某無人機功放載荷被動散熱結構設計

謝明君，王建，孫彤輝

（中國電子科技集團公司第五十四研究所，河北 石家莊 050081）

機載電子設備呈現多功能、高密度封裝、高速工作等特點，由此帶來電子元件的發熱量不斷提高，體積要求卻不斷減小。高熱流密度元件的散熱問題已經成為影響電子設備設計的關鍵技術問題之一。無人機因其相對于傳統載機平臺無法比擬的優勢，逐漸成為各國軍事裝備的重要平臺，特別是偵查干擾一體化無人機目前是國內外各軍工研究機構的研究重點。功率放大器作為偵查干擾載荷中的關鍵部件，溫度過高會降低設備可靠性和指標，影響系統偵查范圍和干擾壓制效果。研究和實際應用表明，半導體元器件每升高10℃，系統可靠性可靠性降低50%。

熱設計是機載功放結構設計中的重要環節，對軍用電子設備熱分析有兩個重要的要求，第一預計各器件的工作溫度；第二使系統結構和熱設計最優化，提高設備的可靠性。最終的熱設計方案應綜合考慮各方面的因素，使其即能滿足熱設計要求，又能兼顧體積、重量、耗電可靠性等條件，且代價最小，結構簡單，工作可靠。

1 問題描述

無人機平臺具有體積小、內部空間尺寸受限、載重量低、電力資源低的特點。某無人機平臺偵查干擾項目包含三段功放載荷，總散熱量高達2100W。局部最大熱流密度為20W/cm2，環境溫度為55℃條件下，無人機飛飛行高度為3000m，速度為250km/h。要求散熱結構重量不超過20kg，耗電功率不高于50W，保證功放芯片殼溫滿足表1 要求。

表1 功放載荷匯總表

2 問題分析

目前機載電子設備常用的冷卻技術主要有空氣自然冷卻技術、空氣強迫對流冷卻技術、冷板技術、液體冷卻技術、相變蒸發冷卻技術、熱電制冷技術及熱管技術，以及航天領域發明的環路熱管CPL 技術。

空氣自然冷卻是依靠系統各部分溫度差產生的空氣流動帶走熱量，是一種安全、可靠不需要外加動力的冷卻方式，但無法解決熱流密度超過0.8W/cm2的冷卻問題；相變蒸發技術適用于彈載平臺及脈沖工作體制這類短時間或間歇性工作的場景；熱電制冷是建立在帕爾貼效應基礎上的一種電制冷方法，效率較低，需要消耗大量的電力資源；液體冷卻散熱能力強，可實現冷卻對象的高集成度設計，但是需要額外的液冷機組，功耗大、重量高，還存在漏液、腐蝕等影響安全性和可靠性的問題。

強迫風冷結構簡單，可靠性高，結合熱管、VC 均溫板、導熱石墨等高效傳熱技術，優化散熱器結構擴展散熱面積，增加流體擾動提高結構的散熱能力，在同等條件下是無人機載荷優選的散熱方式。

2.1 冷卻方案設計

三段功放共8 個模塊，主要發熱器件為功率管，具有體積小、功率大、熱流密度大的特點。采用強迫風冷的關鍵在于擴展散熱面積并降低傳熱路徑的熱阻，還要解決散熱所要求的高散熱面積和結構重量限制，以及大風量需求與要求低耗電這兩對矛盾。

根據無人機平臺的特點，進一步考慮三段功放載荷結構技術要求和六性要求，確定技術路線如下：第一采用環路熱管技術開展傳熱結構設計，環路熱管具有傳輸距離長，不受重力方向的限制的優點，可以靈活設計傳熱結構并有效降低傳熱路徑的熱阻。第二通過傳熱結構將各個模塊分布的熱源熱量收納歸集，采用高密度翅片散熱器擴展散熱面積，用無人機飛行時產生的高速空氣帶走換熱器的熱量。被動散熱結構具有無運動部件、無電力消耗、免維護、結構緊湊、可靠性高的特點。

2.2 傳熱設計

環路熱管是一種毛細泵驅動的兩相流體回路系統。其工作原理為：液體在蒸發器中的毛細芯外表面蒸發，吸收蒸發器外的熱量，產生的蒸氣從蒸氣管線流向冷凝器，在冷凝器中釋放熱量給熱沉冷凝成液體，最后經過液體管路流入儲液器，儲液器內的液體工質維持對蒸發器內毛細芯的供給，原理如圖1 所示。

圖1 環路熱管工作原理圖

單路模塊的傳熱結構由蒸發器、管路、板翅換熱器組成，蒸發器內部工質為丙酮，管路與換熱器之間采用低溫釬焊工藝，三維模型如圖2 所示。功放模塊安裝在環路熱管蒸發器上，熱量通過盒體底板傳遞至蒸發器，蒸發器內部液體吸收熱量轉變為蒸汽通過不銹鋼管線傳遞至板翅換熱器上下底板，然后由底板傳導至翅片，沖壓空氣通過翅片帶走熱量，如圖3所示。

圖2 單模塊傳熱結構三維模型

圖3 傳熱結構傳熱路徑圖

2.3 結構設計

L 頻段功放和C 頻段功放尺寸相等，散熱結構設計遵循模塊化、輕量化、可拆卸的思路，各部分模型詳見圖4，將L/C 功放載荷散熱結構按照功能劃分為承力結構（1），傳熱結構（2）和風道結構（3），在實現各部分功能的基礎上進行輕、薄、小的方向優化。材料采用6061 鋁合金，各部分之間通過緊固螺栓+點膠的方式聯接，超短波功放散熱結構（4）單獨設計。三段功放載荷及散熱結構裝配三維模型如圖5 所示，散熱結構安裝平面與無人機下腹部蒙皮齊平，即風道結構沿航向突出在無人機機艙外部。各部分獨立可拆卸，加工可控，整體結構緊湊，重量18.5kg 滿足指標要求的目標。

圖4 散熱結構各部分三維模型

圖5 散熱結構裝配三維模型

2.4 溫度仿真

使用熱仿真軟件ANSYS Icepak 對單模塊傳熱結構進行熱仿真，環境溫度為55℃條件下，芯片殼溫最高為103.3℃，滿足殼溫要求，各部件溫度詳見表2，環路熱管散熱器仿真結果如圖6 所示，L/C 功放模塊滿足高溫工作要求。

圖6 環路熱管傳熱結構溫度云圖

表2 L/C 模塊溫度計算結果

超短波功放熱功耗共計250W，散熱器與屏蔽盒一體化設計，保證散熱效果前提下采用疏翅設計降低風阻，遠離熱源端效率不高的翅片部分進行了切除減重，仿真結果顯示，芯片殼溫為136.8℃，滿足溫度要求（圖7）。

圖7 超短波功放溫度云圖

3 測試驗證

室溫20℃條件下進行了傳熱結構的性能測試，傳熱結構蒸發器相對于環境溫度的溫升約為17℃，優于仿真設計指標20℃，詳見圖8。功放載荷散熱結構樣機在溫箱中進行了高溫試驗，三段模塊滿功率工作，使用EBM6424 風機模擬沖壓空氣流量，采用熱電阻測溫儀TP9000 對溫度進行采集，L/C功放芯片殼溫97.5℃，為超短波功放殼溫為135℃，滿足設計要求（圖9）。

圖8 傳熱結構溫度測試結果

圖9 樣機試驗測試現場

4 結語

針對無人機功放載荷散熱結構設計結構緊湊重量輕耗電低傳熱路徑熱阻小的特點，采用環路熱管設計了傳熱結構，對三段功放載荷的散熱結構進行了模塊化集成化設計，使用熱仿真軟件進行了散熱仿真分析，樣機測試結果表明，無人機功放載荷散熱結構滿足設計要求，設計思路和結構形式對同類問題具有一定的參考作用。