CN113970676B - 一种太空机载环境下的热源模拟装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种太空机载环境下的热源模拟装置，包括热源模块，热源模块包括底部绝热层，底部绝热层的顶面开设凹槽，凹槽内放置电阻加热片，凹槽上部设有顶部绝热层和热沉；底部绝热层的侧面安装压电陶瓷片；压电陶瓷片的一端与内圈连接件固连；内圈支架开设有环形滑道，内圈连接件的底部与环形滑道连接，可沿滑道轨迹运动；内圈支架与外圈连接件紧固连接；外圈支架设有环形滑道，外圈连接件的底部与外圈支架的环形滑道连接，可沿滑道轨迹运动，所述底部绝热层的侧面开有直槽与凹槽连通，用于布置温度测量装置以测量热源内部温度。本发明提出一种太空机载环境下的热源模拟装置，其具有结构紧凑、操作简单、运行稳定的优点。

Description

一种太空机载环境下的热源模拟装置
技术领域
本发明属于微电子散热技术领域，涉及一种太空机载环境下的热源模拟装置。
背景技术
近年来，电子器件设计趋向高度集成化，工作功率的上升导致器件产生高热流密度，电子器件长期工作于高温环境将严重降低运行稳定性和寿命。为了研究电子器件发热情况，同时节约电子器件设计成本，考虑采用热源模拟装置代替电子器件进行相关的冷却实验。
现有热源模拟装置能够很好的满足地面环境下的电子器件发热需求，但模拟航空环境的热源装置较少，航空环境与地面环境有较大的差异。机载电子器件的运行环境具有如下特点：机舱内系统压力远低于地面环境，随着飞行高度升高，系统压力越低。飞机在执行任务时需要切换飞行姿态，内部搭载的电子器件在平行，倾斜，侧倾，倒立飞行姿态下，发热表面与重力方向呈不同夹角。飞机机翼部分受到气流作用，机舱内产生一定频率的机械振动，尤其是战斗机频繁变轨迹飞行时，惯性力引起机舱内的大幅度振动。
为了研究机载电子器件发热情况，需要搭建模拟机载环境的电子器件热源。如上文所述，机载环境的三大主要特点为系统压力低，重力角变化，飞行产生的振动。目前尚无模拟机载环境的电子器件热源装置。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提出一种太空机载环境下的热源模拟装置，其具有结构紧凑、操作简单、运行稳定的优点。
本发明解决上述问题的技术方案是：一种太空机载环境下的热源模拟装置，其特殊之处在于：
包括热源模块、压电陶瓷片、内圈连接件、内圈支架、外圈连接件、外圈支架；
其中，热源模块包括底部绝热层，底部绝热层的顶面开设凹槽，凹槽内放置电阻加热片，凹槽上部设有顶部绝热层和热沉；
底部绝热层的侧面安装压电陶瓷片；压电陶瓷片的一端与内圈连接件固连；内圈支架开设有环形滑道，内圈连接件的底部与环形滑道连接，可沿滑道轨迹运动；内圈支架与外圈连接件紧固连接；外圈支架设有环形滑道，外圈连接件的底部与外圈支架的环形滑道连接，可沿滑道轨迹运动；所述底部绝热层的侧面开有直槽与凹槽连通，用于布置温度测量装置以测量热源内部温度。
通电时，立柱与压电陶瓷的弯曲变形程度不同，在接入交流电源之后，压电陶瓷片会以立柱为固定端，产生一定频率的机械振动。
进一步地，上述底部绝热层与内圈连接件之间用柔性材料连接。
进一步地，上述内圈连接件和外圈连接件分别通过定位装置将其固定在内圈支架、外圈支架上指定的位置。内圈连接件和外圈连接件沿滑道的运动可由螺栓螺母结构手动调节或电机驱动调节，实现重力角在空间方向上的自由变化。
进一步地，上述内圈支架上开设有弧形孔，弧形孔与其环形滑道对应，定位装置为螺栓和螺母，螺栓一端固定在内圈连接件上，另一端伸出弧形孔并与螺母配合。
进一步地，上述热源模块的底部绝热层的侧面开有直槽与凹槽连通，用于布置热电偶以测量热源内部温度，同时布置电阻加热片的电源线。
进一步地，上述热源模块与顶部绝热层可拆卸连接，便于更换不同的热沉以开展实验研究。
进一步地，上述底部绝热层和顶部绝热层选用低导热系数材料，以阻止热量沿周向传递。
进一步地，上述内圈支架和外圈支架上均刻有0°～180°的角度分度，所述内圈连接件和外圈连接件的几何中轴线上刻有辅助线，用于对齐刻度，所述内圈支架、外圈支架通过内圈连接件、外圈连接件连接，可通过滑道运动实现空间内任意重力角的变化。
本发明的优点：
本发明所述一种太空机载环境下的热源模拟装置在满足模拟航空飞机环境的前提下，机载模拟实验台的建造成本较低，考虑了重力角，振动因素，适合研究多因素耦合下的电子器件发热情况；设计重力角可在空间内任意角度变化，模拟了航空飞机中的平行，倾斜，侧倾，倒立等飞行姿态的不同重力角工况；采用压电陶瓷片作为振动激励，振动感强烈，结构紧凑，模拟了飞行过程中由于俯仰，翻转造成的机械振动；装置可扩展性高，可加入低压模拟装置进一步完善机载环境特征工况。本发明可集成至多种实验系统中，如喷雾，微通道，池沸腾等电子器件冷却实验设计，具有很强的推广性。
附图说明
图1为本发明所述太空机载环境下的热源模拟装置的立体图。
图2为本发明所述太空机载环境下的热源模拟装置的主视图。
图3为本发明所述太空机载环境下的热源模拟装置的侧视图。
图4为本发明所述太空机载环境下的热源模拟装置变重力角工况一示意图。
图5为本发明所述太空机载环境下的热源模拟装置变重力角工况二示意图。
图6为本发明所述热源模块和压电陶瓷片的总体组成结构示意图。
图7为本发明所述热源模块的剖视图。
图8为本发明所述圆环形支架的剖视图。
图9为本发明所述内圈连接件的示意图。
图中：1、热源模块，2、压电陶瓷片，3、内圈连接件，4、内圈支架，5、外圈连接件，6、外圈支架，101、顶部绝热层，102、热沉，103、电阻加热片，104、底部绝热层，401、环形滑道。
具体实施方式
为使本发明实施方式的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施方式是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。基于本发明中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本发明保护的范围。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施方式的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施方式。
一种太空机载环境下的热源模拟装置，如图1～9所示，包括：热源模块1、压电陶瓷片2、内圈连接件3、内圈支架4、外圈连接件5、外圈支架6。
其中，热源模块1为多层结构，包括顶部绝热层101、热沉102、电阻加热片103、底部绝热层104。底部绝热层104的顶面开设凹槽，用于依次放置电阻加热片103、顶部绝热层101、热沉102。底部绝热层104的侧面安装压电陶瓷片2；压电陶瓷片2的一端与内圈连接件3固连。内圈支架4开设有环形滑道401，外圈支架6与内圈支架4结构类似，内圈连接件3的底部与环形滑道401连接，可沿滑道轨迹运动；内圈支架4与外圈连接件5紧固连接；外圈连接件5的底部与外圈支架6的环形滑道连接，可沿滑道轨迹运动。所述底部绝热层104的侧面开有直槽与凹槽连通，用于布置温度测量装置以测量热源内部温度。
作为本发明的一个优选实施例，底部绝热层104的两个侧面处，对称紧密安装两个压电陶瓷片2；压电陶瓷片2的一端与内圈连接件3的立柱紧固连接；热源模块1与内圈连接件3的上平台用柔性材料连接。通电时，立柱与压电陶瓷的弯曲变形程度不同，在接入交流电源之后，压电陶瓷片会以立柱为固定端，产生一定频率的机械振动。
内圈连接件3和外圈连接件5沿滑道的运动可由螺栓螺母结构手动调节或电机驱动调节，实现重力角在空间方向上的自由变化。
本发明提供是一些实施例中，热源模块1的底部绝热层104的侧面直槽布置的温度测量装置为热电偶，同时侧面直槽内还布置电阻加热片103的电源线，热源模块1与顶部绝热层101可拆卸，便于更换不同的热沉102进行实验研究。优选地，底部绝热层104和顶部绝热层101选用低导热系数材料以阻止热量沿周向传递。
本发明中，内圈支架4和外圈支架6上刻有0°～180°的角度分度，所述内圈连接件3和外圈连接件5的几何中轴线上刻有辅助线，用于对齐刻度，所述内圈支架4、外圈支架6通过内圈连接件3、外圈连接件5连接，可通过滑道运动实现空间内任意重力角的变化。
本发明的一些实施例中，所述内圈连接件3和外圈连接件5分别通过定位装置将其固定在内圈支架4、外圈支架6上指定的位置。
内圈支架4、外圈支架6上均开设有弧形孔，弧形孔与其自身的环形滑道对应，定位装置为螺栓和螺母，螺栓一端固定在内圈连接件3上，另一端伸出弧形孔并与螺母配合。外圈连接件5与外圈支架6进行定位时，其定位装置和内圈支架4、内圈连接件3的定位装置结构相同。在本发明所述一种太空机载环境下的热源模拟装置中，振动工况设置具体为：将压电陶瓷片2分别引出两根导线与交流电源连接，检查连接无误后，打开交流电源，利用压电陶瓷2与金属立柱的伸缩率不同，产生机械振动以模拟机舱环境振动。如要改变振动频率，可调整电源输出的电压大小；如要改变振动幅度，可采用不同规格的压电陶瓷片。
变重力角工况设置：螺栓螺母调节时，将定位螺母旋开，移动定位螺柱，将内外圈连接件沿环形滑道移动至指定位置，调整内外圈连接件的辅助线与量角盘的目标刻度对齐后，旋紧定位螺母；如要改变重力角，重复上述操作。当采用电机调节时，启动电机，调整初始重力角后开始实验；如要改变重力角，可操控电机在实验过程中实时改变重力角。
上述两种工况的操作流程简单，频繁改变工况对热源装置的寿命影响小。两种工况之间不存在冲突，可同时模拟复合工况下的环境情况。
综上所述，本发明所述一种太空机载环境下的热源模拟装置在满足模拟航空飞机环境的前提下，降低了机载模拟实验台的建造成本，考虑了重力角，振动因素，适合研究多因素耦合下的电子器件发热情况；设计的重力角可在三维空间内的任意角度变化，模拟了航空飞机中的平行，倾斜，侧倾，倒立等飞行姿态的不同热源位置工况；采用压电陶瓷片作为振动激励，振动感强烈，结构紧凑，模拟了飞行过程中由于俯仰，翻转造成的机械振动；装置可扩展性高，可加入低压模拟装置进一步完善机载环境特征工况。可集成至多种实验系统中，如喷雾，微通道，池沸腾等电子器件冷却的地面模拟机载环境实验设计，具有很强的推广性。
以上所述仅为本发明的实施例，并非以此限制本发明的保护范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的系统领域，均同理包括在本发明的保护范围内。

Claims (4)

1.一种太空机载环境下的热源模拟装置，其特征在于：
包括热源模块(1)、压电陶瓷片(2)、内圈连接件(3)、内圈支架(4)、外圈连接件(5)、外圈支架(6)；
其中，热源模块(1)包括底部绝热层(104)，底部绝热层(104)的顶面开设凹槽，凹槽内放置电阻加热片(103)，凹槽上部设有顶部绝热层(101)和热沉(102)；
底部绝热层(104)的侧面安装压电陶瓷片(2)；压电陶瓷片(2)的一端与内圈连接件(3)固连；内圈支架(4)开设有环形滑道，内圈连接件(3)的底部与环形滑道连接，可沿滑道轨迹运动；内圈支架(4)与外圈连接件(5)紧固连接；外圈支架(6)设有环形滑道，外圈连接件(5)的底部与外圈支架(6)的环形滑道连接，可沿滑道轨迹运动；所述底部绝热层(104)的侧面开有直槽与凹槽连通，用于布置温度测量装置以测量热源内部温度；
所述内圈连接件(3)和外圈连接件(5)分别通过定位装置将其固定在内圈支架(4)、外圈支架(6)上指定的位置；
所述底部绝热层(104)与内圈连接件(3)之间用柔性材料连接；
内圈支架(4)上开设有弧形孔，弧形孔与其环形滑道对应，定位装置为螺栓和螺母，螺栓一端固定在内圈连接件(3)上，另一端伸出弧形孔并与螺母配合。
2.根据权利要求1所述的一种太空机载环境下的热源模拟装置，其特征在于：
所述热源模块(1)与顶部绝热层(101)可拆卸连接，便于更换不同的热沉(102)以开展实验研究。
3.根据权利要求2所述的一种太空机载环境下的热源模拟装置，其特征在于：
所述底部绝热层(104)和顶部绝热层(101)选用低导热系数材料，以阻止热量沿周向传递。
4.根据权利要求3所述的一种太空机载环境下的热源模拟装置，其特征在于：
所述内圈支架(4)和外圈支架(6)上均刻有0°～180°的角度分度，所述内圈连接件(3)和外圈连接件(5)的几何中轴线上刻有辅助线，用于对齐刻度，所述内圈支架(4)、外圈支架(6)通过内圈连接件(3)、外圈连接件(5)连接，可通过滑道运动实现空间内任意重力角的变化。
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