魏 涛，钱吉裕，孔祥举

(南京电子技术研究所， 江苏 南京 210039)

某机载毫米波雷达天线仿真热设计*

魏 涛，钱吉裕，孔祥举

(南京电子技术研究所， 江苏 南京 210039)

针对某型机载毫米波雷达天线热设计难题，提出了热管结合强迫风冷的新型冷却方式，设计了专用风道。应用数值模拟方法首先对T/R组件进行了热仿真计算，其次对天线背部风机抽风、吹风进行了仿真比较，再对散热翅片和风量分配进行了仿真优化，最后对3 km高空状态进行了仿真计算。计算结果表明，天线背部风机吹风明显好于抽风；翅片厚度0.8 mm，翅片数134，占空比23.8%的翅片结构散热较好；限流板阻力系数为5时风量分配较均匀；高空环境下满足天线工作要求。该方式合理可行，满足系统热设计要求，为同类产品的热设计提供了重要参考。

毫米波雷达；天线；热设计；仿真

引 言

毫米波雷达因具有重量轻、体积小、波束窄、分辨率高、抗干扰能力强等特点，特别适用于导弹制导雷达导引头、直升机载多功能雷达、卫星通信等平台[1-4]。由于毫米波天线高度集成的特点，T/R组件热流密度显著增加[5]，天线热设计已成为毫米波雷达设计的关键技术之一。目前国内外公开研究成果中较少涉及毫米波天线热设计。

本文研究的某型机载毫米波雷达天线体积小、热流密度较高，且飞机不提供任何冷却资源，天线热设计难度较大。本文提出热管结合强迫风冷的新型冷却方式，通过仿真方法进行了初步优化设计，验证了该冷却方式的合理性。

1 毫米波天线热设计

天线是毫米波雷达的核心部件，某机载毫米波雷达天线成矩形阵列布置。天线由线阵、散热器和天线框架等组成。该天线平均热耗约为2 kW，天线发热主要集中于T/R组件的功率芯片，局部热流密度约为10 W/cm2。

为了冷却天线，保证天线正常可靠工作，采用了热管结合强迫风冷的冷却方式，即芯片发热量首先经其下部的基板热扩展后，传导至热管的热端，然后经热管冷端传至与其紧密相连的天线上下两端散热器，再通过轴流风机吹风经专用风道后强迫冷却散热翅片，最后由天线罩上部的风机将热量排至外界环境中。T/R组件模型图和天线系统冷却结构分别如图1和图2所示。

图1 T/R组件(含热管)模型图

图2 天线系统冷却结构示意图

2 仿真计算和分析

为了验证天线热设计方案的可行性，应用Icepak商业软件对冷却系统进行了仿真计算。系统仿真计算分为两部分，第1部分为T/R组件热仿真，初定热管冷端最高温度为75 ℃，计算组件芯片单元最高温度为102.5 ℃，满足芯片壳温要求。第2部分计算热管冷端表面温度分布，通过强迫风冷措施和优化设计保证热管冷端温度满足低于75 ℃的要求。另外，应用仿真手段对该冷却方式进行了初步优化设计，并对高空环境的热性能进行了数值模拟。

2.1 T/R组件热仿真

图3为初定热管冷端最高温度低于75 ℃的条件下(环境温度50 ℃、常压)T/R组件表面温度分布，计算结果为最高温度102.5℃，满足芯片壳温低于105℃要求。

图3 T/R组件表面温度分布

2.2 吹风和抽风形式仿真

冷却系统选用了2个ebm 6314系列高性能紧凑轴流风机，分别安装在天线整流罩上部和天线背面，天线整流罩上部的风机为抽风形式，将高温空气携带的热量向系统外排出。为了提高风冷换热效率，在天线背部的风机和上下散热翅片之间设计了专用风道(图2)。针对天线背部风机分别采用抽风(进风面为风道侧)和吹风(出风面为风道侧)两种形式进行了仿真计算(环境温度50 ℃、常压)，图4和图5分别为抽风和吹风时热管冷端温度分布。

图4 抽风时热管冷端温度分布

图5 吹风时热管冷端温度分布

对比仿真计算结果，在其他结构形式不变的条件下，采用抽风形式热管冷端最高温度为87.4 ℃，采用吹风形式热管冷端最高温度为76.6 ℃，吹风形式的热管冷端表面温度明显降低。另外，采用抽风时上下热管冷端温差很大，这是因为抽风形式上部进风区域靠近系统出口，风温偏高。所以，在这种强迫风冷加专用风道结构形式下，天线背面风机采用吹风形式冷却效果明显好于抽风形式。

2.3 散热翅片仿真优化

为了降低热管冷端的最高温度，通过优化设计散热翅片，提高强迫风冷对流换热系数。在翅片厚度0.8 mm、翅高37 mm时，分别对翅片数80、94、120、134的4种散热翅片结构形式的天线系统进行了仿真计算(环境温度50 ℃、常压)，图6为不同翅片数热管冷端温度分布。计算结果如表1所示。

图6 不同翅片数热管冷端温度分布

翅片数厚度/mm占空比/%热管冷端最高温度/℃800．814．1384．3940．816．6480．51200．821．2976．61340．823．8074．9

对散热翅片进行了初步优化设计，结果表明，当翅片厚度一定时，随着翅片个数增加，翅片间距减小，占空比(即散热翅片厚度与翅片间距之比)增大，对流换热系数增大，热管冷端最高温度降低。但是由于天线总重量约束和翅片加工工艺要求，最后确定翅片厚度0.8 mm，翅片数134，占空比为23.8%。热管冷端最高温度为74.9 ℃，满足热管冷端最高温度低于75 ℃的要求。

2.4 风量分配仿真优化

从上述计算结果可知，尽管上下部热管冷端最高温差较小，但是同侧热管冷端中间温度和两侧温度差别较大，这是中间和两侧风量分配不均导致，中间风量偏大，表面温度较低，两侧风量偏小，表面温度较高。为了改善风量分配不均，在上下部风道中间各增加限流板，通过调整限流板阻力系数，控制限流板自由流通面积，控制流经限流板的流量，分别针对无限流板和3种不同阻力系数的限流板进行计算(环境温度50 ℃、常压)，如图7所示。

图7 无限流板和3种不同阻力系数限流板的热管冷端温度分布

由计算结果可知，无限流板时热管冷端中间风量较大，温度较低，两侧风量较小，温度较高，且最高温度超过75 ℃；增加限流板后热管冷端中间风量减少，温度升高，两侧风量增加，温度降低，热管冷端两侧和中间温度一致性变好。另外，随着限流板阻力系数增加，中间风量继续减小，两侧风量继续增大，热管冷端中间温度略升，两侧温度略降，中间和两侧温差明显减小，而且整个冷端最高温度仍低于75 ℃。但是，限流板阻力系数增至7时，热管冷端中间温度明显增加，两侧温度降低，热管冷端温度一致性变差。综上所述，通过在风道中间增加限流板，使通道内风量分配更加均匀，热管冷端的温度一致性得到明显改善，而且当阻力系数为5时，通道内风量分配较均匀，热管冷端温度一致性较好。

2.5 高空状态仿真

本雷达不仅要求在地面高温环境可靠工作，还要求在3 km高空(环境温度30 ℃)正常可靠工作，因此针对3 km高空环境进行了仿真计算，结果如图8所示。

图8 高空3 km热管冷端温度分布

计算结果表明，在3 km高空环境下，热管冷端最高温度为59.8 ℃，远低于地面环境状态下的74.9 ℃。这是因为尽管高空环境空气密度减小，风量减小，但环境温度较地面降低较多，热管冷端温度也相应降低。因此，本系统也满足雷达天线在3 km高空环境正常工作的要求。

3 结束语

针对某机载毫米波雷达天线热设计，提出了热管结合强迫风冷的新型冷却方案，并对冷却系统中散热翅片和风道等结构通过仿真方法进行了初步优化设计。结果表明，该冷却方式合理可行，为同类产品的热设计提供了重要参考。

[1] 向敬成, 张明友. 毫米波雷达及其应用[M]. 北京: 国防工业大学出版社, 2005.

[2] 薛良金. 毫米波工程基础[M]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学出版社, 2004.

[3] WEHLING J H. Multifunction millimeter-wave systems for armored vehicle application[J]. IEEE Transactions on Microwave Theory and Techniques, 2005, 53(3):1021-1025.

[4] HOLLOWAY J. Design considerations for adaptive active phased-array ‘multifunction’ radar[J]. Electronics & Communication Engineering Journal, 2001, 13(6): 277-288.

[5] 黄建. 毫米波有源相控阵TR组件集成技术[J]. 电讯技术, 2011, 51(2): 1-6.

魏 涛(1975-)，男，博士，主要研究方向为雷达电子设备热控技术。

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Thermal Simulation of an Airborne Millimeter-wave Radar Antenna

WEI Tao，QIAN Ji-yu，KONG Xiang-ju

(NanjingResearchInstituteofElectronicsTechnology,Nanjing210039,China)

In order to solve the problem of thermal design on an airborne millimeter-wave radar antenna, a new cooling way which combines heat pipes with forced air convection is introduced, and special wind ducts are designed. Firstly, the T/R modules are simulated by numerical simulation methods. Secondly, the suction fan and the exhaust fan on the back of antenna are compared by simulation. Thirdly, fins and wind distribution are optimized by simulation. Finally, the cooling system is simulated at 3 km altitude. Simulation results show that exhaust fan is better than suction fan, heat dissipation effects are better when the fin thickness is 0.8 mm, the fin number is 134, and the ratio of thickness of fin to space of fins is 0.238, wind distribution is better while the resistance coefficient of air restrictor plate is 5, the cooling way meets the antenna working requirement at high altitude. The cooling way is reasonable and meets the thermal design requirement, and provides an important reference for the thermal design of similar products.

millimeter-wave radar; antenna; thermal design; simulation

2013-11-25

TN82；TK172

A

1008-5300(2014)03-0016-03