具體設計及選型反映的是模塊功能需求對信號數量、類型的要求,對係統的設計者而言,這方麵的要求很大程度上取決於社會廣泛的技術支持度。當模塊的功能需求造成電氣互聯關係複雜而超出了連接器設定狀態時,通常應對模塊的分類進行調整。

第三,模塊封裝的形狀因子。歐美國家已有LRM封裝標準對模塊封裝的定義是AG平台進行模塊形狀因子預設的參考。SEM-E和ASAAC是國內借鑒最多的模塊設計。在預設模塊形狀因子參數後可以完成預期的LRM和機架/機箱方案設計,對載機平台提出初步裝機需求。

第四,載機平台的需求分析。國內航空平台正處於加速更新換代的階段,涉及到航電係統的產品標準尚未固化下來。平台對電子係統的安裝空間、安裝方式、電氣連接以及環控資源的限製很大。以某產品為例,其結構形式為圖7所示的雙層模塊化綜合機架。

 模塊分類設計方法

圖7 雙層模塊化綜合機架

機架結構形式上所反映的空間尺寸及接口要求均來自於飛機平台的嚴格限製,並將這種限製層層加載到模塊的封裝上[4]。

第五,完成模塊的封裝標準。最終階段模塊封裝標準的完成,還需明確通用件設計/使用、冷卻方式、連接器安裝和模塊在機架安裝使用相關參數的規定。

LRM封裝設計的完成應以實現係統90%以上功能模塊的標準化設計為目標, 對於係統中確有特殊要求的LRM應選用其它封裝標準或是設計成特殊尺寸的模塊。這種方式可以有效避免因過多考慮係統LRM統一標準化而造成的技術難度、重量、體積和成本增加等多方麵的難題。

結論

LRM模塊封裝設計是受到多種因素的綜合性影響的,應該根據模塊封裝因子要素及其對應的已有成熟技術的技術支持度,有傾向性地選擇構成。特別是應充分考慮各個封裝因子所受外部、內在因素的約束,確定以某一因子為核心,考慮其對應因素類型,然後再選擇實現其它封裝因子。

目前,適合新一代戰鬥機平台的模塊封裝設計還處於早期階段,國外的模塊封裝標準應該隻作為設計的參考標準,必須立足於國內元器件和加工製造等基礎領域的實際水平,必要時完全可以采用新的形狀因子來開展LRM模塊封裝的研究工作。

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