星載縫隙波導微波天線熱控方案研究與驗證

施哲棟，毛云杰，景海濤，曾凡健，翟載騰，臘 棟，王 江，黃衛東

星載縫隙波導微波天線熱控方案研究與驗證

施哲棟1，毛云杰2，景海濤2，曾凡健1，翟載騰1，臘 棟1，王 江1，黃衛東2

（1.上海衛星工程研究所，上海 201109；2.上海航天技術研究院，上海 201109）

微波天線陣面的熱變形是影響在軌指向精度的關鍵因素，如何解決大功率器件的散熱問題至關重要。某微波天線熱耗峰值近萬瓦，在近20 m2的全陣面內，需要保證收發（TR）組件的溫升和補償加熱器的功耗不能過高。針對某微波天線特有的工作模式和外熱流情況，提出了機械泵驅動流體回路（MPFL）、雙面散熱和相變熱管 3種熱控方案，并分析了各自的特點和適用性。為解決天線內部狹小空間的輻射傳導耦合問題，開展了單模塊熱阻實驗分析與優化，并得到了在軌測試的驗證。

微波天線；熱阻試驗；熱控方案；大熱耗散熱；相變熱管；在軌實驗

0　引言

微波天線具備全天時、全天候、高分辨率和寬幅對地觀測的優勢，被廣泛應用于資源勘測、地形測量和洋流監測等領域［1-2］。某星載微波天線采用多方位多通道成像體制，多通道幅相不一致性不僅會使圖像產生虛假目標，而且會使徑向運動目標的虛假目標信號更強，甚至無法有效成像。文獻［3］認為解決元器件高熱流密度下的散熱難題已經成為相控陣雷達的瓶頸問題。文獻［4］從規劃傳導熱阻和風冷對流換熱2種渠道仿真優化了收發（Transmitter and Receiver， TR）組件的均溫性。文獻［5］提出了應用平板熱管、智能熱控涂層和基于環路熱管（Loop Heat Pipe，LHP）的展開式輻射器等方法解決微波天線萬瓦級熱耗排散的設想?？p隙波導天線效率高、性能穩定、交叉極化低，文獻［6-7］制備的表面鋁光亮陽極氧化熱控涂層，吸收率和發射率精度可達0.01。文獻［8］針對具有凹槽和縫隙的復雜波導表面等效發射率進行了理論推導、仿真建模和實驗測量，認為三者結果基本一致。

本文針對某星載微波天線的在軌環境、結構布局和工作模式，選擇縫隙波導對地面作為主散熱面［11-12］。通過對多種方案的比較，采取了相變熱管的熱控方案來控制天線溫度范圍和一致性。通過仿真分析了熱阻與天線加熱器補償熱耗的關系與熱阻實驗的必要性，并通過熱阻實驗優化了天線內部的熱阻分布情況，并通過了在軌測試的驗證。

1　微波天線熱控方案比較

某星載微波天線波導面直接對地，通過碳纖維框架和展開機構完成支撐和固定。模塊內安裝TR組件和延時放大組件等器件，模塊外安裝功分器、二次電源和波控單元等器件。微波天線熱控的主要任務是在滿足重量和補償功耗的前提下，控制天線在軌雙側視下陣面內單機溫度的波動范圍和一致性。

1.1　機械泵驅動流體回路

機械泵驅動流體回路（Mechanically Pumped Fluid Loop，MPFL）能夠高效地收集并排散熱量，特別適用于大熱耗空間站的主動控溫。通過冷板吸收大熱耗單機的熱量，泵驅動工質循環帶走熱量，工質流經輻射器時排散熱量。MPFL成功地應用于美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）月球車和歐洲航天局（European Space Agency，ESA）的Alphabus通訊衛星，但應用于微波天線的案例較少，主要存在以下弊端： 1） MPFL在國內屬于新技術領域，各項關鍵指標仍在確定，可靠性需要在軌數據的支撐；2）微波天線的主要任務是定標成像，對天線形變精度要求很高，流體回路在不影響載荷精度的前提下安裝布局難度較大；3）微波天線+面長期對地外熱流穩定，一般作為主散熱面，如果流體回路的輻射器安裝在天線上，會干擾天線發射與接收信號，如果安裝在載荷艙上，又需要考慮載荷平臺熱控的耦合問題；4）流體回路包含泵、儲液器、溫控閥、輻射器、冷板和控制單機，重量一般較大，嚴重擠占微波天線的資源。

1.2　雙面散熱

雙面散熱方案主要是基于天線散熱面局限問題提出的方案，傳統微波天線只把+對地面作為唯一散熱面，-面包裹多層隔熱組件。雙面散熱方案取消了-面多層隔熱組件，在波導背面增加了衛星散熱面，在某些特定軌道可以提升衛星的散熱能力。但某微波天線的-面外熱流環境復雜，雙面散熱方案存在以下弊端：1）光照期時陽光長期直照，天線如果在光照期開機，相比+面散熱不僅不能增加天線散熱能力，反而因為灌入熱量而溫度升高；2）陰影期時相比+面散熱增加了散熱面，用于維持天線溫度的補償加熱器熱耗上漲；3）由于-面沒有多層隔熱，星體表面與天線的紅外輻射相互影響，不同位置TR的輻照環境不同，導致陣面TR組件的溫度一致性變差。

針對雙面散熱導致陣面TR組件的溫度一致性變差的弊端，進行了Thermal Desk軟件建模仿真，熱模型如圖1所示。結果顯示，+側天線由于星體表面與天線-面的多重反射，靠近星體的TR組件溫度更高，如圖2所示。兩側天線的溫差達到了40 ℃，嚴重超出了的溫度一致性指標。該現象是由于在軌星體與天線的相對輻照關系實時變化引起的，熱控難度極大。

圖1　衛星有限元熱模型

圖2　+X側天線TR組件溫度分布圖

1.3　相變熱管

相變儲能十分契合微波天線空間狹小的使用環境，同時在常規鋁氨熱管基礎上研制的相變熱管解決了溫度一致性難題。針對無人機微波天線發熱量大和安裝空間狹小特點，文獻［13］采用熱管散熱器配合風機組件的方式散熱。針對相控陣雷達導引頭內TR短時高熱流散熱的問題，文獻［14］認為可以使用增大系統質量或者相變儲能的方法。文獻［15］認為提高相變材料的導熱系數和裝置的翅片數能夠降低熱源安裝面的溫度。文獻［16］針對相控陣天線熱耗變化模式，采用了液冷+相變儲能的快速切換熱控方法。

某星載微波天線全陣面TR組件均勻分布在120個一體化模塊上，由于沒有有源安裝板，無法在模塊間安裝預埋長熱管。同時由于熱控質量指標的限制，無法采用增加散熱面的方式存儲高熱流，可以采用蓄熱材料進行熱控。相變材料較金屬材料更具質量優勢，但存在液體形態，所以力學性能不佳［17］，在熱管中填充相變工質可以解決此類結構可靠性的問題。相變微型熱管配合貼在熱管上的加熱器回路，實現低溫工況的熱量補償和控制全陣面TR組件的溫度一致性。

微波天線使用相變熱管前后的溫度比較如圖3所示。天線在第10分鐘開始工作，天線溫度在相同的啟動溫度-5 ℃附近開始升溫。第17分鐘相變材料開始融化吸收熱量，由于融化潛熱顯著大于顯熱，在相變作用下天線升溫速度明顯下降。在相變材料的吸熱作用下，天線最的高溫降低了10 ℃。

圖3　使用相變熱管前后的溫度比較

綜上，最終的熱控方案采用相變熱管，具體為：大功率TR組件下方安裝雙孔鋁氨-正十六烷相變微型熱管，一方面利用高能質比的相變潛熱儲存瞬間高熱流，抑制TR組件工作時的溫升；另一方面配合加熱器回路實現全陣面單機均溫化控制。陣面內單機間安裝間隙有限，單機表面采用鍍金和黑色陽極氧化的方法改善單機間的輻射換熱，結構安裝板采用局部噴涂E51-M黑漆改善單機與波導間的輻射換熱。陣面內產生的大熱耗通過縫隙波導對地面輻射出去，其余面包裹導電型F46薄膜鍍銀二次表面鏡多層隔熱組件。

2　單模塊熱阻實驗研究

2.1　實驗必要性分析

微波天線內部單機結構復雜，需要熱阻實驗評估傳導熱阻。文獻［9］通過規劃TR組件與冷板之間的接觸熱阻和傳導熱阻，控制了相控陣天線TR組件的最高溫和均溫性。一般衛星微波天線的模塊組件安裝在有源板上（例如高分三號衛星［10］），有源板與波導間隔著碳纖維框架，有源板和框架導熱性很差，所以導熱熱阻極大，完全被輻射熱阻旁路，沒有做熱阻測試的必要性。而某星載微波天線一體化天線模塊內組件直接安裝在天線波導背面，其中安裝腳通過螺釘與結構板金屬連接，組件上的連接器直插在波導內，之間導熱熱阻較小，導致組件與波導間的溫差較小。因此加熱器的功耗有一部分傳導到波導上，波導溫度也隨之升高，需要更多的熱控功耗來控制組件的溫度。熱阻模式的差異如圖4所示。

圖4　熱阻模式的差異

續圖4熱阻模式的差異

Continued fig. 4Differences in the thermal resistance patterns

導熱熱阻直接影響溫度指標和熱控功耗指標，需要對溫度和熱控功耗進行敏感度分析，如圖5和圖6所示。通過分析可知，熱阻的不確定度會造成13 ℃的溫度變化和400 W的熱控功耗偏差。

圖5　TR組件最高溫隨導熱熱阻的變化曲線

圖6　熱控功耗隨導熱熱阻的變化曲線

Fig 6Variation curve of the thermal control power consumption with the thermal conduction resistance

2.2　實驗原理及方法

一體化天線模塊+面朝上，平臥在實驗臺架上，天線-面包多層隔熱組件，模塊與實驗臺架之間間距300 mm，用環氧玻璃布棒（直徑15 mm）支撐，一端與模塊螺紋連接，另一端配安裝腳站立在實驗臺架上，每個安裝腳用M8螺栓現場配打固定。支撐桿外包覆15層多層隔熱組件，并粘貼測溫熱電偶監測支撐桿的溫度，如圖7所示。天線結構件和部件上粘貼測溫熱電偶以獲得溫度分布。天線對地面（+面）用加熱器模擬外熱流，多層表面外熱流粘貼加熱器模擬。一體化天線模塊模擬件熱源加熱器、熱控控溫加熱器、外熱流模擬加熱器分別通過轉接電纜連到真空罐外，用程控電源和軟件進行控制；測溫熱電偶通過電纜和接插件連到真空罐外，用地面設備進行采集并通過計算機顯示。

圖7　KM 1.5真空罐內模塊實驗狀態（剖面）

2.3　實驗件狀態分析

實驗件共3個模塊，熱控狀態對比見表1。相對于模塊1，模塊2減小了熱管、延時放大組件、功分器與結構板間的輻射，消除了熱管安裝腳與波導的導熱，但增加了BMA盲插件的導熱。相對于模塊1，模塊3增大了波導發射率。

表1　實驗件的熱控狀態對比

2.4　實驗結果分析

在每一個模塊TR組件和延時放大組件上施加每軌工作3、5、7和9 min的一軌平均熱耗，穩態溫度結果見表2。

表2　溫差實驗結果（℃）

從實驗結果可知：

1）模塊1和模塊3內熱管到結構板的溫差和延時到結構板溫差基本一致，因為其內部熱實施狀態完全一致，與波導表面涂層輻射屬性無關。

2）比較模塊1和模塊2，模塊1 TR組件到結構板的溫差比模塊2大40%～50%，模塊1延時放大組件到結構板的溫差比模塊2小40%左右。定性分析，模塊2內雖然熱管與結構板不接觸，而且表面未噴漆，結構板相對位置還貼鍍鋁膜，但每排TR組件安裝了8個BMA接插件，因此導熱增強，溫差減?。荒K2的延時下方位置粘貼鍍鋁膜，因此輻射傳熱被削弱，溫差變大。

3）模塊內功分器與結構板溫度基本一致，主要因為功分器不發熱，溫度與安裝面溫度接近。

針對TR組件與結構板間的溫差，經定量分析其熱阻見表3和圖8。從熱阻實驗結果分析，整排TR組件（含熱管）到結構板的熱阻偏小，原先設計中TR組件到結構板的溫差15.0 ℃，目前實驗結果為6.6 ℃，會導致需要更多的熱控功耗來維持TR組件-5.0 ℃啟動。熱阻偏小的原因有2點：① 各安裝面間的接觸熱阻比預計的?。虎?BMA接插件熱阻比預計的小。

表3　TR組件到結構板熱阻對比

圖8　TR組件到結構板熱阻對比

模塊2中熱管與結構板不接觸，沒有導熱，TR組件總熱阻為7.44 C/W，BMA接插件總熱阻為4.13 C/W，2熱阻并聯后整排TR（含熱管）到結構板的總熱阻為2.7 C/W，因此BMA熱阻占較大一部分。增加BMA熱阻對減小功耗最明顯。經分析，在BMA接插件法蘭安裝面安裝厚度為1 mm玻璃鋼墊片后，熱控補償功耗減少了140 W，各單機溫度指標仍然滿足要求，具體變化見表4。

表4　方案變化前后的指標比較

3　微波天線在軌測試驗證

在軌測試結果見表5，微波天線內部的器件溫度值滿足指標要求，相變熱管能夠有效地控制器件溫度，熱阻優化后的天線加熱器補償功耗符合預期，星載縫隙波導微波天線熱控方案可行。

表5　微波天線在軌測試溫度

4　結束語

本文針對某星載縫隙波導微波天線大陣面高熱耗下的熱控需求，通過調研分析比較了MPFL、雙面散熱和相變熱管3種熱控方案，通過熱阻實驗優化了微波天線內部單機接觸熱阻方案。在軌測試結果表明，星載縫隙波導微波天線熱控方案合理可行。

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Research and Verification of Thermal Control Schemes for Spaceborne Slot Waveguide Microwave Antennas

SHIZhedong1， MAOYunjie2， JING Haitai2， ZENGFanjian1， ZHAIZaiteng1， LADong1， WANGJiang1， HUANGWeidong2

（1.Shanghai Institute of Satellite Engineering， Shanghai 201109， China； 2.Shanghai Institute of Aerospace Technology， Shanghai 201109， China）

The thermal deformation of microwave antenna array is the key factor affecting the pointing accuracy in orbit， and how to solve the heat dissipation problem of high-power devices is of vital importance. The peak heat consumption of a microwave antenna is nearly 10 000 W. In the full array area of about 20 m2， it is necessary to ensure that the temperature rise of the transmitter and receiver （TR） module and the power consumption of the compensation heater are not too high. In view of the special working mode and external heat flow of a microwave antenna， three thermal control schemes， i.e.，mechanically pumped fluid loop， double-sided heat dissipation， and phase change heat pipe， are proposed， and their characteristics and applicability are analyzed. In order to solve the problem of radiation and conduction coupling in the narrow space inside the antenna， thermal resistance tests are carried out for the analysis and optimization of single modules. The results show that the three proposed schemes are effective.

microwave antenna； thermal resistance test； thermal control scheme； large heat dissipation； phase change heat pipe； test in orbit

2021?02?08；

2021?04?17

施哲棟（1993—），男，碩士研究生，主要研究方向為航天器熱控技術。

V 45

A

10.19328/j.cnki.2096?8655.2022.04.020