劉曉紅，陳 彥

(北京無線電測量研究所， 北京 100854)

某機載SAR天線系統(tǒng)的熱設(shè)計*

劉曉紅，陳 彥

(北京無線電測量研究所， 北京 100854)

某機載SAR天線系統(tǒng)以吊艙的形式懸掛于載機機腹之下，具有功耗大、發(fā)熱量高、安裝空間狹小等特點，而且與載機無環(huán)控接口。文中引入熱管技術(shù)，利用載機飛行而使整流罩外壁與空氣相對運動產(chǎn)生的強迫對流解決天線系統(tǒng)的散熱問題。仿真分析和掛飛試驗結(jié)果表明該設(shè)計合理，滿足熱設(shè)計要求。該散熱方法具有簡潔、經(jīng)濟、有效等特點，尤其適用于低速載機平臺的小型吊艙。

機載SAR；天線；熱設(shè)計；掛飛試驗

引 言

合成孔徑雷達(SAR)在載機中充當著“眼睛”的作用，利用SAR成像，可以獲取敵方信息，并實時傳回圖像，其顯著特點是受氣候影響較小，能夠晝夜全時域工作[1-2]。為達到遠的作用距離和復(fù)雜的系統(tǒng)功能，SAR往往需要高功率發(fā)射，為保證其穩(wěn)定工作性能，熱設(shè)計成為雷達研制的關(guān)鍵技術(shù)[3-4]。

機載雷達相控陣天線具有功耗大、發(fā)熱量高、安裝空間緊湊等特點，而且載機平臺無環(huán)控接口，如何構(gòu)建熱流通路，使熱設(shè)計方案便于實施，以及進行輕小型化設(shè)計，成為天線系統(tǒng)熱設(shè)計的關(guān)鍵[5-7]。本文對某機載SAR天線系統(tǒng)進行散熱設(shè)計，并通過仿真分析和掛飛試驗驗證了散熱設(shè)計的合理性。

1 散熱設(shè)計的任務(wù)和要求

雷達天線系統(tǒng)采用類似吊艙的結(jié)構(gòu)形式懸掛于載機機腹之下，通過升降機構(gòu)與機艙內(nèi)地板連接，與載機只有機械與電氣接口，無環(huán)控接口，因此需要自帶環(huán)控系統(tǒng)為內(nèi)部設(shè)備提供必需的環(huán)境保障。

天線系統(tǒng)由模塊、陣面電源、慣導(dǎo)等部分組成，如圖1所示，主要發(fā)熱部分為模塊，總熱負荷約200 W。散熱設(shè)計指標為：海拔3 km，環(huán)境溫度35 ℃，整流罩內(nèi)環(huán)境溫度低于70 ℃，模塊溫度低于85 ℃。

2 散熱設(shè)計

如圖1所示，雷達天線系統(tǒng)置于整流罩內(nèi)，不與外界環(huán)境直接接觸，整流罩是熱量傳輸?shù)谋亟?jīng)之路。綜合考慮雷達工作模式及使用環(huán)境條件等多方面因素，設(shè)計如下散熱方案：

1)熱管散熱器配合風機組件將熱量帶至整流罩內(nèi)。熱管的蒸發(fā)端與模塊殼體的熱點相連，冷凝端與散熱器相連，確保熱量的順利傳遞和導(dǎo)出。風機組件對散熱器強迫風冷，將熱量帶至整流罩的封閉空間內(nèi)。

2)空氣循環(huán)將熱量傳遞至整流罩表面。冷空氣流經(jīng)熱管散熱器，吸收模塊的熱量溫度升高，風機組件將熱空氣吹到整流罩空間內(nèi)，熱空氣與整流罩內(nèi)壁面對流換熱，整流罩溫度升高，熱空氣溫度降低，成為冷空氣后再次進入熱管散熱器，完成一次空氣循環(huán)。風機組件的作用是輔助熱管散熱器將模塊熱量帶出及加強整流罩內(nèi)的空氣循環(huán)。

3)整流罩外的高速氣流帶走熱量。飛機以較高的速度飛行，與飛行方向相反的高速氣流與整流罩外表面換熱，將熱量帶至大氣環(huán)境。

模塊的熱流傳輸路徑如圖2所示，主要傳熱環(huán)節(jié)為：模塊—熱管散熱器—整流罩內(nèi)環(huán)境—整流罩—大氣環(huán)境。

圖2 模塊的熱流傳輸路徑

3 仿真分析

根據(jù)設(shè)計條件和飛行條件，首先對天線系統(tǒng)進行散熱仿真分析。仿真分析結(jié)果如圖3～圖5所示。

如圖3所示，3根熱管將模塊熱量從狹小空間帶出，再采用風機組件對散熱器進行強迫風冷，將熱量散發(fā)到整流罩空間內(nèi)。熱管的傳熱效率較高，兩端溫差約3 ℃～4 ℃，很好地解決了狹小空間集中熱源的散熱問題。

圖3 模塊溫度

如圖4所示，整流罩內(nèi)的空氣流經(jīng)熱管散熱器后被加熱，熱空氣被風機吹入整流罩內(nèi)，并與整流罩進行對流換熱，熱空氣變?yōu)槔淇諝?，再次進入熱管散熱器，完成一次循環(huán)。

圖4 整流罩內(nèi)的環(huán)境溫度

如圖5所示，載機外的空氣在整流罩外形成球體繞流，與整流罩外壁面換熱，將整流罩內(nèi)的熱量帶至大氣環(huán)境，完成模塊的熱流傳輸過程。

圖5 整流罩外的高速氣流

4 掛飛試驗驗證

為驗證天線系統(tǒng)散熱設(shè)計的合理性，在雷達系統(tǒng)掛飛試驗的同時進行了散熱測試。試驗主要圍繞兩個方面開展：

1)整流罩內(nèi)環(huán)境溫度能否控制在合理范圍內(nèi)；

2)對測試結(jié)果進行外推，驗證在極端高溫工況下，模塊能否正常工作。

4.1 試驗條件

掛飛試驗的載機巡航速度為540 km/h，飛行高度3 km。試驗設(shè)備及功用如表1所示。溫度采集由GP20數(shù)據(jù)采集儀和Omega熱電偶傳感器配合完成，數(shù)據(jù)采集儀每10 s記錄一次數(shù)據(jù)。

表1 試驗設(shè)備及功用

4.2 測點布置

天線系統(tǒng)內(nèi)有多個模塊，每個模塊的外形尺寸為55mm×55mm×11mm，相鄰模塊之間的間距為0.25 mm，溫度探頭無法到達模塊熱點。如圖6所示，熱管的蒸發(fā)端與模塊內(nèi)功率放大器對應(yīng)的熱點相連，將熱量帶至散熱器。根據(jù)熱管的高導(dǎo)熱性，假定熱管溫度即為功率放大器溫度，通過測量熱管溫度分析模塊的散熱效果。

圖6 模塊結(jié)構(gòu)

溫度測點布置在熱管側(cè)面，由于熱管側(cè)面為圓弧形狀，固定傳感器不方便，而且容易脫落。根據(jù)模塊的結(jié)構(gòu)形式和布局，設(shè)計了鈹青銅簧片。如圖7所示，簧片厚度為0.3 mm，自由狀態(tài)下外形尺寸約為30 mm × 40 mm × 4.2 mm?；善瑪D壓后安裝在兩個熱管之間，在張緊力的作用下，簧片的兩個側(cè)面與熱管側(cè)面緊密接觸，將熱電偶探頭粘貼在鈹青銅簧片內(nèi)側(cè)。補償導(dǎo)線從簧片尾部的小孔穿出。

圖7 鈹青銅簧片(自由狀態(tài))

如圖8所示，熱電偶固定在鈹青銅簧片內(nèi)側(cè)測得的溫度與熱管溫度基本相等，證明了使用鈹青銅簧片固定熱電偶的測溫方案可行。

圖8 鈹青銅簧片的測試效果

試驗中共布置50個溫度測點，用于記錄外界環(huán)境、整流罩壁面、整流罩內(nèi)環(huán)境及模塊溫度。

4.3 試驗結(jié)果

掛飛散熱試驗不僅關(guān)心模塊的溫度值，還重點關(guān)注每個換熱環(huán)節(jié)的溫升，包括整流罩外的對流溫升，整流罩內(nèi)的對流溫升，熱管散熱器的對流傳導(dǎo)溫升。

試驗數(shù)據(jù)處理結(jié)果如表2所示。載機飛行高度3 km，載機外環(huán)境-8.2 ℃，整流罩-4 ℃，整流罩內(nèi)環(huán)境2.77 ℃，模塊12.8 ℃。整流罩外的對流溫升4.2 ℃，整流罩內(nèi)的對流溫升6.77 ℃，熱管散熱器的對流傳導(dǎo)溫升10.03℃，模塊熱流傳輸路徑上的總溫升為21 ℃，滿足熱設(shè)計要求。

表2 試驗結(jié)果及外推

掛飛試驗是在冬季進行的，外界環(huán)境溫度較低，模塊的工作環(huán)境較好。按照傳熱理論Q=R×Δt，溫升Δt只與熱負荷Q和熱流傳輸路徑上的熱阻R有關(guān)，而與環(huán)境溫度無關(guān)。根據(jù)掛飛溫度測試數(shù)據(jù)進行外推，分析模塊能否在極端高溫工況下正常工作。如表2所示，當外界環(huán)境溫度為35 ℃時，整流罩內(nèi)環(huán)境45.97 ℃，模塊56℃，滿足整流罩內(nèi)環(huán)境低于70℃，模塊低于85 ℃的熱設(shè)計要求。

掛飛試驗與仿真分析的結(jié)果對比如表3所示。對比各部分的溫度及每個傳熱環(huán)節(jié)的溫升，仿真分析結(jié)果與掛飛試驗符合較好，偏差均在3 ℃以內(nèi)。

表3 掛飛試驗與仿真分析結(jié)果對比

5 結(jié)束語

本文針對載機平臺不提供環(huán)控系統(tǒng)，雷達天線系統(tǒng)功耗大、發(fā)熱量高、安裝空間狹小等問題，將熱管技術(shù)引入雷達天線系統(tǒng)的熱設(shè)計，并利用載機飛行而使整流罩外壁與空氣相對運動產(chǎn)生的強迫對流解決整流罩內(nèi)電子設(shè)備的散熱問題。這是外掛小型機載雷達解決散熱問題的一種經(jīng)濟、有效的方法。掛飛試驗結(jié)果表明天線系統(tǒng)的散熱設(shè)計合理有效。

仿真分析結(jié)果與掛飛試驗的偏差均在3 ℃以內(nèi)，說明仿真分析的結(jié)果可信。可在雷達研制方案階段，利用專業(yè)的電子設(shè)備熱分析軟件進行仿真分析，不但可以評估方案的可行性，還可以優(yōu)化方案設(shè)計。在雷達研制過程中，采用仿真分析與試驗驗證相結(jié)合的設(shè)計方式，可減少雷達樣機的研制時間，縮短研發(fā)周期，節(jié)約成本。

[1] 徐曉榮. X波段無人機載SAR行波管發(fā)射機的研制[D]. 成都: 電子科技大學, 2007.

[2] 余家祥, 汪衛(wèi)華. 軍用無人機機載任務(wù)設(shè)備的現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢[J]. 航空兵器, 2002(3): 35-37.

[3] 唐敖, 向華平. 某機載雷達的熱設(shè)計及仿真優(yōu)化[J]. 電子機械工程, 2011, 27(2): 20-22.

[4] 虞慶慶, 洪長滿. 某型無人機載雷達整機熱設(shè)計[J]. 電子機械工程, 2013, 29(2): 27-30.

[5] 林云志. 機載火控雷達無源相控陣天線熱設(shè)計[D]. 成都: 電子科技大學, 2006.

[6] 葉菁. 相控陣雷達天線的熱設(shè)計[J]. 電子機械工程, 2001(2): 42-46.

[7] 李增辰, 賈建蕊. 有源陣列陣天線系統(tǒng)的熱設(shè)計[J]. 電子科技, 2009, 22(8): 80-82.

[8] 劉曉紅, 崔二光. 某無人機SAR天線系統(tǒng)的熱設(shè)計[J]. 電子機械工程, 2014, 30(3): 12-15.

Thermal Design of an Aerial Vehicle SAR Antenna

LIU Xiao-hong，CHEN Yan

(BeijingInstituteofRadioMeasurement,Beijing100854,China)

The antenna system of an aerial vehicle SAR is suspended under the fuselage as a pod. It features high power consumption, high heat load and confined assembly space etc., and has no environment control system. This paper introduces the heat pipe technology and utilizes forced convection caused by the relative movement between dome and air to solve the heat dissipation problem of the antenna. Numerical simulation and flight test indicate that the design is reasonable, and could meet the thermal design demands. This heat dissipation method is simple, economical and effective, especially suitable for small pods assembled on the aerial vehicle with low velocity.

aerial vehicle SAR; antenna; thermal design; flight test

2014-09-04

TN82；TK124

A

1008-5300(2014)06-0005-04

劉曉紅(1982-)，女，工程師，主要從事雷達結(jié)構(gòu)熱設(shè)計工作。