CN116406156B - 电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统及其装配方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统，包括：电子设备、电磁屏蔽壳以及卫星舱板；电子设备采用一层扁平化结构，并与卫星舱板尺寸匹配；电磁屏蔽壳和卫星舱板通过设置于电子设备上的安装接口与电子设备集成装配；集成后的电子设备通过电磁屏蔽壳实现对位于电磁屏蔽壳一侧的元器件的电磁屏蔽和散热；集成后的电子设备与卫星舱板进行电接地处理，使电子设备与卫星地形成等电位，并通过卫星舱板实现对位于卫星舱板一侧的元器件的电磁屏蔽和散热。本发明采用扁平化设计以及高功率元器件与电磁屏蔽壳、卫星舱板的集成热设计与结构设计，减少了系统重量和体积，增加了空间的使用效率，降低了成本。

Description

电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统及其装配方法
技术领域
本发明涉及航天航空设计技术领域，具体地，涉及一种电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统及其装配方法。
背景技术
随着航天技术的进步，百公斤及以下的小型微纳卫星平台具有较高的使用占比，特别是在快响应、低成本的趋势下，以通信、遥感、导航、科学试验为应用目标的小卫星星座需求愈发强烈。
在微纳卫星平台的研制过程中，通常会出现如下技术难题：
（1）为了降低发射成本，星座通常是以一箭多星的方式发射，运载对卫星体积包络和重量有较为严格的要求，使得卫星舱内空间和设备研制受到极大约束，从而需要对一些电子设备进行复杂的适应性结构调整，无法实现快响应、低成本的研制目标。
（2）传统的电子设备元器件是通过元器件-导热结构-设备壳体-星体舱板路径进行散热，传热过程组件多、路径长、热阻大，除了必要的设备内部优化，还需要增加卫星舱板散热面积以降低冷端温度，从而达到额定散热量，这种散热方式效率较低且增加了系统重量。
（3）电子设备与卫星之间包含供电、总线、采集等多个电接口，接插件通常占用电子设备壳体一侧的空间与卫星线缆对接，为了满足航天布线标准，电缆需要满足一定的转弯半径并配备固定或支撑结构，这种方式减少了卫星舱内的使用空间并增加了系统重量。
（4）传统电子设备的金属外壳以及卫星的金属舱板均具有对元器件在结构承力、电磁屏蔽、抗辐照、散热、接地等方面的重叠作用，在微纳卫星平台空间及重量特别有限的条件下，舱板与传统电子设备的集成方式将不再适用，亟需开展新的结构与布局设计。
经过检索发现：
授权公告号为CN110187657B的中国发明专利《一种机电一体化智能背板卫星架构》，其采用三明治的结构形式，包括上蜂窝板、中间蜂窝板和下蜂窝板，它们之间采用不同形式的背板连接件通过螺栓连接在一起；板内电子设备安装在设置在中间蜂窝板里的安装槽中，安装槽之间开有走线槽，板内电子设备之间的电缆通过走线槽进行布线；上下蜂窝板同中间蜂窝板采用胶接的形式进行连接；板内电子设备做成MCM多功能结构形式或者单板PCB的形式，板内电子设备各部分之间通过电源线、电缆、光纤连接。该架构在散热与防辐照方面，仍然存在如下技术问题：
（1）该架构中只提出了一种电子设备安装结构，但没有对电子设备（特别是高功率元器件）的散热进行具体设计和说明；
（2）该架构提出的碳蒙皮铝蜂窝结构，其综合导热率较低，不利于电子设备的散热；
（3）该架构提出的结构及使用材料没有对电子设备进行有效的空间辐照防护。
授权公告号为CN109413964B的中国发明专利《一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷》，通过使相控阵天线与卫星平台共用一块舱板，将热控装置集成在卫星舱板内部，使星载相控阵雷达载荷与卫星平台结构实现了热控一体化，集成度高，占用空间小，减轻了整体的重量。该星载相控阵雷达载荷在降低系统重量和一体化集成方面，仍然存在如下技术问题：
该星载相控阵雷达载荷中采用了较多的锁紧条、导冷板、盖板、插接板等附加结构，这些结构显著地增加了系统重量，降低了载荷的有效占比；同时，过多的附加结构也增加了集成工序和难度。
授权公告号为CN216310712U的中国实用新型专利《一种电路板组件及星载计算机》，电路板组件包括：外壳、PCB板和导热绝缘油，外壳限定出密闭容纳腔，PCB板设于密闭容纳腔内，PCB板上设有电子器件。外壳与PCB板间的间隙由导热绝缘油填充，以使电子器件产生的热量经导热绝缘油传导至外壳。该电路板组件在散热与可靠性方面，仍然存在如下技术问题：
该电路板组件通过导热绝缘油将电子器件产生的热量传导至外部，这种散热传输过程热阻较大，散热效果不佳；同时，液体充装与液体寿命使其成为可靠性的一项技术难题。
发明内容
本发明针对现有技术中存在的上述不足，提供了一种电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统及其装配方法。
根据本发明的一个方面，提供了一种电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统，包括：电子设备、电磁屏蔽壳以及卫星舱板；所述电子设备采用一层扁平化结构，并与所述卫星舱板尺寸匹配；所述电磁屏蔽壳和所述卫星舱板通过设置于所述电子设备上的安装接口与所述电子设备集成装配；其中：
集成后的所述电子设备通过所述电磁屏蔽壳实现对位于电磁屏蔽壳一侧的元器件的电磁屏蔽和散热；
集成后的所述电子设备与所述卫星舱板进行电接地处理，使所述电子设备与卫星地形成等电位，并通过所述卫星舱板实现对位于卫星舱板一侧的元器件的电磁屏蔽和散热。
优选地，所述电子设备包括：电子设备主体以及大质量电子模块；其中：
所述电子设备主体包括：设备基板、高功率元器件和电子设备接插件；所述设备基板包括一块或由数块拼接形成的PCB板，形成一层扁平化结构；所述设备基板上设置有用于所述电磁屏蔽壳和所述卫星舱板集成安装的安装接口，通过所述安装接口整体地将所述电子设备主体、电磁屏蔽壳和卫星舱板三部分进行集成装配；
所述高功率元器件布置在所述设备基板的上下表面；
所述电子设备接插件呈90°弯插印制板型结构，并安装在所述设备基板的底部；当卫星接插件与所述电子设备接插件对接时与所述设备基板相贴合；同时，与所述电子设备接插件对接的线缆靠近所述设备基板底部布线，所述线缆转弯半径与所述卫星舱板与卫星底板的转角空间相适配；
所述大质量电子模块通过导热安装的方式直接与所述卫星舱板耦合集成安装，用于所述大质量电子模块散热。
优选地，所述电子设备还包括如下任意一项或任意多项：
- 所述电子设备主体长×宽为100×100mm~500×300mm；
- 所述电子设备整体重量为0.09~1.3kg；
- 所述高功率元器件的各功能模块均匀布置在所述设备基板上；
- 所述大质量电子模块包括：供电模块。
优选地，所述电磁屏蔽壳包括：电磁屏蔽壳主体、电磁屏蔽壳散热结构和电磁屏蔽壳控温回路；其中：
所述电磁屏蔽壳主体与所述设备基板集成安装，用于将所述设备基板上面向所述电磁屏蔽壳主体一侧的元器件区域进行电磁屏蔽，同时将所述电子设备接插件避让在所述电磁屏蔽壳主体的外部；
所述电磁屏蔽壳散热结构设置于所述电磁屏蔽壳主体的内表面，并与所述高功率元器件之间设有安装间隙，所述安装间隙内填充有柔性绝缘导热垫，所述柔性绝缘导热垫延展并贴合到整个所述高功率元器件的表面，形成散热通道；
所述电磁屏蔽壳控温回路包括位于所述电磁屏蔽壳主体外表面的测温元件和电加热器，所述测温元件用于采集与所述高功率元器件导热安装的电磁屏蔽壳主体的温度数据，所述电加热器用于对与所述高功率元器件导热安装的电磁屏蔽壳主体进行闭环温度控制，用于实现高功率元器件在非工作时段时温度处于设定温度范围。
优选地，所述电磁屏蔽壳还包括如下任意一项或任意多项：
- 所述电磁屏蔽壳主体的正反表面均设置有红外发射率大于0.8的热控涂层；
- 所述电磁屏蔽壳主体采用铝合金材料制备得到；
- 所述电磁屏蔽壳主体的长×宽为100×100mm~480×250mm，平均厚度为0.8mm，总重量为0.03~0.35kg；
- 所述电磁屏蔽壳散热结构的凸台上表面面积为所述高功率元器件与所述柔性绝缘导热垫的接触面积的1.5倍；
- 所述安装间隙为0.8~1.2mm；
- 所述柔性绝缘导热垫的面积为高功率元器件表面的0.8倍，初始厚度为1.5mm，集成后厚度为0.8~1.2mm；
- 所述电加热器采用薄膜型电加热器。
优选地，所述卫星舱板包括：舱板主体、舱板元器件散热结构、舱板大质量模块散热结构、舱板加强筋、舱板电磁屏蔽结构和舱板控温回路；其中：
所述舱板主体与所述电子设备和所述电磁屏蔽壳集成安装，集成后的所述电子设备与所述舱板主体进行电接地处理，使电子设备与卫星地形成等电位。
所述舱板元器件散热结构设置在所述舱板主体的内表面，并与所述高功率元器件之间设有安装间隙，所述安装间隙内填充有柔性绝缘导热垫，所述柔性绝缘导热垫延展并贴合到整个所述高功率元器件的表面，形成散热通道；
所述舱板大质量模块散热结构设置在舱板主体的内表面，所述大质量电子模块采用导热的方式安装在所述舱板大质量模块散热结构的表面，形成散热通道；
所述舱板元器件散热结构和所述舱板大质量模块散热结构通过所述舱板加强筋进行联结，并与所述舱板主体形成统一整体；
所述舱板电磁屏蔽结构设置在所述舱板主体上，用于封闭所述电子设备主体面向舱板主体一侧的元器件区域，实现电磁屏蔽；
所述舱板控温回路设置于所述舱板主体的内表面，并分别布置在所述舱板元器件散热结构和所述舱板大质量模块散热结构的周围；其中，所述舱板控温回路包括位于所述舱板主体内表面的测温元件和电加热器，所述测温元件用于采集与所述高功率元器件导热安装的附近舱板主体的温度数据，所述电加热器用于对与所述高功率元器件导热安装的附近舱板主体进行闭环温度控制，用于实现电子设备在不工作时仍处于设定温度区间。
优选地，所述卫星舱板还包括如下任意一项或任意多项：
- 所述舱板主体采用铝合金材料制备得到；
- 所述舱板主体的平均厚度为3.5mm0.5mm，面向电子设备的卫星舱板最薄处厚度为2.5mm/>0.5mm；
- 所述舱板主体的长×宽为600×400mm~110×110mm，重量为0.1~2.2kg；
- 所述舱板主体的内表面设置有高红外发射率的热控涂层，外表面设置有太阳吸收率与红外发射率比值小于0.3的热控涂层；
- 所述舱板元器件散热结构的凸台上表面面积为所述高功率元器件与所述柔性绝缘导热垫4的接触面积的1.5倍；
- 所述安装间隙为0.8~1.2mm；
- 所述柔性绝缘导热垫的面积为高功率元器件表面的0.8倍，初始厚度为1.5mm，集成后厚度为0.8~1.2mm；
- 所述舱板电磁屏蔽结构上开有一处用于所述舱板控温回路的导线引出的走线槽，所述导线引出后，对所述走线槽进行局部电磁屏蔽处理；
- 所述电加热器采用薄膜型电加热器。
优选地，所述电子设备的散热量，包括：
所述电子设备的电子设备主体的散热量Q 1-1，单位为W，通过如下公式计算得到：
其中：等式右侧前两项为电子设备主体分别与电磁屏蔽壳和卫星舱板之间的辐射换热；等式右侧后两项为电子设备主体上下表面高功率元器件分别与电磁屏蔽壳散热结构和舱板元器件散热结构之间的导热；
式中，σ为玻尔兹曼常数5.67e-8W/(m2·K4)；ε1-1为电子设备主体表面的平均红外半球发射率；i代表面向电磁屏蔽壳一侧的高功率元器件i，共计n个；j代表面向卫星舱板一侧的高功率元器件j，共计m个；A1-1约等于设备基板的表面积，单位为m2；Ai为高功率元器件i与柔性绝缘导热垫4的接触面积，单位为m2；Aj为元器件j与柔性绝缘导热垫的接触面积，单位为m2；REF1-1~2为电子设备主体与电磁屏蔽壳之间的辐射交换系数；REF1-1~3为电子设备主体与卫星舱板之间的辐射交换系数；T1-1为电子设备主体除高功率元器件的平均温度，单位为K；T2为电磁屏蔽壳的平均温度，单位为K；T3为卫星舱板的平均温度，单位为K；Ti为高功率元器件i的壳温度，单位为K；Tj为高功率元器件j的壳温度，单位为K；λi-2为高功率元器件i与电磁屏蔽壳之间的复合导热系数，单位为W/m·K；λj-3为高功率元器件j与卫星舱板之间的复合导热系数，单位为W/m·K；δi-2为高功率元器件i与电磁屏蔽壳散热结构之间的导热路径长度，单位为m；δj-3为高功率元器件j与舱板元器件散热结构之间的导热路径长度，单位为m；
所述电子设备的大质量电子模块的散热量Q 1-2，单位为W，通过如下公式计算得到：
式中，σ为玻尔兹曼常数5.67e-8W/(m2·K4)；k代大质量电子模块，共计w个；εk为大质量电子模块k表面的红外半球发射率；A`k为大质量电子模块k对外辐射换热的面积，单位为m2；Ak为大质量电子模块k与大质量模块散热结构的接触面积，单位为m2；REFk-S为大质量电子模块k与舱内环境s之间的辐射交换系数；Tk为大质量电子模块k的温度，单位为K；Ts为舱内环境的平均温度，单位为K；T3为卫星舱板的平均温度，单位为K；λk-3为大质量电子模块k与卫星舱板之间的导热系数，单位为W/m·K；δk-3为大质量电子模块k与舱板元器件散热结构之间的导热路径长度，单位为m。
优选地，所述高功率元器件i与电磁屏蔽壳之间的复合导热系数，包括：柔性绝缘导热垫的材料截面导热、柔性绝缘导热垫与高功率元器件i的接触导热、柔性绝缘导热垫与电磁屏蔽壳散热结构的接触导热三方面因素，通过这三方面因素的导热热阻串联计算并转换，得到所述高功率元器件i与电磁屏蔽壳之间的复合导热系数；
所述高功率元器件j与卫星舱板之间的复合导热系数，包括：柔性绝缘导热垫的材料截面导热、柔性绝缘导热垫与高功率元器件j的接触导热、柔性绝缘导热垫与舱板元器件散热结构的接触导热三方面因素，通过这三方面因素的导热热阻串联计算并转换，得到所述高功率元器件j与卫星舱板之间的复合导热系数。
根据本发明的另一个方面，提供了一种上述任一项所述的电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统的装配方法，包括：
电磁屏蔽壳与卫星舱板完成验收后，进行热控实施，实施完成后对电磁屏蔽壳和卫星舱板进行热控涂层喷涂；
涂层喷涂完成后，进行柔性绝缘导热垫贴装，并将电子设备与卫星舱板进行集成装配；
对电子设备进行内部线缆连接和等电位接地操作；
对电子设备进行系统级电性能测试，完成后进行电磁屏蔽壳的集成装配，形成系统级集成状态；
再次对电子设备进行系统级电性能测试，完成后将该系统首先与卫星平台进行临时对接，对接方式为卫星舱板底部与卫星底板通过外部铰链合页进行连接安装，安装完成后保持系统向外展开约60°~90°并通过外部工装对系统进行支撑固定；
卫星舱内接插件与系统接插件进行电性对接，随后进行线缆布线与固定；
卫星加电，对电子设备进行各项整星级电性能测试；
电性能测试完成后，将星载电子系统与卫星平台进行机械封板预装；
预装后进行卫星舱板机械安装，安装后拆除外部铰链合页，形成最终状态。
优选地，该方法还包括：
对星载电子系统与卫星平台按照进行分离操作，包括：
卫星舱板的底部与卫星底板通过外部铰链合页进行连接安装，安装完成后拆除卫星舱板的安装螺钉并打开，保持系统向外展开约60°~90°并通过外部工装对星载电子系统进行支撑固定；
解除星载电子系统的线缆固定并将星载电子系统与卫星之间的接插件分离，进行星载电子系统与卫星之间的连接检查，确保无连接和钩挂；
撤回卫星舱板上的外部工装，进行外部铰链合页的拆卸，拆卸过程中，始终保持对卫星舱板的底部的托举，保证无滑移；
将星载电子系统整体地从卫星上移出，保证在移出过程中星载电子系统与卫星之间无钩挂；
将卫星舱板的一侧放置在指定位置上，对星载电子系统固定好后进行星载电子系统等电位接地处理，在星载电子系统表面覆盖防静电布；
至此分离操作完成。
由于采用了上述技术方案，本发明与现有技术相比，具有如下至少一项的有益效果：
本发明采用扁平化设计，避免了因卫星内部空间狭小而对电子设备进行复杂的适应性结构调整，提高了卫星研制速度且降低了成本。
本发明采用高功率元器件与电磁屏蔽壳、卫星舱板的集成热设计与结构设计，增加了电子设备的传热效率，减轻了系统重量。
本发明采用电子设备接插件对接方式及电缆布局设计，增加了空间的使用效率。
本发明通过对电子设备、电磁屏蔽壳、卫星舱板的力-热-电-磁一体化集成设计，可以替代传统电子设备金属外壳，减少了系统重量和体积。
本发明能够与卫星的其他研制工作并行且能够独立进行装配、集成、系统测试工作，提高了研制速度。
本发明与卫星对接、分离的工作流程较为简单，可实施性强。
本发明将电磁屏蔽与散热进行一体化设计，可以实现快响应、低成本的研制目标。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明一优选实施例中星载电子系统的组成结构示意图。
图2为本发明一优选实施例中电子设备、电磁屏蔽壳和卫星舱板的安装结构剖面图。
图3为本发明一优选实施例中电子设备接插件的安装结构示意图。
图4为本发明一优选实施例中柔性绝缘导热垫的安装结构示意图。
图中，1为电子设备，1-1为电子设备主体，1-1-1为设备基板，1-1-2为高功率元器件，1-1-3为电子设备接插件， 1-2为大质量电子模块，2为电磁屏蔽壳，2-1为电磁屏蔽壳主体，2-2为电磁屏蔽壳散热结构，2-3为磁屏蔽壳控温回路，3为卫星舱板，3-1为舱板主体，3-2为舱板元器件散热结构，3-3为舱板大质量模块散热结构，3-4为舱板加强筋，3-5为舱板电磁屏蔽结构，3-6为舱板控温回路，4为柔性绝缘导热垫，5为与电子设备接插件1-1-3对接的线缆，6为与线缆5对接的星上接插件，7为卫星底板。
实施方式
下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。
本发明一实施例提供了一种电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统，该系统采用卫星舱板与电磁屏蔽壳的组合形式，可以替代传统电子设备的金属外壳，大大降低了设备重量和使用空间，实现快响应、低成本的研制目标。经过扁平化设计的电子设备与卫星舱板及电磁屏蔽壳进行力-热-电-磁方面的系统耦合集成，重量可节省15~20％，体积可减小30~35%，空间使用效率可提升约50％。
如图1和图2所示，该实施例提供的电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统，可以包括：电子设备1、电磁屏蔽壳2以及卫星舱板3；电子设备1采用一层扁平化结构，并与卫星舱板3尺寸匹配；电磁屏蔽壳2和卫星舱板3通过设置于电子设备1上的安装接口与电子设备1集成装配；其中：
集成后的电子设备1通过电磁屏蔽壳2实现对位于电磁屏蔽壳2一侧的元器件的电磁屏蔽和散热；
集成后的电子设备1与卫星舱板3进行电接地处理，使电子设备1与卫星地形成等电位，并通过卫星舱板3实现对位于卫星舱板一侧的元器件的电磁屏蔽和散热。
在一优选实施例中，电子设备1包括：电子设备主体1-1以及大质量电子模块1-2；其中：
电子设备主体1-1包括：设备基板1-1-1、高功率元器件1-1-2和电子设备接插件1-1-3；设备基板1-1-1包括一块或由数块拼接形成的PCB板，形成一层扁平化结构；设备基板1-1-1上设置有用于电磁屏蔽壳2和卫星舱板3集成安装的安装接口，通过安装接口整体地将电子设备主体1-1、电磁屏蔽壳2和卫星舱板3三部分进行集成装配；
高功率元器件1-1-2布置在设备基板1-1-1的上下表面；
电子设备接插件1-1-3呈90°弯插印制板型结构，并安装在设备基板1-1-1的底部；如图3所示；当卫星接插件与电子设备接插件1-1-3对接时，能够与设备基板1-1-1相贴合；同时，与电子设备接插件1-1-3对接的线缆靠近设备基板1-1-1底部布线，线缆转弯半径充分利用卫星舱板3与卫星底板7的转角空间，增加了舱内空间的使用效率；
大质量电子模块1-2通过导热安装的方式直接与卫星舱板3耦合集成安装，便于大质量电子模块1-2散热。
在一优选实施例中，电子设备主体1-1长×宽为100×100mm~500×300mm。
在一优选实施例中，电子设备1整体重量为0.09~1.3kg。
在一优选实施例中，高功率元器件1-1-2的各功能模块均匀布置在设备基板1-1-1上。在一具体应用实例中，高功率元器件1-1-2可以包括：FPGA模块、路由模块、光纤传输模块和/或数据存储模块，各功能模块均匀布置在设备基板1-1-1上。
在一优选实施例中，大质量电子模块1-2包括：供电模块。
在一优选实施例中，电磁屏蔽壳2包括：电磁屏蔽壳主体2-1、电磁屏蔽壳散热结构2-2和电磁屏蔽壳控温回路2-3；其中：
电磁屏蔽壳主体2-1与设备基板1-1-1集成安装，用于将设备基板1-1-1上面向电磁屏蔽壳主体2-1一侧的元器件区域进行电磁屏蔽，同时将电子设备接插件1-1-3避让在电磁屏蔽壳主体2-1的外部；
电磁屏蔽壳散热结构2-2设置于电磁屏蔽壳主体2-1的内表面，并与高功率元器件1-1-2之间设有安装间隙，安装间隙内填充有柔性绝缘导热垫4，柔性绝缘导热垫4延展并贴合到整个高功率元器件1-1-2的表面，形成散热通道；
电磁屏蔽壳控温回路2-3包括位于电磁屏蔽壳主体2-1外表面的测温元件和电加热器，测温元件用于采集与高功率元器件导热安装的电磁屏蔽壳主体2-1的温度数据，电加热器用于对与高功率元器件导热安装的电磁屏蔽壳主体2-1进行闭环温度控制，用于实现高功率元器件1-1-2在不工作时温度仍处于设定温度区间。
在一优选实施例中，电磁屏蔽壳2还包括如下任意一项或任意多项：
电磁屏蔽壳主体2-1的正反表面均设置有高红外发射率热控涂层；该高红外发射率是指航天器热控涂层红外发射率ε＞0.8左右；
电磁屏蔽壳主体2-1采用铝合金材料制备得到；
电磁屏蔽壳主体2-1的长×宽为100×100mm~480×250mm，平均厚度为0.8mm，总重量为0.03~0.35kg；
电磁屏蔽壳散热结构2-2的凸台上表面面积为高功率元器件1-1-2与柔性绝缘导热垫4的接触面积的1.5倍；
安装间隙为0.8~1.2mm；
柔性绝缘导热垫4的面积为高功率元器件1-1-2表面的0.8倍，初始厚度为1.5mm，集成后厚度为0.8~1.2mm，集成厚度进一步优选为1mm；
电加热器采用薄膜型电加热器。
在一优选实施例中，卫星舱板3包括：舱板主体3-1、舱板元器件散热结构3-2、舱板大质量模块散热结构3-3、舱板加强筋3-4、舱板电磁屏蔽结构3-5和舱板控温回路3-6；其中：
舱板主体3-1与电子设备1和电磁屏蔽壳2集成安装，集成后的电子设备1与舱板主体3-1进行电接地处理，使电子设备1与卫星地形成等电位。
舱板元器件散热结构3-2设置在舱板主体3-1的内表面，并与高功率元器件1-1-2之间设有安装间隙，安装间隙内填充有柔性绝缘导热垫4，柔性绝缘导热垫4延展并贴合到整个高功率元器件1-1-2的表面，形成散热通道；
舱板大质量模块散热结构3-3设置在舱板主体3-1的内表面，大质量电子模块1-2采用导热的方式安装在舱板大质量模块散热结构3-3的表面，形成散热通道；
舱板元器件散热结构3-2和舱板大质量模块散热结构3-3通过舱板加强筋3-4进行联结，并与舱板主体3-1形成统一整体；
舱板电磁屏蔽结构3-5设置在舱板主体3-1上，用于封闭电子设备主体1-1面向舱板主体3-1一侧的元器件区域，实现电磁屏蔽；
舱板控温回路3-6设置于舱板主体3-1的内表面，并分别布置在舱板元器件散热结构3-2和舱板大质量模块散热结构3-3的周围；其中，舱板控温回路3-6包括位于舱板主体3-1内表面的测温元件和电加热器，测温元件用于采集与高功率元器件导热安装的附近舱板主体3-1的温度数据，电加热器用于对与高功率元器件导热安装的附近舱板主体3-1进行闭环温度控制，用于实现电子设备1在不工作时仍处于设定温度区间。
在一优选实施例中，舱板主体3-1采用铝合金材料制备得到。
舱板主体3-1的平均厚度为3.5mm0.5mm，面向电子设备（1）的卫星舱板最薄处厚度为2.5mm/>0.5mm。
在一优选实施例中，舱板主体3-1的长×宽为600×400mm~110×110mm，重量为0.1~2.2kg。
上述舱板主体3-1的结构能够满足对电子设备1小于8g的力学输入指标，并能够实际提供给电子设备3g以下的力学输入。
在一优选实施例中，舱板主体3-1的内表面设置有高红外发射率的热控涂层，外表面设置有低吸辐比的热控涂层；该低吸辐比是指太阳吸收率与红外发射率比值小于0.3。
在一优选实施例中，舱板元器件散热结构3-2的凸台上表面面积为高功率元器件1-1-2与柔性绝缘导热垫4的接触面积的1.5倍。
在一优选实施例中，安装间隙为0.8~1.2mm。
在一优选实施例中，柔性绝缘导热垫4的面积为高功率元器件1-1-2表面的0.8倍，初始厚度为1.5mm，集成后厚度为0.8~1.2mm，集成后厚度进一步优选为1mm。
在一优选实施例中，舱板电磁屏蔽结构3-5上开有一处用于舱板控温回路3-6的导线引出的走线槽，导线引出后，对走线槽进行局部电磁屏蔽处理。
在一优选实施例中，电加热器采用薄膜型电加热器。
在一优选实施例中，电子设备1的散热量，包括：
电子设备1的电子设备主体1-1的散热量Q1-1（单位为W），通过如下公式计算得到：
其中：等式右侧前两项为电子设备主体1-1分别与电磁屏蔽壳2和卫星舱板3之间的辐射换热；等式右侧后两项为电子设备主体1-1上下表面高功率元器件1-1-2分别与电磁屏蔽壳散热结构2-2和舱板元器件散热结构3-2之间的导热；
式中，σ为玻尔兹曼常数5.67e-8W/(m2·K4)；ε1-1为电子设备主体1-1表面的平均红外半球发射率；i代表面向电磁屏蔽壳2一侧的高功率元器件i，共计n个；j代表面向卫星舱板3一侧的高功率元器件j，共计m个；A1-1约等于设备基板1-1-1的表面积，单位为m2；Ai为高功率元器件i与柔性绝缘导热垫4的接触面积，单位为m2；Aj为元器件j与柔性绝缘导热垫4的接触面积，单位为m2；REF1-1~2为电子设备主体1-1与电磁屏蔽壳2之间的辐射交换系数；REF1-1~3为电子设备主体1-1与卫星舱板3之间的辐射交换系数；T1-1为电子设备主体1-1除高功率元器件的平均温度，单位为K；T2为电磁屏蔽壳2的平均温度，单位为K；T3为卫星舱板3的平均温度，单位为K；Ti为高功率元器件i的壳温度，单位为K；Tj为高功率元器件j的壳温度，单位为K；λi-2为高功率元器件i与电磁屏蔽壳2之间的复合导热系数，单位为W/m·K；λj-3为高功率元器件j与卫星舱板3之间的复合导热系数，单位为W/m·K；δi-2为高功率元器件i与电磁屏蔽壳散热结构2-2之间在装配后的安装间隙，单位为m；δj-3为高功率元器件j与舱板元器件散热结构3-2之间在装配后的安装间隙，单位为m；
电子设备1的大质量电子模块1-2的散热量Q1-2（单位为W），通过如下公式计算得到：
式中，σ为玻尔兹曼常数5.67e-8W/(m2·K4)；k代大质量电子模块（1-2），共计w个；εk为大质量电子模块k表面的红外半球发射率；A`k为大质量电子模块k对外辐射换热的面积，单位为m2；Ak为大质量电子模块k与大质量模块散热结构（3-3）的接触面积，单位为m2；REFk-S为大质量电子模块k与舱内环境s之间的辐射交换系数；Tk为大质量电子模块k的温度，单位为K；Ts为舱内环境的平均温度，单位为K；T3为卫星舱板（3）的平均温度，单位为K；λk-3为大质量电子模块k与卫星舱板（3）之间的导热系数，单位为W/m·K；δk-3为大质量电子模块k与舱板元器件散热结构（3-2）之间的导热路径长度，单位为m。
在一优选实施例中，高功率元器件i与电磁屏蔽壳2之间的复合导热系数，包括：柔性绝缘导热垫4的材料截面导热、柔性绝缘导热垫4与高功率元器件i的接触导热、柔性绝缘导热垫4与电磁屏蔽壳散热结构2-2的接触导热三方面因素。通过这三方面因素的导热热阻串联计算并转换，得到所述高功率元器件i与电磁屏蔽壳2之间的复合导热系数。
在一优选实施例中，高功率元器件j与卫星舱板3之间的复合导热系数，包括：柔性绝缘导热垫4的材料截面导热、柔性绝缘导热垫4与高功率元器件j的接触导热、柔性绝缘导热垫4与舱板元器件散热结构3-2的接触导热三方面因素。通过这三方面因素的导热热阻串联计算并转换，得到所述高功率元器件j与卫星舱板3之间的复合导热系数。
本发明一实施例还提供了一种本发明上述实施例提供的电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统的装配方法，包括如下步骤：
S1，电磁屏蔽壳2与卫星舱板3完成验收后，进行电磁屏蔽壳控温回路2-3和舱板控温回路3-6的热控实施，实施完成后对电磁屏蔽壳2和卫星舱板3进行热控涂层喷涂；
S2，涂层喷涂完成后，进行柔性绝缘导热垫4贴装，并将电子设备1与卫星舱板3进行集成装配；
S3，对电子设备1进行内部线缆连接和等电位接地操作；
S4，对电子设备1进行系统级电性能测试，完成后进行电磁屏蔽壳2的集成装配（装配过程包括柔性绝缘导热垫填充和机械装配等操作），形成系统级集成状态；
S5，再次对电子设备1进行系统级电性能测试，完成后将该系统首先与卫星平台进行临时对接，对接方式为卫星舱板3底部与卫星底板7通过外部铰链合页进行连接安装，安装完成后保持系统向外展开约60°~90°并通过外部工装对系统进行支撑固定；
S6，将卫星舱内接插件与系统接插件进行电性对接，随后进行线缆布线与固定；
S7，卫星加电，对电子设备1进行各项整星级电性能测试；
S8，电性能测试完成后，将星载电子系统与卫星平台进行机械封板预装；
S9，预装后进行正式系统舱板机械安装，安装后拆除外部铰链合页，形成最终状态。
在一优选实施例中，该方法还包括：
S10，对星载电子系统与卫星平台按照反向步骤S9、S6和S5进行分离操作，过程中除去电性能测试的内容。
具体地：
S10，对星载电子系统与卫星平台按照进行分离操作，包括：
S11，卫星舱板3）的底部与卫星底板7）通过外部铰链合页进行连接安装，安装完成后拆除卫星舱板3）的安装螺钉并打开，保持系统向外展开约60°~90°并通过外部工装对星载电子系统进行支撑固定；
S12，解除星载电子系统的线缆固定并将星载电子系统与卫星之间的接插件分离，进行星载电子系统与卫星之间的连接检查，确保无连接和钩挂；
S13，撤回卫星舱板3）上的外部工装，进行外部铰链合页的拆卸，拆卸过程中，始终保持对卫星舱板3）的底部的托举，保证无滑移；
S14，将星载电子系统整体地从卫星上移出，保证在移出过程中星载电子系统与卫星之间无钩挂；
S15，将卫星舱板3）的一侧放置在指定位置上，对星载电子系统固定好后进行星载电子系统等电位接地处理，在星载电子系统表面覆盖防静电布；
至此分离操作完成。
下面结合附图，对本发明上述实施例提供的技术方案进一步阐述。
如图1所示，本发明上述实施例提供的基于一体化设计的星载电子系统，主要分为三大部分，电子设备1、电磁屏蔽壳2、卫星舱板3。
具体地：
一、电子设备
扁平化的电子设备1主要由电子设备主体1-1及大质量电子模块1-2组成。图2中所示电子设备主体1-1的长度为480mm，宽度为240mm，电子设备1整体重量不超过1kg。
电子设备主体1-1包含设备基板1-1-1、高功率元器件1-1-2、电子设备接插件1-1-3；其中：
设备基板1-1-1主要由一块或数块PCB板拼接组成，实现将传统电子设备中多层布局的PCB板进行扁平化设计，达到设备基板1-1-1与卫星舱板3之间的尺寸匹配的效果，从而节省使用空间。在设备基板1-1-1上设置与电磁屏蔽壳2和卫星舱板3的安装接口，通过安装接口整体地将电子设备主体1-1、电磁屏蔽壳2、卫星舱板3三部分进行集成装配。
需要散热的高功率元器件1-1-2布置在设备基板1-1-1的上下表面，其中典型的高功率元器件包括：FPGA模块、路由模块、光纤传输模块、数据存储模块等，这些元器件的布置原则是首先保证扁平化电路结构的合理性，其次是在设备基板1-1-1上均匀地布置各元器件以达到最佳的散热效果。
如图3所示，在设备基板1-1-1上布置电子设备接插件1-1-3。电子设备接插件1-1-3为90°弯插印制板型并安装在设备基板1-1-1底部，该结构使卫星接插件能够以贴合设备基板1-1-1的状态与电子设备接插件1-1-3对接。同时，与电子设备接插件1-1-3对接的线缆靠近设备基板1-1-1底部布线，线缆转弯半径充分利用了卫星舱板3与卫星底板7的转角空间，增加了舱内空间的使用效率。
除了电子设备主体1-1之外，电子设备1中还包括一些大质量的电子模块1-2，这些大质量的电子模块1-2通常为供电模块，因其较大的质量和力学响应，通过导热安装的方式将大质量的电子模块1-2直接与卫星舱板3耦合集成并进行散热。
二、电磁屏蔽壳
电磁屏蔽壳2主要用于对电子设备主体1-1起电磁屏蔽作用，电磁屏蔽壳2能够有效降低电子设备主体1-1对舱内其他电子设备的电磁影响，同时电磁屏蔽壳2还用于对元器件进行散热以及温度控制。
图2中作为大质量电子模块1-2的电源模块没有设置电磁屏蔽壳，这是由于电源模块在工作时对外辐射的电磁信号为低频信号，对舱内其他的高频信号设备没有影响。若换用其他类型的大质量电子模块，可考虑在其表面设置电磁屏蔽壳。
电磁屏蔽壳2包括电磁屏蔽壳主体2-1、电磁屏蔽壳散热结构2-2和电磁屏蔽壳控温回路2-3；其中：
电磁屏蔽壳主体2-1将设备基板1-1-1面向电磁屏蔽壳主体2-1一侧的元器件区域进行电磁屏蔽，同时将电子设备接插件1-1-3避让在电磁屏蔽壳主体2-1外部。电磁屏蔽壳主体2-1通过螺钉安装的方式与设备基板1-1-1进行集成安装。为了加强电磁屏蔽壳主体2-1与电子设备主体1-1以及舱内环境之间的辐射换热，电磁屏蔽壳主体2-1正反表面设置高红外发射率热控涂层。如图2所示，电磁屏蔽壳主体2-1由铝合金材料加工制成，长度为470mm，宽度为205mm，平均厚度约为0.8mm，总量约为0.3kg。
如图2和图4所示，在电磁屏蔽壳主体2-1内表面设置电磁屏蔽壳散热结构2-2，电磁屏蔽壳散热结构2-2凸台上表面面积为高功率元器件1-1-2接触面积的1.5倍，通过电路设计与机械加工保证高功率元器件1-1-2与电磁屏蔽壳散热结构2-2的安装间隙为0.8~1.2mm，间隙采用高功率元器件1-1-2表面0.8倍面积且厚度为1.5mm（集成后其厚度被压缩到约1mm）的柔性绝缘导热垫4填充，经过系统安装集成后，柔性绝缘导热垫4可以延展并贴合到整个元器件表面，形成良好的散热通道。
电磁屏蔽壳控温回路2-3主要由测温元件和薄膜型电加热器组成，卫星软件根据测温元件采集的温度数据，通过电加热器对电磁屏蔽壳2一侧的高功率元器件进行闭环温度控制，保证电子设备在不工作时仍处于合理温度区间。
三、卫星舱板
卫星舱板3具有承力、磁屏蔽、抗辐照、散热、接地等作用。如图4所示，卫星舱板3由铝合金加工制成，平均厚度为3.5mm，元器件上方卫星舱板最薄处厚度为2mm，该厚度能够满足近地轨道条件下电子设备1的空间辐照要求，舱板长为550mm，宽为335mm，重量＜1.7kg，可满足8G以下的力学响应。除去电子设备接插件1-1-3，电子设备1、电磁屏蔽壳2、卫星舱板3集成后，系统整体厚度小于35mm。
卫星舱板3包括舱板主体3-1、舱板元器件散热结构3-2、舱板大质量模块散热结构3-3、舱板加强筋3-4、舱板电磁屏蔽结构3-5和舱板控温回路3-6。
舱板主体3-1是卫星重要的承力结构，也是集成电子设备1和电磁屏蔽壳2的主要安装载体。集成后的电子设备1与卫星舱板3进行电接地处理，使电子设备1与卫星地形成等电位。为加强电子设备主体1-1与舱板内表面的辐射换热，在舱板内表面设置高红外发射率的热控涂层；为加强舱板主体3-1对空间的辐射散热并减少环境外热流的吸收，舱板外表面设置低吸辐比的热控涂层。
舱板元器件散热结构3-2的功能与电磁屏蔽壳散热结构2-2相似，起到对元器件散热的作用。如图4所示，舱板元器件散热结构3-2凸台上表面面积为高功率元器件1-1-2接触面积的1.5倍，通过电路设计与机械加工保证高功率元器件1-1-2与舱板元器件散热结构3-2的安装间隙为0.8~1.2mm，间隙采用高功率元器件1-1-2表面0.8倍面积且厚度为1.5mm（集成后其厚度被压缩到约1mm）的柔性绝缘导热垫4填充，经过安装集成后，柔性绝缘导热垫4可以延展并贴合到整个元器件表面，形成良好的散热通道。
舱板大质量模块散热结构3-3是大质量电子模块1-2专用的散热结构，大质量电子模块1-2采用导热的方式安装在舱板大质量模块散热结构3-3表面。
舱板加强筋3-4将舱板元器件散热结构3-2和舱板大质量模块散热结构3-3进行联结设计，与舱板主体3-1形成统一整体，既增加了舱板在整星中的力学传导，又增加了与之接触的高功率元器件1-1-2的抗震强度。
在舱板主体3-1上设置舱板电磁屏蔽结构3-5。电子设备主体1-1与卫星舱板3进行集成装配时，舱板电磁屏蔽结构3-5封闭了面向舱板一侧的元器件区域，起到了电磁屏蔽的效果。
舱板控温回路3-6布置于舱板主体3-1内表面，分别设置在舱板元器件散热结构3-2和舱板大质量模块散热结构3-3周围，在舱板电磁屏蔽结构3-5上开一处走线槽，将舱板控温回路3-6的导线引出，引出后对走线槽进行局部电磁屏蔽处理。舱板控温回路3-6主要由测温元件和薄膜型电加热器组成，星上软件根据测温元件采集的温度数据，通过电加热器对卫星舱板3一侧的高功率元器件进行闭环温度控制，保证电子设备在不工作时仍处于合理温度区间。
四、柔性绝缘导热垫
柔性绝缘导热垫4具有良好的延展性、绝缘性和导热性，在航天领域中应用十分广泛。在本发明实施例中，该柔性绝缘导热垫4作为高功率元器件1-1-2与电磁屏蔽壳散热结构2-2、舱板元器件散热结构3-2之间的间隙绝缘填充物，可以很好地将元器件与刚性结构进行力热耦合，在发挥良好导热性能的同时又具备减缓元器件力学冲击的功能。该柔性绝缘导热垫4实施过程简单，首先按照高功率元器件1-1-2表面积的0.8倍面积进行裁剪，去除材料表面保护膜后将其平整地贴合于散热凸台表面中心，在后续的电子设备1、电磁屏蔽壳2、卫星舱板3三分部集成装配中，柔性绝缘导热垫4被散热结构施压而发生延展并完全贴合于散热凸台表面。
五、电子设备主体散热量计算
电子设备主体1-1的散热量Q1-1，可通过如下公式进行计算：
电子设备主体1-1的散热量由两大部分组成：
（1）电子设备主体1-1分别与电磁屏蔽壳2和卫星舱板3之间的辐射换热，为等式右侧前两项；
（2）电子设备主体1-1上下表面高功率元器件1-1-2分别与电磁屏蔽壳散热结构2-2和舱板元器件散热结构3-2之间的导热，为等式右侧后两项；
大质量电子模块1-2的散热量Q1-2，通过如下公式计算得到：
公式中：
σ为玻尔兹曼常数5.67e-8W/(m2·K4)；
ε1-1为电子设备主体1-1表面的平均红外半球发射率；
i代表面向电磁屏蔽壳2的高功率元器件i，共计n个；
j代表面向卫星舱板3的高功率元器件j，共计m个；
A1-1约等于设备基板1-1-1的表面积，单位m2；
Ai为元器件i与柔性绝缘导热垫4的接触面积，单位m2；
Aj为元器件j与柔性绝缘导热垫4的接触面积，单位m2；
REF1-1~2为电子设备主体1-1与电磁屏蔽壳2之间的辐射交换系数；
REF1-1~3为电子设备主体1-1与卫星舱板3之间的辐射交换系数；
T1-1为电子设备主体1-1除高功率元器件的平均温度，单位K；
T2为电磁屏蔽壳2的平均温度，单位K；
T3为卫星舱板3的平均温度，单位K；
Ti为元器件i的壳温度，单位K；
Tj为元器件j的壳温度，单位K；
λi-2为高功率元器件i与电磁屏蔽壳2之间的复合导热系数，单位为W/m·K；该系数包括：柔性绝缘导热垫4的材料截面导热、柔性绝缘导热垫4与高功率元器件i的接触导热、柔性绝缘导热垫4与电磁屏蔽壳散热结构2-2的接触导热三方面的主要因素；
λj-3为高功率元器件j与卫星舱板3之间的复合导热系数，单位W/m·K；该系数包含了柔性绝缘导热垫4的材料截面导热、柔性绝缘导热垫4与高功率元器件j的接触导热、柔性绝缘导热垫4与舱板元器件散热结构3-2的接触导热三方面的主要因素；
δi-2为元器件i与电磁屏蔽壳散热结构2-2之间在装配后的间隙，单位m；
δj-3为元器件j与舱板元器件散热结构3-2之间在装配后的间隙，单位m。
六、系统集成与装配流程
S1，电磁屏蔽壳2与卫星舱板3完成验收后，进行电磁屏蔽壳控温回路2-3和舱板控温回路3-6的热控实施，实施完成后对电磁屏蔽壳2和卫星舱板3进行热控涂层喷涂；
S2，涂层喷涂完成后，进行柔性绝缘导热垫4贴装，并将电子设备1与卫星舱板3进行集成装配；
S3，对电子设备1进行内部线缆连接和等电位接地操作；
S4，对电子设备1进行系统级电性能测试，完成后进行电磁屏蔽壳2的集成装配（装配过程包括柔性绝缘导热垫填充和机械装配等操作），形成系统级集成状态；
S5，再次对电子设备1进行系统级电性能测试，完成后将该系统首先与卫星平台进行临时对接，对接方式为卫星舱板3底部与卫星底板7通过外部铰链合页进行连接安装，安装完成后保持系统向外展开约60°~90°并通过外部工装对系统进行支撑固定；
S6，将卫星舱内接插件与系统接插件进行电性对接，随后进行线缆布线与固定；
S7，卫星加电，对电子设备进行各项整星级电性能测试；
S8，电性能测试完成后，将系统与卫星平台进行机械封板预装，预装过程主要查看系统与舱内各设备、线缆等是否有干涉情况，同时检查系统线缆转弯半径是否满足要求，预装过程可对电缆布线状态进行调整，调整完成后对接插件、电缆固定点等位置采用硅橡胶进行最终点胶固定操作；
S9，硅橡胶固化后，进行正式系统舱板机械安装，安装后拆除外部铰链合页，形成最终状态；
S10，若进行系统与卫星分离的操作，则按照反向步骤S9-S6-S5进行，过程中除去电性能测试的内容。
本发明上述实施例提供的基于一体化设计的星载电子系统及其一体化设计方法，与常规星载电子设备相比，能够明显提升研制速度，具体特点如下：
1、采用本发明上述实施例中扁平化设计的电子设备，避免了因卫星内部空间狭小而对电子设备进行复杂的适应性结构调整，提高了卫星研制速度且降低了成本；
2、通过本发明上述实施例中高功率元器件与电磁屏蔽壳、卫星舱板的集成热设计，增加了电子设备的传热效率，减轻了系统重量；
3、通过本发明上述实施例中电子设备接插件对接方式及电缆布局设计，增加了空间的使用效率；
4、通过本发明上述实施例中对电子设备、电磁屏蔽壳、卫星舱板的力-热-电-磁集成设计，可以替代传统电子设备金属外壳，减少了系统重量和体积；
5、本发明上述实施例能够与卫星其他研制工作并行且能够独立进行装配、集成、系统测试工作，提高了研制速度；
6、本发明上述实施例与卫星对接、分离的工作流程较为简单，可实施性强。
7、本发明上述实施例可以实现快响应、低成本的研制目标。
本发明上述实施例中未尽事宜均为本领域公知技术。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (9)

1.一种电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统，其特征在于，包括：电子设备（1）、电磁屏蔽壳（2）以及卫星舱板（3）；所述电子设备（1）采用一层扁平化结构，并与所述卫星舱板（3）尺寸匹配；所述电磁屏蔽壳（2）和所述卫星舱板（3）通过设置于所述电子设备（1）上的安装接口与所述电子设备（1）集成装配；其中：
集成后的所述电子设备（1）通过所述电磁屏蔽壳（2）实现对位于电磁屏蔽壳（2）一侧的元器件的电磁屏蔽和散热；
集成后的所述电子设备（1）与所述卫星舱板（3）进行电接地处理，使所述电子设备（1）与卫星地形成等电位，并通过所述卫星舱板（3）实现对位于卫星舱板一侧的元器件的电磁屏蔽和散热；
所述电子设备（1）包括：电子设备主体（1-1）以及大质量电子模块（1-2）；其中：
所述电子设备主体（1-1）包括：设备基板（1-1-1）、高功率元器件（1-1-2）和电子设备接插件（1-1-3）；所述设备基板（1-1-1）包括一块或由数块拼接形成的PCB板，形成一层扁平化结构；所述设备基板（1-1-1）上设置有用于所述电磁屏蔽壳（2）和所述卫星舱板（3）集成安装的安装接口，通过所述安装接口整体地将所述电子设备主体（1-1）、电磁屏蔽壳（2）和卫星舱板（3）三部分进行集成装配；
所述高功率元器件（1-1-2）布置在所述设备基板（1-1-1）的上下表面；
所述电子设备接插件（1-1-3）呈90°弯插印制板型结构，并安装在所述设备基板（1-1-1）的底部；当卫星接插件与所述电子设备接插件（1-1-3）对接时与所述设备基板（1-1-1）相贴合；同时，与所述电子设备接插件（1-1-3）对接的线缆靠近所述设备基板（1-1-1）底部布线，所述线缆转弯半径与所述卫星舱板（3）与卫星底板（7）的转角空间相适配；
所述大质量电子模块（1-2）通过导热安装的方式直接与所述卫星舱板（3）耦合集成安装，用于所述大质量电子模块（1-2）散热；
所述电磁屏蔽壳（2）包括：电磁屏蔽壳主体（2-1）、电磁屏蔽壳散热结构（2-2）和电磁屏蔽壳控温回路（2-3）；其中：
所述电磁屏蔽壳主体（2-1）与所述设备基板（1-1-1）集成安装，用于将所述设备基板（1-1-1）上面向所述电磁屏蔽壳主体（2-1）一侧的元器件区域进行电磁屏蔽，同时将所述电子设备接插件（1-1-3）避让在所述电磁屏蔽壳主体（2-1）的外部；
所述电磁屏蔽壳散热结构（2-2）设置于所述电磁屏蔽壳主体（2-1）的内表面，并与所述高功率元器件（1-1-2）之间设有安装间隙，所述安装间隙内填充有柔性绝缘导热垫（4），所述柔性绝缘导热垫（4）延展并贴合到整个所述高功率元器件（1-1-2）的表面，形成散热通道；
所述电磁屏蔽壳控温回路（2-3）包括位于所述电磁屏蔽壳主体（2-1）外表面的测温元件和电加热器，所述测温元件用于采集与所述高功率元器件导热安装的电磁屏蔽壳主体（2-1）的温度数据，所述电加热器用于对与所述高功率元器件导热安装的电磁屏蔽壳主体（2-1）进行闭环温度控制，用于实现高功率元器件（1-1-2）在非工作时段时温度处于设定温度范围。
2.根据权利要求1所述的电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统，其特征在于，所述电子设备（1）还包括如下任意一项或任意多项：
- 所述电子设备主体（1-1）长×宽为100×100mm~500×300mm；
- 所述电子设备（1）整体重量为0.09~1.3kg；
- 所述高功率元器件（1-1-2）的各功能模块均匀布置在所述设备基板（1-1-1）上；
- 所述大质量电子模块（1-2）包括：供电模块。
3.根据权利要求1所述的电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统，其特征在于，所述电磁屏蔽壳（2）还包括如下任意一项或任意多项：
- 所述电磁屏蔽壳主体（2-1）的正反表面均设置有红外发射率大于0.8的热控涂层；
- 所述电磁屏蔽壳主体（2-1）采用铝合金材料制备得到；
- 所述电磁屏蔽壳主体（2-1）的长×宽为100×100mm~480×250mm，平均厚度为0.8mm，总重量为0.03~0.35kg；
- 所述电磁屏蔽壳散热结构（2-2）的凸台上表面面积为所述高功率元器件（1-1-2）与所述柔性绝缘导热垫（4）的接触面积的1.5倍；
- 所述安装间隙为0.8~1.2mm；
- 所述柔性绝缘导热垫（4）的面积为高功率元器件（1-1-2）表面的0.8倍，初始厚度为1.5mm，集成后厚度为0.8~1.2mm；
- 所述电加热器采用薄膜型电加热器。
4.根据权利要求1所述的电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统，其特征在于，所述卫星舱板（3）包括：舱板主体（3-1）、舱板元器件散热结构（3-2）、舱板大质量模块散热结构（3-3）、舱板加强筋（3-4）、舱板电磁屏蔽结构（3-5）和舱板控温回路（3-6）；其中：
所述舱板主体（3-1）与所述电子设备（1）和所述电磁屏蔽壳（2）集成安装，集成后的所述电子设备（1）与所述舱板主体（3-1）进行电接地处理，使电子设备（1）与卫星地形成等电位;
所述舱板元器件散热结构（3-2）设置在所述舱板主体（3-1）的内表面，并与所述高功率元器件（1-1-2）之间设有安装间隙，所述安装间隙内填充有柔性绝缘导热垫（4），所述柔性绝缘导热垫（4）延展并贴合到整个所述高功率元器件（1-1-2）的表面，形成散热通道；
所述舱板大质量模块散热结构（3-3）设置在舱板主体（3-1）的内表面，所述大质量电子模块（1-2）采用导热的方式安装在所述舱板大质量模块散热结构（3-3）的表面，形成散热通道；
所述舱板元器件散热结构（3-2）和所述舱板大质量模块散热结构（3-3）通过所述舱板加强筋（3-4）进行联结，并与所述舱板主体（3-1）形成统一整体；
所述舱板电磁屏蔽结构（3-5）设置在所述舱板主体（3-1）上，用于封闭所述电子设备主体（1-1）面向舱板主体（3-1）一侧的元器件区域，实现电磁屏蔽；
所述舱板控温回路（3-6）设置于所述舱板主体（3-1）的内表面，并分别布置在所述舱板元器件散热结构（3-2）和所述舱板大质量模块散热结构（3-3）的周围；其中，所述舱板控温回路（3-6）包括位于所述舱板主体（3-1）内表面的测温元件和电加热器，所述测温元件用于采集与所述高功率元器件导热安装的舱板主体（3-1）的温度数据，所述电加热器用于对与所述高功率元器件导热安装的舱板主体（3-1）进行闭环温度控制，用于实现电子设备（1）在不工作时仍处于设定温度区间。
5.根据权利要求4所述的电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统，其特征在于，所述卫星舱板（3）还包括如下任意一项或任意多项：
- 所述舱板主体（3-1）采用铝合金材料制备得到；
- 所述舱板主体（3-1）的平均厚度为3.5mm0.5mm，面向电子设备（1）的卫星舱板最薄处厚度为2.5mm0.5mm；
- 所述舱板主体（3-1）的长×宽为600×400mm~110×110mm，重量为0.1~2.2kg；
- 所述舱板主体（3-1）的内表面设置有高红外发射率的热控涂层，外表面设置有太阳吸收率与红外发射率比值小于0.3的热控涂层；
- 所述舱板元器件散热结构（3-2）的凸台上表面面积为所述高功率元器件（1-1-2）与所述柔性绝缘导热垫（4）的接触面积的1.5倍；
- 所述安装间隙为0.8~1.2mm；
- 所述柔性绝缘导热垫（4）的面积为高功率元器件（1-1-2）表面的0.8倍，初始厚度为1.5mm，集成后厚度为0.8~1.2mm；
- 所述舱板电磁屏蔽结构（3-5）上开有一处用于所述舱板控温回路（3-6）的导线引出的走线槽，所述导线引出后，对所述走线槽进行局部电磁屏蔽处理；
- 所述电加热器采用薄膜型电加热器。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统，其特征在于，所述电子设备（1）的散热量，包括：
所述电子设备（1）的电子设备主体（1-1）的散热量Q 1-1，单位为W，通过如下公式计算得到：
其中：等式右侧前两项为电子设备主体（1-1）分别与电磁屏蔽壳（2）和卫星舱板（3）之间的辐射换热；等式右侧后两项为电子设备主体（1-1）上下表面高功率元器件（1-1-2）分别与电磁屏蔽壳散热结构（2-2）和舱板元器件散热结构（3-2）之间的导热；
式中，σ为玻尔兹曼常数5.67e-8W/(m2·K4)；ε1-1为电子设备主体（1-1）表面的平均红外半球发射率；i代表面向电磁屏蔽壳（2）一侧的高功率元器件i，共计n个；j代表面向卫星舱板（3）一侧的高功率元器件j，共计m个；A1-1约等于设备基板（1-1-1）的表面积，单位为m2；Ai为高功率元器件i与柔性绝缘导热垫（4）的接触面积，单位为m2；Aj为元器件j与柔性绝缘导热垫（4）的接触面积，单位为m2；REF1-1~2为电子设备主体（1-1）与电磁屏蔽壳（2）之间的辐射交换系数；REF1-1~3为电子设备主体（1-1）与卫星舱板（3）之间的辐射交换系数；T1-1为电子设备主体（1-1）除高功率元器件的平均温度，单位为K；T2为电磁屏蔽壳（2）的平均温度，单位为K；T3为卫星舱板（3）的平均温度，单位为K；Ti为高功率元器件i的壳温度，单位为K；Tj为高功率元器件j的壳温度，单位为K；λi-2为高功率元器件i与电磁屏蔽壳（2）之间的复合导热系数，单位为W/m·K；λj-3为高功率元器件j与卫星舱板（3）之间的复合导热系数，单位为W/m·K；δi-2为高功率元器件i与电磁屏蔽壳散热结构（2-2）之间的导热路径长度，单位为m；δj-3为高功率元器件j与舱板元器件散热结构（3-2）之间的导热路径长度，单位为m；
所述电子设备（1）的大质量电子模块（1-2）的散热量Q 1-2，单位为W，通过如下公式计算得到：
式中，σ为玻尔兹曼常数5.67e-8W/(m2·K4)；k代大质量电子模块（1-2），共计w个；εk为大质量电子模块k表面的红外半球发射率；A`k为大质量电子模块k对外辐射换热的面积，单位为m2；Ak为大质量电子模块k与大质量模块散热结构（3-3）的接触面积，单位为m2；REFk-S为大质量电子模块k与舱内环境s之间的辐射交换系数；Tk为大质量电子模块k的温度，单位为K；Ts为舱内环境的平均温度，单位为K；T3为卫星舱板（3）的平均温度，单位为K；λk-3为大质量电子模块k与卫星舱板（3）之间的导热系数，单位为W/m·K；δk-3为大质量电子模块k与舱板元器件散热结构（3-2）之间的导热路径长度，单位为m。
7.根据权利要求6所述的电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统，其特征在于，所述高功率元器件i与电磁屏蔽壳（2）之间的复合导热系数，包括：柔性绝缘导热垫（4）的材料截面导热、柔性绝缘导热垫（4）与高功率元器件i的接触导热、柔性绝缘导热垫（4）与电磁屏蔽壳散热结构（2-2）的接触导热三方面因素，通过这三方面因素的导热热阻串联计算并转换，得到所述高功率元器件i与电磁屏蔽壳（2）之间的复合导热系数；
所述高功率元器件j与卫星舱板（3）之间的复合导热系数，包括：柔性绝缘导热垫（4）的材料截面导热、柔性绝缘导热垫（4）与高功率元器件j的接触导热、柔性绝缘导热垫（4）与舱板元器件散热结构（3-2）的接触导热三方面因素，通过这三方面因素的导热热阻串联计算并转换，得到所述高功率元器件j与卫星舱板（3）之间的复合导热系数。
8.一种权利要求1-7中任一项所述的电磁屏蔽与散热一体化的星载电子系统的装配方法，其特征在于，包括：
电磁屏蔽壳（2）与卫星舱板（3）完成验收后，进行热控实施，实施完成后对电磁屏蔽壳（2）和卫星舱板（3）进行热控涂层喷涂；
涂层喷涂完成后，进行柔性绝缘导热垫（4）贴装，并将电子设备（1）与卫星舱板（3）进行集成装配；
对电子设备（1）进行内部线缆连接和等电位接地操作；
对电子设备（1）进行系统级电性能测试，完成后进行电磁屏蔽壳（2）的集成装配，形成系统级集成状态；
再次对电子设备（1）进行系统级电性能测试，完成后将该系统首先与卫星平台进行临时对接，对接方式为卫星舱板（3）底部与卫星底板（7）通过外部铰链合页进行连接安装，安装完成后保持系统向外展开约60°~90°并通过外部工装对系统进行支撑固定；
卫星舱内接插件与系统接插件进行电性对接，随后进行线缆布线与固定；
卫星加电，对电子设备（1）进行各项整星级电性能测试；
电性能测试完成后，将星载电子系统与卫星平台进行机械封板预装；
预装后进行卫星舱板（3）机械安装，安装后拆除外部铰链合页，形成最终状态。
9.根据权利要求8所述的装配方法，其特征在于，还包括：
对星载电子系统与卫星平台按照进行分离操作，包括：
卫星舱板（3）的底部与卫星底板（7）通过外部铰链合页进行连接安装，安装完成后拆除卫星舱板（3）的安装螺钉并打开，保持系统向外展开约60°~90°并通过外部工装对星载电子系统进行支撑固定；
解除星载电子系统的线缆固定并将星载电子系统与卫星之间的接插件分离，进行星载电子系统与卫星之间的连接检查，确保无连接和钩挂；
撤回卫星舱板（3）上的外部工装，进行外部铰链合页的拆卸，拆卸过程中，始终保持对卫星舱板（3）的底部的托举，保证无滑移；
将星载电子系统整体地从卫星上移出，保证在移出过程中星载电子系统与卫星之间无钩挂；
将卫星舱板（3）的一侧放置在指定位置上，对星载电子系统固定好后进行星载电子系统等电位接地处理，在星载电子系统表面覆盖防静电布；
至此分离操作完成。
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