刘晓红，陈 彦

(北京无线电测量研究所， 北京 100854)

某机载SAR天线系统的热设计*

刘晓红，陈 彦

(北京无线电测量研究所， 北京 100854)

某机载SAR天线系统以吊舱的形式悬挂于载机机腹之下，具有功耗大、发热量高、安装空间狭小等特点，而且与载机无环控接口。文中引入热管技术，利用载机飞行而使整流罩外壁与空气相对运动产生的强迫对流解决天线系统的散热问题。仿真分析和挂飞试验结果表明该设计合理，满足热设计要求。该散热方法具有简洁、经济、有效等特点，尤其适用于低速载机平台的小型吊舱。

机载SAR；天线；热设计；挂飞试验

引 言

合成孔径雷达(SAR)在载机中充当着“眼睛”的作用，利用SAR成像，可以获取敌方信息，并实时传回图像，其显著特点是受气候影响较小，能够昼夜全时域工作[1-2]。为达到远的作用距离和复杂的系统功能，SAR往往需要高功率发射，为保证其稳定工作性能，热设计成为雷达研制的关键技术[3-4]。

机载雷达相控阵天线具有功耗大、发热量高、安装空间紧凑等特点，而且载机平台无环控接口，如何构建热流通路，使热设计方案便于实施，以及进行轻小型化设计，成为天线系统热设计的关键[5-7]。本文对某机载SAR天线系统进行散热设计，并通过仿真分析和挂飞试验验证了散热设计的合理性。

1 散热设计的任务和要求

雷达天线系统采用类似吊舱的结构形式悬挂于载机机腹之下，通过升降机构与机舱内地板连接，与载机只有机械与电气接口，无环控接口，因此需要自带环控系统为内部设备提供必需的环境保障。

天线系统由模块、阵面电源、惯导等部分组成，如图1所示，主要发热部分为模块，总热负荷约200 W。散热设计指标为：海拔3 km，环境温度35 ℃，整流罩内环境温度低于70 ℃，模块温度低于85 ℃。

2 散热设计

如图1所示，雷达天线系统置于整流罩内，不与外界环境直接接触，整流罩是热量传输的必经之路。综合考虑雷达工作模式及使用环境条件等多方面因素，设计如下散热方案：

1)热管散热器配合风机组件将热量带至整流罩内。热管的蒸发端与模块壳体的热点相连，冷凝端与散热器相连，确保热量的顺利传递和导出。风机组件对散热器强迫风冷，将热量带至整流罩的封闭空间内。

2)空气循环将热量传递至整流罩表面。冷空气流经热管散热器，吸收模块的热量温度升高，风机组件将热空气吹到整流罩空间内，热空气与整流罩内壁面对流换热，整流罩温度升高，热空气温度降低，成为冷空气后再次进入热管散热器，完成一次空气循环。风机组件的作用是辅助热管散热器将模块热量带出及加强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整流罩外表面换热，将热量带至大气环境。

模块的热流传输路径如图2所示，主要传热环节为：模块—热管散热器—整流罩内环境—整流罩—大气环境。

图2 模块的热流传输路径

3 仿真分析

根据设计条件和飞行条件，首先对天线系统进行散热仿真分析。仿真分析结果如图3～图5所示。

如图3所示，3根热管将模块热量从狭小空间带出，再采用风机组件对散热器进行强迫风冷，将热量散发到整流罩空间内。热管的传热效率较高，两端温差约3 ℃～4 ℃，很好地解决了狭小空间集中热源的散热问题。

图3 模块温度

如图4所示，整流罩内的空气流经热管散热器后被加热，热空气被风机吹入整流罩内，并与整流罩进行对流换热，热空气变为冷空气，再次进入热管散热器，完成一次循环。

图4 整流罩内的环境温度

如图5所示，载机外的空气在整流罩外形成球体绕流，与整流罩外壁面换热，将整流罩内的热量带至大气环境，完成模块的热流传输过程。

图5 整流罩外的高速气流

4 挂飞试验验证

为验证天线系统散热设计的合理性，在雷达系统挂飞试验的同时进行了散热测试。试验主要围绕两个方面开展：

1)整流罩内环境温度能否控制在合理范围内；

2)对测试结果进行外推，验证在极端高温工况下，模块能否正常工作。

4.1 试验条件

挂飞试验的载机巡航速度为540 km/h，飞行高度3 km。试验设备及功用如表1所示。温度采集由GP20数据采集仪和Omega热电偶传感器配合完成，数据采集仪每10 s记录一次数据。

表1 试验设备及功用

4.2 测点布置

天线系统内有多个模块，每个模块的外形尺寸为55mm×55mm×11mm，相邻模块之间的间距为0.25 mm，温度探头无法到达模块热点。如图6所示，热管的蒸发端与模块内功率放大器对应的热点相连，将热量带至散热器。根据热管的高导热性，假定热管温度即为功率放大器温度，通过测量热管温度分析模块的散热效果。

图6 模块结构

温度测点布置在热管侧面，由于热管侧面为圆弧形状，固定传感器不方便，而且容易脱落。根据模块的结构形式和布局，设计了铍青铜簧片。如图7所示，簧片厚度为0.3 mm，自由状态下外形尺寸约为30 mm × 40 mm × 4.2 mm。簧片挤压后安装在两个热管之间，在张紧力的作用下，簧片的两个侧面与热管侧面紧密接触，将热电偶探头粘贴在铍青铜簧片内侧。补偿导线从簧片尾部的小孔穿出。

图7 铍青铜簧片(自由状态)

如图8所示，热电偶固定在铍青铜簧片内侧测得的温度与热管温度基本相等，证明了使用铍青铜簧片固定热电偶的测温方案可行。

图8 铍青铜簧片的测试效果

试验中共布置50个温度测点，用于记录外界环境、整流罩壁面、整流罩内环境及模块温度。

4.3 试验结果

挂飞散热试验不仅关心模块的温度值，还重点关注每个换热环节的温升，包括整流罩外的对流温升，整流罩内的对流温升，热管散热器的对流传导温升。

试验数据处理结果如表2所示。载机飞行高度3 km，载机外环境-8.2 ℃，整流罩-4 ℃，整流罩内环境2.77 ℃，模块12.8 ℃。整流罩外的对流温升4.2 ℃，整流罩内的对流温升6.77 ℃，热管散热器的对流传导温升10.03℃，模块热流传输路径上的总温升为21 ℃，满足热设计要求。

表2 试验结果及外推

挂飞试验是在冬季进行的，外界环境温度较低，模块的工作环境较好。按照传热理论Q=R×Δt，温升Δt只与热负荷Q和热流传输路径上的热阻R有关，而与环境温度无关。根据挂飞温度测试数据进行外推，分析模块能否在极端高温工况下正常工作。如表2所示，当外界环境温度为35 ℃时，整流罩内环境45.97 ℃，模块56℃，满足整流罩内环境低于70℃，模块低于85 ℃的热设计要求。

挂飞试验与仿真分析的结果对比如表3所示。对比各部分的温度及每个传热环节的温升，仿真分析结果与挂飞试验符合较好，偏差均在3 ℃以内。

表3 挂飞试验与仿真分析结果对比

5 结束语

本文针对载机平台不提供环控系统，雷达天线系统功耗大、发热量高、安装空间狭小等问题，将热管技术引入雷达天线系统的热设计，并利用载机飞行而使整流罩外壁与空气相对运动产生的强迫对流解决整流罩内电子设备的散热问题。这是外挂小型机载雷达解决散热问题的一种经济、有效的方法。挂飞试验结果表明天线系统的散热设计合理有效。

仿真分析结果与挂飞试验的偏差均在3 ℃以内，说明仿真分析的结果可信。可在雷达研制方案阶段，利用专业的电子设备热分析软件进行仿真分析，不但可以评估方案的可行性，还可以优化方案设计。在雷达研制过程中，采用仿真分析与试验验证相结合的设计方式，可减少雷达样机的研制时间，缩短研发周期，节约成本。

[1] 徐晓荣. X波段无人机载SAR行波管发射机的研制[D]. 成都: 电子科技大学, 2007.

[2] 余家祥, 汪卫华. 军用无人机机载任务设备的现状与发展趋势[J]. 航空兵器, 2002(3): 35-37.

[3] 唐敖, 向华平. 某机载雷达的热设计及仿真优化[J]. 电子机械工程, 2011, 27(2): 20-22.

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

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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

刘晓红(1982-)，女，工程师，主要从事雷达结构热设计工作。