항공전자장비 열거동 특성의 CFD·실험 통합검증 및 열적 안정성 평가

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확장요약문

항공전자장비는 소형화와 고성능화에 따라 단위 부피당 발열량이 증가하고 있어, 고온 환경에서의 안정적인 동작을 보장하기 위한 설계 단계의 열적 검증이 중요하다. 본 연구에서는 고온 운용 조건에서 항공전자장비의 열거동을 예측할 수 있는 전산해석 절차를 구축하고, 실험을 통해 그 타당성을 검증하였다. 복잡한 장비 형상은 SpaceClaim에서 전처리, 객체 변환, 객체 식별의 단계를 거쳐 단순화하였으며, 주요 발열부품과 냉각 유로를 유지한 상태로 Icepak과 연계하여 해석 모델을 구성하였다. 격자 민감도 분석을 통해 약 950만 개의 비정렬 육면체 격자를 선정하였고, Zero-Equation 난류 모델 기반의 정상상태 해석에서 팬에 의한 강제대류, 고체와 유체 간 공액열전달 및 표면 간 복사를 함께 고려하였다. 해석 결과, 장비 하단으로 유입된 외기는 공기조절판을 거쳐 각 CCA 사이의 유로로 분배되며 채널형 강제대류를 형성하였다. 최고온도는 Q3 소자에서 85.84 ℃였으며, 허용온도 대비 여유가 가장 작은 U18 소자도 약 12 ℃의 여유를 확보하여 모든 발열소자가 허용온도 이하로 유지될 것으로 예측되었다(Table 1, Fig. 1). 검증 실험은 43 ℃로 유지한 항온항습 챔버에서 장비를 작동시킨 상태로 수행하였다. 측정된 고온 영역의 위치는 해석 결과와 정성적으로 잘 일치하였고 측정 온도는 해석값보다 최대 약 6 ℃ 낮아 상대오차는 약 10 % 수준으로 나타났다. 해석이 실제보다 다소 높은 온도를 예측하므로 설계 관점에서 보수적인 결과를 제공하며 항공전자장비의 시스템 수준 열 설계와 열적 안정성 평가에 활용될 수 있을 것으로 판단된다.