CN113163658A - 飞行器载综合化电子设备组织架构 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种飞行器载综合化电子设备组织架构，旨在提供一种具有良好扩展性和通用性且满足航天飞行器载使用环境的综合化电子设备。它由数量和功能可变的功能模块单元屉以及刚挠背板、SMP连接线、底座盖板和串装螺钉组成。功能模块单元屉靠底座盖板一侧向内有用于刚挠背板和SMP连接线安装凹陷，凹陷的空间将各功能模块单元屉间内部的低频信号和射频信号电气互联。在箱体内腔隔板平台上固联有散热凸台，散热凸台位置与电路板上大功率器件位置一致；在功能模块单元屉叠放的宽边两侧矩形立柱的内凹陷槽箱板壁面上装配有电连接器和SMP连接器，刚挠背板和SMP连接线分别将各功能模块单元屉的矩形电连接器和SMP连接器连接进行内部电气互通。

Description

飞行器载综合化电子设备组织架构

技术领域

本发明涉及航天测控通信领域内的飞行器载电子设备综合化、集成化技术，具体涉及一种基于刚挠背板互联的飞行器载综合化电子设备组织架构。

背景技术

在飞行器、卫星等航空航天系统中，控制、测试都离不开电子设备，电子设备占据了系统重量和容量的相当大部分。尤其在导弹和火箭中，为了增加电子设备抗恶劣环境能力，通常都采用很厚很重的常规壳体结构来进行防护。一个单机电子设备通常都在十公斤左右，大一些的可以达到数十公斤，而这样的单机电子设备可能达到几十上百台。重要的影响结果就是直接降低了飞行器的有效载荷比，大量的运载成本都耗费在飞行器设备重量上。不仅重量，由于采用传统壳体结构作为电子设备的支撑和防护，电子设备的体积较电路本身而言呈数倍甚至数十倍增加，大量不规则结构的设备占据了仪器舱段的大部分空间，使飞行器结构臃肿，布线凌乱，带来很多不利因素。在传统的飞行器载电子设备中，各个电子设备只能实现单一功能，例如飞行器测量系统的外测、天基测控、地基测控、遥测、安控、卫导等功能分别由不同的单机电子设备来完成。其优点是各个单机电子设备设计指标明确、技术状态稳定、工程适应性考核充分，有完整的产品系列。不足之处则是电子设备数量众多，对使用管理，箭弹平台的安装布局和综合走线均有较多的要求。

随着电子设备以及航天技术的发展，对飞行器载电子设备综合化的需求越来越强烈，由于飞行器载电子设备的任务使命和严苛的使用环境，对其可靠性和小型化提出了较高的要求。通过将传统实现单一功能的单机电子设备缩减为综合化电子设备的一个组成模块，达到精简飞行器载电子设备体积和重量以及仪器舱内布局布线难度的目的。然而采用综合化设计的飞行器载电子设备由于功能较多，综合化设备整机功耗较大，考虑航天弹箭载使用环境，必须进行热设计。在飞行器载电子设备综合化研制方案的技术路线中，目前比较典型的有基于标准化开放式架构的综合化方案和基于模块化的综合化方案这两种技术途径。

在飞行器载综合化领域，传统电子设备的机箱及传统连接电缆的标准化开放式架构主要是指VPX架构。VPX架构起源于VME总线标准，其出发点是应用于计算机的服务器领域，因其良好的机械特性，广泛应用于工业控制领域，并迅速扩展至整个嵌入式系统领域。VPX架构支持开放性、可扩展性设计，通过CAN总线实现设备内监测控制，各功能模块通过接口挂接在统一的CAN总线上，将自身的工作状态及BIT检测信息传给综合管控模块，同时接收综合管控中心发给各功能模块的控制信息。

VPX是基于高速串行总线的新一代总线标准，VPX架构的总线数据交换方式有两种：分布式交换方式和集中交换方式。分布式交换方式事先设计好各功能单元之间的数据交换通道，该方式设计简单，易实现，但是缺乏灵活性，无法进行各功能单元互联关系的在线重构；集中交换方式通过交换结构可实现各功能单元间的数据交互，可支持点对点、一点对多点的数据通信，灵活多变，支持各功能单元互联关系的在线重构。

VPX架构采用高强度铝合金结构和功能模块的标准化设计，具有良好的可扩展性能，是一种灵活的体系架构方案。VPX机箱具有高速数据采集，实时信号处理及宽大容量存储功能，并具有体积坚固、抗干扰、耐震动的特点。按照VPX模块结构标准，各模块电路需要先放置在金属箱体中，然后再将金属箱体放入VPX机箱各安装槽中，通过锁紧条完成模块的紧固，模块的热耗只能通过锁紧条向机箱导热。传统的在VPX机箱上插装标准模块的方式在箭弹箭载使用环境下存在如下问题：

1、模块散热效率低。模块内部单芯片散热路径为：芯片外壳-金属箱体-锁紧条-机箱，由于锁紧条导热面积有限，散热效率不高，一般要求单模块热耗不超过20W，这直接限制了单模块的信号处理能力，而且攻放类模块不适合集成在VPX机箱内。

2、机箱占用空间大，重量大。为保证VPX机箱结构强度，机箱壁厚一般不小于10mm，10槽VPX机箱实测重量达4kg，且各模块金属箱体重量达200g。

3、模块厚度受限，单模块集成度受限。按照VPX标准，每个模块厚度为25.4mm，如果设计中模块厚度尺寸超出限制则需要占用2个槽位或者放弃集成部分电路。

目前主流的基于模块化的飞行器载电子设备综合化方案采用“串屉式”互联结构。为了满足电子设备的力学环境及电气环境要求，目前的飞行器载电子设备的串屉式外壳，通常采用一个底座、一个盖板和数量可变的单元屉，单元屉叠放在盖板和底座之间，盖板、单元屉和底座相应位置均设置有相通的螺孔，螺孔中穿过固定连接用螺钉；单元屉整体呈方框形，沿其内壁上部设有垂直于内壁表面的方框形平台，单元屉下部设置有与平台配合的凸起，单元屉叠放时，各个单元屉紧密贴合。该结构通过使用级联的电连接器贯穿每个模块，系统对电连接器的每个节点进行定义，各个模块各取所需。这种方式的最大的缺点在于：

1、电连接器和每个模块的电路板贯通，互联规模被单个连接器的触点数量限制，需要预先对单机功能进行预估并在互联电连接器上预留定义，如果引脚定义分配完毕，扩展能力即终止。当必须扩展电连接器引脚数量时，需要每个模块进行重新布板、重新设计，不利于设备产品化。

2、各功能模块通过互联接插件连接，每个模块上的互联接插件位置需要精确定位，随着结构公差的积累，在模块数量增加的时候可能出现安装匹配的问题。

3、当电连接器的接触件级联到一定长度，相邻接触件之间的互感加大，易造成信号串扰，引起误码等，电磁兼容不易实现。

4、互联接插件主要走低频数字信号，不利于射频模块的综合化集成。

综上所述，目前综合化的VPX架构和“串屉式”互联结构两种方案各有优劣，VPX架构在开放性、硬件通用性、可扩展、可升级、设备管理和在线重构方面具有较大优势，但其体积、重量、功耗和成本劣势明显。“串屉式”互联结构具有架构开放、可扩展、可升级的优点，其体积、重量和功耗适中，但硬件不具备通用性且不能实现设备管理和在线重构功能。

发明内容

本发明的目的是针对现有技术存在的不足之处，提供一种体积、重量、功耗适中，具有架构开放、硬件通用、可扩展、可升级、设备管理和在线重构功能，且电磁兼容性好的基于刚挠背板互联的飞行器载综合化电子设备组织架构。

本发明的上述目的可以通过以下措施来达到。一种飞行器载综合化电子设备组织架构，包括：通过串装螺钉1穿过功能模块单元屉2箱体四角的通孔8串接固定的功能模块单元屉2层叠组件，层叠组件底侧面向内凹陷，凹陷空间内装配刚挠背板4和SMP连接线3将各功能模块单元屉2电气互联，通过底座盖板5将层叠组件底侧面钳装固定，底座盖板5上有用于整机固定的安装支耳18，其特征在于：功能模块单元屉2整体呈矩形框形，被可拆卸盖板6封闭为结构箱体，箱体内设有带矩形电连接器13的电路板12或其它子功能单元7，在箱体内腔隔板平台上固联有散热凸台15，散热凸台15位置与电路板12上大功率器件位置一致；在功能模块单元屉2叠放的宽边两侧矩形立柱10的内凹陷槽9箱板壁面上装配有矩形电连接器13和SMP连接器14，刚挠背板4和SMP连接线3分别将各功能模块单元屉2的矩形电连接器13和SMP连接器14连接进行内部电气互通。功能模块单元屉2侧面边沿有突出的卷边11，各功能模块单元屉2通过卷边11可快速串接定位，串接后使用串装螺钉1穿过功能模块单元屉2四角的通孔8串接固定。矩形立柱10有安装螺纹孔，底座盖板5安装在串接固定后各功能模块单元屉2的矩形立柱10上。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

本发明采用串装螺钉1穿过功能模块单元屉2箱体四角的通孔8串接分层固定的功能模块单元屉2层叠组件，将电子线路及其外壳、电连接器、传输电缆、结构封装、热控等辅助部件集成为一体，实现最大限度嵌入，形成有源电子线路与机械表面直接接触的新型电子设备结构，淘汰了传统电子设备的机箱及传统连接电缆，实现了电子设备的体积、重量和成本的全面缩减。

本发明采用物理和功能综合的整体呈矩形框形的功能模块单元屉2，功能模块单元屉2被可拆卸盖板6封闭为结构箱体，箱体内部设有带矩形电连接器13的电路板12或者其它子功能单元7。各功能模块单元屉2间内部电气互联通过刚挠背板4和SMP连接线3连接。通过刚挠背板4电路板优化走线和增加刚挠背板4的分层数，理论上可实现系统无限扩展，可以扩大应用范围，提高可扩充性，有利于实现设备的系列化、产品化、通用化，并可以提高可靠性和可维修性。通过SMP连接线3连接，可实现射频模块的综合化集成。

本发明在保持原型设备功能不变的前提下，采用多功能集成技术，在箱体内腔设有方框形隔板平台，平台上固联有散热凸台15或者其它子功能单元7，结合了结构学、热力学、微电子设备、微执行器/传感器、动力和推进分系统中的新进展，大大减轻了飞行器载电子设备重量，使系统的体积、重量、功耗有大幅度的减小。采用刚挠背板4和SMP连接线3进行功能模块单元屉2间电气互联，与刚性连接相比，柔性互联对公差的要求较低，允许较大的公差范围，可生产性好，可靠性高。

本发明在功能模块单元屉2叠放的宽边两侧矩形立柱10的内凹陷槽9箱板壁面上装配有矩形电连接器13和SMP连接器14，刚挠背板4和SMP连接线3将各功能模块单元屉2的矩形电连接器13和SMP连接器14连接进行内部电气互通。刚挠背板4和SMP连接线3安装于内凹陷槽9和底座盖板5间的密闭空间内，使新结构下的抗电磁辐射性能、异形安装性能、振动温度等环境适应性能有一定提升，可以以满足未来弹载设备向轻小型化、高可靠性、高抗过载特性等方面的发展要求。

本发明利用刚挠背板的每个刚性部分装配电连接器并连接功能模块单元屉2的矩形电连接器，通过柔性部分布线来实现功能模块单元屉2间的低频互联。刚挠背板互联方式程度上克服了“贯穿式”互联模式的缺点，具有快速适应需求变更能力，当新增需求，如新功能接入时，对用于连接的刚挠背板进行简单更改，就可以实现新功能的快速部署，对系统其他部分软、硬件不造成影响；当系统需要裁剪掉部分功能时，同样对刚挠背板进行有限的更改即可实现。与使用标准板卡，采用总线架构的设备相比，采用刚挠板互联，更具备体积小，重量轻，安装尺寸灵活，技术难度较小的特点，也更适合小规模、小空间、小系统的弹箭载空间应用。

附图说明

图1是本发明飞行器载电子设备三维示意图；

图2是图1的分解结构示意图；

图3是图1功能模块单元屉盖板面示意图；

图4是图3功能模块单元屉内凹陷槽面示意图；

图5是图3功能模块单元屉分解结构示意图；

图6是图2底座盖板示意图；

图7是图2刚挠背板的构造示意图。

图中：1串装螺钉，2功能模块单元屉，3SMP连接线，4刚挠背板，5底座盖板，6盖板，7子功能单元，8通孔，9内凹陷槽，10矩形立柱，11卷边，12电路板，13矩形电连接器，14SMP连接器，15散热凸台，16调试盖板，17调试窗口，18安装支耳。

具体实施方式

参阅图1-图6。在以下描述的一个最佳实施案例中，一种飞行器载综合化电子设备组织架构，包括：通过串装螺钉1穿过功能模块单元屉2箱体四角的通孔8串接固定的功能模块单元屉2层叠组件，层叠组件底侧面向内凹陷，凹陷空间内装配刚挠背板4和SMP连接线3将各功能模块单元屉2电气互联，通过底座盖板5将层叠组件底侧面钳装固定，底座盖板5上有用于整机固定的安装支耳18，其特征在于：功能模块单元屉2整体呈矩形框形，被可拆卸盖板6封闭为结构箱体，箱体内设有带矩形电连接器13的电路板12或其它子功能单元7，在箱体内腔隔板平台上固联有散热凸台15，散热凸台15位置与电路板12上大功率器件位置一致。在功能模块单元屉2叠放的宽边两侧矩形立柱10的内凹陷槽9箱板壁面上装配有矩形电连接器13和SMP连接器14，刚挠背板4和SMP连接线3分别将各功能模块单元屉2的矩形电连接器13和SMP连接器14连接进行内部电气互通。

功能模块单元屉2侧面边沿有突出的卷边11，各功能模块单元屉2通过卷边11可快速串接定位，串接后使用串装螺钉1穿过功能模块单元屉2四角的通孔8串接固定。矩形立柱10有安装螺纹孔，底座盖板5安装在串接固定后各功能模块单元屉2的矩形立柱10上。

功能模块单元屉2中固定有电源时钟模块和综合接口模块，其他实现不同功能的功能模块单元屉2可灵活增减。电源时钟模块将飞行器平台提供的外部+28V电压转换为内部+5.4V、+9V、+12V工作电压，并提供给各功能模块单元屉2使用。综合接口模块实现与不同功能的功能模块单元屉2的内部通信，并将内部通信转换为综合化设备整机对外的与飞行器平台的通信。

各功能模块单元屉2间内部电气接口连接方式采用刚挠背板4和SMP连接线3互联，刚挠背板4走供电电源和低频通信信号，SMP连接线3走射频通信信号。刚挠背板4和SMP连接线3位于功能模块单元屉2箱体内凹陷槽9与底座盖板5形成的密闭腔中。

功能模块单元屉2的内部低频通信物理层接口采用低压低功耗的LVDS技术，实现不同功能模块单元屉2间点对点或一点对多点的内部通信。

功能模块单元屉2内部数字电路采用+5.4V工作电压，+5.4V工作电压由电源时钟模块提供给各功能模块单元屉2使用，各功能模块单元屉2做二次电源转换为自身所需工作电压使用。

功能模块单元屉2结构箱体四角有通孔8，先通过串装螺钉1将各功能模块单元屉2串接固定，再在各功能模块单元屉2矩形立柱10采用底座盖板5固定。

功能模块单元屉2结构箱体的装有可拆卸盖板6，箱体内部对应电路板12大功耗器件的位置有散热凸台15，散热凸台15与大功耗器件间使用导热界面材料连接。

功能模块单元屉2箱体侧面留有用于数字电路在线调试或者程序烧写的调试窗口17，调试窗口上装有可拆卸的调试盖板16。

功能模块单元屉2的箱体三个侧面边沿有突出的卷边11，可用于功能模块单元屉2快速串接定位。

底座盖板5上有用于整机固定的安装支耳18。

针对功能模块单元屉2中的大功率元器件散热，采用直接或者间接接触功能模块单元屉2机壳的方式来加强导热。对于电路板12中的FPGA及DSP等各类器件，以及信道单元、攻放电路中的晶体放大器，在功能模块单元屉2的金属框架上增加散热凸台15，在元器件与散热凸台15间增加导热界面材料以减小接触热阻，器件耗散热量通过传导传到金属框架后，再通过传导和辐射将热量传递出去。对DC/DC器件，采用直接安装或卡箍压装的方式安装在功能模块单元屉2金属壳体上，器件耗散的热量直接传导至金属框架。对本身功耗不大的中等热功耗元器件，在电路板上12放置热过孔加强热量传导，使热量快速传导至金属框架。

由于元器件主要通过插孔焊接或者贴焊的方式与印制板装联，部分热量会通过焊脚向印制板传递，所以印制板本身也需要进行热设计。通常采用以下具体实施措施：对于多层板，在其印制板两个外表面做大面积覆地，在每两个线路层间增加一个地层，提高印制板的热传导率。同时将印制板安装区域两面的接地层与整个印制板接地层连接，以实现高效的热通路。

针对信道单元、攻放单元内的双面板印制板，在印制板两个外表面大面积覆地，并在板上增加热过孔，使器件热量通过热过孔在正反两面快速传导，再通过安装区域与功能模块单元屉2的金属框架的直接接触导出热量；元器件在印制板上的安装、布置从电磁兼容、抗力学环境应力、散热等方面综合考虑，发热量大的元器件靠近印制板边缘，降低元器件在机架的传导热阻。如果由于布线原因不能达到上述要求时，布局上应热量分布均匀，尽量避免热量集中，尽量减少元器件安装引脚线的长度，降低元器件到印制板的传导热阻。

功能模块单元屉2壳体的散热设计主要是综合化设备整机与火箭或导弹平台之间的热接口设计。综合化设备整机散热以向火箭或导弹平台结构热传导为主，通过整机安装面传导散热，各功能模块单元屉2壳体对外表面做黑色阳极氧化处理，以提高表面黑度，一般优于0.85；各功能模块单元屉2壳体表面可制作散热齿，增加散热面积。

功能模块单元屉2壳体与印制板的导热耦合措施主要为：各印制板均紧贴功能模块单元屉2的金属框架安装，增加导热面积；在印制板周边增加导热边，导热边与地层相连，安装时导热边与功能模块单元屉2金属框架直接接触，可加快印制板的散热。

针对综合化设备整机的电磁兼容设计，采用了以下实施措施：在电源输入端采用DC/DC电源隔离和EMI滤波电路，防止电源传导发射和电源传导敏感；对于多层印制板，电源、地、信号分层布线，降低公共阻抗，减小高频信号环路面积；电路布局时将模拟器件和数字器件分区布置，“模拟地”与“数字地”采用单点连线并通过磁珠隔离，避免模拟地与数字地间的相互串扰；电源供电端采用不同容值的电容并联滤波，电源使用端放置电容且靠近器件供电管腿，减少串扰；各电路单元提供良好的接地；射频电路采用合理的频率流程设计，减小组合干扰对外界的影响；收发信道单元采取屏蔽措施，减小干扰信号的辐射，不同腔体间信号传输使用穿心电容；内部使用二次电源，避免外部电源线上干扰进入射频信号处理通路；各个射频放大单元电路相互隔离，减小信号间的串扰以免产生自激。

刚挠板是具有特殊结构的多层板，由挠性板部分将不同刚性板连接起来，用于提高互联密度，组装密度，刚挠板一般比较适用于重量轻、体积小、厚度薄的产品，其中刚性部分用于装配电连接器，与功能模块单元屉2的矩形电连接器13相连。

本发明特别参照优选的实施例来说明和展示，本领域的技术人员应理解，可以在形式上和内容上作出改型而不偏离本发明精神和范围。

Claims (10)

1.一种飞行器载综合化电子设备组织架构，包括：通过串装螺钉(1)穿过功能模块单元屉(2)箱体四角的通孔(8)串接固定的功能模块单元屉(2)层叠组件，层叠组件底侧面向内凹陷，凹陷空间内装配刚挠背板(4)和SMP连接线(3)将各功能模块单元屉(2)电气互联，通过底座盖板(5)将层叠组件底侧面钳装固定，底座盖板(5)上有用于整机固定的安装支耳(18)，其特征在于：功能模块单元屉(2)整体呈矩形框形，被可拆卸盖板(6)封闭为结构箱体，箱体内设有带矩形电连接器(13)的电路板(12)或其它子功能单元(7)，在箱体内腔隔板平台上固联有散热凸台(15)，散热凸台(15)位置与电路板(12)上大功率器件位置一致；在功能模块单元屉(2)叠放的宽边两侧矩形立柱(10)的内凹陷槽(9)箱板壁面上装配有矩形电连接器(13)和SMP连接器(14)，刚挠背板(4)和SMP连接线(3)分别将各功能模块单元屉(2)的矩形电连接器(13)和SMP连接器(14)连接进行内部电气互通。

2.如权利要求1所述的飞行器载综合化电子设备组织架构，其特征在于：功能模块单元屉(2)结构箱体四角有通孔(8)，先通过串装螺钉(1)将各功能模块单元屉(2)串接固定，再在各功能模块单元屉(2)的矩形立柱(10)采用底座盖板(5)固定；功能模块单元屉(2)侧面边沿有突出的卷边(11)，各功能模块单元屉(2)通过卷边(11)可快速串接定位，串接后使用串装螺钉(1)穿过功能模块单元屉(2)四角的通孔(8)串接固，矩形立柱(10)有安装螺纹孔，底座盖板(5)安装在串接固定后各功能模块单元屉(2)的矩形立柱(10)上。

3.如权利要求2所述的飞行器载综合化电子设备组织架构，其特征在于：功能模块单元屉(2)中固定有电源时钟模块和综合接口模块，电源时钟模块将飞行器平台提供的外部+28V电压转换为内部+5.4V、+9V、+12V工作电压，并提供给各功能模块单元屉(2)使用；综合接口模块实现与不同功能的功能模块单元屉(2)的内部通信，并将内部通信转换为综合化设备整机对外的与飞行器平台的通信。

4.如权利要求1所述的飞行器载综合化电子设备组织架构，其特征在于：各功能模块单元屉(2)间内部电气接口连接方式采用刚挠背板(4)和SMP连接线(3)互联，刚挠背板(4)走供电电源和低频通信信号，SMP连接线(3)走射频通信信号；刚挠背板(4)和SMP连接线(3)位于功能模块单元屉(2)箱体内凹陷槽(9)与底座盖板(5)形成的密闭腔中，并且功能模块单元屉(2)的内部低频通信物理层接口采用低压低功耗的LVDS技术，实现不同功能模块单元屉(2)间点对点或一点对多点的内部通信。

5.如权利要求1所述的飞行器载综合化电子设备组织架构，其特征在于：功能模块单元屉(2)结构箱体的装有可拆卸盖板(6)，箱体内部对应电路板(12)大功耗器件的位置有散热凸台(15)，散热凸台(15)与大功耗器件间使用导热界面材料连接。

6.如权利要求1所述的飞行器载综合化电子设备组织架构，其特征在于：功能模块单元屉(2)箱体侧面留有用于数字电路在线调试或者程序烧写的调试窗口(17)，调试窗口上装有可拆卸的调试盖板(16)。

7.如权利要求1所述的飞行器载综合化电子设备组织架构，其特征在于：底座盖板(5)上有用于整机固定的安装支耳(18)；功能模块单元屉(2)的箱体三个侧面边沿有可用于功能模块单元屉(2)快速串接定位突出的卷边(11)。

8.如权利要求1所述的飞行器载综合化电子设备组织架构，其特征在于：针对功能模块单元屉(2)中的大功率元器件散热，采用直接或者间接接触功能模块单元屉(2)机壳的方式来加强导热，对于电路板(12)中的FPGA及DSP各类器件，以及信道单元、攻放电路中的晶体放大器，在功能模块单元屉(2)的金属框架上增加散热凸台(15)，在元器件与散热凸台(15)间增加导热界面材料以减小接触热阻，器件耗散热量通过传导传到金属框架后，再通过传导和辐射将热量传递出去。

9.如权利要求8所述的飞行器载综合化电子设备组织架构，其特征在于：对DC/DC器件，采用直接安装或卡箍压装的方式安装在功能模块单元屉(2)金属壳体上，器件耗散的热量直接传导至金属框架。

10.如权利要求9所述的飞行器载综合化电子设备组织架构，其特征在于：对本身功耗不大的中等热功耗元器件，在电路板上(12)放置热过孔加强热量传导，使热量快速传导至金属框架，同时将印制板安装区域两面的接地层与整个印制板接地层连接，以实现高效的热通路。

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