某无人机SAR天线系统的热设计*

刘晓红，崔二光

(北京无线电测量研究所， 北京 100854)

某无人机SAR天线系统的热设计*

刘晓红，崔二光

(北京无线电测量研究所， 北京 100854)

为解决某无人机SAR安装平台无环控、天线系统发热量大、安装空间狭小等问题，文中将热管技术引入机载雷达天线系统的热设计。针对雷达工作状态，分别提出天线系统的挂飞散热方案和地面调试散热方案，并通过地面试验和仿真分析验证散热方案的合理性。结果表明，根据雷达工作状态进行热设计的思路可行，散热方案合理，满足热设计要求。

机载SAR；天线；散热；热管

引 言

机载雷达的总体结构设计应与安装平台或载体结构融为一体，既不影响平台载体的性能，又要满足雷达的工作要求。为减小雷达设备对飞机飞行性能的影响，机载雷达的设计体积一般都很小。为避免雷达天线在工作过程中与大气直接接触，需加装天线罩并进行整流设计。相控阵天线具有功耗大、发热量高的特点，并且无人机平台没有环控条件，如何构建热流通路，实现天线罩内高功率密度天线模块的散热设计[1-3]，保证雷达工作性能的稳定，以及如何使热设计方案便于实施，成为天线系统热设计的关键[4-5]。

某无人机载SAR天线系统置于天线伺服平台和整流罩内，天线模块发热量大、安装空间狭小等问题严重制约了该雷达结构设计的进展，天线系统的热设计成为雷达系统热设计的关键技术。在方案阶段，热设计要求为：

1)热负荷：天线模块热量200 W，阵面电源热量25 W。

2)散热考核要求1：飞机升空3 km，环境温度35 ℃，天线模块壳温低于85 ℃，整流罩内环境温度低于70 ℃。

3)散热考核要求2：地面调试状态，环境温度55 ℃，天线模块壳温低于85 ℃。

1 热设计方案

雷达天线系统上设备多，安装空间非常紧凑(如图1所示)，包括整流罩、惯导、阵面电源、天线模块、热管散热器、风机等。整流罩由天线罩、防护罩和俯仰环构成，天线罩和防护罩为两个小半球面，通过螺钉固定在俯仰环上。为保证散热效果，除天线罩为透波材料外，其他结构均为铝合金。

图1 雷达天线系统结构示意图

雷达天线系统的散热方案描述如下：

1)飞机升空3 km，环境温度35 ℃。热管散热器配合风机组件将天线模块热量带至整流罩空间内，再通过空气循环将热量传递到防护罩和俯仰环表面，最后利用整流罩外的高速气流将热量带至大气环境。

2)地面调试状态，环境温度55 ℃。采用增加冷风机或者打开整流罩等地面保障措施，以满足热设计要求。

下面详细介绍飞机升空状态雷达天线系统的散热方案：

1)热管散热器配合风机组件将热量带至整流罩内。天线模块内的主要热源为功率放大器，功率放大器的陶瓷基片通过一层过渡金属板(热胀系数与介质接近)与模块壳体连接，将热量传导至模块表面。热管的蒸发端与天线壳体的热点相连，冷凝端与散热器相连，确保热量的顺利传递和导出。风机强迫风冷将热量带至整流罩的封闭空间内。散热片采用一体锻造方式进行加工，比普通机械加工的方式导热率提高40%以上，进一步提高散热能力。

2)空气循环将热量传递到防护罩和俯仰环表面。冷空气流经热管散热器，吸收天线模块的热量后被加热。风机将热空气吹到整流罩空间内，热空气与防护罩和俯仰环内壁面对流换热，防护罩与俯仰环壳体的温度升高，热空气温度降低成为冷空气后再次进入热管散热器。热管散热器、风机、防护罩、俯仰环构成了整流罩内的空气循环，如图2所示。风机的作用是辅助热管散热器将天线模块的热量带出及加强整流罩内的空气循环。

图2 整流罩内的空气循环

3)整流罩外的高速气流带走热量。飞机以较高的速度飞行，与飞行方向相反的高速气流与防护罩和俯仰环外表面强制对流换热，将热量带至大气环境。

2 试验验证

2.1 试验条件

为验证天线系统的热设计，共进行了两个试验项目，对雷达样机进行试验测试。

工况1：模拟雷达挂飞状态。整流罩封闭，环境温度35 ℃，天线模块不接触外界环境，冷空气流经热管散热器将热量带到整流罩内，通过空气循环，热量传递至防护罩和俯仰环表面，最后整流罩外的高速气流将热量带走。

工况2：模拟雷达地面调试状态。整流罩打开，环境温度55 ℃，天线模块直接暴露在环境中，冷空气流经热管散热器吸收热量后直接排入环境。

试验中采用的设备及功用见表1。

表1 试验设备及功用

2.2 试验结果

工况1的测试结果见图3。整流罩封闭，环境温度35 ℃，雷达开机48 min，换热过程基本稳定，防护罩温度48 ℃，整流罩内环境温度58 ℃，天线模块温度68 ℃，阵面电源温度75 ℃。分析试验数据得到，热管散热器的对流传导温升10 ℃，整流罩内空气循环温升10 ℃，整流罩外的对流温升13 ℃。

图3 工况1的测试结果

工况2的测试结果见图4。整流罩打开，环境温度55 ℃，雷达开机45 min，换热过程基本稳定，天线模块温度67 ℃，阵面电源温度76 ℃。

图4 工况2的测试结果

3 仿真分析

3.1 仿真分析条件

为方便对比，仿真分析的边界条件与试验条件一致，见表2。

表2 仿真分析工况

3.2 仿真分析结果

如图5所示，模拟雷达挂飞状态，整流罩封闭，环境温度35 ℃。计算得到防护罩的平均温度43 ℃，整流罩内的环境温度(即天线模块风机入口空气温度)60 ℃，天线模块温度73 ℃，阵面电源80 ℃。

图5(c)直观显示了整流罩内的空气循环，与散热方案的设计思路基本一致，即冷空气流经热管散热器后被加热，热空气被天线模块风机吹入整流罩内，并与防护罩和俯仰环对流换热，热空气变为冷空气，再次进入热管散热器，完成一次循环。

图5 工况1的仿真分析结果

如图6所示，模拟雷达地面调试状态，整流罩打开，环境温度55 ℃。计算得到天线模块温度72 ℃，阵面电源温度80 ℃。

图6 工况2的仿真分析结果

4 试验与仿真分析对比

如上所述，天线模块的热流传输路径上的主要环节为：天线模块—热管散热器—整流罩内环境—防护罩—外界环境。试验与仿真分析的结果对比，除了绝对温度数值的对比，还重点关注每个换热环节的温升，如表3所示。其中，整流罩外的对流温升为防护罩与外界环境的温差，整流罩内的对流温升为整流罩内环境与防护罩的温差，天线模块与罩内环境的对流传导温升为天线模块与整流罩内环境的温差，阵面电源与罩内环境的对流传导温升为阵面电源与整流罩内环境的温差。

表3 试验与仿真分析对比 ℃

参数试验工况1工况2仿真分析工况1工况2环境温度35553555防护罩温度48—43—整流罩内环境温度58—60—天线模块温度68677372阵面电源温度75768080整流罩外的对流温升13—8—整流罩内的对流温升10—17—天线模块与罩内环境的对流传导温升10121317阵面电源与罩内环境的对流传导温升17212025

绝对温度数值对比：两种工况下，仿真分析与试验结果偏差均为4 ℃～5 ℃，在误差允许范围内。

关键换热环节的温升对比：两种工况下，天线模块和阵面电源与整流罩内环境的对流传导温升的仿真分析与试验结果偏差较小，在5 ℃以内。但整流罩内外的对流温升的仿真分析与试验结果偏差较大，分析原因在于受到计算机资源的限制，整流罩内外的边界层网格划分不够细，没有得到网格无关解，产生计算误差，应在后续工作中改进。

5 结束语

本文将热管技术引入雷达天线系统的热设计，并提出针对雷达工作状态分别设计散热方案的思路，解决了天线模块功耗大、发热量高、安装空间狭小等问题。飞机飞行状态，采用热管散热器配合风机组件将天线模块热量带至整流罩空间内，再通过整流罩内的空气循环将热量传递到防护罩和俯仰环表面，最后利用整流罩外的高速气流将热量带至大气环境。地面调试状态，采用增加冷风机或打开整流罩等保障措施，以保证天线系统正常工作。

对雷达样件进行的试验验证和仿真分析表明：飞机飞行高度3 km，环境温度35 ℃，整流罩封闭，天线模块与大气环境不接触，传热稳定后，天线模块73 ℃，整流罩内环境60 ℃；地面调试状态，环境温度55 ℃，整流罩打开，天线模块暴露在大气环境中，传热稳定后，天线模块72 ℃。雷达两种工作状态的散热方案均满足天线模块低于85 ℃的热设计要求。

除个别换热环节外，仿真分析与试验结果符合较好，可在雷达设计阶段发挥重要作用，大大节省项目的研制周期和成本。

[1] 余建祖. 电子设备热设计及分析技术[M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 2000.

[2] 平丽浩, 钱吉裕, 徐德好. 电子装备热控新技术综述(上)[J]. 电子机械工程, 2008, 24(1): 1-10.

[3] 平丽浩, 钱吉裕, 徐德好.电子装备热控新技术综述(下)[J]. 电子机械工程, 2008, 24(2): 1-9.

[4] 叶菁. 相控阵雷达天线的热设计[J]. 电子机械工程, 2001(2): 42-45.

[5] 李增辰, 贾建蕊. 有源阵列天线系统的热设计[J]. 电子科技, 2009, 22(8): 80-82.

刘晓红(1982-)，女，工程师，主要从事雷达结构热设计工作。

Thermal Design of the SAR Antenna of an Unmanned Aerial Vehicle

LIU Xiao-hong，CUI Er-guang

(BeijingInstituteofRadioMeasurement,Beijing100854,China)

A set of problems restrain the heat dissipation of the antenna of an unmanned aerial vehicle, including no environment control system, large heat load and confined space. To solve these problems, heat pipe is introduced to the thermal design of the antenna of airborne radar. According to radar work states, the methods of heat dissipation for flight and ground tests are proposed respectively. In addition, the methods are verified through ground test and numerical simulation. The results show that thermal design according to radar work states is feasible, the methods are reasonable and can meet the demands of thermal design.

airborne SAR; antenna; heat dissipation; heat pipe

2013-12-27

TN82；TK172.4

A

1008-5300(2014)03-0012-04