輕小型、緊湊型機載光電吊艙散熱技術(shù)

何 宴，郭 宇，曾 珠，劉志輝，付 強

輕小型、緊湊型機載光電吊艙散熱技術(shù)

何 宴，郭 宇，曾 珠，劉志輝，付 強

（四川九洲電器集團有限責任公司，四川 綿陽 621000）

為滿足機載光電吊艙輕小型、緊湊型要求，解決光電吊艙散熱問題，采用了熱傳導和風機內(nèi)循環(huán)對流結(jié)合的散熱方式，用金屬結(jié)構(gòu)件將發(fā)熱元器件與殼體接觸建立熱傳導通道，用風機內(nèi)循環(huán)強化內(nèi)部對流建立低熱阻的對流換熱通道，通過ICEPAK熱仿真軟件對該散熱方式建模仿真計算表明：靜止條件下吊艙核心處理芯片DSP、FPGA、SoC溫升分別為：29.1℃、29.2℃、33.8℃，相比無風機時別降低：5.2℃、3.5℃、4.4℃；飛行條件下溫升分別為：11.9℃、9.1℃、15.5℃；靜止條件下，在風機內(nèi)循環(huán)作用下，艙內(nèi)最高環(huán)境溫度較無風機內(nèi)循環(huán)時降低約5.5℃。通過與同等條件下高溫試驗數(shù)據(jù)比較，仿真溫度與測試溫度相差3.1℃。該散熱方式可有效降低艙內(nèi)環(huán)境和器件的溫升，滿足吊艙使用要求，結(jié)構(gòu)簡單占用空間小，適用于輕小型、緊湊型機載光電吊艙。

光電探測系統(tǒng)；光電吊艙；散熱技術(shù)；熱仿真與試驗

0 引言

光電吊艙是固定翼飛機、直升機、無人機等實現(xiàn)“廣域搜索、遠程探測、準確定位、快速摧毀、實時評估”的重要手段，近年來隨著載機平臺和作戰(zhàn)模式的發(fā)展演化，對輕小型、緊湊型光電吊艙需求愈加迫切[1-5]。這就要求光電吊艙在輕量化、小型化的同時，還能集成多種光電傳感器和電子處理組件。這必然導致艙內(nèi)功率密度的顯著增加，這些功率大多數(shù)是以熱耗的形式擴散在光電吊艙內(nèi)部，給光電吊艙的散熱帶來嚴峻的挑戰(zhàn)。電子設(shè)備的可靠性與其溫度密切相關(guān)，有統(tǒng)計表明其失效事件中有55%和溫度有關(guān)[6]；同時研究表明：電子設(shè)備溫度每上升10℃，則可靠性降低60%[7]。所以，光電吊艙的散熱設(shè)計在產(chǎn)品研制中重要性越發(fā)凸顯。

目前，常見的機載吊艙的散熱措施有：①強迫空氣對流散熱：通過光電吊艙殼體內(nèi)、外側(cè)的設(shè)計散熱翅片，在內(nèi)側(cè)翅片上安裝離心風機，讓內(nèi)部熱空氣與內(nèi)側(cè)散熱翅片強迫風冷，從而起到加強散熱的效果。②沖壓式散熱：利用沖壓空氣直接對電子設(shè)備進行冷卻，沖壓空氣在氣流通道上經(jīng)過簡單過濾、除塵處理后直接進入電子設(shè)備，與電子設(shè)備進行熱量交換后隨即排出。該方式經(jīng)濟簡單，但是在靜止狀態(tài)下無法使用；③逆沖壓式散熱：即沖壓空氣先進入渦輪降溫，然后再與電子設(shè)備進行熱交換，吸熱后的空氣進入壓氣機升壓后排出。在逆沖壓式散熱基礎(chǔ)上，為提高逆沖壓式冷卻空氣的利用效率，有研究人員將吸熱后的空氣多次循環(huán)與電子設(shè)備進行熱交換后再升壓排出，英國的TIALD吊艙便采用了逆沖壓式空氣循環(huán)散熱技術(shù)。④蒸汽循環(huán)散熱：利用氟利昂在蒸發(fā)器內(nèi)蒸發(fā)相變制冷，將該系統(tǒng)制冷劑所攜帶的熱量帶走，美國LANTIRN吊艙便配備了蒸汽壓縮制冷系統(tǒng)。

措施①實際是一種強化的對流換熱，單獨作用時換熱效果有限；措施②直接引入外界氣流進行散熱，而光電吊艙通常采用氣密封設(shè)計，無法引入外界氣流，而如果對電子組件和光電傳感器進行分艙設(shè)計解決該問題，往往又會遇輕小型、緊湊型光電吊艙體積和重量上的限制，該類吊艙安裝完光電傳感器及電子組件后，內(nèi)部往往沒有足夠空間進行復雜的散熱系統(tǒng)設(shè)計；③④設(shè)計上較為復雜，同樣面臨體積重量上的限制[8-9]。

針對以上措施的局限性，本文以某型輕小型、緊湊型光電吊艙為研究對象，提出了一種熱傳導加風機內(nèi)循環(huán)相結(jié)合的散熱方案，即：對主要發(fā)熱器件采用傳導散熱、同時艙內(nèi)設(shè)計內(nèi)循環(huán)風機，強化內(nèi)部空氣對流，利用光具座及電子組件安裝結(jié)構(gòu)件將熱量傳導至殼體。文章分析了光電吊艙內(nèi)部熱源，對光電吊艙進行了散熱方案設(shè)計，利用ICEPAK熱仿真軟件仿真驗證，得到光電吊艙的溫度分布，同時利用實物樣機進行了高溫工作試驗，

1 散熱設(shè)計

1.1 結(jié)構(gòu)設(shè)計

本文中光電吊艙直徑200mm，重量為6kg，結(jié)構(gòu)如圖1，光電吊艙由伺服穩(wěn)定更正平臺、負載艙組成，其中，負載艙又包括光具座、傳感器、電子組件、中框、前密封蓋和后蓋。傳感器、電子組件安裝至光具座上，再跟中框連接固定，前密封蓋、后蓋分別與安裝至中框，負載艙通過前密封蓋、中框及后蓋實現(xiàn)氣密封。光電吊艙的熱源主要集中在負載艙內(nèi)部，內(nèi)部傳熱路徑如圖2所示，主要存在兩條傳熱路徑：熱源與吊艙殼體之間的結(jié)構(gòu)件熱傳導、艙內(nèi)空氣熱對流，通過這兩條傳熱路徑將熱量傳遞至殼體，在通過外界空氣與殼體的對流換熱傳遞至外界環(huán)境。所以，本文中熱設(shè)計的關(guān)鍵是在傳感器、電子組件和前密封蓋、后蓋以及中框之間通過結(jié)構(gòu)件建立起低熱阻的熱傳導路徑，能夠?qū)崃垦杆賯鲗е镣鈿?，以及增大艙?nèi)對流換熱強度。

圖1 光電吊艙結(jié)構(gòu)

圖2 傳熱路徑

本文熱設(shè)計方案如圖3所示。受制于空間限制，電子組件物理上被拆分為3個處理模塊，三者間用柔性印制板實現(xiàn)電氣互聯(lián)，處理模塊I、II、III采用金屬結(jié)構(gòu)件安裝至光具座，金屬結(jié)構(gòu)件上有凸臺與發(fā)熱器件接觸，接觸面用柔性導熱墊減小接觸熱阻。光具座與中框的連接面設(shè)計在靠近處理模塊I、III的地方，以減小熱傳導路徑，降低熱傳導熱阻；處理模塊II緊貼后蓋內(nèi)側(cè)的凸臺，同樣貼合面也采用柔性導熱墊，靠近貼合面，后蓋外側(cè)設(shè)計了散熱翅片；負載艙內(nèi)部采用風機內(nèi)循環(huán)，攪動內(nèi)部空氣流動，增強內(nèi)部空氣與殼體內(nèi)側(cè)的對流換熱。

1.2 熱源

光電吊艙內(nèi)的熱源主要來源于艙內(nèi)傳感器和電子組件，其中傳感器包括：制冷紅外傳感器、可見光傳感器、激光測距機，其功率除極少部分通過調(diào)焦、變倍機構(gòu)轉(zhuǎn)換為機械能以及激光測距機發(fā)射出去的電磁能外，其功率主要以熱耗的形式散發(fā)到艙內(nèi)。電子組件實物及主要發(fā)熱器件分布如圖4，其中DDR9、DDR10位于處理模塊III背面，發(fā)熱器件功耗分布詳見表1。

圖3 光電吊艙內(nèi)部散熱設(shè)計

光電吊艙內(nèi)傳感器的功耗：

紅外熱功耗ir＝15W；可見光熱功耗tv＝3.5W；激光測距機熱功耗laser＝0.06W；傳感器總功率：

o＝ir＋tv＋laser＝18.56W (1)

由表1可知電子組件e＝44W，光電吊艙負載艙總功耗total＝o＋e＝62.56W。

圖4 電子組件及發(fā)熱器件分布

表1 發(fā)熱器件功耗統(tǒng)計

在熱穩(wěn)態(tài)下，吊艙表面的熱流密度：

式中：為吊艙散熱表面積。選用器件允許的最高環(huán)境溫度為95℃，當外界環(huán)境溫度為55℃時，允許的艙內(nèi)環(huán)境溫升最大為40℃。按照《GJB/Z27-92電子設(shè)備可靠性熱設(shè)計手冊》[10]給出的電子設(shè)備表面溫升與表面熱流密度關(guān)系可知，采用自然冷卻方式可以滿足最大溫升＜40℃要求。但是，值得注意的是《GJB/Z27-92電子設(shè)備可靠性設(shè)計手冊》是采用集中參數(shù)法估算的，一般用于設(shè)計初始階段進行散熱方法的選擇，無法精確得到設(shè)備內(nèi)部溫度場分布，具有一定局限性。譬如，如果設(shè)備內(nèi)部發(fā)熱器件到表面熱阻過大，熱量無法很好傳導至殼體，導致出現(xiàn)局部熱集中點，也會導致器件溫度超出許用溫度范圍，從而導致設(shè)備可靠性下降。為此，必須利用有限元法對熱設(shè)計方案進行建模計算，得到內(nèi)部溫度場的分布，以此對熱設(shè)計方案的可行性進行準確評估。

2 熱仿真

為驗證散熱方案的可行性，同時對比光電吊艙風機內(nèi)循環(huán)對艙內(nèi)溫度分布的影響，本文對以下3種工況進行了建模仿真：

①靜止無風機：55℃環(huán)境溫度，光電吊艙靜止，無內(nèi)部風機循環(huán)；②靜止有風機：55℃環(huán)境溫度，光電吊艙靜止，有內(nèi)部風機循環(huán)；③飛行條件：55℃環(huán)境溫度，載機以30m/s典型速度飛行，有內(nèi)部風機循環(huán)；同時對光電吊艙實物樣機進行了高溫工作試驗，用以和工況②的仿真結(jié)果進行對比，以驗證仿真模型的準確性。

2.1 仿真模型

本文選用ICEPAK電子散熱分析軟件對光電吊艙進行建模求解，ICEPAK基于FLUENT計算流體力學求解器，采用有限體積法，可對三維流體、固體模型進行耦合求解。

計算域模型及求解邊界條件設(shè)置如圖5所示，整個計算域尺寸設(shè)置為：1600mm×600mm×600mm，4個側(cè)面采用滑移壁面邊界條件，消除邊界層的影響，模擬周圍計算域邊界；前、后面均采用速度邊界條件，通過設(shè)置氣流速度為：0m/s、30m/s以模擬光電吊艙靜止、典型飛行狀態(tài)。計算域采用六面體占優(yōu)網(wǎng)格生成算法，對固體域采用非連續(xù)性網(wǎng)格加密，共得到272.9萬個單元、301.5萬個計算節(jié)點。

2.2 計算結(jié)果

將計算結(jié)果進行后處理得到負載艙內(nèi)的溫度分布，如圖6～圖8。由圖可知：靜止條件下采用風機內(nèi)循環(huán)時，光電吊艙內(nèi)部溫度最高溫由106.2℃降低至100.7℃，降低了5.5℃，可見風機內(nèi)循環(huán)對內(nèi)部溫度的降低有一定效果；載機飛行條件下，采用風機內(nèi)循環(huán)時，由于光電吊艙外界空氣的強迫對流換熱得到極大加強，艙內(nèi)熱源通過熱傳導和內(nèi)部熱對流傳遞至殼體上的熱量被迅速散發(fā)到外界空氣中，艙內(nèi)最高溫僅為71.5℃，相比靜止狀態(tài)降低了29.2℃，艙內(nèi)環(huán)境溫度明顯下降。

電子組件及光具座溫度分布如圖9～11。同時，用高低溫試驗箱對光電吊艙進行了高溫工作試驗，測試得到吊艙靜止時在內(nèi)部風機循環(huán)作用下各器件的溫升，用以驗證仿真模型的準確性，高溫工作試驗如圖12所示。

圖5 光電吊艙散熱仿真模型

圖6 靜止狀態(tài)，無風機內(nèi)循環(huán)時的內(nèi)部溫度場（最高溫度：106.2℃，溫差：33.7℃）

圖7 靜止狀態(tài)，風機內(nèi)循環(huán)時的內(nèi)部溫度場（最高溫度：100.7℃，溫差：29.9℃）

電子組件各器件溫升見表2，可以看出：利用ICEPAK熱仿真軟件得到的光電吊艙發(fā)熱器件溫升與實測數(shù)據(jù)最大絕對誤差為3.1℃，與實測溫升較為符合，說明仿真模型建立合理，能準確模擬光電吊艙溫度場分布；內(nèi)部風機循環(huán)作用下，電子組件的核心處理芯片DSP、FPGA、SoC溫升相比無風機時別降低：5.2℃、3.5℃、4.4℃，說明內(nèi)部風機循環(huán)對于加強內(nèi)部對流換熱具有一定效果，有利于器件溫度下降；在載機飛行條件下DSP、FPGA、SoC溫度進一步分別下降：17.2℃、20.1℃、18.3℃，說明光電吊艙外部流場對散熱作用顯著。

圖8 飛行狀態(tài)的內(nèi)部溫度場（最高溫度：71.5℃，溫差：11.4℃）

圖9 靜止狀態(tài)電子組件溫度分布（無風機內(nèi)循環(huán)）

圖10 靜止狀態(tài)電子組件溫度分布（有風機內(nèi)循環(huán)）

圖11 飛行狀態(tài)電子組件溫度分布

圖12 高溫工作試驗（環(huán)境溫度：55℃）

3 結(jié)論

載機平臺的發(fā)展對光電吊艙提出了輕小型、緊湊型的要求，增加了光電吊艙的散熱設(shè)計的難度，本文針對輕小型、緊湊型光電吊艙采用了一種熱傳導和內(nèi)部對流換熱的散熱方案：將電子組件物理上分割為3個處理模塊，并用柔性印制板連接，布置在靠近吊艙殼體的位置，以減低熱傳導路徑降低熱阻；在吊艙內(nèi)部安裝風機實現(xiàn)內(nèi)部空氣的內(nèi)循環(huán)，加強內(nèi)部對流換熱強度；后蓋外側(cè)靠近發(fā)熱器件部位設(shè)計散熱翅片。利用ICEPAK熱仿真軟件對方案進行了建模仿真，并用高低溫試驗箱對光電吊艙進行了高溫工作試驗。對仿真計結(jié)果和試驗結(jié)果進行分析表明：采用的散熱方案滿足允許溫升要求，風機內(nèi)循環(huán)的方式將光電吊艙內(nèi)部環(huán)境最高溫度降低5.5℃，內(nèi)部溫度分布得到均勻化；由于熱源和吊艙殼體間建立了熱傳導、熱對流兩條散熱路徑，并通過結(jié)構(gòu)設(shè)計和內(nèi)部風機降低兩條路徑上的熱阻，使得光電吊艙在飛行條件下，在外部空氣強迫對流作用下，內(nèi)部環(huán)境溫度及器件的溫度大幅降低，說明了散熱方案的可行性。同時，在高低溫試驗箱內(nèi)進行了實測，對比仿真與實測結(jié)構(gòu)發(fā)現(xiàn)差異較小，最大偏差3.1℃，表明仿真模型的合理性，本文建立的仿真計算能對光電吊艙散熱方案進行較為準確的仿真評估。

表2 電子組件器件溫升

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Thermal Management Technology of Light, Small, and Compact Airborne Photo-Electric Pod

HE Yan，GUO Yu，ZENG Zhu，LIU Zhihui，F(xiàn)U Qiang

(.,.,621000,)

To meet the development trend of light, small, and compact airborne photoelectric pods and solve the heat dissipation problem of photoelectric pods, a combination of cooling and fan circulation convection heat dissipation was used. The contact heat components with the cabin using a metal structure were employed to establish a heat conduction channel. The internal air was circulated by a fan to strengthen the internal convection and establish a low-thermal-resistance convection heat-transfer channel. Modeling simulation was performed by ICEPAK thermal simulation software, and a high-temperature working test was also conducted. The results show that the maximum temperature rise of the key processors DSP, FPGA, SoC is respectively29.1℃, 29.2℃, 33.8℃under static conditions and 5.2℃, 3.5℃, 4.4℃ lower than the case without fans. And the maximum temperature rise is respectively11.9℃, 9.1℃, 15.5℃ under flight conditions. At the same time, under the action of internal air circulation by the fan, the maximum ambient temperature in the cabin was reduced by approximately 5.5℃. The maximum temperature deviation between test and simulation at the same conditions is 3.1℃. The thermal management method can effectively reduce the temperature increase in the internal environment and devices inside the cabin, satisfy the requirements of pod usewith a simple structure, and occupy a small space. Thus, it is suitable for light, small, and compact airborne photo-electric pods.

photoelectric detection, airborne photo-electric pod, thermal management technology, thermal simulation and test

0439；TH74

A

1001-8891(2023)08-0837-08

2022-11-16；

2023-02-28.

何宴（1987-），男，四川南充人，碩士，工程師，主要研究方向：光電探測系統(tǒng)設(shè)計。E-mail:heyan2010@foxmail.com。

四川省自然科學基金（2022NSFSC0884）。