基于铜蓄热的Ka频段相控阵天线热控技术研究

朱尚龙，刘 欣，刘小旭，王明哲，王 瑾，贺元军

（1.北京宇航系统工程研究所，北京100076；2.中国载人航天办公室，北京100720）

1 引言

某上面级搭载一系列载荷作为长征七号运载火箭首飞载荷进行演示验证飞行，在轨时间约为2天［1］。作为未来载人航天的重要部件多功能返回舱缩比模型搭载了此次飞行任务。Ka频段相控阵天线（以下简称“天线”）是其天基测控系统的重要单机，负责将测量系统的重要参数通过中继星传给地面测控站，具有尺寸小、热功耗大、工作模式不确定的特点。热控系统既要满足天线工作期间的散热问题，也要解决天线长时间不工作期间的保温问题。对于工作模式确定的仪器设备，无论发热功率小［2］或大［3］，热控系统只需要单纯考虑保温问题或者散热问题，设备均可通过包覆多层隔热组件、垫隔热垫或喷涂高发射率涂层、增加扩热板等热控方法使其温度满足温控要求。而对于天线这种工作模式不确定的单机，若单纯采用散热措施，则可能导致长时间不开机时温度偏低；若单纯采取保温措施，则可能导致开机过程中温度偏高。因此，必须寻找一种新的热控手段满足其温控需求。

为解决该问题，本文提出一种采用铜作为蓄热材料的热控方案，并针对相控阵天线开机时序的具体特点提出一种适当增加热控开机的热控方案对天线进行热控制。系统方案的实际效果通过全箭热分析计算、天线热平衡试验和实际飞行试验进行验证。

2 物理模型

采用周期性或者近似周期性规律工作模式的大功率电气设备，一般采用蓄热材料进行热控［4］，其热控理念在于：在设备工作期间，利用蓄热材料的相变潜热（或显热）吸收设备热功耗而不至于使设备温度过高，在不工作期间，利用蓄热材料的相变潜热（或显热）储存的热量补偿设备的散热量而不至于使设备温度过低，从而适应设备的散热量变化。

蓄热材料既可以利用相变潜热，也可以利用蓄热材料的显热。其中，相变蓄热材料的相变潜热量大，并且在相变蓄热过程中温度基本保持不变，在相同质量下具有更优良的蓄热性能，广泛应用于工业、建筑、节能环保等领域［5-8］，常用材料包括各种石蜡、盐类水合物、液态金属等，其价格一般较高；而利用显热的蓄热材料一般选取导热性能良好、比热容大的材料，常用的材料主要是金属，其在蓄热过程中温度变化，并且相同质量下的蓄热性能不如相变蓄热材料。但由于相变材料存在液体形态，力学性能不佳，需要采用金属材料进行封装并填充导热填料增强导热，在应用时形成一个蓄热装置，该装置在航天器上应用时需要承受严酷的力学环境，需要开展一系列的力学环境试验进行验证，进度及经费要求严格。而铜作为一种常用结构材料，无上述问题，兼具稳定性好，传热能力强的优点。因此，最终采用选用铜作为蓄热材料。

常用的采用蓄热材料进行热控制的原理如图1（左）。如图所示，仪器设备通过右侧的辐射器进行散热，在仪器与热辐射器之间放置蓄热材料。当仪器工作时，热量传给蓄热材料，利用相变潜热（或显热）储热，同时通过辐射器进行散热。当仪器停止工作时，通过热辐射器散热的热量等于仪器设备与蓄热材料的相变潜热（或显热）之和，当后者设计恰到好处时，仪器设备的温度能保持在合理范围内。

图1 蓄热材料热控示意图Fig．1 Illustration of thermal control with thermal storage material

为定量获得蓄热材料的质量，假定仪器设备的热功耗如图1（右）所示按照周期性规律变化，一个周期的时间和设备开机时间分别为 τ0、τp（单位均为s）。为保证仪器设备的温控要求，需仪器设备一周期内的总热功耗与辐射器辐射散热量相等，由于相控阵天线所在位置空间外热流极小，其能量平衡方程近似为式（1）［4］：

其中，σ为斯蒂芬-波尔兹曼常数，ε为辐射器的半球发射率，Tm为设备的平均温度，A为辐射器的散热面积。因此，可以获得带相变材料蓄热所需的辐射器扩热板面积为式（2）［4］：

为了保证系统正常工作，必须有足够的蓄热材料。蓄热材料的质量一方面要保证工作期间设备的温度不超过最高温度，另一方面也需要保证不工作期间设备温度不低于要求的最低值。考虑设备工作期间温度不超过温度最高限，若蓄热材料为相变材料，通常设计时不考虑相变材料显热的储存和释放，而仅考虑其熔化潜热的储存和释放，则所需相变材料的质量如式（3）［4］：

式中，Mmin为相变材料最小质量，单位为kg；γ为相变材料熔化潜热，单位为J／kg。若蓄热材料仅利用显热进行蓄热［7］，则所需的质量如式（4）：

其中，Cp为材料比热容，单位为 J／（kg·K）；ΔT为温度差，单位为K。考虑设备不工作期间温度不低于温度最低限，若蓄热材料为相变材料，通常设计时不考虑相变材料显热的储存和释放，而仅考虑其熔化潜热的储存和释放，则所需相变材料的质量如式（5）：

本文在相变材料（显热蓄热材料）设计过程中，质量取两者中较大值。

3 天线热控方案

天线的尺寸约为200 mm×200 mm×200 mm，天线开机时功耗约为250 W。同时，根据结构提供的约束条件，用于天线散热的散热面尺寸约为250 mm×250 mm。根据使用方要求，天线在轨期间存在的工作时序见表1。

热控方案显热蓄热材料选择铜，它具有密度、比热容较大的优点，且具有良好的导热性能。作为对比，相变材料选择常用的十六烷，对应的参数相见参考文献［4］。 根据公式（3） ～（6），所需的蓄热铜和相变材料质量分别为38.9 kg和6.1 kg，可以发现：当具有同样的蓄热功能时，相变材料在质量上有较大的优势，根据上文论述之理由，本项目并未采用其作为蓄热材料。

由于单纯考虑铜作为蓄热材料，其质量高达38.9 kg，由于天线安装在一个圆筒壁面，若结构质量过大，将造成结构有较大的偏心，若存在较大偏心，则需要在对称位置安装同样质量的配重进行配平。根据该圆筒结构及其上安装的仪器设备的质量特性，结构系统提出铜的质量不超过10 kg的限制条件，但简单降低铜的质量将导致天线的温控不满足要求。

表1 天线工作时序Table 1 Time sequence of antenna working

由于散热面、发热功率等参数已经确定，根据（4）、（6），铜质量由天线的工作时间和不工作时间确定。从表1可以看出：除最后一次外，天线单次工作的时间不超过600 s，而最后一次1100 s，使用方是不作要求的。按照公式（4），铜蓄热材料的值较固定且小于10 kg；而不工作的时间间隔变化较大，最长的达到了25 800 s，最短的仅为1080 s。铜蓄热材料质量达到38.9 kg是根据最长关机时间计算而得到的。但是根据天线的工作时序，时间间隔较长的次数并不多，若为满足这几次不工作时间而提高铜的质量，显然对于总体方案优化不合理。

为综合解决该问题，有两种方法可以解决：其一为电加热，其二增加热控开机，所谓热控开机，即通过修改天线的工作时序，在关机时间很长的时间间隔中增加一次开机，天线只耗功率，不执行其他数传操作。

该上面级电加热的方式采用“温度传感器＋电加热片”闭环控制，温度控制精度较好。但是，天线与主动热控控制器分属两个不同的舱段，两者之间的距离约4～5 m，若采用这种方案需要敷设较长的电缆，质量较大且工程实现较麻烦。而采用天线增加热控开机尽管需要将开机时刻以及时长预先写进天线的工作时序中，由于天线的开机次数只能是有限次数，且一旦写入不可更改，不能形成闭环控制，因此，热控精度不如电加热。

最终，本文选择增加热控开机的方案，用于补偿长时间不工作期间铜蓄热能力不够的问题。

根据公式（6），对于一定质量为M的显热蓄热材料，其最长的开关机时间间隔可以通过式（7）计算获得，具体开机时序见表1，其中，在工作时序中增加了约4次热控开机，最长的不工作时间间隔为14 799 s。

4 热控效果验证

4.1 全箭热分析计算验证

为验证铜蓄热材料的热设计正确性，本文首先开展了全箭热分析计算，表2为上面级热分析计算的外热流极端工况设置情况。其中，太阳常数在高温工况和低温工况分别取20%的余量。

根据上述热控方案开展的热分析计算，天线的温度控范围为 －24℃ ～＋15℃，满足天线－40℃ ～＋60℃的温控范围。图2、图3分别为天线所在舱段所有电气设备在高温工况、低温工况下的温度变化曲线，其中天线的温度变化曲线由箭头指出。

表2 外热流极端工况Table 2 Extreme case of space heat flow

图2 高温工况计算设备温度变化曲线Fig．2 Temperature variation of equipment in high heat flow case

图3 低温工况设备温度曲线Fig．3 Temperature variation of equipment in low heat flow case

4.2 天线热平衡试验验证

对于空间飞行器，一般采用热平衡试验对热设计的正确性进行验证［9］，该上面级研制过程中不开展全箭热平衡试验，天线的热控方案存在验证不充分的风险，为验证天线热设计的正确性，本文设计了一个天线热平衡试验，参试产品包括天线、铜蓄热材料。该试验在高真空环境下（真空度优于10－3Pa）进行，试验中天线通过位于真空舱外的工控机进行程序控制，并在试验过程中按照箭上工作时序进行工作。图4为天线热平衡试验的原理图。

图4 天线热平衡试验简图Fig．4 Illustration of heat balance experiment of the phase array antenna

由于天线工作时发射的电磁波功率较强，为防止电磁波对真空舱内设备及电缆产生影响，试验过程中采取两种措施进行防护：其一，在天线发射方向设置具有吸波能力的吸波罩；其二为天线采用扫波的工作模式。

天线安装在舱体表面，天线阵面所在的表面朝向空间，受空间外热流影响且有很大的电磁辐射，试验过程中采用具有温度可控的吸波罩模拟外热流；其余部分位于舱体内部，主要受上面级自身红外辐射的热影响，试验过程中采用一个温度可控的铜制热防护罩进行模拟。

天线热平衡试验包括低温工况、高温工况2个试验工况，设置如表3。其中，空间外热流是根据天线在上面级上安装位置计算获得，热防护罩温度是通过提取天线所在舱段的各节点温度的平均值并取一定余量而获得的。

表3 试验工况设置Table 3 Settings of experiment

低温工况下相控阵天线不同位置的温度变化曲线如图5。从结果可以看出：相控阵天线温度变化范围为－8.3℃ ～24.6℃。

图5 热平衡试验低温工况天线温度变化曲线Fig．5 Variation of antenna temperature in low heat flow thermal balance experiment

热防护罩温度模拟与试验方案要求相差很小，而相控阵天线空间外热流则与要求相差较大，因此需要修正低温工况相控阵天线的温度值。试验的平均外热流为78.9 W／m2。为简化起见，不考虑相控阵天线与内部换热，考虑相控阵天线达到平衡状态时，满足式（8）所示关系：

其中，Qin为天线小功率热功耗，21.8 W；Qout为低温工况外热流，15.9 W／m2。计算可得天线平衡温度为－12.6℃。满足天线温控要求。

高温工况下相控阵天线不同位置的温度变化曲线如图6。试验过程中，天线外热流设置的两个热流计的平均外热流测量结果为179.3 W／m2、185.8 W／m2，略严酷于试验要求；此外，箭体温度也大于0℃。从结果可以看出，天线温度变化范围为11.5℃ ～42.8℃，满足温控要求。

图6 热平衡试验高温工况天线温度变化曲线Fig．6 Variation of antenna temperature in high heat flow thermal balance experiment

4.3 飞行遥测数据

天线遥测数据曲线如图7，从遥测结果可以看出：相控阵天线的温度范围为2.9℃ ～20.8℃，满足天线－40℃ ～＋60℃的温控范围。某上面级的发射窗口接近夏至日，空间外热流接近低温工况，与图5所示低温工况数值计算结果接近，证明了热设计和热分析计算的正确性。

图7 天线遥测温度变化曲线Fig．7 Variation of telemetered temperature in phase array antenna

5 结论

本文针对一个具有尺寸小、热功耗大、工作模式不确定的相控阵天线的热控需求（工作期间的大功率散热以及长时间不工作期间的保温），通过开展理论分析，得到需要采用蓄热材料结合增加热控开机的热控方案。通过综合对比相变材料和显热蓄热材料并综合上面级实际情况，提出采用铜作为蓄热材料，并通过理论方法确定了作为蓄热材料的铜的所需质量。后续热分析计算、天线热平衡试验以及飞行遥测数据均证实了该热控方案设计的正确性，得到了以下结论：

1）为满足天线的热控需求，采用铜或者相变材料作为蓄热材料的质量需求分别为38.9 kg和6.1 kg，相变材料的性能更具有优势，由于相变材料存在液体形态，力学性能不佳，需要采用金属材料进行封装并采用填充导热增强导热，需要开展一系列的力学环境试验验证结构可靠性，与铜在进度和经费消耗存在一定差距。因此，天线最终采用选用铜作为蓄热材料。

2）为避免铜质量过大而带来的质量偏心，需要将铜的质量控制在一定范围内。这就需要在在长时间不开机状态下补充能量，通过分析对比，确定了采用增加热控开机的方案。在进行相控阵天线时序中增加热控开机的设置方面，应该尽量保证其平均热功耗的在一定范围内。

3）由于这种方案热控效果与天线开机时序相关，且一经确定不可更改，若验证不充分，可能导致任务失败。为确保设计的正确性，本文开展了全箭热分析计算和热平衡试验两种方法进行验证，最终的飞行试验结果也证明了设计的正确性。

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