本發(fā)明涉及一種主要用于航空、通信電子設(shè)備的用于集成安裝現(xiàn)場可更換模塊lrm綜合化電子模塊的通用機箱。尤其是適用于多安裝平臺的雙層lrm集成風(fēng)冷通用機箱。

背景技術(shù)：

隨著迅速發(fā)展的科學(xué)技術(shù)，各個行業(yè)中已經(jīng)廣泛應(yīng)用電子設(shè)備，由于環(huán)境條件惡劣，電子設(shè)備在工作過程中經(jīng)常受到各種高溫以及振動和沖擊，這對結(jié)構(gòu)散熱設(shè)計提出了更高的要求。在所有電子設(shè)備中，航空電子設(shè)備的使用環(huán)境條件可以說是最嚴(yán)酷的，它們的使用環(huán)境溫度通常為一55～+70℃。國內(nèi)電子設(shè)備普遍采用的冷卻方式如風(fēng)冷、液冷、熱管等。由于飛機本身環(huán)控系統(tǒng)可以提供冷卻空氣，所以，應(yīng)用最廣泛的是較易實現(xiàn)且較經(jīng)濟的強迫風(fēng)冷；也有采用浸漬冷卻的，如發(fā)射機中的高壓電源采用的是甲基硅油灌封冷卻。近年來，電子設(shè)備的體積越來越小，組裝密度越來越高，功耗越來越大，而熱流密度卻在不斷增加，電子設(shè)備復(fù)雜、惡劣的振動與沖擊環(huán)境對其安全可靠的工作會產(chǎn)生巨大威脅，如果電子設(shè)備自身的抗振動、沖擊能力差，在使用過程中就會因各種危害，對電子設(shè)備性能產(chǎn)生不良影響。一旦出現(xiàn)設(shè)備故障，將會造成很大的時間和經(jīng)濟損失。

航空電子技術(shù)從簡單到復(fù)雜、從模擬到數(shù)字、從分散到綜合高速的發(fā)展變化，航空電子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的發(fā)展也相應(yīng)經(jīng)歷了分立式、聯(lián)合式、綜合化和高度綜合化的發(fā)展階段，越來越多的航空電子設(shè)備正朝著綜合化的方向發(fā)展。新一代航空電子體系結(jié)構(gòu)的發(fā)展明確了綜合化、資源共享、系統(tǒng)重構(gòu)和二級維護等要求,這些要求又突出了航電系統(tǒng)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,而是具有標(biāo)準(zhǔn)結(jié)構(gòu)形式和接口的現(xiàn)場可更換模塊lrm。綜合化就是由通用的模塊和標(biāo)準(zhǔn)的數(shù)據(jù)總線、通用的操作系統(tǒng)構(gòu)成一個實現(xiàn)信息交換和處理的整體架構(gòu)。美國航空無線電公司arinc(aeronauticalradioinc.)引導(dǎo)著航空電子設(shè)備結(jié)構(gòu)一步步朝標(biāo)準(zhǔn)化、系列化和通用化方向不斷邁進。為適應(yīng)綜合模塊化航空電子(integreatedmodularavionics-ima)的發(fā)展需要，arinc公司于1999年發(fā)布了《綜合模塊化電子設(shè)計指南》arinc651規(guī)范。但從機箱的結(jié)構(gòu)設(shè)計來說，規(guī)范只給出了機箱形式的基本準(zhǔn)則，對具體的散熱方案沒有做相關(guān)闡述，需要根據(jù)產(chǎn)品的具體平臺需求和使用環(huán)境來確定機箱的總體方案。目前國內(nèi)的航空綜合化電子設(shè)備機箱及模塊標(biāo)準(zhǔn)大部分都是根據(jù)arinc651規(guī)范要求進行設(shè)計。依據(jù)arinc651規(guī)范和gjb150環(huán)境試驗要求，lrm機箱不但需要滿足結(jié)構(gòu)剛度、強度、外形和重量的要求，而且要在機械電氣接口、背板安裝、檢測口設(shè)計等方面與現(xiàn)有規(guī)范一致，在良好散熱性能的基礎(chǔ)上兼顧結(jié)構(gòu)的電磁兼容性能要求。

機載電子設(shè)備機箱是把設(shè)備內(nèi)部各種電子元器件、組件、模塊和機械零部件合理組裝成為有機整體，使其免受各種復(fù)雜環(huán)境影響和干擾，確保電性能的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)。作為高技術(shù)產(chǎn)品的現(xiàn)代航空電子設(shè)備的機箱設(shè)計，早已不再是單純機械安裝、支撐和結(jié)構(gòu)外殼設(shè)計的概念而是以滿足設(shè)備功能和環(huán)境要求為基本設(shè)計內(nèi)容，體現(xiàn)電子設(shè)備總體設(shè)計思想的綜合技術(shù)。綜合化電子設(shè)備結(jié)構(gòu)以機箱或機架為安裝平臺，各模塊通過背板總線完成信號交聯(lián)，而機箱內(nèi)的電源、冷卻系統(tǒng)等資源為各模塊所共用，從而在縮小體積和重量的前提下用簡化的結(jié)構(gòu)來實現(xiàn)更多的功能和更大的計算容量。機械結(jié)構(gòu)的模塊化就是用一系列具有標(biāo)準(zhǔn)接口和外形尺寸的通用模塊或?qū)Ｓ媚K通過不同的組合來構(gòu)成各種功能的航空電子系統(tǒng)，各模塊在機箱上同規(guī)格的位置上可以實現(xiàn)快速插拔。

隨著航空綜合化電子系統(tǒng)越來越復(fù)雜，系統(tǒng)中的lrm模塊數(shù)量也越來越多，熱耗更大。典型的綜合化設(shè)備采用安裝單層模塊的結(jié)構(gòu)形式，模塊的散熱途徑是將熱傳導(dǎo)到模塊的上下兩端鎖緊裝置，再從鎖緊裝置傳導(dǎo)到機箱上下頂板，通過上下頂板的穿通風(fēng)冷卻散熱；如果模塊熱流密度過大，則需要采用模塊的穿通風(fēng)冷散熱進行散熱，即冷卻風(fēng)直接通過模塊上的散熱齒對模塊進行冷卻。

隨著機載機箱內(nèi)部的熱密度越來越高以及安裝空間的有限性,對機箱的散熱性能和外形尺寸也提出了更高的要求。

航空綜合化電子設(shè)備在載機上的安裝主要有兩種方式：獨立安裝于載機設(shè)備艙地板或設(shè)備架上，或安裝于符合gb/t3047.2-1992標(biāo)準(zhǔn)要求的機柜上。目前，對于航空綜合化電子設(shè)備的開發(fā)，是根據(jù)系統(tǒng)模塊的規(guī)模及設(shè)備的特定安裝空間來定制機箱外形尺寸，現(xiàn)有機箱技術(shù)方案存在的不足之處在于，機箱不能直接移植的符合gb/t3047.2-1992標(biāo)準(zhǔn)的機柜上安裝，不利于電子系統(tǒng)的快速部署。同時，對于采用強迫風(fēng)冷散熱的設(shè)備，現(xiàn)有技術(shù)方案一般是根據(jù)特定載機平臺的特點來確定設(shè)備是采用飛機環(huán)控風(fēng)冷還是自帶風(fēng)機強迫風(fēng)冷，產(chǎn)品方案確定后，無法再對風(fēng)源方案進行更改，這使設(shè)備無法適應(yīng)多平臺使用的要求，設(shè)備通用化程度不高。

普通風(fēng)冷機箱的散熱性能主要取決于機箱側(cè)壁冷板的散熱性能，在功耗一定的情況下，傳熱路徑上的熱阻越小，元器件的實際使用殼溫就越低，電子設(shè)備的可靠性就越高。隨著電子技術(shù)的發(fā)展,高功耗電子器件的增多,且目前機箱基本都采用標(biāo)準(zhǔn)模塊,熱流密度大,散熱空間小,單位體積內(nèi)產(chǎn)生的熱量不斷增加，隨之帶來的問題就是對電子設(shè)備的散熱性能要求越來越高,器件過熱已成為電子產(chǎn)品失效的主要原因之一,嚴(yán)重影響了電子設(shè)備的可靠性和工作壽命。目前，采用模塊穿通風(fēng)冷散熱的電子設(shè)備機箱，如果模塊數(shù)量需求進一步加大，現(xiàn)有的單層風(fēng)冷機箱寬度就會進一步加大，這不僅不利于載機空間的有效利用，也給機箱的抗沖振設(shè)計帶來難題；如果采用雙層安裝，常用的機箱整體方案是將風(fēng)源設(shè)置于機箱頂部或底部，冷卻風(fēng)從底層模塊進，從頂層模塊出，由于模塊有多種厚度系列，模塊間形成的風(fēng)道不可能完全一致，這會造成風(fēng)道的壓力損失過大，影響整機的散熱效率。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是針對現(xiàn)有技術(shù)存在的不足之處，提供一種制造成本低，使用維護方便，能夠滿足各種電氣性能、機械連接性能、使用維護性能、環(huán)境適應(yīng)性和相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)使用要求，具有標(biāo)準(zhǔn)化、通用化、組合化特征，能夠提高機箱的散熱效能，可適用于多平臺和多風(fēng)源的現(xiàn)場可更換電子設(shè)備lru的雙層風(fēng)冷機架。

本發(fā)明實現(xiàn)上述目的技術(shù)解決方案是：一種雙層lrm集成風(fēng)冷通用機箱，包括：機箱外形及接口符合gb/t3047.2-1992的矩形箱體框架，該矩形箱體框架由左側(cè)板1、右側(cè)板5、頂板2、底板4及背板組合6圍成,其特征在于：背板組合6的上方設(shè)有電氣接口組合3，矩形箱體框架中部制有插槽及插槽尺寸系列的支撐板10，支撐板10下方設(shè)有可現(xiàn)場更換的風(fēng)源組件模塊7，風(fēng)源組件模塊7位于兩層現(xiàn)場可更換模塊lrm模塊的中部，風(fēng)源組件模塊7抽屜箱體內(nèi)設(shè)有分為兩組獨立工作，按矩陣排列的風(fēng)機，風(fēng)機對機架進行供風(fēng)或通過風(fēng)源組件模塊上的環(huán)控風(fēng)接口對機架供風(fēng)，與風(fēng)機電連接的微控制單元mcu接收每組風(fēng)機的故障信號，每組風(fēng)機工作情況通過故障燈反應(yīng)；采用風(fēng)機供風(fēng)時，冷卻風(fēng)從機架底部進風(fēng)，頂部出風(fēng)；采用環(huán)控風(fēng)供風(fēng)時，冷卻風(fēng)從風(fēng)源組件模塊7面板的環(huán)控風(fēng)接口進風(fēng)，從機架的頂部及底部出風(fēng)。

本發(fā)明相比于現(xiàn)有技術(shù)具有如下有益效果。

制造成本低，使用維護方便。本發(fā)明參照電子設(shè)備/系統(tǒng)有關(guān)標(biāo)準(zhǔn)和其對可靠性、維修性、安全性、電磁兼容性等設(shè)計規(guī)范的結(jié)構(gòu)設(shè)計，采用機箱外形及接口符合gb/t3047.2-1992的矩形箱體框架，風(fēng)源組件模塊7屬于現(xiàn)場可維護模塊，可從設(shè)備正面將其取出，方面維護和更換。由左側(cè)板1、右側(cè)板5、頂板2、底板4及背板組合6圍成矩形箱體框架,機箱可兼容風(fēng)機散熱或飛機環(huán)控風(fēng)散熱，制造成本低，使用維護方便。機架可選配風(fēng)機組件進行作為風(fēng)冷驅(qū)動單元，也可利用飛機環(huán)控風(fēng)冷源供風(fēng)。當(dāng)采用風(fēng)機供風(fēng)時，配備風(fēng)機電源指示燈和故障報警燈。將風(fēng)機分為兩組獨立工作，并通過mcu接收每組風(fēng)機的故障信號，每組風(fēng)機工作情況可通過故障燈反應(yīng)，當(dāng)故障燈常亮紅色時，說明對應(yīng)分組風(fēng)機發(fā)生故障。該設(shè)計提高了設(shè)備工作可靠性，并利于風(fēng)源組件模塊7的常規(guī)檢修。風(fēng)源組件模塊7采用4個松不脫螺釘固定，可從機箱前部裝卸，極大的提高了機箱的維護、檢測和更換，可以滿足多平臺、多風(fēng)源的使用需求?？梢詷O大的縮短開發(fā)周期，通過各模塊的快速組合和搭建，快速制定出滿足客戶需求的解決方案，有利于降低研發(fā)和生產(chǎn)加工成本。

能夠滿足各種電氣性能、機械連接性能、使用維護性能、環(huán)境適應(yīng)性和相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)使用要求。本發(fā)明在背板組合6的上方設(shè)置電氣接口組合3，機箱內(nèi)部模塊安裝空間按照符合asaac標(biāo)準(zhǔn)的綜合化電子模塊的接口尺寸設(shè)計插槽及插槽尺寸系列，機箱外形及接口設(shè)計符合gb/t3047.2-1992，高度進制為44.45mm機柜安裝要求，突破了現(xiàn)有技術(shù)機箱僅針對某一特殊的設(shè)備研制需要，標(biāo)準(zhǔn)化、通用化不足的缺陷。

具有標(biāo)準(zhǔn)化、通用化、組合化特征。本發(fā)明將機箱面板1、電氣接口組件3及風(fēng)源組件模塊7設(shè)計為獨立的模塊化部件，具有的模塊化，通用化的特征，可以根據(jù)具體使用情況進行替換。

抗沖擊振動、電磁兼容、電氣互聯(lián)、可靠性、維修性、安全性。本發(fā)明在支撐板10下方設(shè)置可現(xiàn)場更換的風(fēng)源組件模塊7，將風(fēng)源組件模塊7位于兩層現(xiàn)場可更換模塊lrm模塊的中部，風(fēng)源組件模塊7抽屜箱體內(nèi)設(shè)有分為兩組獨立工作，按矩陣排列的風(fēng)機，風(fēng)機對機架進行供風(fēng)或通過風(fēng)源組件模塊上的環(huán)控風(fēng)接口對機架供風(fēng)，與風(fēng)機電連接的微控制單元mcu接收每組風(fēng)機的故障信號，每組風(fēng)機工作情況通過故障燈反應(yīng)，可同時滿足抗沖擊振動、電磁兼容、電氣互聯(lián)、可靠性、維修性、安全性、三防、人機工程、包裝運輸及交付等方面的需求。

提高了機箱的散熱效能。本發(fā)明環(huán)境條件參考gjb150《軍用裝備環(huán)境試驗室試驗方法》，采用下部進風(fēng)、上部出風(fēng)風(fēng)機供風(fēng)或中部進風(fēng)，上下部出風(fēng)環(huán)控風(fēng)供風(fēng)，冷卻風(fēng)穿過機箱直接對內(nèi)部各功能模塊進行散熱的強迫風(fēng)冷方式，模塊內(nèi)部熱量首先通過熱傳導(dǎo)、對流換熱和輻射換熱傳向模塊冷板，再通過對流、輻射換熱傳到冷卻空氣中去，最后借助飛機本身的環(huán)控氣流將熱量帶走。典型應(yīng)用環(huán)境下，可實現(xiàn)800w熱耗以上的整機電子設(shè)備散熱需求。風(fēng)源組件模塊設(shè)置于上下兩排模塊插槽的中間，避免了上下兩排模塊因厚度不一致造成的風(fēng)道拐點，降低了風(fēng)道的風(fēng)阻，提高了機箱的散熱效能。風(fēng)源組件模塊7面板與機箱接觸面粘貼有鋁鍍銀導(dǎo)電橡膠條，底板4和頂板2內(nèi)安裝金屬屏蔽絲網(wǎng)，使機箱具有良好的電磁兼容性能；風(fēng)源組件模塊7面板與機箱接觸面粘貼的鋁鍍銀導(dǎo)電橡膠條同時起到對冷卻系統(tǒng)風(fēng)道密封的作用，提高了風(fēng)冷效能。

本發(fā)明適用于符合gb/t3047.2-1992，高度進制為44.45mm或在載機平臺上獨立安裝的現(xiàn)場可更換電子設(shè)備lru的lrm集成風(fēng)冷機箱，可作為軍、民用和各種平臺下綜合模塊化電子設(shè)備的標(biāo)準(zhǔn)lru使用。適合于多種平臺的安裝，既可用于機柜的上架安裝，也可通過更換相關(guān)模塊化組件在載機平臺上進行獨立安裝。

附圖說明

為了進一步說明而不是限制本發(fā)明的上述實現(xiàn)方式，下面結(jié)合附圖給出最佳實施例，從而使本發(fā)明的細節(jié)和優(yōu)點變得更為明顯。

圖1是本發(fā)明雙層lrm集成風(fēng)冷通用機箱的構(gòu)造示意圖。

圖2是圖1安裝有減振器的分解結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3是機箱采用機柜上架安裝形式時的外觀構(gòu)造示意圖。

圖4是圖3機箱的后部的三維軸測視圖。

圖5是風(fēng)源組件模塊7采用風(fēng)機供風(fēng)和飛機環(huán)控風(fēng)供風(fēng)的典型形式，其中，圖5(a)提供了風(fēng)機供風(fēng)的典型配置，圖5(b)給出了機箱采用飛機環(huán)控風(fēng)作為冷源時風(fēng)源組件模塊7的形式。

圖中：1左側(cè)板,2頂板，2,3電氣接口組合,4底板，5右側(cè)板，6背板組合，7風(fēng)源組件模塊,8導(dǎo)軌安裝接口，9安裝座,10中部支撐板，11螺釘組合件，12導(dǎo)軌組件，13后蓋板14蓋板，15面板，16轉(zhuǎn)接板。

具體實施方式

參閱圖1-圖2。在以下給出的一種適用于多平臺的雙層lrm集成風(fēng)冷通用機箱實施例中，一種雙層lrm集成風(fēng)冷通用機箱，包括：機箱外形及接口符合gb/t3047.2-1992的矩形箱體框架，采用框架拼接的總體結(jié)構(gòu)，該矩形箱體框架由左側(cè)板1、右側(cè)板5、頂板2、底板4及背板組合6銑制鋁合金結(jié)構(gòu)件圍成，左側(cè)板2、右側(cè)板5、頂板2、中部支撐板10、底板4及背板組合6通過螺釘組合件11固聯(lián)成長方形箱體框架，可現(xiàn)場更換的風(fēng)源組件模塊7通過其面板上的4個松不脫螺釘固定在框架上。機箱內(nèi)部從左到右后插滿了模塊，所有的模塊都通過楔形鎖緊機構(gòu)緊緊地鎖緊在冷板的插槽中，背面安裝對外接插件放置在機架下方背面。背板組合6的上方設(shè)有電氣接口組合3，矩形箱體框架中部制有插槽及插槽尺寸系列的支撐板10，支撐板10下方設(shè)有可現(xiàn)場更換的風(fēng)源組件模塊7，風(fēng)源組件模塊7位于兩層現(xiàn)場可更換模塊lrm模塊的中部，風(fēng)源組件模塊7抽屜箱體內(nèi)設(shè)有分為兩組獨立工作，按矩陣排列的風(fēng)機，風(fēng)機對機架進行供風(fēng)或通過風(fēng)源組件模塊上的環(huán)控風(fēng)接口對機架供風(fēng)，風(fēng)源組件模塊7面板后部安裝有控制電路板，控制電路板安裝微控制單元mcu和故障燈，與風(fēng)機電連接的微控制單元mcu接收每組風(fēng)機的故障信號，每組風(fēng)機工作情況通過故障燈反應(yīng)；采用風(fēng)機供風(fēng)時，冷卻風(fēng)從機架底部進風(fēng)，頂部出風(fēng)；采用環(huán)控風(fēng)供風(fēng)時，冷卻風(fēng)從風(fēng)源組件模塊7面板的環(huán)控風(fēng)接口進風(fēng)，從機架的頂部及底部出風(fēng)。

風(fēng)源組件模塊7的面板通過4個松不脫螺釘安裝與機箱上，后部配有定位銷，機箱上對應(yīng)位置配備導(dǎo)套，用于風(fēng)源組件模塊7在裝入過程中的定位和固定，可滿足機載平臺的抗沖振要求。風(fēng)源組件模塊7面板上絲印企業(yè)logo和設(shè)備名稱。風(fēng)源組件模塊可采用風(fēng)機供風(fēng)或飛機環(huán)控風(fēng)供風(fēng)。機架配備獨立安裝與載機平臺的安裝座9，提供用于安裝導(dǎo)軌的安裝接口8及可快速換裝的電氣接口組件3及面板，可根據(jù)需要對機架在載機平臺上的獨立安裝或在設(shè)備機柜上的導(dǎo)軌安裝。

參閱圖2。為提高機箱的整體剛強度，又能滿足設(shè)備輕量化的要求，在雙層lrm集成風(fēng)冷通用機箱中，各框架構(gòu)件均銑制有加強筋，機箱內(nèi)部安裝符合assac標(biāo)準(zhǔn)的綜合化電子模塊，本方案適用于機箱在載機平臺上進行獨立安裝。根據(jù)使用環(huán)境要求，以適應(yīng)更大的振動量級，機架配備獨立安裝與載機平臺的安裝座9，同時配備用于安裝導(dǎo)軌的安裝接口8及可快速換裝的電氣接口組件3，在機箱的底板4兩側(cè)的安裝座9裝配有減振器。從圖2的分解結(jié)構(gòu)示意圖可知，電氣接口組合3、安裝座9設(shè)計成可靈活裝卸的組合化部件。

參閱圖3及圖4。機箱采用機柜上架安裝形式時，將電氣接口組合3拆掉并用蓋板14替換。電氣接口組合3將電連接器安裝于機箱后部的轉(zhuǎn)接板16上。背板組合6內(nèi)部電纜布局進行相應(yīng)調(diào)整。可根據(jù)需要對機架在載機平臺上的獨立安裝或在設(shè)備機柜上的導(dǎo)軌安裝。左側(cè)板2和右側(cè)板5中部設(shè)有通過導(dǎo)軌安裝接口8固聯(lián)的導(dǎo)軌組件12，用于機箱在符合gb/t3047.2-1992的機柜上安裝。通過以上的組合模塊更換，機箱就支持機柜上架安裝了。面板15按照符合gb/t3047.2-1992的相關(guān)尺寸要求制作，寬度為482.6mm，高度為10u(1u＝44.45mm)，面板15上配有不銹鋼把手，便于機箱的安裝與維護操作。

圖5給出了兩種方案的典型形式。風(fēng)源組件模塊7的風(fēng)源可采用風(fēng)機或飛機環(huán)控風(fēng)供風(fēng)，圖5(a)提供了風(fēng)機供風(fēng)的典型配置，該風(fēng)源組件模塊7由六個風(fēng)機組成，兩組風(fēng)機通過電源獨立供電，通過面板15上設(shè)有提供風(fēng)機電源指示燈和每組風(fēng)機的故障指示燈，通過安裝在面板15背部的微控制單元mcu電路模塊輸出顯示。電源供電通過安裝于背板組合6組件背部的電連接器16與背板組合6背板上的電源插座實現(xiàn)電連接，背板組合6組件兩側(cè)的導(dǎo)向筋限制了風(fēng)源組件模塊7在插拔過程的位移，實現(xiàn)了電連接器盲插拔的可靠性。

圖5(b)給出了機箱采用飛機環(huán)控風(fēng)作為冷源時風(fēng)源組件模塊7的形式，環(huán)控風(fēng)源接口17是典型的接口之一，安裝與面板15上。風(fēng)源組件模塊7的面板與機箱安裝面嵌入有安裝法蘭盤上配置的o型橡膠密封圈，對風(fēng)源組件模塊起到密封作用，防止了冷卻風(fēng)的泄露。

以上所述的僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施例。應(yīng)當(dāng)指出，對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干變形和改進。這些變更和改變應(yīng)視為屬于本發(fā)明的保護范圍。