曲面式柔性航天多功能结构计算机的制作方法

本发明涉及星载计算机技术领域，具体的涉及一种曲面式柔性航天多功能结构计算机。

背景技术：

在当前航天器设计中，电子计算和控制功能、结构承载功能以及热控制功能等，往往都是通过各自独立设计的单一功能模块单元实现。例如，电子计算和控制用的电子设备黑盒子等，结构支撑和承载用的承载板、框架以及外壳等，以及热控制用的散热器和冷却板等功能部件都是单独地分开设计，最后在航天器内部采用螺纹副连接等机械接口方式进行表面装配与集成。

在上述现有的设计方式中，由于所用各种设备和功能模块单元的体积不规则，在航天器内部组装后会占据航天器内部的大量空间；此外，采用上述设计方法还需使用外部壳体结构作为电子设备的支撑、防护或封装，致使电子设备的体积较自身电路本身要大数倍甚至数十倍，从而给航天器带来了更多的附加寄生质量。因此，现有设计的一个显著缺点是，造成了空间资源紧张和结构质量过重的问题，已无法满足此类航天器的结构轻质化需求以及空间预算要求。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种曲面式柔性航天多功能结构计算机，该发明解决了现有技术中航天器组装完成后，内部空间被各种连接部件占据过多的技术问题。

本发明提供了一种曲面式柔性航天多功能结构计算机，包括：曲面支撑结构、柔性电路板层、mcm基板和多芯片模块层，曲面支撑结构包括内部中空的夹心材料层和分别设置于夹心材料层两相对端的复合材料外壁板和复合材料内壁板；柔性电路板层、mcm基板、多芯片模块层叠置于夹心材料层内；柔性电路板层设置于靠近复合材料内壁板一端的夹心材料层上，mcm基板设置于柔性电路板层的顶部，多芯片模块层设置于mcm基板上；多芯片模块层上设置多个芯片模块，各芯片模块之间通过柔性电路板层内的电路相连接。

进一步地，还包括用于使曲面式柔性航天多功能结构计算机具有热控制和电磁屏蔽功能的表面防护层，表面防护层罩设于多芯片模块层上。

进一步地，mcm基板与柔性电路板层通过焊接方式相连接；表面防护层与多芯片模块层通过粘结剂相连接。

进一步地，两两相邻多芯片模块之间相互间隔设置，两两相邻多芯片模块之间填充具有导热作用的填充材料。

进一步地，夹心材料层由聚甲基丙烯酰亚泡沫材料或铝制蜂窝状材料制成。

进一步地，柔性电路板层上设有多个用于安装mcm的mcm插槽。

进一步地，复合材料内壁板和复合材料外壁板均由10层单向板，按[0/90/0/90/0]方式对称铺设，单向板的厚度为0.2mm。

本发明的技术效果：

本发明提供的曲面式柔性航天多功能结构计算机，通过嵌入方式，将航天计算机的各个组成部件(包括芯片、电子线路及其支架、外壳、电连接器、结构封装、热控器件等)经功能重组构成多个mcm，再集成到曲面支撑结构(如航天器的圆筒式舱壁)中，从而形成有源电子线路与机械表面直接接触的一体化柔性电子设备结构，实现电子设备体积、重量以及成本的全面缩减。

本发明提供的曲面式柔性航天多功能结构计算机，使得传统的航天计算机缩微成一种兼具机械承载、电子计算、热控制和电磁屏蔽等多种功能的轻小一体化多功能结构计算机。通过释放各独立功能模块单元所占据的航天器内部空间，取消了航天器计算机中外部机壳与机架、连接器等大体积组件，大大减小了航天器电子设备的寄生质量(缩减了电子设备质量的40％～50％以上)。

本发明提供的曲面式柔性航天多功能结构计算机，有效解决了现有航天器电子设备中的体积臃肿，大幅降低了航天器系统的质量，提高了结构的功能密度，扩大了航天器内部可供利用的装载空间。此外，基于本发明，还可改变传统航天器通过子系统级模块化集成的设计理念，采用全新的通过功能级模块化集成的思路来进行航天器设计，从而构造出新型的航天器构型。

具体请参考根据本发明的曲面式柔性航天多功能结构计算机提出的各种实施例的如下描述，将使得本发明的上述和其他方面显而易见。

附图说明

图1为本发明优选实施例提供的曲面式柔性航天多功能结构计算机的立体示意图；

图2为本发明优选实施例提供的曲面式柔性航天多功能结构计算机的内部叠层结构示意图；

图3为本发明优选实施例提供的多芯片模块在柔性电路板层上的布置示意图；

图4为本发明优选实施例提供的曲面式柔性航天多功能结构计算机安装在航天器服务舱舱壁上的安装效果图。

图例说明：

1、复合材料外壁板；2、复合材料内壁板；3、夹心材料层；4、柔性电路板层；5、多芯片模块层；6、表面防护层；7、焊球；8、mcm基板；10、高导热系数填充材料；300、曲面支撑结构。

具体实施方式

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

本文中mcm是指多芯片模块。本文中多芯片模块(mcm)，是指把多块裸露的集成电路(integratedcircuit，ic)芯片安装在一块公用高密度多层互连底板上并进行高密度封装。其密度、体积、性能是目前别的电路所无法比拟的。

参见图1～2，本发明提供了一种曲面式柔性航天多功能结构计算机，曲面支撑结构300、柔性电路板层4、mcm基板8和多个多芯片模块层5，曲面支撑结构300包括内部中空的夹心材料层3和分别设置于夹心材料层3两相对端外的复合材料外壁板1和复合材料内壁板2；柔性电路板层4、mcm基板8、多芯片模块层5依序叠置于夹心材料层3内，柔性电路板层4设置于复合材料内壁板2一端的夹心材料层3上。mcm基板8设置于柔性电路板层4顶部。

本发明提供的曲面式柔性航天多功能结构计算机的各部件之间的连接关系和所需部件，参照现有航天用计算机设置。

参见图2，其中所用柔性电路板层4具有轻、薄、短、小、集成度高、柔韧性好、耐高温、耐振动、易于异型化安装、绝缘性良好等优点，满足复杂电子设备的多层高密度布线和三维组装的需求。柔性电路板层4通过胶接的方式粘连在复合材料内壁板2之上。柔性电路板层4上布置有柔性电缆跨接线等柔性连接结构，用于电路板与电路板、电子设备与电子设备之间的连接并实现多芯片模块之间的功率分配和数据/信号传输。

参见图2，曲面支撑结构300包括夹心材料层3，夹心材料层3的相对端分别设置复合材料外壁板1和复合材料内壁板2，夹心材料层3内部中空，柔性电路板层4、mcm基板8、多芯片模块层5、表面防护层6嵌入设置于夹心材料层3内。柔性电路板层4设置于复合材料内壁板2一端的夹心材料层3上。mcm基板8设置于柔性电路板层4顶部。优选的mcm基板8与柔性电路板层4通过焊接方式相连接。mcm基板8顶面上按如图3所示的电路结构，将对应的多芯片模块分别安放于mcm基板8上，构成多芯片模块层5。表面防护层6罩设于多芯片模块层5上。优选的，表面防护层6与多芯片模块层5之间通过粘结剂相连接。表面防护层6容纳于夹心材料层3中，并靠近复合材料外壁板1。

本发明提供的曲面式柔性航天多功能结构计算机设置于服务舱舱壁上，服务舱舱壁对其祈祷承载和支撑的作用。

优选的，还包括表面防护层6，表面防护层6采用粘接剂与多芯片模块层5进行胶接。通过采用上述表面防护层6，使得该计算机集成了热控制和电磁屏蔽的功能。

优选的，首先通过焊接的方式将多芯片模块(mcm)基板通过mcm焊球7与柔性电路板层4相连接；然后同样采用焊接方法，将多芯片模块焊接在mcm基板8上。通过采用这样的方式，传统的机箱、电缆和连接器等都被柔性系统所取代，印制配线板上的电子设备被缩减为mcm。

多芯片模块可以为各类构成计算机所必须的模块，例如可以为具有电源、cpu、数据存储、人机交互、现场总线等功能电路的模块。通过将具有上述功能的模块重构成多个多芯片模块(mcm)及mcm插件，方便各模块的安装拆除。同时以航天器曲面结构确定该结构计算机的拓扑构型；再以该拓扑构型为基础设计柔性连接电缆，实现各mcm之间的柔性连接。最后将该所得具有柔性能力的计算机与航天器曲面结构相结合，从而形成有源电子线路与航天结构机械构型相融合的新型一体化柔性多功能结构计算机。通过采用多芯片模块(mcm)、复合材料夹层结构及热控一体化封装，实现电控、热控与结构体的一体化，集结构承载、电子计算、热控、电磁屏蔽等功能于一体。

曲面支撑结构300兼顾结构承力和散热，它使用高导热系数复合材料承力结构壁板与蜂窝结构组合单元，采用复合材料面板夹层结构设计形式，其复合材料外壁板1和复合材料内壁板2均为由碳/环氧单向复合材料板铺设而成的复合材料壁板。

优选的，复合材料内壁板2和复合材料外壁板1均由10层单向板，按[0/90/0/90/0]方式对称铺设，单向板的厚度为0.2mm。采用该结构的复合材料内壁板2和复合材料外壁板1能实现拓扑构型。使其适于航天器在轨使用的各项要求。

优选的，柔性电路板层4上设有多个mcm插槽，用于安装mcm(例如基于arm最小系统的cpu单元、用于人机交互的usbhub单元、通信控制单元、基于lcd/vga的视频交互接口、音频交互接口单元、计算机供电单元等)；这些mcm均布局设计图放置于相应的位置。柔性电路板层4上还布有柔性电缆跨接线等柔性连接结构，用于电路板与电路板、电子设备与电子设备之间的连接并实现各mcm之间的功率分配和数据/信号传输。

优选的，表面防护层6由具有高热传导率的轻质复合材料制作，表面防护层6内部置入如热倍增器、热通路/热母线或者热管等热控部件，表面渡有一层高磁导率的金属膜用于电磁屏蔽，具有热控制和电磁屏蔽功能。

优选的，夹心材料层3由pmi(聚甲基丙烯酰亚胺)泡沫材料或铝制蜂窝状材料制成。

优选的，设置于所述多芯片模块层5上的多个多芯片模块间隔设置，两两相邻所述多芯片模块之间填充具有导热作用的填充材料。各多芯片模块(mcm)之间填充高导热系数填充材料10。使得mcm能与表面防护层6、mcm基板8等热扩散面充分接触，通过导热胶接，用于实现导热功能。高导热系数填充材料10可以为导热系数高达5.8w/m·k的硅橡胶绝缘材料，例如xk-f60硅橡胶。

下面结合一个具体的实施例对本发明做进一步详细的说明。

本实施例以对某航天器进行指挥控制为背景需求，将各组件集成到航天器服务舱的圆筒式舱壁支撑结构(是一种典型的曲面支撑结构300)中，得到本发明提供的曲面式柔性航天多功能结构计算机。

将具有电源、cpu、数据存储、人机交互、现场总线等功能的电路重构成多个多芯片模块(mcm)及mcm插件。然后以航天器曲面结构确定该结构计算机的拓扑构型。再以该拓扑构型为基础设计柔性连接电缆，实现各mcm之间的柔性连接。最后再将mcm、mcm插件以及柔性连接电缆等以嵌入的方式与航天器曲面结构相结合，从而形成有源电子线路与航天结构机械构型相融合的新型一体化柔性多功能结构计算机。该多功能结构计算机通过采用多芯片模块(mcm)、复合材料夹层结构及热控的一体化封装技术，实现电控、热控与结构体的一体化设计，集结构承载、电子计算、热控、电磁屏蔽等功能于一体。

具有承载功能的航天器服务舱圆筒式舱壁作为曲面支撑结构300。该曲面支撑结构300使用高导热系数复合材料内壁板2和复合材料外壁板1与夹心材料层3相结合，兼顾结构承力和散热。具体地，该复合材料内壁板2和复合材料外壁板1均由碳/环氧单向复合材料板铺设而成，在本实施例中，复合材料内壁板2和复合材料外壁板1均选用10层单向板，按[0/90/0/90/0]的铺层方式进行对称铺设，单向板的厚度为0.2mm，夹心材料层3为铝质蜂窝材料或聚酰亚胺泡沫材料，本实施例中选用集导热、防辐、热控等功能于一体的铝质蜂窝作为夹心材料层3。

本实施例中，各层的布置如图2所示。各个多芯片模块(mcm)的位置可以根据需要进行布置，本实施例中mcm的布置方式如图3所示。

本实施例中所得曲面式柔性航天多功能结构计算机的外观如图1所示，其在该航天器服务舱舱壁上的布局效果如图4所示。本发明提供的曲面式柔性航天多功能结构计算机与传统星载计算机平台的对比分析结果如表1所示。

表1本发明提供的曲面式柔性航天多功能结构计算机与传统星载计算机平台对比分析表

由表1可见，本发明提供的曲面式柔性航天多功能结构计算机充分利用复合材料夹层结构特性，将mcm、结构电缆、结构电源、mcm插件等集成到曲面航天器支撑结构中，从而使电子设备微缩成集机、电、热一体化，兼有航天器控制、信号处理、数据传输、电源分配、热控制、电磁屏蔽等多种功能的轻、小结构体。本发明所述融承载、控制、计算、热控、电磁屏蔽等于一体的曲面式柔性航天多功能结构计算机，取消了传统的外部机壳与机架、连接器等大体积组件，大幅缩减了航天器计算机系统的质量，扩大了航天器内部可利用的空间。与传统航天器计算机相比，曲面式柔性航天多功能结构计算机实现了计算机体积缩小90％、重量减轻50％，因而本发明在轻小航天器的综合电子信息系统中具有较大的应用价值。本发明有效解决传统航天器中结构、控制计算机及热控等独立功能单元质量、空间冗余问题的关键问题。

本领域技术人员将清楚本发明的范围不限制于以上讨论的示例，有可能对其进行若干改变和修改，而不脱离所附权利要求书限定的本发明的范围。尽管己经在附图和说明书中详细图示和描述了本发明，但这样的说明和描述仅是说明或示意性的，而非限制性的。本发明并不限于所公开的实施例。

通过对附图，说明书和权利要求书的研究，在实施本发明时本领域技术人员可以理解和实现所公开的实施例的变形。在权利要求书中，术语“包括”不排除其他步骤或元素，而不定冠词“一个”或“一种”不排除多个。在彼此不同的从属权利要求中引用的某些措施的事实不意味着这些措施的组合不能被有利地使用。权利要求书中的任何参考标记不构成对本发明的范围的限制。