綜合模塊化航空電子的液冷設計

程勁嘉

(中國西南電子技術研究所,成都 610036)

1 引 言

航空電子設備的發(fā)展在形式上基本是由設備級向模塊級、片上系統(tǒng)級方向發(fā)展,大大提高了航電系統(tǒng)的性能,減少了航電設備的體積、重量和功耗,提高了航電系統(tǒng)和設備的可靠性和維修性,有利于系統(tǒng)的升級換代。

對新一代軍用航電系統(tǒng)更強大功能的需求、元器件技術的飛速發(fā)展,以及模塊化集成度的提高,將要求航空電子設備能以更小的體積、更輕的重量提供更為優(yōu)越的系統(tǒng)性能。這一要求直接導致了在各級電子封裝上產(chǎn)生高的功率密度,而一般認為,電子元件上高熱量的聚集(結點高溫)是造成設備可靠性降低的主要原因。因此,如何實現(xiàn)有效的熱管理(控制元件結點溫度),成為提高航電系統(tǒng)工作可靠性的關鍵技術問題。

在以往實際應用中,由于航電設備功率密度并不高,通常采用簡單的自然散熱方式。這一方法具有一定的散熱能力,也不會使冷卻結構過于復雜,但是把模塊的承載功率限定在了10W左右的低水平,限制了模塊技術的發(fā)展。其它一些熱管理方式,如傳導冷卻、氣流冷卻等,雖然大大提高了模塊的承載功率,但也僅能達到30～100W的范圍。表面安裝技術(SMT)使封裝密度有了巨大的技術進步,并把模塊的承載功率提高到了100W乃至幾百瓦的級別[1]。在新一代飛機平臺明確采用綜合模塊化的航空電子系統(tǒng)的情況下,如果不采用新的散熱冷卻方式,元件的結溫將顯著提高,從而導致各系統(tǒng)設備可靠性嚴重下降,在有些情況下,甚至會導致元件功能失效。

液體冷卻技術在美國F22上的成功應用,帶動了國內航空電子系統(tǒng)液冷技術的發(fā)展。這一技術成為當前國內綜合模塊化航空電子系統(tǒng)熱管理技術的發(fā)展趨勢。

2 液體冷卻的優(yōu)勢

相較于傳統(tǒng)的散熱方式,在綜合模塊化航空電子系統(tǒng)的設備上采用液體冷卻方式具有以下優(yōu)點:

(1)液冷散熱效率高,熱傳導率為傳統(tǒng)風冷方式的20倍以上,熱耗容易傳到液體熱沉[2];

(2)冷卻劑的溫度容易控制;

(3)機架/機箱內部模塊耗散的熱量不會排放到其所處的空間,避免了相互間的影響;

(4)采用液體冷卻時,模塊、機架的結構尺寸較小,重量輕;

(5)采用液冷冷板可以減小溫度的波動和循環(huán),提供較低的熱阻通路。

液體冷卻通常有3類形式:傳導液冷形式、穿通液冷形式和浸漬液冷形式[3],就工程實用性而言,在航空電子上采用的液體冷卻形式通常是前兩種。

3 典型的模型方案

適用于綜合模塊化航空電子設備的液體冷卻方式的典型散熱模型[3,4]如圖1所示。

圖1 液體冷卻散熱模型示意圖Fig.1 Schematic model of liquid cooling

其中,傳導液冷方式主要針對機架/機箱液冷,模塊傳導散熱;穿通液冷主要針對模塊液冷。

傳導液冷冷板主要用于機架/機箱上液體冷卻介質的熱交換,屬于普通的熱交換器模式;而穿通液冷冷板主要用于控制模塊上的熱點溫度。對于前者,由于LRM接口標準的統(tǒng)一設計,冷板冷卻介質隔離的接觸面積基本一致,擴散熱阻的影響較小,其性能和效率主要取決于其模塊與冷板壁面表面換熱特性的變化情況。而對后者,冷板的幾何外形和熱源的特征尺寸相差很大,擴散熱阻對其能否達成設計目的有著重要聯(lián)系,通道中的流量/流速,對于熱點的溫度起主導作用。

當然,拋開散熱的特點及設計要求的不同,在具有完整液體通路的設備上,兩種模型在簡化結構形式上有類似的原理表達:一是設計帶有一定類型流道形式的冷板,二是通過冷板橋接構成通路的分流軌。以三層冷板結構的模塊化綜合機架為例,液冷的結構設計如圖2所示。

圖2 液冷機架結構設計示意圖Fig.2 Schematic diagram of liquid cooling rack′s structural design

與圖3所示穿通液冷模塊的結構設計原理圖比較可知,兩種設計在原理上具有一致性。

圖3 穿通液冷模塊結構設計示意圖Fig.3 Schematic diagram of liquid-flow-through cooling module structural design

4 流道選型

液冷機架和穿通液冷模塊的冷板具有相同設計原理,但針對不同的散熱目的,兩者在流道的選擇上有所不同。

液冷機架的冷板只需要確保提供LRM穩(wěn)定的冷卻界面,而穿通液冷模塊的冷板則針對模塊內部熱點的溫度控制。因此,前者流道選用普通的蛇形流道,后者選用螺旋形[4]或做局部強化的流道類型,如圖4～6所示。圖4所示液冷機架的冷板屬于典型的單管流道形式,而圖5所示螺旋形流道則屬于單管流道的擴展模式——單管并行流道類型,圖6則是單管加局部強化的流道類型。

圖4 液冷機架冷板流道示意圖Fig.4 Schematic diagram of liquid-cooling rack′s cold plate

圖5 模塊冷板螺旋形流道Fig.5 Spiral flow in cold plate of module

圖6 模塊冷板單管流道局部強化Fig.6 Strengthen the local single-tube flow in module′s cold plate

單管流道阻力大,但冷卻效果好,易于加工,成本低,而多管并行流道阻力小,但相對而言對熱點的溫度控制較差。為兼顧流道阻力小和冷板對熱點的冷卻效果好的要求,需要采用單管并行或單管加局部微小并行通道模式。

螺旋形流道流阻小,但加工難度和成本均較高。單管加局部強化的流道形式則更適合功能模塊內部元器件的散熱要求,同時加工方便,便于實現(xiàn)標準化。

當冷板產(chǎn)品面臨批量化、規(guī)?；a(chǎn)時,基于成本、加工周期和可靠性的目的可以采用釬焊翅片的方式來代替銑制加工流道。

5 液流通路

液體冷卻方式的最終實現(xiàn)是通過液體冷卻介質在完整循環(huán)回路中完成帶走電子設備內模塊產(chǎn)生的熱量,加熱后的冷卻介質在飛機平臺的液冷源中二次換熱,冷卻介質制冷后重新進入管路輸入設備[3]。

對于設備而言,所考慮的液流通路設計是指以下流程的各個環(huán)節(jié):液流入口※分流軌※模塊/機架冷板※匯流軌※液流出口,主要針對液流連接器的選擇、分流/匯流的實現(xiàn)、液流通路流阻以及各環(huán)節(jié)之間的密封。

液流通路的設計涉及到流量的計算、流阻的計算與仿真、分流/匯流軌的加工實現(xiàn)、管路通徑計算與仿真、液流通路的密封等。

流量按照公式(1)計算確定。

式中,P為設備耗散功率(kW);Cp為冷卻介質的比熱(kcal/(kg·℃));Qv為冷卻介質的流量(m3/h);ρ為冷卻介質的密度(kg/m3);Δt為冷卻介質的溫升(℃),一般內循環(huán)液體冷卻介質的進出口溫度差Δt取值范圍在5℃～7℃。

流阻按照公式(2)計算確定:

式中,ρ1、ρ2分別為冷卻液進出口溫度時的密度(kg/m3);ρm為冷卻液的平均密度,ρm=(ρ1+ρ2)/2(kg/m3);σ為冷板通道的橫截面積與冷板橫截面積之比;Kc、Ke分別為冷卻液的進、出口損失系數(shù);ξ為摩擦系數(shù),求出雷諾數(shù)后查表取值。

由于流道的復雜性,通常情況下,液流通路的流阻由計算機仿真得到。

管路通徑的取值通過公式(3)計算取定:

式中,Qv為水流量(m3/h),U為水流速(m/s)。

通過公式(1)～(3)計算并輔以計算機仿真來確定設備對冷卻介質的流量要求、流阻的基本情況及管路通徑的要求。

對液流通路中分流/匯流的設計一般考慮3種方式,一是采用銑制液流槽加焊接密封蓋板,二是通孔形式,三是管路連接形式。

對設備內部液流通路各連接環(huán)節(jié)的密封則根據(jù)技術的成熟度選擇焊接密封、密封圈密封或轉接頭密封。

6 樣件的測試結果

首先,模塊樣件所包含的冷板采用了普通銑制多管并行流道,機架樣件則采用了銑制單管蛇形流道,均單獨進行了1.5 MPa的耐壓測試,證明了其設計的密封性和耐壓實用性。

因為散熱器件樣本的熱耗及熱流密度較低,樣件的實驗測試重點放在液冷機架上,對穿通液冷模塊僅做了一般功能性實驗評估。對冷板的流動阻力曲線[5]和平均換熱系數(shù)進行了采樣,所得關系曲線如圖7和圖8所示。

圖7 冷板流動阻力曲線Fig.7 Curve of flow resistance of the cold plate

圖8 冷板平均換熱系數(shù)Fig.8 Curve of average heat transfer coefficient of the cold plate

測試表明,模塊冷板在1 L/min流量以內可以達到約1950W/m2·K的平均換熱系數(shù),對應的差壓為0.22 bar左右。對于壓力損失的預測和計算數(shù)值相比誤差在20%左右。

通過對機架樣件的測試[5]、采樣(主要是樣件在環(huán)境溫度分別為35℃、55℃和70℃的不同階段,供液溫度控制在35℃時各測試點的溫度變化情況),數(shù)據(jù)整理后得到機架樣件平均熱阻與流量以及流量與壓降的關系,如圖9和圖10所示。

圖9 機架平均熱阻-流量關系圖Fig.9 The rack′s average thermal resistance vs.flow

圖10 機架流量-壓降關系圖Fig.10 The rack′s flow vs.pressure drop

以上為測試狀態(tài)下整機流動阻力曲線(24℃、40℃),可見隨溫度的升高,由于液體的密度隨溫度降低,體積流量必然細微變大,導致壓降略微增加。

7 結 論

針對液冷模塊、機架的計算、仿真和樣件的測試結果說明了設計的可用性,采樣獲得的數(shù)據(jù)說明了液體冷卻具有以下特性:

(1)液冷機架和模塊的溫度對外界環(huán)境溫度并不敏感,在供液溫度流量一定的情況下,外界環(huán)境的變化對內部溫度結構體溫度變化影響不大;

(2)液冷機架和模塊的溫度對于流量十分敏感,對流量變化相應很快;

(3)由于液體的Cp和導熱系數(shù)均高出空氣數(shù)十至上百倍,故其溫度響應速度快,時間常數(shù)小,進入穩(wěn)定狀態(tài)的時間短;

(4)在環(huán)境溫度變化而流體溫度保持不變時,只需相應增加流量;

(5)在流體溫度保持不變時,由于機架內環(huán)境溫度變大會使得流體帶出的熱量增大,導致高溫時的熱阻較低溫時高;

(6)在外界環(huán)境較惡劣時,液冷機架和模塊可將溫度控制在比較低的范圍,且響應速度比較快,充分體現(xiàn)了液冷的優(yōu)勢。

采用液體冷卻方式的機架和模塊結構,為高度集成化的新一代航電系統(tǒng)的技術發(fā)展提供了提高熱可靠性的結構設計技術。對于國內新一代綜合模塊化航空電子熱控制技術的選擇,應首先考慮液體冷卻技術,用以解決設計中面臨的數(shù)百瓦級模塊散熱問題。

目前,國內對液體冷卻的研究更多地集中在液體間接冷卻的工程應用方面(包括流道類型、工藝實現(xiàn)),而對該技術的擴展性研究(如測試、接口、冷卻介質、污染性影響和其它液冷模式)明顯不足,制約了新一代飛機平臺上綜合模塊化航空電子的技術研制,必須立足于液體冷卻技術的擴展性研究工作,盡快完成技術標準體系的建立。

[1]任蘇中.新一代航空電子系統(tǒng)熱設計設計[J].電子機械工程,1994(1):27-29,13.REN Su-zhong.The New Generation Avionics System Thermal Design[J].Electro-mechanical Engineering,1994(1):27-29,13.(in Chinese)

[2]Simon P R,Kazuhiro H,Toshio S,et al.Cluster hardening in an agedAl-Cu-Mg alloy[J].Acta Metallurgica,1997,36(5):517-521.

[3]任蘇中.下一代航空電子液冷式模塊結構設計[J].電子機械工程,1995(1):1-11,14.REN Su-zhong.Structural Design of the Next-generation Avionics Module with Liquid-cooling[J].Electro-mechanical Engineering,1995(1):1-11,14.(in Chinese)

[4]Robert Le Vasseur.Liquid Cooled Approaches by High Density Avionics[C]//Proceedings of IEEE/AIAA 10th Digital Avionics Systems Conference.Los Amgeles,CA,USA:IEEE,1991:147-152.

[5]楊添潤.流阻測試在強迫液冷系統(tǒng)設計中的應用[J].雷達與對抗,1994(3):69-72,16.YANG Tian-run.The Application of Flow resistance testing in the forced liquid-cooling system′s design[J].Radar&ECM,1994(3):69-72,16.(in Chinese)