星載相控陣天線傳熱路徑設計與熱流分析

吳優(yōu)，孔林，*，孫強強，張濟良

(1.長光衛(wèi)星技術有限公司，長春 130033；2.中國電子科技集團公司第五十四研究所，石家莊 050081)

衛(wèi)星通信具有傳輸距離遠、覆蓋面廣、功能多樣等優(yōu)點，以SpaceX 公司[1]為代表紛紛組建低軌通信衛(wèi)星星座。有源相控陣天線的高增益、多點波束、波束在軌重構等特點切合并滿足人類對于大容量衛(wèi)星通信的需求[2-4]。目前星載相控陣技術已得到廣泛應用，但相控陣天線熱流密度大，發(fā)射/接收（transmitter and receiver，T/R）組件對溫度敏感，高溫會影響陣面相位控制精度，甚至會導致電子元器件失效[5-6]，故熱控措施對保障相控陣天線電性能至關重要。

對于地面應用相控陣天線，Scott[7]采用閉式空氣循環(huán)和液冷相結合方式對天線陣面進行散熱。Agrawal 等[8]將功率組件安裝在密封冷板上，通過強迫液冷方式降溫。宋正梅[9]對比S 型通道和微型通道的冷板對相控陣天線散熱能力影響。對于空間應用相控陣天線，Parlak 和Mcglen [10]采用4 根槽道熱管將固態(tài)放大器熱耗傳導至散熱面進行散熱。Nakagawa 等[11]提出將脈動熱管和環(huán)路熱管技術應用于相控陣天線設計內部，通過熱管蒸發(fā)和冷凝帶走內部功耗。此外，還有已在軌應用方案，如IRIDIUM 載有3 塊L 頻段相控陣板，每塊板預埋2 根熱管，連到每個T/R 組件底板上，用于限制T/R 組件溫度上限[12]。GLOBALSTAR 載有1 個S 頻段發(fā)射陣，1 個L 頻段接收陣，功率放大器安裝在固體鈹上，通過熱管將熱量傳導至散熱面[13]。日本的WINDS 試驗衛(wèi)星[14]搭載了TX 波段和RX 波段相控陣天線，天線尺寸為1 420 mm×920 mm×1 500 mm，質量為200 kg，天線自帶散熱板用于控溫。

目前，地面相控陣天線應用的風冷和液冷技術難以推廣至衛(wèi)星設備，對星載相控陣天線傳熱路徑進行分析設計的研究工作少有公開專題報道。本文對某型低軌寬帶通信衛(wèi)星搭載的3 副高度集成Ka 頻段相控陣天線進行熱控設計，從熱流分布角度對熱管網(wǎng)絡進行定量分析，并進行試驗驗證。為后續(xù)星載相控陣天線傳熱路徑設計提供參考。

1 Ka 頻段相控陣天線

某型低軌寬帶通信衛(wèi)星搭載2 副Ka 頻段相控陣收發(fā)天線和1 副Ka 頻段相控陣發(fā)射天線，每副相控陣收發(fā)天線具備4 個接收波束和2 個發(fā)射波束，接收波束和發(fā)射波束間相互獨立，接收波束僅具備開關2 種狀態(tài)，相控陣發(fā)射天線具備2 個發(fā)射波束，所有發(fā)射波束相互獨立。相控陣天線采用集成式設計，天線陣子下方為T/R 組件，T/R 組件板卡沿寬度方向布置，板卡與側壁交換散熱，電源和處理信息模塊位于底板安裝面，故相控陣天線散熱面分為2 個側面和安裝面三部分，相控陣天線結構如圖1 所示，工作模式和對應的熱耗分布如表1 所示，工作模式多樣，不同的工作模式對應的熱耗差異大，且2 個側面為主散熱面。相控陣天線安裝面和側面與整星接口驗收溫度上限為55 ℃。

表1 Ka 頻段相控陣天線工作模式及熱耗Table 1 Ka band phased arrray antenna working mode and heat dissipation W

圖1 相控陣天線結構Fig.1 Phased array antenna structure

圖2 為衛(wèi)星構型，采用倒梯形延展板結構，即對地板面積小，對天板面積大，各蜂窩板面積如表2所示，衛(wèi)星運行在86°傾角，880 km 圓軌道，沿+x方向飛行，+z軸對地定向，三軸穩(wěn)定，相控陣天線需要建立星地饋電鏈路和用戶鏈路，且波束角為60°，因此，其僅可安裝在對地面+Z 板。

表2 各蜂窩板面積Table 2 Area of each honeycomb panel m2

圖2 整星坐標系及構型Fig.2 Satellite coordinate system and configuration

2 傳熱路徑設計

衛(wèi)星在軌β角（太陽矢量與軌道平面夾角）變化范圍為[?90°,90°]，仿真中太陽常數(shù)取1 367 W/m2，地球反照系數(shù)取0.3。圖3 為到達衛(wèi)星各蜂窩板太陽輻照和地球反照熱流密度，可以得出衛(wèi)星±Y 板受太陽交變熱流影響，散熱能力波動大。表3 為到達各蜂窩板地球紅外熱流密度，可以得出到達+Z 板紅外熱流密度最大。設計方案中，整星外表面全開散熱面，±Y 板和?Z 板對天面選用低吸收/發(fā)射比且穩(wěn)定的鈰玻璃二次表面反射鏡(optical solar reflector,OSR)，±X 板、+Z 板和?Z 延展板對地部分噴涂低吸收/發(fā)射比KS-ZA 無機白漆。

表3 到達蜂窩板地球紅外熱流密度Table 3 Infrared reached on satellite panels W/m2

圖3 到達蜂窩板太陽輻照和地球反照平均值Fig.3 Average solar irradiation and albedo reached on satellite panels

假設蜂窩板溫度均勻且為20 ℃，利用式(1)計算各個蜂窩板在軌散熱能力，整星熱控涂層表面輻射屬性如表4[15-16]所示，對同一蜂窩板不同β角下散熱能力進行平均，如表5 所示。

表4 熱控涂層參數(shù)[15-16]Table 4 Surface coating parameters[15-16]

表5 各蜂窩板在軌壽命末期平均散熱能力（20 ℃）Table 5 Average heat rejection at end of each honeycomb panel’s life ( 20 ℃) W/m2

式中：Q為蜂窩板散熱量；σ為玻爾茲曼常數(shù)；q1為到達衛(wèi)星某一表面太陽輻照熱流密度；q2為到達衛(wèi)星某一表面地球反照熱流密度；q3為到達衛(wèi)星某一表面紅外熱流密度；α為熱控涂層太陽吸收率；?為熱控涂層紅外發(fā)射率；A為相應蜂窩板面積。

若不計延展板背部散熱能力，+Z 板在軌平均散熱能力為359.8 W，遠小于3 副相控陣天線峰值870 W 熱耗，方案設計中將+Z 板與±Y 板耦合散熱。

相控陣天線側面為T/R 組件散熱面，天線面積小，自身輻射散熱能力不足，采用熱管將側面熱耗傳導至安裝面蜂窩板。由于毛細芯結構限制，加工工藝要求折彎內徑不小于彎曲厚度的6 倍，故沿相控陣天線長度方向布置熱管受天線高度限制，只能沿高度方向布置熱管。熱管與熱源接觸面積小，通過增加熱管數(shù)量來增大換熱面積，2 副相控陣收發(fā)天線分別外敷8 根L 型熱管，相控陣發(fā)射天線外敷6 根L 型熱管。采用預埋熱管將相控陣天線點熱源擴展為面熱源，同時考慮到+Z 板與±Y 板耦合，預埋熱管沿蜂窩板寬度方向布置，L 型外敷熱管與預埋熱管形成多次十字交叉網(wǎng)絡，熱管布局及命名如圖4 所示。

圖4 十字交叉熱管網(wǎng)絡Fig.4 Crisscross heat pipe network

采用6 根外敷U 型熱管，將±Y 板和+Z 板耦合在一起，U 型外敷熱管與+Z 板預埋熱管沿長度方向表貼，減小傳熱熱阻，且通過4 根L 型外敷熱管將±Y 板熱耗傳導至?Z 板，增強整星耦合散熱能力，熱管布局及命名如圖5 所示。

圖5 熱管網(wǎng)絡傳熱路徑Fig.5 Heat transfer path of heat pipe network

衛(wèi)星在地面進行試驗驗證時，整星支腿位于+Z 面，整星傳熱路徑由下至上，熱管可以利用重力作用，在試驗狀態(tài)下使得所有熱管均起作用。若選型熱管均在傳熱能力范圍內，即可以保證試驗結果與在軌一致。

3 熱流分布仿真分析

為直觀了解熱管網(wǎng)絡作用及相控陣天線能量流動，使用有限元模型對整星峰值工作模式進行分析，當衛(wèi)星在軌熱平衡時，節(jié)點i的方程如式(2)所示，對于衛(wèi)星的各個節(jié)點均有類似方程，所有方程聯(lián)合可以得出各個節(jié)點的溫度。

式中：Di,j為節(jié)點間傳導網(wǎng)絡系數(shù)；Ei,j為節(jié)點間輻射網(wǎng)絡系數(shù)；Pi為節(jié)點內熱源；S為太陽輻照常數(shù)；Er為地球表面對太陽輻照的反射密度；Ee為地球表面紅外輻射密度；φ1i為節(jié)點i對太陽直接輻射的角系數(shù)；φ2i為節(jié)點i對太陽輻射的地球反照的角系數(shù)；φ3i為節(jié)點i對地球紅外輻射的角系數(shù)；αSi為節(jié)點i對應的太陽吸收率；εi為節(jié)點i對應的紅外發(fā)射率。

仿真設置熱控涂層為末期屬性、冬至日、β?60°工況，所有單機在軌常開，整星工作模式恒定不變，其中2 副相控陣收發(fā)天線以接收開/發(fā)射合波束模式工作，相控陣發(fā)射天線以單波束模式工作，蜂窩板熱耗分布如表6 所示，仿真結果如圖6 所示。

表6 仿真工況下蜂窩板熱耗分布Table 6 Heat dissipation distribution of honeycomb panels under simulation conditions W

圖6 仿真溫度云圖Fig.6 Simulation temperature

對相控陣天線傳熱路徑進行分析，統(tǒng)計結果如表7 所示，約定以研究對象吸收能量為正值，向外發(fā)出能量為負值。相控陣收發(fā)天線1 熱耗300 W，在軌吸收外熱流37 W，向空間輻射69.3 W，向+Z 板輻射4.1 W，通過安裝面向+Z 板傳導120.2 W，通過8 根外敷熱管向+Z 板傳導143.4 W，外敷熱管傳遞熱耗占側面熱耗的73.1%；相控陣收發(fā)天線2 與此相似。相控陣發(fā)射天線熱耗150 W，在軌吸收外熱流24 W，向空間輻射44.3 W，向+Z 板輻射1.7 W，通過安裝面向+Z 板傳導32.7 W，通過6 根外敷熱管向+Z 板傳導95.3 W，外敷熱管傳遞熱耗占側面熱耗的95.3%。WF_XKZSF1_7/8、WF_XKZSF2_3/4、WF_XKZFS_1/4 傳導功率相對其他熱管要低，主要原因是蜂窩板中間區(qū)域溫度高，熱阻相同情況下，熱流向低溫區(qū)流動。

表7 相控陣天線熱流分布Table 7 Phased array antenna heat flow distribution W

表8 為熱管傳導功率，+Z 板預埋熱管中YM_+Z2/6 傳導功率最大，YM_+Z4 傳導功率最小。U 型外敷熱管中，WF_U2/5 傳導功率最大，其余4 個U 型熱管傳導功率相近。β?60°工況下，+Y 板處于陰影區(qū)，?Y 板處于陽照區(qū)，可以得出處于陰影區(qū)+Y 板熱管傳導功率大，+Y 板預埋熱管最大傳導功率為51.9 W，?Y 板預埋熱管最大傳導功率為31.2 W。+Y 側L 型外敷熱管向?Z 板傳導33.6 W，?Y 側L 型外敷熱管向?Z 板傳導35.4 W。

表8 熱管傳導功率Table 8 Heat pipe conduction power W

表9 為蜂窩板間熱流分布，+Z 板向空間輻射773.5 W，吸收外熱流396.9 W，6 根U 型外敷熱管從+Z 板傳導247.3 W 至±Y 板，相當于3 副相控陣天線熱耗的32.9%，太陽帆板紅外輻射對+Z 板加熱4.8 W，通過艙內蜂窩板間向外輻射36.5 W。?Z 板向空間輻射927 W，吸收外熱流246.6 W，4 根L 型外敷熱管從±Y 板傳導69 W 至?Z 板，太陽帆板紅外輻射對?Z 板加熱0.3 W，通過艙內蜂窩板間輻射吸收44.6 W。+Y 板向空間輻射212.7 W，吸收外熱流31 W，6 根U 型外敷熱管從+Z 板傳導164.8 W 至+Y 板，太陽帆板紅外輻射對+Y 板加熱10.5 W，通過艙內蜂窩板間向外輻射2 W。?Y 板向空間輻射228 W，吸收外熱流159.3 W，6 根U 型外敷熱管從+Z 板傳導82.5 W 至?Y 板，太陽帆板紅外輻射對?Y 板加熱11.5 W，通過艙內蜂窩板間向外輻射2 W。±Y 板向空間輻射功率相差無幾，說明U 型熱管起到了耦合±Y 板和+Z 板作用。

表9 蜂窩板間熱流分布Table 9 Heat flow distribution between honeycomb panels W

通信衛(wèi)星為保障在軌業(yè)務能力，選用太陽電池陣驅動機構(solar array drive assembly，SADA)作為太陽帆板活動組件，在衛(wèi)星姿態(tài)不變前提下，帆板對日定向獲取能源，仿真分析得出帆板離星體較遠，與星體輻射換熱量少。艙內蜂窩板間表面輻射熱阻和空間輻射熱阻大，蜂窩板間輻射換熱量占比小，在通信衛(wèi)星等溫化設計中應更依賴于熱管進行傳熱。

4 試驗驗證

整星熱管網(wǎng)絡設計在初樣星進行試驗驗證，單機均為初樣件。試驗在KM6000 真空罐內進行，整星不帶太陽帆板，采用遠紅外加熱籠閉環(huán)控溫來模擬外熱流，試驗狀態(tài)如圖7 所示。試驗工況與仿真工況一致，熱控涂層末期屬性、冬至日、β為?60°、所有單機在軌常開，工作模式恒定不變，其中2 副相控陣收發(fā)天線以接收開/發(fā)射合波束模式工作，相控陣發(fā)射天線以單波束模式工作，為了解傳熱路徑，在熱管網(wǎng)絡上黏貼測溫點，如圖8 和圖9 所示。

圖7 初樣星真空熱試驗Fig.7 Prototype satellite thermal vacuum test

圖8 +Z 板測溫點Fig.8 +Z panel temperature measurement points

相控陣天線在真空罐內無法完成發(fā)射激勵，采用表貼加熱片方式進行熱耗補償。加熱片均黏貼在側面散熱面處，在側板噴漆前黏貼，隨天線側板一同噴漆，不影響單機表面發(fā)射率。經(jīng)桌面聯(lián)試實測，每臺相控陣收發(fā)天線需補償32 W，相控陣發(fā)射天線需補償14 W。

表10 為工況穩(wěn)定時十字交叉熱管網(wǎng)絡溫度分布，T17、T19、T21、T23 為相控陣收發(fā)天線1 外敷熱管溫度，穩(wěn)態(tài)工況下溫度分別為43.7，38.6，47.3，43.5 ℃，T25、T27、T29、T31 為相控陣收發(fā)天線2外敷熱管溫度，穩(wěn)態(tài)工況下溫度分別為46.7，45.8，47.2，37.6 ℃，T19 和T31 溫 度 最 低，與 之 對 應 的T23 和T27 溫度較高。T33 和T35 為相控陣發(fā)射天線對應的外敷熱管，穩(wěn)態(tài)工況下溫度分別為40.9 ℃和42.4 ℃，兩者溫度相近。貼在+Z 板上的測溫點T10～T15 和T36～T38 溫度差異明顯，表現(xiàn)為中心區(qū)域溫度高，向±X 兩側溫度降低，主要原因是中心區(qū)域功耗集中，且相控陣發(fā)射天線安裝面預埋熱管無對應的U 型外敷熱管將熱量傳導至±Y 板，+Z 板中心熱傳導路徑較差。

蜂窩板中心測溫點T38 溫度與周邊外敷熱管測溫點T21、T23、T25、T27、T33、T35 最大溫差為4.1 ℃，說明多次十字交叉熱管網(wǎng)絡起了傳導和均溫作用。但T36 與周邊測溫點T17/T19 溫度相差13.7 ℃，T37 與 與 周 邊 測 溫 點T29/T31 溫 度 相 差17.1 ℃，說明單次十字交叉熱管網(wǎng)絡由于接觸面積少，熱傳導效果并不明顯。

表11 為熱管傳導網(wǎng)絡溫度分布，單根熱管本體溫差均不大于1 ℃，說明熱管傳熱有效性，同時驗證了熱管耦合±Y 板和+Z 板散熱能力。U 型熱管中WF_U3 與WF_U4 溫度最高。T49 與T67 間隔+Y 板，溫差為6.1 ℃；T55 與T69 間隔?Y 板，溫差為5.8 ℃；T76 與T51 間隔+Y 板安裝，溫差為12.5 ℃；T78 與T57 間隔?Y 板安裝，溫差為11 ℃；從圖5 可以看出U 型外敷熱管與L 型外敷熱管通過預埋熱管搭接，熱管間接觸面積大小影響傳熱效率，進而影響相互搭接熱管間溫度梯度。

表11 熱管傳導網(wǎng)絡溫度分布Table 11 Heat pipe networks temperature distribution ℃

相控陣收發(fā)天線1 熱管接口最高溫度T21 為47.3 ℃，安裝面T71 溫度為32.1 ℃。相控陣收發(fā)天線2 熱管接口最高溫度T29 為47.2 ℃，安裝面T80溫度為30.4 ℃。相控陣發(fā)射天線熱管接口最高溫度T35 為42.4 ℃，安裝面T38 溫度為45 ℃。試驗結果滿足載荷對整星安裝接口為55 ℃要求，熱管網(wǎng)絡滿足整星使用要求。

5 結 論

1）整星在峰值（熱耗2 100 W）工作模式下，相控陣天線最高溫度為47.3 ℃，小于55 ℃驗收要求，熱管網(wǎng)絡設計滿足使用要求。

2）U 型外敷熱管從+Z 板傳導247.3 W 熱耗，其中66.6%傳導至+Y 板，33.4%傳導至?Y 板，使得處于陽照區(qū)的?Y 板和處于陰影區(qū)的+Y 板空間輻射能力相近，解決了單個蜂窩板散熱能力不足問題。

3）+Z 蜂窩板向艙內輻射36.5 W，艙內表面輻射熱阻和空間輻射熱阻大，蜂窩板間輻射換熱量占比小，通信衛(wèi)星等溫化設計需依靠熱管等高導熱材料。

4）+Z 板中間區(qū)域測溫點最大溫差為4.1 ℃，多次十字交叉熱管網(wǎng)絡傳熱能力得到驗證；但邊緣單次十字交叉熱管間最大溫差為17.1 ℃，傳熱效率較低；在熱管網(wǎng)絡設計中，應盡量增大熱管間接觸面積，減小傳導熱阻，增大傳熱效率。