背靠背式星载T/R组件散热效果研究

摘要：作为星载相控阵天线的核心，T/R组件的散热性能直接影响相控阵天线的可靠性。针对八通道星载T/R组件散热困难的问题，提出了一种基于组件背靠背式安装的设计方案，并通过仿真手段对热设计方案开展了分析和验证。热分析结果表明，T/R组件以背靠背的方式安装后，热流密度最高的器件A的结温降低了7.2 ℃，T/R组件内部所有元器件结温均满足航天Ⅰ级降额温度要求。

关键词：背靠背式;星载;T/R组件;散热效果

0 引言

T/R组件作为星载相控阵天线的核心模块，其主要功能是完成发射信号到阵元的末级功率放大和接收信号的前级放大，可实现阵面的幅相修正和波束扫描等功能[1]。作为安装在航天器上的电子设备，T/R组件要承受运输、发射、上升以及在轨运行各个阶段的热环境，其散热性能将直接影响相控阵天线的幅相一致性和可靠性等关键指标，因此需采取合理的散热措施，控制内部元器件的温度水平。

1 研究对象

1.1    T/R组件结构

T/R组件尺寸为115 mm（长）×75 mm（宽）×6 mm（厚），组件内含有8个收发通道，每个通道中有5个发热元器件，其结构如图1所示。内部发热器件共有7类，名称分别用A～G表示。

1.2    热耗

T/R组件热耗状况如表1所示，T/R组件工作模式有发射和接收两种。处于发射模式时（发射T/R组件），器件B不工作;处于接收模式时（接收T/R组件），器件A不工作。两种工作模式下的热耗分别为9.32 W和1.18 W。其中，热耗最大的是器件A，发射模式下每个器件A热耗为1 W，其热流密度高达36.6 W/cm2。

1.3    热设计要求

T/R组件的工作温度范围为-25～55 ℃。通过热设计，需确保T/R组件内部元器件结温不超过85 ℃，满足航天Ⅰ级降额温度要求[2]。

2 热控方案

T/R组件放置于空间环境工作，几乎处于真空状态，因而不存在对流换热，器件产生的热量主要通过热传导的方式传递。对于器件A，由于其热流密度最高，为强化散热，先通过共晶焊的方式，将器件A焊接至0.2 mm厚的钼铜衬底上，再通过铅锡焊接到铝合金壳体上。器件B、D则利用导电胶粘贴在0.2 mm厚的钼铜衬底上，再通过铅锡焊接到壳体上。器件C、E利用导电胶粘贴在0.3 mm厚的微带板上，再通过铅锡焊接到壳体上。器件F、G利用导电胶粘贴在1.5 mm厚的微带板上，再通过铅锡焊接到壳体上。所有器件热量传导至壳体上部后，将沿壳体继续向下传递至壳体底部，最后通过安装在底部的热管将热量传导出去。

3 设计验证

3.1    仿真模型

为验证设计方案的可行性，需对T/R组件构建仿真模型，进行热分析。为便于分析，在建模中需对原始结构进行简化，主要简化措施有：

（1）不考虑辐射的影响，仅考虑导热过程;

（2）建模时忽略螺钉孔、倒角、接插件等特征。

通过仿真软件对简化后的模型划分网格，单个T/R组件网格数约为967 200。由于该T/R组件在轨阶段的工作温度范围为-25～55 ℃，因此选取55 ℃作为热分析工况，分析组件在稳态下的温度场。由于组件热量最终是经壳体底部传递到外界的热管，因此计算时设置组件底部与55 ℃的热管换热，接触传热系数取2 000 W/（m2·K）。材料热物性参数如表2所示，T/R组件壳体及盖板材料均为铝合金6061。在真空环境下，共晶焊接和铅锡焊接的接触热阻可忽略。

3.2    结果分析

基于上述热设计方案，通过对单个T/R组件进行仿真分析，得到器件A的壳温为74.6 ℃。根据器件的壳温，通常采用如下公式计算元器件的结温[3]：

Tj=Tc+qRjc

式中：Tj为器件的结温（℃）;Tc为器件的壳温（℃）;q为器件热耗（W）;Rjc为器件结壳热阻（℃/W）。

利用该公式计算得到器件A的结温为89.6 ℃，无法满足结温小于85 ℃的设计要求。通过对器件A的传热路径分析可知，器件A的热量先由钼铜载体传导至壳体，再经过壳体传导至底部散热面。由于器件A的热量在壳体内传递过程中，传导距离大，因而其导热热阻高。因此，T/R组件壳体自身导热热阻偏高，将导致器件A散热困难。

3.3    热设计方案优化

通过前面的分析可知，若想降低器件A的温度，需降低組件壳体自身导热热阻。在本文研究的相控阵天线中，T/R组件的工作模式具有特殊性：当T/R组件处于发射模式时，其相邻的T/R组件将处于接收模式。因此，通过调节安装方式，使发射T/R组件背面和接收T/R组件背面通过螺钉进行紧固贴合，即背靠背式安装，并在接触面涂导热硅脂以强化换热。由于接收T/R组件热耗较小，通过两组件背靠背的安装方式，发射T/R组件可借助接收T/R组件的壳体传导一部分热量，由此解决壳体自身导热热阻高的问题。

基于组件背靠背式安装的设计方案，通过仿真计算得到两个T/R组件的温度分布，结果如图2所示，器件的壳温和结温如表3所示。可以看出，采用背靠背的安装方式后，发射T/R组件内器件A的壳温由74.6 ℃降至67.4 ℃，结温由89.6 ℃降至82.4 ℃，降幅达7.2 ℃。发射T/R组件内所有器件温度均得到降低，同时，保证了接收T/R组件内所有器件温度均满足不超过85 ℃的设计要求。

4 结语

针对八通道星载T/R组件的散热问题，提出了一种基于组件背靠背式安装的设计方案，并通过仿真计算验证了方案的有效性。结果表明，背靠背式安装方式可使发射T/R组件内器件A的结温降低7.2 ℃。无论T/R组件处于发射模式还是接收模式，其内部所有器件结温均满足航天Ⅰ级降额温度要求。

[参考文献]

[1] 唐宝富，钟剑锋，顾叶青.有源相控阵雷达天线结构设计[M].西安：西安电子科技大学出版社，2016.

[2] 元器件降额准则：GJB/Z 35—93[S].

[3] 刘朝华，杨同敏，翟亮，等.星载铷钟组件的热设计与热仿真[J].宇航计测技术，2014，34（3）：18-21.

收稿日期：2021-04-25

作者简介：王子君（1990—），男，安徽亳州人，博士，工程师，研究方向：卫星热控设计。