专利名称：具有改善的电磁干扰控制和减少的重量的电子设备冷却方法
技术领域：
本发明总体上涉及用于冷却航空电子装置的设备，特别是，用于通过容 放在电子设备机拒中的电子模块的气流冷却航空电子装置的设备。
背景技术：
航空器需要电子设备，以便控制各种航空器飞行所需的各种装置。很多 这样的电子装置容放在单独的模块中，因此多个模块装入一个或者多个机拒 中。模块的模块化设置允许有缺陷的模块独立于机拒中的其他模块被替换。与其它电子模块一样，航空电子模块(avionics modules )需要冷却，以 便防止在这些模块内的部件过热。典型地，在对流型冷却系统中，航空电子 模块用穿过模块的冷气流冷却。特别是，航空电子设备机拒和模块需要管道 系统，用于使空气越过或者接近高功率电子部件，以便去除来自这些部件的 热能。对于传统的航空电子设备机拒，需要包括用于空气管道的空间，这增加 了这些机拒的尺寸，由此增加了容纳这些机拒所需的场所。所希望的是减少空气冷却航空电子设备机拒的尺寸，而保持容放在该机 拒中的模块的相同或者取得更好的散热性。发明内容根据本发明的第一方面，提供了一种航空器的空气冷却设备，其包括机 拒，构造成分别在多个模块收纳区域中容放多个模块，该机拒具有背板区域。该设备还包括多个气流通道，设置在该机拒相邻的各模块收纳区域之间。该 设备还包括主气流单元，用于从背板区域并且通过多个气流通道提供主气 流，以由此冷却容放在机拒中的多个模块。根据本发明的另一方面，提供了一种航空电子模块，其包括具有至少一 个连接区域的后表面，该至少一个连接区域用于连接到航空电子机拒上的背 板。该航空电子模块还包括多个侧表面、具有多个用于接收进气口向上气流(in-let air up draft)的开口的下表面，以及具有多个用于接收已经通过航空 电子模块的内部区域后的进气口向上气流的上表面。根据本发明的再一方面，提供航空电子模块，其包括具有至少一个连接 区域的后表面和多个侧表面，该至少一个连接区域用于连接到航空电子机拒 上的背板。该侧表面之一包括对应于沟道的凹入区域。该航空电子模块构造 成邻接航空电子机拒中相邻的航空电子模块。来自航空电子模块的后表面的 气流通过航空电子模块的沟道和相邻设置的航空电子模块的侧表面上的沟 道，由此冷却该航空电子模块。
参照下面的详细描述和附图，本发明的前述优点和特征将变得明显易 懂，其中图1是根据本发明第一实施例的电子拒内的模块容放表面的示意图；图2是根据本发明第二实施例的模块的示意图；图3是根据本发明第三实施例的模块的示意图；图4是展示根据本发明第四实施例的模块到拒中的连接的示意图；图5展示了第四实施例的模块的后视图；图6是根据本发明实施例的模块的内部部件的截面图；图7是根据本发明第五实施例的模块的示意图；图8M示根据本发明第六实施例的模块位置的示意图；图9A和9B是分别展示图8中模块可以釆用的两个不同类型的连接件；和图IOA和10B是分别展示根据本发明第一实施例的机拒的正视图和侧 视图的示意图。
具体实施方式
下面，将参照附图详细描述本发明。本发明涉及航空电子机拒的空气冷 却设备，该航空电子机拒与传统的空气冷却的航空电子机拒相比，减少了机 拒的体积，降低了重量，并且提高了可靠性。在本发明的至少一个实施例中， 气流设置到电子组件的外部，由此减少并且实践中消除了气流中的湿气和颗 粒沉积在电子装置上的可能性，否则湿气和颗粒可能导致设备失效。下面将参照附图描述本发明的第一实施例。因为底板(或控制板)结构内的电子器件互连朝着信号少、速度快的方向发展，所以在走线区域(routing regions)之间制造具有合适间隔和大小的孔的背板变得可行。然后这些孔由 底托/背板部件将控制板包封在金属结构内而得到保护。该结构在其后表面上 设置了管道进口连接，用于从航空器提供冷却空气(优选在压力下)。该结 构在其前端上设置有硬的底托、电磁干扰(EMI)连接(bond)和连接器输 入/输出(I/O)区域，其通过机械部件与空气通道隔离。然后，这些空气通 道被定位为当这些模块安装在机拒中时在模块表面之间提供气流。关键任务系统可能会要求辅助冷却能力，其中备用冷却气流源用于在主 冷却气流缺乏的情况下提供对模块的冷却。这典型地需要复杂的电磁设计、 阀门、风扇/吹风机，并且导致主冷却系统内的压力降控制问题。在本发明的 一个实施例中，因为模块到航空器的所有信号接口采用前面板1/0，并且由 于在控制板(背板)中的高速串行I/0，所以在XCP (IO吉比特)印刷线路 板中实现相对较少量的信号走线互连。由此，空气端口通过背板实现，以提 供直接的气流穿过模块表面(外或内)。同样，可以提供补充气流，由此该 补充气流与主气流隔离，以便消除传统系统中令人苦恼的压力降变化问题或 者复杂的阀门控制问题。该气流的示范性实施例可见于David Hartung的系 列号为11/249,263的共同未决美国专利申请，其标题为"用于高可靠性电子 器件的交叉流冗余空气冷却方法(Cross-Flow Redundant Air Cooling Method for High Reliability Electronics )"(参考上述)，并与本申请同 一天提交，其全 部内容引用结合于此。就是说，本发明可以利用该发明中所揭示的某些或者 所有的实施例。图l展示了根据本发明第一实施例的航空电子机拒的一部分。在第一实 施例中，三个模块110A、 110B和110C容放在航空电子机拒100中，因此 空气通道120设置在模块110A、 110B和110C之间，以便在冷却空气通过这些气流通道120时冷却模块的侧表面。图1所见的视图是关于模块IIOA、 110B和110C的后表面，由此模块的后表面连接到机拒上的背板(未示出)。 每个模块的连接区域由EMI接地屏蔽130围绕，该EMI接地屏蔽130可以 对应于例如金属簧片(finger stock )。在模块上没有设置背板连接区域的位置 上，冷却空气提供到每个模块110A、 110B和110C的后表面。在图1中， 该位置对应于每个模块110A、 110B和110C的中间区域。于是，冷却空气 直才妻通过气流通道120,以^^冷却才莫块110A、 110B和110C的侧表面。图2展示了根据本第二实施例可以安装到航空电子机拒上的模块200。 模块200包括如图所示具有LED指示器220A、 220B、 220C的前表面210。 该模块在顶面和底面(未示出)上具有开口 230,用于使得进气口上升气流 从模块200的底部到顶部通过模块200,并且由此直接冷却容放在模块200 内的电子部件。进气口上升气流可以对应于航空电子机拒中的提供的次气 流，其中主气流例如由图l所示的结构提供。在该实施例的优选实施中，开 口 230由网状过滤件覆盖，从而微粒和其它物质由过滤件收集而不进入模块 200，否则这些微粒和其它物质会对模块200内的电子部件带来问题。图3展示了根据本发明第三实施例可以安装到航空电子机拒上的模块 300。模块300包括如图所示具有LED指示器320A、 320B、 320C的前表面 310。模块300还包括后表面(未示出)，其直接从背板方向接收主进气口空 气。主进气口空气通过模块300的侧表面，其中侧表面包括鳍340，其指引 空气到模块300的侧面上的特定位置。这样，主气流可以引导到模块300的 特定部分，该部分比模块300的其它部分产生更多的热。图3还示出流过模 块300内部的进气口上升气流(in-let air up draft),从模块底部(未示出) 中的开口到模块300的顶部中的开口 340，其中进气口上升气流对应于独立 的次气流。在第二和第三实施例中，航空器系统提供主冷却气流，其典型地是压缩 气流。压缩的主气流通过背板提供，并且使得最初与容放在机拒内的模块的 后表面接触。次气流提供次级空气冷却，其通过内部风扇或者其它压缩空气 系统提供到容放在机柜内的模块，以便为模块提供双重冷却系统。图4展示了根据本发明第四实施例容放在航空电子机拒内的模块410。 该模块可以具有例如图2或3所示的结构。在图4中，高压进气口空气通过 例如管道提供到机拒420的后表面。当模块410设置在机拒420中的开口内时，带有弹性密闭机构(spring closure mechanism)的隔板(baffle) 430由 模块410的顶部、底部接合销(engagement pins) 412A、 412B致动，该模 块410与隔板和弹性密闭构件430接触，由此打开在机拒420中的特定开口 内的主气流通道。在模块后面板与背板接触并且与敞开位置上的隔板接触的情况下，高压 进气口空气流入机拒420中模块410所处的区域。现在参照展示了模块410 的后表面510的图5，主气流与模块410的后表面510上的中心区域520接 触，因此该中心区域520不包括任何连接器区域530。连接器区域530设置区域530由例如金属簧片的EMI屏蔽(见图1)围绕。因此，模块410有两 个隔离走线区域，其中两个走线区域都没有直接接收主进口气流。中心区域 520优选相对于模块410的后表面510凹入，以备空气管道通过模块410的 侧表面。图5中的箭头示出了进口气流在与模块410的后表面510进行最初接触 后所釆取的不同路径部分。更具体讲，主气流与模块410的后表面上的中心 区域520进行最初接触，然后扩散通过模块410的侧表面，流向模块410的 前表面。如图3所示，在模块410的侧表面上可以提供鳍，以便引导空气通 过模块。在机拒中也可以提供空气通道，如图l所示，以便引导主气流从后 表面，通过侧表面并最终排出机拒。通过使每个机拒模块开口具有由模块的顶部、底部接合销致动的带弹性 密闭机构的隔板，只有当前正容放模块的机拒开口接收主气流，由此当前没 有容放模块的机拒开口的各自的隔板在常闭位置上，以由此阻挡进口气流通 过这些机拒开口。这使得机拒当前正容》i^莫块的区域中具有更强的气流，这 是希望的特征。图6展示了外表面上有鳍的模块610的截面图，其中通过该鳍的气流用 于冷却设置在模块610的内部散热件(heat sink) 630上的散热片(heat sink fms ) 620。印刷线路板640直接连接到内部散热件630,因此散热片630接 收印刷线路板640产生的热，并且因此通过模块610的其它表面上的外部鳍 的气流有助于冷却散热片630,且因此有助于冷却印刷线路板640。图6还 示出了传热垫645，其连接到印刷线路板640的相对表面。图6还示出了球 栅阵列(ball grid array) 650,它是很高的点热源。图7展示了根据本发明第五实施例的模块710,其中设置在模块710侧 表面上的鳍720被构造以便引导气流通过模块710的特定部分。在图7中， 气流被引导通过模块710的中心部分730,这里特别需要热传递。气流从模 块710的后表面740引导到空气进口 750，其中第一部分气流通过中心部分 730的顶部，然后向下(以冷却中心部分730的右侧)，然后通过空气出口 760。来自模块710的后表面740的第二部分气流从空气进口 750向下通过 (以冷却中心部分730的左侧)，然后通过中心部分730的底部，然后直接 排出空气出口 760。也可以利用独立的次气流，如前所述，以提供进气口上 升气流以在内部通过模块710。图8展示了根据本发明第六实施例的冷却系统，其中在机拒的同一行上 相邻模块810彼此连接。所示的每个模块810具有基本上矩形形状，凹槽或 者沟槽820提供在它们的右侧表面上，并且连接部分830提供在模块810的 右侧和左侧表面上。每个模块810连接到刚性背板组件822。模块810的连接部分830可以以任何种类的方式构造，例如图9A和9B 所示的方式，这只是示例性的而不是限制性的。在图9A中，模块构造有在 模块810的前表面的一侧(例如，左侧)上的凸形连接件910和在才莫块810 的前表面的相对侧(例如，右侧)上的凹形连接件920，因此提供在机拒同 一行上的相邻模块设置成凸/凹/凸/凹……构造或者凹/凸/凹/凸……构造。在 图9A中，凸形连接件910对应于颈状部分925和头状部分930,而凹形连 接件920对应于颈接收区域935和头接收区域940。如图9所示，这提供模 块810之中的X轴互锁。在图9B中，凸形连接件960具有L形状，而凹形连接件970的尺寸被 设计为可接收L形状的凸形连接件960。图9A和9B所示的连接件对应于指 状锁定凸起(finger lock tabs),其允许模块810互锁到航空电子机拒中的相 邻模块。指状锁定凸起在制造模块810期间可以突出到模块810上。每个模 块810的凹槽或者沟道820使得允许主气流从机拒的背板区域流入，通过模 块810的侧表面，并且排出到机拒的前面。在选择性实施中，鳍可以提供在 模块810的一个或者两个侧表面中，以增强气流通过模块810。另外，多行模块可以直接提供在图8所示模块行的顶部上以及图8所示 模块行的紧下方，以便消除对在一起的机拒上下表面的需求。图IOA和10B分别展示了机拒IOOO的不同视图，在本发明的第一实施例中可以使用机拒1000,以便从该机柜的后侧的背板部分提供主冷却气流，并且可以从机柜1000上最下方一行模块下面的位置提供次冷却气流。图10A 展示了机拒1000的正视图，其中机拒1000具有多个轨道1010，模块可以在 其上滑动，以由此将才莫块安装在^L拒1000内。次气流通道1020 ,人才几拒1000 的底部1030提供空气，因此次气流提供从最下行模块到最上行模块向上流 动然后排出机拒1000的空气。图IOA底部提供的箭头展示了机拒1000中次 气流的方向。图2的模块200可以用于装入机拒1000，其使得空气从模块 200的底面经由开口 230流到顶面，以由此提供次冷却作用。图IOB展示了机拒1000的侧视图，其中可以从不同于图IOA所示的角 度看到模块支撑轨道1010。图IOB还展示了主气流通道，其从机拒1000的 背面部分1040进入机拒1000,其中图10B的顶部和中部所示的箭头展示了 主气流进入机拒1000的方向。图10B的下部还示出了次气流通道，图10B 的底部提供的箭头展示了机拒1000中次气流的方向。图IOB还示出了隔板 1050,其使主气流进入各模块的位置，或者阻止主气流进入各模块位置。特 别是，当前正容放模块的模块位置由于它们各自的隔板1050借助于各自模 块(例如通过模块的引导销)打开而接收主气流，而当前空着的模块位置由 于它们各自的隔板处于它们的常闭位置而不接收主气流。与传统航空电子冷却系统相比，本发明的一个有益效果是实现减少机拒 空间，这是因为机拒中的模块之上和之下不需要充气增压。而且，根据本发 明的 一个实施例，进入机拒中的气流保持模块内的电子部件不受湿气冷凝和 颗粒影响，它们会妨碍热传递并且引起可靠性下降的问题。此外，在机拒的 后连接区域釆用常闭的隔板/快门提供了相对简单的方法，以在模块从机拒移 出时关闭气流，而不引起同一机拒中相邻模块的冷却损耗。另外，如对第四 实施例所说明，气流可以为特别模块而设计，以优化对该模块的特别部分的 冷却效果。本发明的示范性实施例允许直接在模块电子组件(例如，航空电 子模块)上提供产生/接收信号的航空器信号接口 (例如，见图2,连接器 220A-C),而不采用/通过在模块化航空电子组件中典型采用的背板。在示范 性实施例中，提供一种飞行器，包括机身和多个航空电子模块，该多个航空 电子模块可以至少进行产生电信号和接收电信号中的一项操作，其中航空电 子模块包括至少一个直接在该航空电子模块上的航空器信号接口 ，其中航空 器信号不通过背板组件。因此，根据本发明已经描述了航空电子机拒冷却设备的不同实施例。在 此所描述和图解的方法和结构可以进行很多修改和变化而不脱离本发明的精神和范围。因此，应当理解的是，在此所描述的方法和设备仅是说明性的， 而不限制本发明的范围。
权利要求
1、一种航空器的空气冷却设备，包括机柜，构造成在多个模块收纳区域中分别容放多个模块，所述机柜具有背板区域；多个气流通道，设置在所述机柜的相邻的各模块收纳区域之间；和主气流单元，用于提供从所述背板区域通过所述多个气流通道的主气流，以由此冷却容放在所述机柜内的所述多个模块。
2、 根据权利要求1所述的空气冷却设备，还包括次气流单元，用于提供从所述机拒的底部向上进入所述机拒的次气流， 以由此冷却所述机拒内的所述多个模块。
3、 根据权利要求2所述的空气冷却设备，其中所述次气流单元与所述 主气流单元隔离并独立于所述主气流单元。
4、 根据权利要求1所述的空气冷却设备，还包括空气管道，用于向容放在所述机拒中的所述多个模块的后表面提供所述 主气流。
5、 一种航空电子模块，包括后表面，具有至少一个连接区域，所述连接区域用于连接到航空电子机 拒上的背板；多个侧表面；下表面，具有多个开口，用于接收进气口上升气流；和 上表面，具有多个开口，用于在所述进气口上升气流通过所述航空电子 模块的内部区域后接收所述进气口上升气流。
6、 根据权利要求5所述的航空电子模块，其中所述航空电子模块的上、 下表面的所述多个开口中每一个都包括阻挡粒子进入所述航空电子模块的 内部区域中的过滤件。
7、 根据权利要求5所述的航空电子模块，其中所述多个侧表面中的至 少一个包括多个鳍，引导空气通过所述航空电子模块的所述侧表面的特定部分。
8、 根据权利要求5所述的航空电子模块，其中所述至少一个连接区域 包括电磁屏蔽，设置在所述至少一个连接区域的外周边上。
9、 根据权利要求8所述的航空电子模块，其中所述电磁屏蔽是金属簧片。
10、 根据权利要求5所述的航空电子模块，其中所述后表面还包括 第一和第二连接区域；和空气进口区域，构造成接收来自所述航空电子机拒的背板的方向上的空 气进入，并且引导所述空气通过所述航空电子模块的侧表面。
11、 根据权利要求10所述的航空电子模块，其中所述第一和第二连接 区域分别包括第一和第二电磁屏蔽，所述第一和第二电磁屏蔽设置在所述第 一和第二连接区域的外周边上。
12、 根据权利要求10所述的航空电子模块，其中所述航空电子模块的 内部区域包括印刷线路板；和散热件，包括直接连接到所述航空电子模块的侧表面之一的多个散热片，其中所述航空电子模块的侧表面之一包括多个鳍，构造成来自所述航空电子模块的后表面的空气进入通过所 述侧表面之一的特定部分，以由此冷却所述多个散热片、所述散热件和 所述印刷线路板。
13、 一种航空电子模块，包括后表面，具有至少一个连接区域，所述连接区域用于连接到航空电子机 柜上的背板；多个侧表面，其中所述侧表面之一 包括对应于沟道的凹入区域， 其中所述航空电子模块构造成邻接所述航空电子机拒中相邻的航空电 子模块，并且其中来自所述航空电子模块的后表面的气流通过所述航空电子模块的 沟道和相邻设置的航空电子模块的侧表面上的沟道，以由此冷却所述航空电 子模块。
14、 根据权利要求13所述的航空电子模块，还包括第一连接件，提供在所述航空电子模块的前表面上，用于连接到所述机 拒中的第一相邻定位的航空电子模块；和第二连接件，提供在所述航空电子模块的所述前表面上，用于连接到所 述机拒中的第二相邻定位的航空电子模块。
15、 根据权利要求14所述的航空电子模块，其中所述第一连接件是凸 形件，并且其中所述第二连接件是凹形件。
16、 根据权利要求14所述的航空电子模块，其中所述至少一个连接区 域包括电磁屏蔽，设置在所述至少一个连接区域的外周边上。
17、 根据权利要求16所述的航空电子模块，其中所述电磁屏蔽是金属 簧片。
18、 根据权利要求14所述的航空电子模块，其中所述至少一个连接区 域包括第一和第二连接区域，其中所述第一和第二连接区域分别包括第一和第二电^F兹屏蔽，所述第一 和第二电磁屏蔽设置在所述第一和第二连接区域的外周边上。
19、 一种航空交通工具，包括 机身；和多个航空电子模块，其至少进行产生电信号和接收电信号中的一个操 作，其中所述航空电子模块包括直接在所述航空电子模块上的至少 一 个航空器信号接口。
全文摘要
一种航空器的冷却设备，包括机柜，构造成在多个模块收纳区域中分别容纳多个模块，其中该机柜具有背板区域。该设备还包括多个气流通道，设置在机柜相邻的各模块容放区域之间。该设备还包括主气流单元，用于提供来自背板区域并且通过多个气流通道的主气流，以由此冷却容放在机柜中的多个模块。
文档编号H05K7/20GK101331816SQ200680047494
公开日2008年12月24日 申请日期2006年10月16日 优先权日2005年10月14日
发明者戴维·哈通 申请人:通用电气航空系统有限责任公司