基于ASAAC標準模塊的機載液冷機架的熱設計*

葉發(fā)亮，陳光杰，何 威

(中國電子科技集團公司第三十六研究所， 浙江 嘉興 314033)

基于ASAAC標準模塊的機載液冷機架的熱設計*

葉發(fā)亮，陳光杰，何 威

(中國電子科技集團公司第三十六研究所， 浙江 嘉興 314033)

某機載液冷機架不僅耗散功率大，而且熱量集中，怎樣及時高效地將模塊的熱源熱量導出傳遞到機架導軌上并有效地散熱是亟待解決的問題。文中詳細敘述了基于歐洲聯(lián)合標準航空電子結構委員會(ASAAC)標準模塊的機載液冷機架的熱設計，采用了新型液冷冷板，進行了不斷的試驗。試驗結果表明，基于ASAAC標準模塊的機載液冷機架的熱設計是成功的。文章在ASAAC架構下的高導熱率傳導散熱技術方面做了有益的探索，成功解決了ASAAC標準模塊如何在惡劣環(huán)境下滿足國軍標GJB 150.3—86高溫工作試驗要求的問題。

熱設計；ASAAC標準模塊；機載；機架

引 言

隨著電子技術的發(fā)展，尤其是微電子技術的迅速發(fā)展，電子設備向著微小型化、高密度、高功率方向發(fā)展，使電子設備的熱流密度巨增。要保證設備可靠地工作，就需要對電子設備進行良好的熱設計。熱設計的目的是控制電子設備內部所有電子元器件的溫度，使其在設備所處的工作環(huán)境條件下不超過規(guī)定的最高允許溫度[1]。

歐洲聯(lián)合標準航空電子結構委員會(ASAAC)是目前綜合模塊化航空電子系統(tǒng)最重要的技術標準，對現(xiàn)有軍機、民用飛機航電系統(tǒng)的發(fā)展具有深遠的影響，陣風、F-22、F-35等航電系統(tǒng)均采用了有關概念和技術[2]。ASAAC定義并驗證了一套開放型、綜合化、模塊化的先進航空電子體系結構標準，1977年開始啟動合同編號為ASAAC Phase II Contact 97/86.028的標準研制項目。經(jīng)過8年的論證、調研與修改，英國國防部于2005年頒布了ASAAC系列綜合化、模塊化先進航空電子標準與指南，旨在滿足航空電子系統(tǒng)的3個主要目標：降低壽命周期費用、提高任務性能、改進操作性能，并用于指導2005年后新型飛機和老機更新計劃中航電系統(tǒng)的設計與實現(xiàn)[2-3]。

隨著功能模塊的耗散功率越來越大，模塊的功耗由10 W增加到70 W，有些模塊的最大功耗接近150 W，強迫風冷機箱越來越不能滿足功能模塊不斷增長的耗散功率，需要采用液冷機架(箱)才能解決。機載綜合液冷機架將各種功能模塊高度集成，將其結構形式規(guī)范化，統(tǒng)一機械安裝接口、電氣結構和液冷接口，這樣對實現(xiàn)機載設備模塊的三化具有極其重要的意義。各種功能模塊采用基于ASAAC標準的總線結構模塊，各模塊間的互聯(lián)通過LRM插座與背板實現(xiàn)，所有數(shù)據(jù)(包括數(shù)字信號和模擬信號)都通過背板。各功能模塊前面板只有1個加卸載和檢測調試接口。液冷機架提供液冷回路，各功能模塊通過鎖緊裝置固定在液冷機架上，不同的功能模塊通過不同的組合實現(xiàn)不同的功能。新一代機載電子信息系統(tǒng)綜合射頻系統(tǒng)沒有單機的概念，可以通過不同的組合實現(xiàn)不同的功能，實現(xiàn)系統(tǒng)的柔性組合和功能的可重構。

1 概 述

某機載液冷機架是基于ASAAC標準的新一代機載電子信息系統(tǒng)綜合射頻系統(tǒng)的模塊安裝平臺，是一種開放式集成安裝平臺。所裝模塊是ASAAC標準結構模塊，符合ASAAC標準，插座選用LRM系列盲插座。液冷機架共有40個槽位，槽間距為1 inch，可插40個模塊，具體結構如圖1所示。

圖1 某機載液冷機架的具體結構

液冷機架為2層布局，包含上、中、下3塊液冷冷板。液冷機架的設計散熱能力為單槽耗散功率150 W，設計槽位一層為20槽，槽間距為25.4 mm，2層共40槽。此單機耗散功率達到6 000 W，而且需要在+55 ℃的液體入口溫度、+70 ℃的環(huán)境溫度下連續(xù)工作。此機載液冷機架不僅耗散功率大，而且熱量集中，怎樣及時高效地將模塊的熱源熱量導出傳遞到機架導軌上并有效地散熱是亟待解決的問題。

2 機載液冷機架的熱設計

2.1 機架和模塊散熱方式的選擇

機架和模塊散熱方式的選擇還要結合系統(tǒng)的環(huán)境條件和允許的散熱方式，按照國軍標GJB/Z 27—92《電子設備可靠性熱設計手冊》中的規(guī)定來選擇具體單機和模塊的散熱方式。

由于載機平臺目前都能提供液冷散熱，功能模塊的功耗越來越大，模塊的功耗由10 W增加到150 W，綜合考慮某機載液冷機架的散熱方式選擇強迫液冷方式，模塊采用傳導散熱，利用導熱率好的金屬鋁來構造一條與發(fā)熱元器件的低熱阻傳熱路徑。同時選用導熱系數(shù)較高、壓縮比較大、厚度較小的柔性導熱襯墊進一步減少傳熱路徑上的熱阻。從散熱的角度看，某機載處理機采用強迫液冷，其優(yōu)點是結構緊湊，散熱效率高；利用金屬導熱是有效的傳熱方式，其熱路容易控制，與發(fā)熱元器件之間的熱阻低，冷卻方式簡單，可靠性高，維修性好，成本低。

2.2 液冷機架熱源分布及熱分析

液冷機架為2層布局，包含上、中、下3塊液冷冷板。液冷冷板和導軌實行一體化設計，這樣不僅可以減輕重量，而且可以減少接觸熱阻，利于散熱。上冷板和下冷板都是一側為導軌，一側為液冷冷板；中冷板是兩側為導軌，中間層為液冷冷板。液冷機架的設計散熱能力為單槽耗散功率150 W，設計槽位一層為20槽，槽間距為25.4 mm，2層共40槽，則液冷機架總的散熱能力為6 kW。液冷機架的熱源分布為每個槽位的功耗150 W，模塊的熱量通過兩邊的導熱肋片傳導到機架的冷板上，故上冷板的功耗為1 500 W，中冷板的功耗為3 000 W，下冷板的功耗為1 500 W。

體積流量qv的關系式為

(1)

式中：φ為耗散功率；cp為液冷的定壓比熱容；Δt為液體的進、出口溫度差；ρ為液體的密度。

取cp為4 179 J/(kg·℃)，Δt為5 ℃，ρ為985.6 kg/m3，據(jù)式(1)得qv= 17.48 L/min。則分配給上冷板、中冷板和下冷板的流量分別為4.37 L/min，8.74 L/min和4.37 L/min?？紤]到加工誤差、管路的污垢、流體的質量變化等，取一定的安全裕度，結合工程經(jīng)驗，上冷板、中冷板和下冷板的流量分別為5L/min，10L/min和5 L/min。

模塊與散熱器的傳導散熱量為

Q=ΔT/R

(2)

式中：ΔT為模塊與散熱器底板間的溫差；R為模塊與散熱器底板間的接觸熱阻。

影響接觸熱阻的因素主要有表面粗糙度、平面度及接觸面之間的壓力等。對于粗糙度均為3.2 μm的二鋁質表面，結合間隙中為空氣時，如按最惡劣的條件來計算的話，接觸熱阻R1為

(3)

式中：δ1為氣隙厚度；λ為空氣導熱系數(shù)。計算得R1=1.08 × 10-4m2·℃/W。

模塊與散熱器底板間的接觸熱阻為

R=R1/S

(4)

式中，S為接觸面積。

僅計算模塊的安裝面積，S= 0.0065×0.234×2 = 0.003 042 m2，R= 1.08 × 10-4/S = 0.035 6 ℃/W，由式(2)可知，Q=ΔT/R= 28ΔT。

當散熱量為100 W時，溫差為3.6 ℃；當散熱量為150 W時，溫差為5.35 ℃。

在模塊內部，F(xiàn)PGA與盒體之間也有接觸熱阻，在保證加工精度的前提下，在兩個接觸面之間填充硅脂或導熱襯墊可以進一步減少熱阻。采用導熱系數(shù)為14 W/(m·℃)、壓縮比為40%、厚度為1.5 mm的柔性導熱襯墊填充間隙，考慮一定的安全裕度，取導熱系數(shù)為10 W/(m·℃)，則可以得到Q= ΔT/R= 12.03ΔT。

FPGA功耗為15 W時，溫差為1.25 ℃；FPGA功耗為25 W時，溫差為2.08 ℃。

功能模塊(如預處理模塊)選用工業(yè)級的FPGA，許可結溫為100 ℃，結殼熱阻為0.16 ℃/W。故當FPGA功耗為15 W時，溫差為2.4 ℃。

功能模塊(如信道化模塊)選用工業(yè)級的FPGA，結溫為100 ℃，結殼熱阻為0.16 ℃/W。故當FPGA功耗為25 W時，溫差為4 ℃。

所以預處理盒體表面最高溫度只要不超過92.75 ℃就能滿足模塊的散熱要求。同理，信道化盒體表面最高溫度只要不超過88.57 ℃就能滿足模塊的散熱要求。

2.3 熱仿真計算

對液冷機架進行熱仿真，熱仿真軟件為Flotherm，模塊與機架導軌接觸的界面溫度為60 ℃；液體入口溫度為55 ℃；界面接觸熱阻的參考值為1.5 ×10-4m2· ℃/W，環(huán)境溫度為70 ℃。按上述熱源分布建模，模塊耗散功率按功耗150 W來進行仿真計算，模塊熱源均布。液冷機箱仿真結果如圖2所示，機架表面溫度如圖3所示。

圖2 液冷機架仿真云圖

圖3 液冷機架表面溫度仿真云圖

如圖3所示，模塊表面最高溫度為76.9 ℃，對比上述預處理模塊和信道化模塊等典型功能模塊的判據(jù)可知，機載綜合液冷機架可以滿足國軍標GJB 150高溫工作要求。

2.4 新型液冷冷板技術

為了進一步降低機架導軌的界面溫度，采用了一種新型的液冷冷板即鋁制板翅式高緊湊換熱冷板。此液冷冷板由上下蓋板、框封條、翅片和接頭組成。這種液冷冷板具有重量更輕、體積更小、散熱效率更高的特點，可以極大地提高機架的散熱能力，提高整個機架的均溫性能。

以下冷板為例，冷板的傳熱性能計算如下。冷板的傳熱系數(shù)K為

(5)

經(jīng)計算，冷板一次表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)為

K = 7 605.48m2·℃/W

(6)

假定模塊與冷板表面有5 ℃的溫差，則冷板帶走的熱量Q為

Q=KF2Δtm=2 068.7 W>1 500 W

(7)

式中，Δtm為對數(shù)平均溫差，故滿足設計要求。

采用鋁制板翅式高緊湊換熱液冷冷板后，重量下降明顯，此液冷冷板重量相當于同尺寸鋁板重量的50%～60%。

3 試驗驗證

機載綜合液冷機架狀態(tài)：安裝8個通用驗證模塊，通用驗證模塊采用ASAAC總線模塊，內裝發(fā)熱電阻模擬發(fā)熱元器件，總功耗有100 W和150 W 2種，具體布置如圖4所示。

圖4 通用驗證模塊安裝位置及熱電偶布置圖

環(huán)境溫度為+9 ℃, 測試所用的液冷源型號為YLZ-1.5，液冷源設定冷卻液的溫度為15.8 ℃，測溫儀器為安捷倫34970A。 液冷源YLZ-1.5的參數(shù)為：額定散熱功率≥1.5 kW；額定流量為28 L/min；額定供液溫度為5 ℃～35 ℃；最高供液壓力為4 Bar；溫度精度為±0.1 ℃。

熱電偶布置情況： 2#、3#、7#和8#布置在通用驗證模塊盒體中間外側，9#布置在中冷板上，具體布置位置如圖4所示，試驗布置如圖5所示。

圖5 機載液冷機架試驗布置圖

試驗從16:30開始，17:30結束，在1 h的試驗期間，設備運行正常。試驗數(shù)據(jù)表如圖6所示。

圖6 機載液冷機架試驗數(shù)據(jù)表

從圖6可以看出，18:48時機載液冷機架達到熱平衡，此時2#溫度為43.9 ℃，3#溫度為39.9 ℃，7#溫度為39.2 ℃，8#溫度為48.0 ℃，9#溫度為17.1 ℃。

根據(jù)上述試驗條件，用仿真軟件Flotherm建模與試驗時模塊布置一致，模塊與機箱導軌接觸的界面溫度為20.8 ℃，液體入口溫度為15.8 ℃，界面接觸熱阻的參考值為1.5 × 10-4m2· ℃/W，環(huán)境溫度為9 ℃。

仿真結果如圖7所示，機載綜合液冷機架的最高溫度為50.8 ℃，與3#測試點對應的點的溫度為40.5 ℃，與8#測試點對應的點的溫度為49 ℃。圖6中3#的最高測試溫度為40.1 ℃，8#的最高測試溫度為48.4 ℃。可以看出，仿真數(shù)據(jù)和試驗數(shù)據(jù)吻合，表明仿真建模和仿真計算結果可信。

圖7 環(huán)境溫度為9 ℃時的仿真云圖

將環(huán)境溫度改為70 ℃，仿真模型不變，其它條件都不變，仿真結果如圖8所示。與3#測試點對應的點的溫度為41.6 ℃，與8#測試點對應的點的溫度為49.7 ℃。圖7中相同點的溫度分別為40.5 ℃和49 ℃。3#點位置溫度相差1.1 ℃，8#點位置溫度相差0.7 ℃。表明環(huán)境溫度(空氣)變化對機載綜合液冷機架的散熱能力影響不大。

當環(huán)境溫度為70 ℃、液體入口溫度為55 ℃時， 其它條件不變，仿真結果如圖9所示。與3#測試點對應的點的溫度為80 ℃，與8#測試點對應的點的溫度為88.5 ℃。以典型模塊(信道化模塊)為例，工業(yè)級的FPGA的許可最高結溫為100 ℃，結殼熱阻為0.16 ℃/W，則當FPGA功耗為25 W時，溫差為4 ℃。由圖10可知，模塊表面最高溫度為90.4 ℃, 故 FPGA的結溫為94.4 ℃，小于工業(yè)級的FPGA的許可最高結溫100 ℃。表明典型模塊滿足國軍標GJB 150.3—86 高溫工作試驗要求。

圖8 環(huán)境溫度為70 ℃時的仿真云圖

圖9 環(huán)境溫度70 ℃、液體入口溫度55 ℃時的仿真云圖

圖10 模塊與機架導軌之間的溫差

為了收集更多的機載液冷機架的試驗數(shù)據(jù)，又進行了常溫工作試驗。機載液冷機架狀態(tài)：安裝8個通用驗證模塊，通用驗證模塊采用ASAAC總線模塊，內裝發(fā)熱電阻模擬發(fā)熱元器件，總功耗有100 W和150 W 2種，具體布置如圖11所示。

圖11 通用驗證模塊安裝位置及熱電偶布置圖

環(huán)境溫度為+3 ℃，測試所用的液冷源型號為YLZ-1.5，液冷源設定冷卻液的溫度為15.8 ℃，測溫儀器為安捷倫34970A。

熱電偶布置情況： 2#、4#、5#、10#、11#和12#布置在通用驗證模塊盒體中間外側，1#、3#、8#和16#布置在通用驗證模塊前面板靠近冷板處，6#、7#和15#布置在下冷板上，9#、13#和20#布置在中冷板上，14#、17#和19#布置在上冷板上，具體布置位置如圖11所示。其中1#和19#，14#和16#，8#和9#，3#和7#布置得很近，18#布置在推車上(測環(huán)境溫度)，如圖5所示。

機載液冷機架在16:40左右已經(jīng)達到熱平衡。在模塊和測試點相同、環(huán)境溫度不同、其他條件都一致的情況下，在圖6(環(huán)境溫度為9 ℃，3#測試點)中測試的最高溫度為40.1 ℃，在圖12(環(huán)境溫度為3 ℃，10#測試點)中測試的最高溫度為39.7 ℃，兩者相差0.4 ℃。這其中有環(huán)境因素的影響(風速不同)，有測試誤差的影響。但是可以表明一點，環(huán)境溫度對模塊的測試溫度影響是正向的。溫差不大(前后相差0.4 ℃)，說明在強迫液冷環(huán)境下，環(huán)境溫度對模塊的測試溫度影響不大。

圖12 機載液冷機架試驗數(shù)據(jù)表

當機載綜合液冷機架正常工作、液冷源開通時，模塊與機架導軌之間的溫差測試數(shù)據(jù)如圖10所示。從圖10中可以看出，模塊與機架導軌之間的溫差穩(wěn)定在5 ℃～6 ℃，與理論計算數(shù)值(5.35 ℃)吻合。

為了測試機載液冷機架的液冷冷板的均溫性能，又做了1次試驗。機載液冷機架狀態(tài)：安裝2個總功耗為150 W的通用驗證模塊，通用驗證模塊采用ASAAC總線模塊，內裝發(fā)熱電阻模擬發(fā)熱元器件。環(huán)境溫度為+6 ℃，測試所用的液冷源型號為YLZ-1.5，液冷源設定冷卻液的溫度為15.8 ℃，測溫儀器為安捷倫34970A。

熱電偶布置情況： 12#布置在通用驗證模塊盒體中間外側，3#布置在通用驗證模塊前面板靠近冷板處，1#、2#、3#、4#、5#、6#、7#、8#、9#、10#、11#、13#、14#、15#、16#、17#、19#和20#布置在下冷板上，如圖13所示。18#布置在推車上(測環(huán)境溫度)，試驗布置如圖5所示。事后發(fā)現(xiàn)7#熱電偶測溫不準，故在之后的數(shù)據(jù)分析中將其測得的數(shù)據(jù)排除。

圖13 通用驗證模塊的安裝位置和熱電偶布置位置

試驗從14:20開始，15:28結束，期間設備運行正常，測試數(shù)據(jù)如圖14所示。從圖14可知，待穩(wěn)定后，下冷板的測試溫度基本上在14.5 ℃和15.6 ℃之間，最高溫度和最低溫度的差值在1.1 ℃左右，表明下冷板的均溫性能很好。

圖14 下冷板均溫性能試驗數(shù)據(jù)

其他條件不變，將1#、2#、3#、4#、5#、6#、7#、8#、9#、10#、11#、13#、14#、15#、16#、17#、19#和20#布置在中冷板上。試驗時模塊布局和熱電偶布置如圖13所示。

試驗從16:30開始，17:30結束，期間設備運行正常，測試數(shù)據(jù)如圖15所示。從圖15可知，穩(wěn)定后，中冷板的測試溫度基本上在14.8 ℃和16.1 ℃之間，最高溫度和最低溫度的差值在1.3 ℃左右。表明中冷板的均溫性能很好。

圖15 中冷板均溫性能試驗數(shù)據(jù)

4 結束語

本文詳細敘述了基于ASAAC標準模塊的機載液冷機架的熱設計，采用了新型液冷冷板，進行了不斷的試驗。試驗結果表明，基于ASAAC標準模塊的機載液冷機架的熱設計是成功的。本文在ASAAC架構下的高導熱率傳導散熱技術方面做了有益的探索，成功解決了ASAAC標準模塊如何在惡劣環(huán)境下滿足國軍標GJB 150.3—86高溫工作試驗要求的問題。

[1] 國家科學技術委員會. GJB/Z 27—1992 電子設備可靠性熱設計手冊[S]. 1992.

[2] 丁全心. 綜合模塊化航空電子系統(tǒng)標準述評[J]. 電關與控制，2013，20(6)：1-3.

[3] 姜春強. ASAAC標準體系架構述評[J]. 電訊技術，2008，48(12)：98-102.

葉發(fā)亮(1977-)，男，高級工程師，主要從事電子設備結構設計工作。

陳光杰(1985-)，男，工程師，主要從事電子設備結構設計工作。

何 威(1986-)，男，工程師，主要從事電子設備熱設計工作。

Thermal Design for an Airborne Rack Based on ASAAC Standard Module

YE Fa-liang，CHEN Guang-jie，HE Wei

(The36thResearchInstituteofCETC,Jiaxing314033,China)

An airborne rack is characterized by not only big power dissipation but also concentrated heat. How to transfer the heat of module to the chassis rails in time and carry out heat dissipation efficiently is an urgent problem to be solved. The thermal design for an airborne rack based on ASAAC standard module is described in this paper. A new technique of liquid cooling plate is adopted and tests are carried out. The test result shows that the thermal design for an airborne rack based on ASAAC standard module is successful. The beneficial exploration in the heat conduction technology with high thermal conductivity under ASAAC architecture has solved successfully the problem of how ASAAC module meets the requirements of GJB 150.3—86 high temperature operation test in harsh environments.

thermal design； ASAAC standard module； airborne； rack

2014-07-05

V243

A

1008-5300(2014)05-0007-06