雷达制导部件高热流密度组件散热技术

陈世锋

(中国空空导弹研究院， 河南 洛阳 471009)

雷达制导部件高热流密度组件散热技术

陈世锋

(中国空空导弹研究院， 河南 洛阳 471009)

随着军用电子器件和微波器件的发展，高功率密度器件在军用电子装备上得到更为广泛的应用。军用电子装备的功率密度越来越大，对散热技术的要求也越来越高。文中针对弹载雷达高热流密度组件的散热问题，论述了一种基于均温板的强迫液冷散热方法，并对设计分别进行了120 s时瞬态分析和稳态分析。分析结果表明，高热流密度芯片能够正常工作，可以保证弹载雷达制导部件的工作要求和连续性测试需求。

弹载平台；高热流密度；热设计；液冷

引 言

雷达制导部件是雷达制导导弹的核心装置之一，其性能决定着导弹的作战效能。为了满足未来复杂的战场环境，超大规模集成电路、高速计算机、先进固态器件及光电子技术在雷达制导系统中得到广泛应用，弹载雷达制导系统朝着大功率、高波段、全波形、多模复合和智能型方向发展。由于弹载平台系统空间的限制，以及大功率集成封装模块的应用，导致雷达制导部件的热流密度很大，带来严重的散热问题。

弹载雷达产品在战场条件下的工作时间有限，因此弹载雷达部件的热设计无须像机载雷达和其他电子装备一样要保证雷达长时间工作的温度要求，但是往往弹载雷达在测试过程中，测试人员希望雷达能够满足连续性测试的要求，以提高测试效率和缩短产品交付周期。国内外学者对强迫液冷散热技术的研究与应用已经相对成熟[1-7]，但是基于弹载平台狭小空间的工程应用较少，本文从某弹载雷达制导部件高热流密度组件热设计入手，对弹载雷达的散热技术进行研究，介绍一种基于弹载平台的均温板高效导热液冷散热方案。

1 高热流密度组件热设计

1.1 问题描述

某高热流密度组件的主要发热部件是尺寸为3 mm × 3 mm × 1.5 mm的封装芯片，单个芯片热耗为20W。高热流密度组件的尺寸为36mm×60mm×7 mm，包含4个芯片，总热耗为80 W。由于弹载平台的空间限制，需要将两个尺寸为36mm×60mm×7 mm的模块组安装在厚度为4 mm的基板上。芯片允许的最高温度为150 ℃，导弹的工作环境规定组件的环境温度为70 ℃。

1.2 热设计方案确定

雷达系统电子设备的热设计首先要考虑电子元器件的发热密度，其次是元器件的工作状态、设备复杂性、空间、功耗大小、环境条件以及经济性。综合考虑各方面的因素，散热设计既要能满足雷达热设计的要求，又要能达到电讯性能指标，并且所用的代价最小，结构紧凑，工作可靠[8]。

由于弹载雷达制导部件工作条件的特殊性，以及弹载平台狭小空间的局限性，限制了散热技术的应用。空空导弹工作时间有限，在一定的功率密度范围内，依靠结构件作为热沉能够满足工作状态的散热要求。但是相比战场工作环境，雷达制导部件地面测试对散热设计的要求更为苛刻，雷达制导部件地面测试除了需要满足基本工作环境条件外，为了提高测试效率以缩短型号周期，还需要雷达制导部件能够进行连续测试。本文讨论的高热流密度组件的散热技术，就是针对雷达制导部件地面测试连续工作条件下的热设计。

1.3 热传递方式

热传递有3种方式，热传导、热对流和热辐射。热传导是用热传导系数较大的材料(一般采用固体)作热导体，将热量由高温端传到低温端；热对流是固体表面与流体表面的热流动，有自然对流和强迫对流之分；热辐射是利用发热体(热源)具有辐射热射线(电磁波)能力，将热量以光速从高温区射向低温区。

1.4 冷却方式的选择

冷却方式选择要考虑热流密度与允许温升。经计算，芯片热流密度达55.6 W/cm2，根据图1[9]并综合考虑地面测试的工作情况，选择强迫液冷散热方式。

图1 各种冷却方式下温升与热流密度的关系

均温板(Vapor Chamber)是一种高热流密度传热组件，其热阻随加热功率的增大而减小，并逐渐趋于平缓。均温板的热阻在总热阻中只占较小比例，其值在功率大于140 W时，小于0.05[10]。受限于弹载平台的狭小封闭空间，高热流密度组件芯片的热量通过厚度为4 mm的均温板传递出来，然后通过液冷冷板进行强迫液冷散热。

2 高热流密度组件热分析

本文研究的某雷达制导部件高热流密度组件在雷达系统中呈阵列式分布，各组件中主要发热部件是高密度封装芯片，为了简化热模型，提高解算速度，忽略了发热量相对较小的功率器件，对组件进行热仿真分析。芯片的热量由均温板向后传递，由液冷冷板进行散热，热模型如图2所示。

图2 热模型

2.1 物理模型

本文的散热研究采用UG NX软件CAE功能中的NX THERMAL/FLOW模块仿真，结构模型采用UG NX建立。对结构模型进行简化处理，处理后的模型如图3所示。模型包括芯片(两侧各4个)、均温板和冷板，采用的某型均温板热传导系数为5 000 W/(m·K)，均温板的基板为铜材，冷板基板材质为铝3A21，流体的模型如图4所示。

图3 简化处理后的模型

图4 流体模型

本文求解的热模型是固体-流体耦合传热问题，解算过程中同时求解连续性方程、动量方程和能量方程，解算前做如下假设：

1)设定冷却液为不可压缩、常物性流体；

2)流体壁面为无滑壁；

3)不考虑自然对流和辐射换热；

4)冷板与均温板的接触面除外，其余面设置为绝热。

2.2 网格划分与定义边界条件

进入UG NX的高级仿真模块，在仿真导航器中新建FEM，设置求解器和分析类型，对芯片和均温板赋予相应的材料属性，并进行3D四面体网格划分，如图5所示。固体域的网格划分共包括71 984个单元，在UG NX的CAE分析中，流体网格是不需要单独划分的，在定义边界条件时，只需定义流体域，在求解过程中，解算器先自动进行流体网格划分，然后进行求解计算。

图5 网格划分

分别对进口边界条件、出口边界条件、流体域以及接触边界条件进行设置。进口边界条件设置为流量边界条件、出口设置为opening，流体设置为水，环境温度为70 ℃。

2.3 仿真模拟及结果分析

对案例进行求解计算，分别进行瞬态和稳态数值仿真，瞬态模拟120 s时的温度场及流场。瞬态分析是为了模拟空空导弹实际工作条件下的温度场分布，稳态分析是为了模拟地面测试以及挂飞试验中的温度场分布。分析结果的温度云图、压力云图如图6～图9所示。

图6 瞬态120 s时温度云图

图7 稳态温度云图

图8 瞬态分析某监测点温度曲线

图9 速度云图与压力云图

(1)温度场

由图6～图8的仿真结果可知，对于瞬态分析，温度的最大值为101 ℃，前10 s温度线性增加，11 s～23 s温度增加缓慢，23 s时温度达到98 ℃，23 s之后温度缓慢增加到101 ℃。瞬态分析的结果表明此种散热技术能够满足芯片的工作温度要求。对于稳态分析，当温度场达到稳态后，芯片的最高温度稳定在99 ℃。分析结果表明，此种散热方式能够保证挂飞试验和地面测试的连续工作温度要求。

(2)流场

图9(a)反应了流体的流动情况，流体无静压区，没有大量的能量损失，流体流动状况良好，流道区域散热均匀[11]。

(3)压力场

图9(b)反应了流体的压力分布情况，在流道拐弯处，压力变化明显，压力损失最大。

3 结束语

均温板在弹载平台的使用给狭小空间的散热设计提供了新的思路。但是均温板的热传导能力受过载力的影响较为明显，在现有的热流密度条件下，满足空空导弹工作要求和测试要求。随着微电子技术的发展，空空导弹雷达系统部件的热流密度必然显著增加，如何设计均温板以提高抗过载能力是解决狭小空间散热问题的关键。

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陈世锋(1984-)，男，助理工程师，主要研究方向为雷达制导部件结构综合设计及热设计。

Heat Dissipation Technology of High Heat Flux Components on Radar Guidance Assembly

CHEN Shi-feng

(ChinaAirborneMissileAcademy,Luoyang471009,China)

With the development of military electronic device and microwave device, high power density device is more widely used in military electronic equipment. The power density of these devices is getting higher and higher, therefore the demands of heat dissipation increase. The article discusses a forced liquid-cooling heat dissipation technology based on vapor chamber for high heat flux components of missile-borne radar. Transient temperature distribution at 120 s and steady temperature distribution of the thermal model are simulated. Analysis result shows that the high heat flux chips could work well. The working condition requirements and the uninterrupted test requirements of the radar guidance assembly can be guaranteed.

missile-borne platform; high heat flux; thermal design; liquid cooling

2013-11-16

TN830.5

A

1008-5300(2014)02-0012-04