摘要：針對衛星電子載荷模塊發熱量激增引起的散熱問題，本文提出固態均熱板構型，設計了兩種不同內部結構的固態均熱板模塊，并對該兩種固態均熱板模塊的傳熱性能進行了試驗研究。給出定義和評估固態均熱板等效導熱系數（λe）的方法，該λe可以用于量化評估固態均熱板導熱性能。研究結果表明，石墨鋁固態均熱板傳熱性能優越，內部接觸熱阻低至1×10-5m2·K·W-1。石墨鋁固態均熱板為解決衛星電子高熱模塊的散熱問題提供了新的途徑。關鍵詞：固態均熱板；星載大熱耗載荷；石墨鋁；等效導熱系數（λe）；相變均熱板

為了滿足衛星互聯網以及高速寬帶通信等應用中對高速、大吞吐率處理等需求，各個星載處理器廠商不斷升級星載處理器，對應的星載處理器功率及熱耗也大幅提升，星上高熱耗載荷的散熱問題已成為衛星載荷的關鍵技術難點之一。信號處理類電子模塊作為現場可編程邏輯門陣列（FPGA）、數模/模數轉換芯片（AD/DA）、數字信號處理芯片（DSP）等典型高熱耗芯片的聚集地，其散熱要求及難度是星上載荷的重中之重。

相變均熱板（簡稱均熱板）作為常用的模塊級導熱增強結構，其性能研究已得到廣泛重視，現有的研究主要關注相變均熱板的相變工質、均熱板自身內部結構和均熱板的使用狀態。

在相變工質方面，填充工質的種類、填充質量、填充環境（填充前是否抽真空及真空度大小）等因素都對均熱板的性能會有很大影響。例如，對于一典型均熱板（60 mm×60 mm），在相同工質（丙酮）、相同填充環境條件，工質理論填充量4 g的條件下，僅10%（0.4 g）的實際填充量差異都會對均熱板的性能造成極大影響。工質填充是影響相變均熱板性能的關鍵敏感工藝，在其制造過程中需要對工質填充工藝進行精細化控制。

均熱板自身內部結構方面，均熱板的吸液芯結構、蒸汽腔流道布置、流道及吸液芯表面親水性等因素都是影響均熱板性能的關鍵因素。文獻的研究結果表明熱源是否布置在蒸氣流道附近其散熱能力有顯著區別。在均熱板應用過程中，熱源的位置只有布置在均熱板最優傳熱結構附近才能發揮均熱板高導熱能力。

從均熱板的使用狀態上，外部熱沉溫度、熱源熱負載功率、均熱板相對于重力加速度的放置角度都對均熱板的性能造成影響。一方面，均熱板的傳熱性能與熱負載呈非線性關系，如熱源熱功率不足將導致均熱板工質無法發生相變反應從而啟動；如熱源熱功率過高將導致工質“燒干”，均熱板瞬間失效，直至熱源燒毀。另一方面，均熱板性能與均熱板工作狀態擺放的方向和重力方向之間存在聯系。如果重力方向與工質冷凝后回流方向同向，則均熱板性能較優；如果重力方向與工質冷凝后回流方向反向，則均熱板性能較差。由于均熱板性能與重力方向之間呈非線性或者離散關系，在實物進行試驗測定前無法準確仿真或預判。相變均熱板的傳熱特性在熱源功率、熱沉溫度、重力等因素影響下會發生較大變化。

綜上，相變均熱板存在以下不足：精細化的工藝控制使產品制造難度加大、成本高；其次，星上電子模塊的熱源是各類發熱芯片，芯片的具體位置主要由電路設計確定，要將熱源布置在均熱板的高導熱區域，這在設計中存在困難；另外，相變均熱板的導熱性能受到熱源功率、熱沉溫度、重力的非線性影響，不能最優匹配在軌時電子模塊功率變化劇烈、衛星在軌熱沉溫度變化劇烈、在軌與地面重力狀態完全不一致的應用環境及應用邊界等。

目前，除相變均熱板外，尚未見其他適用于高熱耗衛星電子載荷的均熱板。為了克服相變均熱板的不足，有必要開發一種新型的均熱板。本文提出一種傳熱性能好、不受外界環境和熱負載特性影響的固態均熱板結構構型，并對其傳熱性能進行試驗驗證。與相變均熱板相比，這種傳熱性能穩定的固態均熱板構型更適用于復雜多變的星載高熱耗模塊應用。

1 固態均熱板構型

本文提出一種固態均熱板構型，其與傳統相變均熱板構型比較如圖 1所示。可以看出，該固態均熱板為一“三明治”型復合結構，其中頂層與底層提供結構支撐、環境適應性保護、工藝適應性過渡和部分導熱傳熱功能。中間層為固態性高導熱層，是主要的傳熱功能層，具有快速傳熱擴熱的功能。固態均熱板的這種“三明治”構型和功能與相變均熱板的構型及功能相對應。固態均熱板的頂層和底層與相變均熱板的外殼及內部支撐柱功能一致，中間層均為固態傳熱功能層，與相變均熱板的蒸氣腔流道、毛細芯功能一致。由于相變均熱板的主要高導熱介質為蒸氣（vapor），其主要利用工質相變的潛熱進行快速吸熱并擴散，故其稱之為相變均熱板（vapor chamber，VC）。而固態均熱板主要依靠固態性（solid）高導熱物質進行快速傳熱擴熱，而功能及結構形態及用法與相變均熱板類似，故其稱之為固態均熱板（solid chamber，SC）。

圖1固態均熱板典型構型及對比

一般情況下，固態均熱板的頂層、底層與固態性高導熱層可根據工程應用環境及條件選用合適的材料。面向星上設備應用時，綜合考慮傳熱性能、環境適應性、質量、加工制造可行性等因素，在常用的SiC/Al和6061鋁合金中，本文選擇6061鋁合金作為頂層和底層材料。6061鋁合金在宇航設備中更廣泛應用，其表面加工、處理技術及與其他材料的適配性非常成熟，是一種成熟的宇航材料。

對于中間固態性高導熱層，本文設計了兩種不同的結構形式：石墨鋁固態均熱板和石墨薄膜-鋁箔固態均熱板，如圖2所示。石墨鋁固態均熱板采用一種固態性高導熱材料石墨鋁Al/Gp 420/40，其物性參數如表1所示。可以看出，石墨鋁在面內具有極為優異的導熱性能，且力學性能和密度與普通鋁合金接近，具有工程應用的基本材料性能。與導熱能力接近的銅相比，石墨鋁的密度僅為銅的30%，特別適合對輕量化要求極為嚴苛的航天應用場景。

圖2兩種均熱板的內部結構組成示意表1石墨鋁Al/Gp 420/40物性參數

鋁-石墨鋁固態均熱板的制造工藝流程如圖 3（a）所示。由于采用了粉末冶金方式制造毛坯，頂層和底層的 6061鋁合金可與中間的石墨鋁充分冶金結合，從而降低異種材料間的接觸熱阻。

圖3兩種均熱板的制造工藝流程

另一種固態性高導熱層為高導熱石墨薄膜-鋁箔復合結構。該高導熱石墨薄膜的面內導熱系數（λ）為 1000 W·m-1·K-1，鋁箔為 6063鋁合金。鋁-石墨薄膜-鋁箔復合結構固態均熱板的制造工藝流程如圖 3（b）所示，其制造流程中與石墨鋁均熱板最大的區別在于多層材料的復合工藝為擴散焊。

與相變均熱板的制造工藝相比，固態均熱板減少了工質填充及注液口封焊等高精密度、高風險的工藝環節，制造成熟度及容錯度大幅提升，生產制造滿足大規模、低成本的要求。

2 固態均熱板模塊傳熱性能試驗

為了測試這兩種固態均熱板的傳熱能力，設計了基于固態均熱板構型，滿足電子模塊應用及安裝需求的固態均熱板模塊。并針對固態均熱板模塊，在恒溫熱沉條件下，采用模擬熱源作為熱負載，測試固態均熱板模塊中熱源附近的測點溫度相對于恒溫熱沉溫升的試驗。固態均熱板模塊的傳熱能力越強，則測點相對于熱沉的溫升越低。為進行對比，還制作了相同結構尺寸的鋁合金和純銅模塊進行試驗。

2.1 試驗方案

制作的4種模塊試樣的外形尺寸均為233 mm×160 mm×24 mm，幾何特征完全一致。除導熱凸臺外，典型傳熱區域厚度為3 mm。在每個試樣的相同位置上均布置了P1~P8共8個測溫點，其中，P1~P6測點布置在導熱凸臺的側壁上，P7和P8布置在對外熱交換面處。測溫傳感器為K型熱電偶，試驗前將K型熱電偶端部涂抹少量導熱脂后，采用高溫膠帶將K型熱電偶粘貼在試樣上。試樣上的熱負載采用陶瓷電加熱片模擬，并在陶瓷加熱片和固態均熱板模塊間填充導熱脂，以降低加熱片的接觸熱阻。每個試樣均加載相同分布的熱負載，單個試樣共計119.5 W的熱負載。試樣的外形、測點分布如圖4所示，試樣中在各個凸臺所施加的熱功率如圖4中標明。

圖4試樣熱負載及測點（圓點）位置

4種試樣的區別在于其自身內部結構形式完全不同。試樣A和B分別為石墨鋁固態均熱板和石墨薄膜-鋁箔固態均熱板結構形式。試樣C和D分別為鋁合金和純銅結構件。各試樣的詳細信息如表2所示。

表2試樣相關參數

2.2 測試系統

測試系統由溫度采集系統、穩壓直流電源、恒溫液冷熱沉以及待測試樣組成，如圖 5所示。穩壓直流電源為各路模擬熱負載進行供電，確保各路熱負載達到設計熱功率。溫度采集系統采集各個測溫點數據，除了試樣上的P1~P8測溫點外，還在液冷熱沉上布置了 P9 和 P10 測溫點，用于監測熱沉溫度。所有測溫點均采用 K 型熱電偶進行測溫。恒溫液冷熱沉由恒溫液冷源、通液銅熱沉和管路系統組成。其中通液銅熱沉分別與試樣的對外導熱邊各有10 mm寬的熱交換區域，用以模擬模塊在使用過程中的真實熱沉狀態。恒溫液冷源提供熱沉的恒溫冷卻液。在測試過程中，通過調節冷卻液流量條件，使冷卻液入口溫度（T）與冷卻液出口溫度之差（ΔT）小于 1 ℃（冷卻液 ΔT =（TP9-TP10）<1 ℃），以達到熱沉溫度恒定的狀態。

圖5測試系統示意圖及實物圖

2.3 試驗過程

熱測試的環境及要求如表3所示。測試過程中將試樣整體放入到聚苯乙烯隔熱箱中，以降低外部空氣流動對測試的干擾。在試樣達到熱平衡狀態后，分別記錄試樣上P1~P8點溫度數值。為了同步驗證固態均熱板模塊的宇航環境適應性，在測試過程中增加了溫度沖擊試驗環節。整個試驗流程程為：原始試樣熱測試→試樣進行 200次，溫度區間為-55~+100 ℃溫度沖擊循環→試樣再次熱測試。

表3熱測試環境及要求

3 固態均熱板模塊傳熱性能分析3.1 試驗結果及分析

溫度沖擊試驗前后試樣中各測點溫度如圖 6所示。導熱性越好，測點溫度相對于熱沉的溫升越低。在溫沖試驗前，由測試結果可知 4個試樣的導熱性：試樣 D>試樣 A>試樣 C≈試樣 B。由于試樣 D為純銅，試樣C為鋁合金，故可以初步判斷宏觀上試樣 A 的導熱系數位于 200~370 W·m-1·K-1之間，試樣 B 的導熱系數不大于 200 W·m-1·K-1。在溫沖試驗后，由測試結果可知試樣D的導熱性仍然是最優的，但是其余試樣在各個測溫點的表現不盡相同。對于試樣 A，在 P1~P4測溫點處的測溫值優于試樣 B和 C，但是在 P5處溫度值高于試樣 C，在 P6處溫度值高于試樣 B 和 C。因此可以說明對于P1~P4 處的熱源，試樣 A 的導熱性低于試樣 D（銅T2），高于試樣 C（6063 鋁合金），在 P5/P6 熱源處，試樣 A 的導熱性能低于銅 T2和 6063鋁合金。對于試樣 B，也存在類似的結論。試驗過程中還利用紅外溫槍對各熱源的溫度進行了測量，各熱源相對溫度趨勢與P1~P6的溫度趨勢一致。

圖6溫沖試驗前后各測溫點達到熱平衡后溫度值

對于同一試樣，定義各測溫點溫沖試驗前后的溫差（ΔT）值：

式中，Tb為溫沖前的溫度，Ta為溫沖后的溫度。若溫沖試驗前測點溫度更低，則溫沖溫差 ΔT 為負，反之為正。試樣 A~D 各測溫點溫沖試驗前后測溫點溫度變化情況如表 4所示。可以看出，對于多數測點 ΔT < 0，即溫沖試驗后試樣的測溫點溫度升高，導熱性能變差。由于試樣 C和 D分別為鋁合金和純銅制品，其在-55~100 ℃沖擊循環下金屬的金相及宏觀物理特性不會發生變化，從理論上講溫沖試驗前后各測點溫度值應當一致。因此，試樣C和D溫沖前后的溫度偏差應為測試誤差。測試誤差來自于多個因素，包括多次拆裝測點、測量點使用的K型熱電偶在頭部導熱脂的量以及對熱電偶頭部的包裹情況發生改變、粘貼熱電偶的高溫膠帶正壓力變化等引起的測量誤差。這部分試驗偏差應當服從正態分布，從宏觀表象上，測點的溫度偏差值也會有正有負。表 4中試樣 C和 D測試數據也符合測試偏差的預期分布規律，從實測數據以及測量經驗上分析，多次測量的誤差一般不超過±1.5 ℃。

由表4還可知，試樣A各測溫點溫沖試驗后的溫度值都高于溫沖試驗前，在考慮多次測量誤差（不超過±1.5 ℃）的基礎上，固態均熱板模塊 A 在經歷200次溫沖試驗前后導熱性僅發生輕微變化。

表4溫沖試驗前后各測溫點

結合圖6與表4中的數據可知試樣A~D的傳熱性能由高至低為：試樣D>試樣A>試樣C>試樣B。

從材料傳熱性能上，試樣C和D分別為鋁合金和銅結構，他們的導熱系數分別為200和370 W·m-1·K-1。利用試驗測得宏觀上試樣 A 的導熱系數介于200~370 W·m-1·K-1之間，而試樣B導熱系數<200 W·m-1·K-1。可見，石墨鋁對 6061 鋁合金傳熱性能有顯著增強作用，而石墨薄膜-鋁箔組成的固態高導熱層對6061 鋁合金沒有顯著導熱增強作用。從試驗結果可以進一步說明，固態性高導熱層自身組份的傳熱能力不能決定固態均熱板的宏觀整體傳熱性能，還必須要考慮固態均熱板整體的加工制造工藝是否與固態性高導熱層材料匹配。只有充分考慮工藝匹配性的條件下才能發揮出固態性高導熱層對固態均熱板整體導熱性增加的作用。由于銅模塊自身質量較高，不能滿足宇航產品嚴格的輕量化需求，故在宇航載荷中不考慮使用銅作為電子模塊的結構材料。

3.2 等效導熱系數（λe）及測定

由傅里葉熱傳導定律得導熱系數（λ）計算式：

式中，q為熱流密度，grad（T）為溫度梯度。對于各向同性材料，導熱系數為一常數。對于復合結構，其導熱系數與熱流路徑和內部結構等因素耦合，一般不能用常數簡單表述。

對于相變均熱板，其整體可看成一個固-液-氣三相復合結構 ，因此在相變均熱板研究領域，均熱板自身的導熱性能一般都不做量化定義，而是采用熱源溫度或熱源-熱沉間熱阻等指標從側面反映均熱板的導熱能力。由于相變均熱板自身傳熱能力非線性極強，一旦熱源、熱沉狀態或位置發生變化時，其性能不能簡單預測，因此這種利用其他指標側面反映相變均熱板性能的評價方式在工程中可以接受。

固態均熱板為典型固態“三明治”復合結構構型，可采用宏觀的等效導熱系數（λe）評價其導熱性能。本文采用一種半實物測定方法定義和測量固態均熱板的λe。首先用一種各向同性材料制作一個與固態均熱板試樣幾何尺寸完全相同參考試樣，并在相同體條件下測試兩個試樣典型點的溫度值；利用傳熱仿真軟件建立參考試樣模型，并模擬其溫度場，將測點處的模擬溫度值與實測值進行比較，以驗證仿真模型的正確性；隨后調整仿真模型材料的導熱系數，重新進行仿真計算，將計算得到的測點處的溫度值與固態均熱板試樣的實測值進行比較，不斷修改仿真模型的導熱系數，直到仿真結果與均熱板測點實測結果滿足誤差要求為止，將此時的參考模型的導熱系數定義為固態均熱板的λe。該過程參見圖7所示。

圖7固態均熱板λe的半實物測定方法

基于λe的固態均熱板仿真與測試值如圖8 所示。可以看出，對于試樣 C，其結構材料的導熱系數為 200 W·m-1·K-1，試樣各測點的實測值分布在導熱系數 200 W·m-1·K-1的仿真結果附近。試樣 D也有類似的結論。仿真結果與實測值吻合，說明本文提出的等效方法可行，采用該方法可確定試樣A和B的λe。由圖8可知，試樣A的各測點溫度值分布在導熱系數270~300 W·m-1·K-1之間，各測點實測溫度與290 W·m-1·K-1傳熱系數仿真理論溫度間方差之和最小，故定義試樣A的λe=290 W·m-1·K-1。類似得到試樣 B 的 λe=180 W·m-1·K-1。說明石墨鋁固態均熱板的導熱性能比石墨薄膜-鋁箔固態均熱板更優。

綜上，根據導熱系數的大小試樣排序關系為：試樣D>試樣A>試樣C>試樣B。這一關系與前述測試結論完全一致。說明利用 λe對固態均熱板進行導熱性能進行量化評價是正確且具有工程設計指導意義的。由于 λe更關注于均熱板復合材料自身的導熱性能，后續進行相同結構的固態均熱板設計時，可利用本文提出的方法定義和測量λe，對固態均熱板性能進行量化預判。

3.3 石墨鋁均熱板內部接觸熱阻分析

石墨鋁均熱板的內部結構由石墨鋁高導熱層和上下鋁合金層組成。由于各層的材料導熱系數可以通過測試方法分別進行測定，但其在經過粉末冶金方式熔融成一個整體后，異種材料間仍存在交融結合區域。這部分交融區域由于存在異種材料的過渡，在宏觀維度上，會存在有異種材料的接觸熱阻，如圖9（a）所示。可采用仿真與試驗數據相結合的方式分析異種材料接觸熱阻。在仿真模型中，分別對異種材料接觸面賦予不同量級的接觸熱阻，然后讀出各測點溫度，并與測試值進行比較，從而反推出異種材料的接觸熱阻。不同量級的熱阻仿真及試樣 A 試驗測試值如圖 9（b）。可以看出，試樣A各測點溫度總體上與接觸熱阻取1×10-5m2·K·W-1時各測點仿真值最為接近，故可以認為高導熱石墨鋁層與上下鋁合金層間接觸熱阻為 1×10-5 m2·K·W-1。與 0 接觸熱阻的理想狀態對比，由接觸熱阻引起的溫升不足1 ℃。

圖8基于λe的仿真與實測結果

圖9石墨鋁固態均熱板內部熱阻分析

為了進一步驗證熱阻分析的正確性，將溫沖試驗后的試樣A剖切觀察石墨鋁-鋁合金界面情況，如圖10所示，經觀察，粉末冶金結合面以及石墨鋁層內部均結構密實，熔融交界面接觸非常良好，未見微孔或微裂紋，固各層間接觸熱阻極低。通過仿真與實物均證明石墨鋁-鋁合金的三明治結構是一種具有極低內部熱阻的固態均熱板結構方案。進而推測試樣 A 溫沖試驗前后性能有輕微變化是石墨鋁層發生了金屬晶體尺度的微變化所致。

圖10石墨鋁-鋁合金界面

3.4 與相變均熱板特性對比

固態均熱板與相變均熱板的特性對比如表 5所示。可以看出，固態均熱板量產性好，生產成本低。工作中僅涉及固體傳熱，產品特性線性度高，易于仿真預測。產品特性不受重力及熱源熱沉狀態影響，也不宜發生突發性失效。因此固態均熱板的產品特性使其更適應于星載環境使用。

表5固態均熱板與相變均熱板特性對比

值得一提的是，本文提出的固態均熱板的固態性高導熱層材料為石墨鋁，其面內導熱系數為420W·m-1·K-1，若采用導熱性更為優異的固態性高導熱層，并輔以適宜的工藝，固態均熱板的λe還可以進一步大幅提升的空間。如選用面內導熱系數為600 W·m-1·K-1的石墨鋁，經仿真預測，固態均熱板的 λe可達 400W·m-1·K-1，其傳熱能力將達到銅的水平。因此，固態均熱板結構的傳熱性能還有很大的提升空間。

4 結論

本文提出了適用于星載大熱耗模塊的固態均熱板這一新型高導熱結構形態，并對其傳熱性能進行了試驗研究，得到以下結論：

1. 石墨鋁固態均熱板模塊具有優良的導熱性能，試驗結果表明其整體 λe可達 290 W·m-1·K-1，遠高于6061鋁合金模塊。鋁-石墨薄膜-鋁箔復合結構固態均熱板未見顯著的導熱增強作用，其整體導熱能力與6061鋁合金模塊接近。

2. 石墨鋁固態均熱板內部石墨鋁層與鋁合金層結合緊密，二者界面接觸熱阻約為1×10-5m2·K·W-1。在試驗熱測試條件下，與0接觸熱阻的理想狀態對比，由接觸熱阻引起的溫升不足1 ℃。

3. 石墨鋁固態均熱板模塊在經歷 200 次溫度沖擊后，導熱性能沒有明顯變化，達到星載應用基本環境適應性要求。固態均熱板其導熱增強層為固態材料，克服了相變均熱板內部由工質流動帶來的相關不利影響。研究結果表明石墨鋁固態均熱板具有工程化星載應用的前景。

來源：稀有金屬

作者：程皓月1，2，嚴 波1，劉芬芬2，劉彥強3，尹本浩2

1. 重慶大學航空航天學院

2. 中國電子科技集團公司第二十九研究所 電子信息控制重點實驗室

3. 有研金屬復材技術有限公司