星載SAR相控陣天線一體化熱設計

倪 勇，李建新，2，陳 輝，余 偉，2

(1. 南京電子技術研究所, 南京 210039； 2. 天線與微波技術重點實驗室, 南京 210039)(3. 上海衛星工程研究所, 上海 201100)

·天饋伺系統·

星載SAR相控陣天線一體化熱設計

倪 勇1，李建新1，2，陳 輝3，余 偉1，2

(1. 南京電子技術研究所, 南京 210039； 2. 天線與微波技術重點實驗室, 南京 210039)(3. 上海衛星工程研究所, 上海 201100)

介紹了星載相控陣天線一體化熱設計的方法，利用不同的仿真軟件分析了天線熱分布、結構變形等情況，通過建立熱變形對天線電性能影響的仿真模型，驗證熱設計是否能滿足電性能要求，并以電性能最優為目標實現最優的熱設計。最后，針對星載SAR天線產品驗證文中設計方法的工程可實現性。

星載相控陣天線；一體化熱設計；性能分析

0 引 言

星載SAR相控陣天線受多種空間環境的影響，太陽是天線在太陽系內飛行時遇到的最大外熱源，是一個最大的熱輻射體，地球反照和地球紅外輻射也直接或間接地影響空間溫度環境特性，同時，宇宙真空和低溫也影響天線與外部環境的熱變換。星載相控陣天線采用框架形式安裝在星體的載荷艙上，與載荷艙、展開結構都有接口關系。在以上空間環境溫度梯度影響下，天線不光本身會發生變形，載荷艙和展開機構的變形也會傳遞給天線。天線陣面熱變形會影響天線電性能，而星載SAR成像對相控陣天線波束指向精度、波束形狀等有較高的要求，因此，必須采取合理的熱設計來保證天線在復雜空間環境下保持良好電性能的能力。

在空間天線或其他設備的熱設計過程中，主要還是圍繞熱變形來開展熱設計，文獻[1]以空間大型平板縫隙天線為研究對象,介紹了其結構組成。為減小天線熱變形,對天線進行了加固改進設計,并在極高溫和極低溫兩種工況下進行熱變形分析,得到改進前后兩個方案的變形結果。文獻[2]介紹了星載收發組件的結構設計,再將熱設計與結構設計相結合介紹了星載收發組件中各部件的熱控措施。相控陣天線的結構誤差分析的研究較多，如：文獻[3]分析了機械誤差對平面相控陣天線性能的影響，預估了由于結構形變引起的單元安裝位置的誤差，詳細計算了兩種變形模式對相控陣天線法向和掃描副瓣性能的影響，統計分析了單元安裝誤差帶來的電性能惡化程度。文獻[4]量化了S波段相控陣天線平面度對天線性能影響，分析了不同Z向起伏對天線波束指向、副瓣電平、增益等性能的變化。文獻[5]定量分析了SAR相控陣天線熱變形誤差對模糊性能影響的有效方法。本文主要提出了星載SAR天線一體化熱設計方案，在熱設計的過程中，以電性能最優為設計目標，建立機、電、熱一體化設計模型，多次迭代優化設計實現最優的熱控方案。

1 天線熱環境及控制措施

1.1 天線熱環境

大型星載SAR相控陣天線工作狀態時的熱環境分為外部空間環境以及內部環境。SAR天線一般工作在距離地球500 km以上的太陽同步軌道，處于外大氣層、地球大氣密度低和高真空度的環境中。在高真空度環境中，天線系統與外部空間的熱交換只能通過輻射的形式進行，天線系統內部的有耗單機產生的熱只能通過天線結構體進行導熱和相互的熱輻射，SAR相控陣天線一般選擇輻射單元表面作為天線系統與外部環境的熱輻射導熱面。太陽輻射是SAR相控陣天線收到的最大熱輻射,天線表面的熱流主要為太陽的輻射、太陽自地球的反照和地球的紅外輻射，在熱設計中主要考慮太陽外輻射熱流，到達天線面上的太陽輻射熱流為[6]

(1)

式中：A為天線外熱流的接受面；q=3.826×1026W；d為太陽至天線陣面的距離；βs為太陽光和天線法向方向的夾角，cosβs就是太陽輻射角系數，天線處于不同工況下的βs是不同的。因此，天線不同工況下的太陽輻射熱流不同，在進行天線熱控設計時需考慮不同工況下的外熱流。當天線處于地球的背陰面時，地球擋住了太陽輻射熱流，天線又處于空間低溫環境，天線本體的能量將被宇宙空間吸收，這時，天線的熱控需采取措施以保證天線處于正常的工作溫度。

星載SAR相控陣天線的內部熱環境主要指天線工作時的熱環境，SAR天線由大量的T/R組件、波控單元、驅動單元和二次電源構成，在正常工作時，有源單機的熱耗由內部空間輻射熱量，SAR天線的熱耗主要來自有源T/R組件，而有源T/R組件因功放管的效率限制而產生大量熱耗，計算公式為[7]

PTR=NPe(1/Cm-1)

(2)

式中：N為T/R組件的數目；Pe為單T/R組件的輸出功率；Cm為T/R組件的效率，效率越高，T/R組件的熱耗越低。

1.2 天線熱控措施

由于星載SAR天線處于復雜的高低溫環境中，如果不采取熱控措施，會導致天線內部單機的性能惡化，如T/R組件增益一致性惡化、天線平面度超差等問題，從而影響天線系統的整體電性能以及可靠性指標。天線熱控系統可以保證天線各單機在一定溫度范圍內工作，并保證整個天線系統在軌工作時處于熱平衡狀態。

熱控系統主要由傳熱組件、隔熱組件、加熱組件和測溫組件等組成，如圖1所示。傳熱組件為熱管、熱控涂層、擴熱板等，由于SAR天線熱耗大、功率密度高，常采用相變熱管來作為熱控手段，主要是實現天線陣面等溫化，保證大功耗單機的溫度一致性，天線各單機根據溫度控制要求，采用不同熱控涂層材料，從而保證天線整體的溫度范圍；隔熱組件為多層隔熱組件、隔熱墊塊等，隔熱組件主要用于減少天線的熱流損失以及隔離外部熱流；加熱組件多薄膜式電加熱器，在低溫環境下給天線主要單機加熱；測溫組件為溫度傳感器，用于采集天線工作環境下的溫度場分布。

圖1 天線熱控系統組成圖

2 一體化設計方案

星載SAR相控陣天線機、電、熱一體化設計目的是使天線系統達到最優、最可靠的工作狀態，一體化設計框圖如圖2所示。

圖2 天線機、電、熱一體化設計框圖

圍繞天線電性能最優原則，在保證天線熱控和結構可實現的情況下，天線熱設計采取迭代逐步優化方法，主要的流程如下：

1)在完成天線整體的結構設計后，確定天線的熱控方案，采用熱分析軟件IDEAS/TMG完成天線熱分析驗證。分析過程中需考慮天線不同工況下的溫度分布，主要輸入參數有太陽軌道高度、太陽外熱流或低溫宇宙熱層、天線發射占空比以及工作時間等參數，IDEAS/TMG可以輸出不同工況下的天線溫度分布參數。在完成熱分析后，可以根據熱控要求完善熱控方案。

2)天線處于外大氣層時，幾乎不受外部應力，因此，天線主要受熱環境的影響而存在結構熱變形。利用MSC Patran軟件建立天線有限元模型，由于天線組成單機品種多、規模大，需對天線的有限元模型進行簡化處理，建好有限元模型后，可以完成溫度場與結構響應的分析，提取天線熱三維方向的變形參數，如天線輻射單元的位移參數。

3)由于存在熱控材料、熱環境等差異性，天線在采取熱控措施后，相同工況下，不同位置的溫度仍存在差異性，天線射頻單機在不同溫度下的幅相誤差會影響天線的電性能。同樣，天線不同工況時的熱環境差異較大，從而導致天線存在較大的熱變形，天線的熱變形導致天線平面度超差，直接影響天線的電性能。

4)在完成一輪的設計后，根據電性能情況，再次調整天線的熱控方案和結構方案，通過迭代最終實現機、電、熱最優方案。

3 電性能分析模型

天線的輻射場具有方向性，即在不同方向輻射場的強度不同，不同的天線方向性不同，這是天線最重要的特征。天線的方向性可以用函數表示，也可以用一個角度變量的曲線或兩個角度變量的曲面來描述。用曲線表示的天線方向性稱方向圖，用函數表示的天線方向性稱為方向圖函數，有時通稱為方向圖。方向圖分功率方向圖和場強方向圖，分別來描述天線輻射功率的空間分布和輻射場強的空間分布關系。有時還會用相位方向圖來描述輻射場相位的空間分布[8]。

陣列單元在一個已知面上設置，既單元位置有兩個正交坐標描述陣列稱為陣列。星載SAR天線常為平面二維陣列天線。圖3為一個位于xy平面上M×N個單元組成的矩形柵格平面陣列。位置矢量為dmn=xmi+yni，在觀察方向p(θ,φ)=sinθcosφi+sinθsinφj+cosθk〗，陣列方向圖函數為

(3)

式中：Imn為mn號單元激勵電流，Imn=imnejφmn,imn為單元加權幅度，φmn為單元加權相位；fmn(θ,φ)為單元方向圖或子陣方向圖；βmn為各單元的饋電相位，陣列的波束最大值指向為(θ0,φ0)，則βmn=-k(xmcosφ0+ynsinφ0)sinθ0

若不考慮陣列單元之間的互耦，陣列所有單元方向圖相同，即

fmn(θ,φ)=T(θ,φ)m=1,2,…,M;n=1,2,…,N

(4)

圖3 相控陣天線模型

當相控陣天線發生熱變形時，第(m,n)個的輻射單元的安裝位置發生偏移(Δxmn,Δymn,Δzmn)，因此，由熱變形造成的天線空間相位誤差為

Δδmn= 2π/λ(Δxmnsinθcosφ+

Δymnsinθsinφ+Δzmncosθ)

(5)

不同位置處的天線射頻通道因溫度不一致性而引起的誤差為

Cmn=Δρmn[Δt(m,n)]exp[jΔφmnΔt(m,n)]

(6)

式中：Δρ和Δφ分別為因溫度差而引起的幅度和相位誤差；Δt(m,n)為不同位置處的溫度差。

在忽略熱變形后輻射單元方向性變化及輻射單元之間的互耦影響，考慮熱變形和溫度引起的通道幅相誤差的陣列方向圖函數為

exp[jk(xmu+ynv)]exp(jΔδm)

(7)

式中：u=sinθcosφ-sinθ0cosφ0，v=sinθsinφ-sinθ0sinφ0為二維通用角變量；T(θ,φ)為單元方向圖。

4 星載SAR相控陣天線綜合設計結果

星載SAR天線為大型平面相控陣天線，天線面積約7 m2，射頻通道數約1000個,天線主要包括波導天線、組件、波控單元、二次電源、框架、輻射子陣及安裝板等組成。以此天線為模型，仿真分析了天線在軌不同工作狀態下的機、電、熱情況，圖 4為天線散熱原理圖，波導天線與空間環境進行熱交換。用IDEAS/TMG軟件分析了天線的不同工況下的溫度分布，仿真時模型進行了以下簡化：

1)認為太陽光為平行光，即陽光擴散角為0；

2)不考慮表面之間的鏡面反射，各表面都當作灰體處理，表面輻射滿足Lambert定律；

3)忽略電連接器、電纜線、設備的連接件、緊固件等。

分析了兩種工況，分別為：

工況1(極端低溫工況)：散熱面外熱流最小情況；依靠熱控溫度補償電加熱器維持自身溫度。

工況2(極端高溫工況)：散熱面外熱流最大情況；天線每個軌道周期內都連續工作8 min。

圖4 天線散熱原理圖

表1為天線在低溫和高溫兩種工況下的溫度范圍，由表可知，在低溫工況時，各單機主要依靠熱控加熱來維持正常工作溫度，波導天線作為最外層的散熱面，由于空間外熱控最小，導致波導天線的溫度最低。在高溫工況時，組件在最大外熱流和自身熱耗的作用下，其工作溫度最高。

表1 兩種工況下的天線主要單機的工作溫度 ℃

表2為利用MSC Patran軟件仿真得到的天線在兩種工況下的散熱面熱變形數據，由表可知，天線在兩種工況下的Z向變形量大于X和Y向。

表2 熱變形仿真結果 mm

根據以上天線熱變形數據，通過式(7)仿真分析了天線在輻射方向圖在法向情況下的性能參數，如表3所示，由表中可以看出天線方位向性能的惡化比距離向要嚴重，主要是由于方位向變形較嚴重。在軌熱變形對方位和距離向波束指向的影響不超過0.008°，方位向副瓣電平最大惡化了1.2 dB，而波束寬度受熱變形的影響較小，可以忽略不計。

表3 不同工況下的天線電性能

5 結束語

本文根據星載SAR相控陣天線空間工作環境特點，提出了天線一體會熱設計方案和熱控措施,保證天線能適應空間不同的熱環境，主要思路為:以電性能最優為優化目標，建立機、電、熱分析模型，綜合考慮天線機電熱性能代價比,通過不斷迭代設計實現最優的熱控措施方案。針對星載SAR天線產品，建立了熱控模型，給出了熱控措施，根據熱設計后的溫度分布情況，仿真了天線的結構熱變形，將熱變形數據代入天線電性能模型后仿真得天線電性能，最終得到優化后的熱設計方案，其結果在熱試驗中得到驗證。

[1] 范文杰, 粟曉鵬, 陳 博. 星載大型平板縫隙天線結構設計及熱變形分析[J]. 空間科學學報, 2014, 34(6): 894-898. FAN Wenjie, Li Xiaopeng, Chen Bo. Struture design and thermal deformation analysis of large spaceborne flate slotted antenna[J]. Chinese Journal of Space Science, 2014,34(6): 894-898.

[2] 魏 穎. 星載收發組件的熱設計方案[J]. 指導與引信, 2013, 34(2)：54-59. WEI Ying.Thermal design project of spaceborne T/R model[J]. Guidance & Fuze, 2013，34(2)：54-59.

[3] WANG H S C. Performance of phased array antennas with Mechanical errors[J]. IEEE Transations on Aerospace and Electronic Systems, 1992, 28(2): 535-545.

[4] ZAITSEV E, HAFFMAN J. Phased array flatness effects on antenna system[C]// 2010 IEEE International Symposium on Phased Array System and Technology. Waltham, MA: IEEE Press, 2010: 121-125.

[5] 陳 杰, 周蔭清. 星載SAR相控陣天線熱變形誤差分析[J]. 北京航空航天大學學報, 2004，30(9)：840-843. CHEN Jie，ZHOU Yinqing. Ambiguity performance analysis of spaceborne SAR with thermal mechanism errors in phased array antenna[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2004，30(9)：840-843.

[6] 侯增祺, 胡金剛．航天器熱控制技術—原理及其應用[M]．北京：中國科學技術出版社，2007． HOU Zengqi, HU Jingang. Spacecraft thermal control technology-principle and its application[M]. Beijing: Press of China Science and Thchnology,2007.

[7] 張光義. 相控陣雷達技術[M]. 北京：電子工業出版社，2006. ZHANG Guangyi. Phased array radar technology[M]. Beijing: Publishing House of Electronics Industry, 2006.

[8] 金 林. 雷達天線技術[M]. 北京：電子工業出版社, 2005. JIN Lin. Radar antenna technology[M]. Beijing: Publishing House of Electronics Industry, 2005.

倪 勇 男，1991年生，碩士研究生。研究方向為星載SAR相控陣天線系統，微波天線技術。

Integrated Thermal Design of Phased Array Antenna for Spaceborne SAR

NI Yong1，LI Jianxin1,2，CHEN Hui3，YU Wei1,2

(1. Nanjing Institute of Electronics Technology, Nanjing 210039, China) (2. Science and Technology on Antenna and Microwave Laboratory, Nanjing 210039, China) (3. Shanghai Satellite Engineering Research Institute, Shanghai 201100, China)

The integrated thermal design of spaceborne phased array antenna is introduced .The temperature distribution and deformation data of antenna in different conditions are obtained by use different simulation software. A mathematical model for antenna electrical properties is established, based on the temperature distribution and deformation of antenna. The thermal design can meet antenna electrical performance is verify. The goal for antenna electric performance optimization is achieved by mechanical, electrical, thermal co-design. The computer simulation results of an spaceborne phased array antenna, by which the integrated design was validated.

spaceborne phased array antenna; integrated themal design; performance analysis

10.16592/ j.cnki.1004-7859.2016.04.014

倪勇 Email：1120846084@qq.com

2015-11-08

2016-01-20

TN82

A

1004-7859(2016)04-0060-04