星载平板有源SAR天线热设计与验证

星载平板有源SAR天线热设计与验证张传强;孟恒辉;耿利寅;殷亚州【摘要】合成孔径雷达天线是微波遥感卫星的重要载荷之一，一般具有尺寸大、收发单元多、热耗大、工作模式多等特点.载荷热耗峰值可达7000W,同时为减小热变形对指向精度的影响，设备温度一致性需优于10^.因此大功率组件散热和温度一致性保持是合成孔径雷达天线热控的主要难题.采用被动和主动相结合的热控手段，合理设计散热通道，解决设备的散热难题;采用等温化设计,布置热管网络，降低设备间温差;采用新型智能随动控温方法，解决不同工作模式切换、空间外热流变化、辐射耦合带来的温度梯度保持难题.采用ThermalDesktop软件对天线进行了热仿真分析，并进行了热平衡试验.分析、试验结果和在轨测试结果表明温度和温差均满足要求.该设计方法可为大功率有源合成孔径雷达天线热设计提供借鉴.％Syntheticapertureradar(SAR)isakindofpayloadformicrowaveremotesensingspacecraft,withcharacteristicsofhugescale,multimodes,numeroustransceivermodules,andlargeheatdissipation.Peakheatdissipationcanreach7000watts.Inordertoreducethermalde-formationinfluencetopointingaccuracy,temperatureconsistencyisrequiredtobelessthan10°C.Activeandpassivethermalcontrolmethodisusedtosolvethekeythermaldesigndifficul-tiessuchasheatdissipationtemperatureconsisteney.Heatdissipationissolvedbychoosingrea-sonableheattransferchannel.Isothermalheatpipenetworkisarrangedtoreducetemperaturedifferenceamongdevices.Anewintelligenttemperaturetrackcontrolstrategyisusedtoreducetemperaturegradientcausedbymodesswitching,out-fluxvariationandradiationcouple.Nume-ricalanalysisusingThermalDesktopsoftwareandthermalbalancetestareaccomplished.Itisprovesthatthetemperaturelevelanddifferencecanmeettherequirements.Thisdesignmethodcanprovideguidanceforthermaldesignoflarge-powerSARantenna.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷)，期】2017(026)006【总页数】7页(P99-105)【关键词】SAR天线;热设计;试验验证【作者】张传强;孟恒辉;耿利寅;殷亚州【作者单位】北京空间飞行器总体设计部，空间热控技术北京市重点实验室，北京100094;北京空间飞行器总体设计部，空间热控技术北京市重点实验室，北京100094;北京空间飞行器总体设计部，空间热控技术北京市重点实验室，北京100094;北京空间飞行器总体设计部，空间热控技术北京市重点实验室，北京100094【正文语种】中文【中图分类】V476.3星载合成孔径雷达(SAR)主要有两种体制:平面阵体制和抛物面体制［1-4］。抛物面体制SAR天线热耗主要集中在行波管放大器上，抛物面天线上热耗较小。平面阵体制SAR天线热耗集中在天线平板上，平板上设备对温度的影响很敏感，温度指标要求高，因此对热控提出了很高的要求。为保证天线成像质量，天线电子设备的温度需控制在-20~+45°C温度范围内，同时全天线阵面温度梯度不超过10°C。天线工作时热耗近万瓦，尺寸超过10m,最长工作时间近1h。大热耗排散和大尺寸温度梯度保持是SAR天线热控面对的主要难题。本文针对高分三号卫星（GF-3）裂隙波导式平板有源相控阵雷达天线，进行了详细的热控设计。通过天线各表面散热能力的分析，选取合理的散热面;通过布置适合于天线构型的正交热管网络实现有效的热扩散;通过智能随动控温方法，保证天线设备的温差。采用热仿真分析、地面热试验和在轨测试的方法对热控措施的有效性进行了验证。GF-3卫星SAR载荷天线有效电口径为15m（方位向）x1.45m（距离向）,分成独立的4个面板，天线展开后位于卫星的+Z侧。太阳翼位于天线的-Z方向。天线以安装板的方式被划分为24个独立模块，每个面板包括6个模块，各模块设备布局基本相同。每个模块正面为裂隙波导阵列，背面为有源安装板，中间通过碳纤维框架支撑。有源安装板上安装收发组件、延时放大组件、波控单元、二次电源等电子设备,天线的发热部组件均位于安装板上。安装板上的电子设备通过半刚电缆同波导连接,如图1所示。轨道外热流是热设计的关键因素，主要由卫星所处的轨道环境和卫星姿态决定。GF-3卫星运行在降交点地方时为上午6:00的太阳同步晨昏轨道,SAR天线太阳入射角变化范围为55.8。~88.4。°卫星的工作姿态包括右侧视、左侧视飞行。右侧视飞行时，卫星绕滚动轴逆时针转动31.5。,为卫星主要工作姿态;左侧视飞行时，卫星绕滚动轴顺时针转动31.5°,为卫星的应急观测姿态。卫星处于近地轨道，其热环境主要受太阳辐照、地球反照和地球红外影响。SAR天线为平板式结构，其主要辐射面为天线的±Z面。图2给出了最大太阳入射角阡88.4。和最小太阳入射角阡55.8°时沃线±Z面到达的太阳辐照热流、地球反照热流和地球红外热流的变化曲线。从图2中可以看出:①右侧视姿态下，天线+Z侧太阳辐照热流小,地球红外辐射稳定;天线-Z侧受太阳照射，无地球红外热流:②左侧视姿态下，卫星+Z面受太阳照射LZ面不受太阳照射;③轨道太阳入射角较小时，天线±2面外热流波动大;轨道太阳入射角较大时，天线±2面外热流稳定。合成孔径雷达天线有多种成像模式。热耗最大的是聚束模式，阵面内峰值热流密度超过600W/m2,局部热流密度超过5000W/m2,T作时间可超过10min。条带模式热耗超过4000W,T作时间超过40min。SAR天线典型的工作模式及热耗如表1所示。对平板有源SAR天线来说，热控面临的主要问题包括:①大功率设备工作时热耗的排散②工作过程中设备间的温差抑制。聚束模式下时,阵面的发热的热流密度超过600W/m2,局部热流密度超过5000W/m2,因此需要通过良好的扩热措施将热耗扩散到整个阵面,有效利用天线结构和其他设备的热容，避免发热设备温度的急剧抬升。合理规划散热路径，开设一定面积的散热面，保证每轨内天线的发热量可以及时排散到冷空间中。SAR天线尺寸庞大，天线面板与卫星本体及太阳翼之间的辐射耦合强烈。天线+X受到太阳翼的遮挡，其背面的到达的夕卜热流小沃线-X不受到太阳翼的遮挡，其背面到达的夕卜热流大。天线背面同太阳翼和星体之间有很强的辐射耦合，增加了天线背面不同区域的温度差异，即使包覆多层隔热组件，透过多层隔热组件的热流差别也可达16W/m2,所造成的天线设备的温差可达10°C以上,需要采取有效的途径控制天线设备间的温差。若天线采用-Z面作为散热面，电子设备的热耗可通过安装板热控涂层直接排散到空间中。若采用+Z面作为散热面，电子设备的热耗需首先通过辐射传递到波导阵列上,然后通过波导阵列的+Z面排散到空间中。相对于天线-Z面天线+Z面作为散热面的优势为其视场开阔，不受星体及卫星太阳翼遮挡和辐射耦合，辐射环境相对简单，且在右侧视常规工作模式下，天线+Z面外热流稳定。SAR天线换热模型示意图如图3所示。假设天线-Z面采用铈玻璃镀银二次表面镜(OSR)作为散热面;天线波导阵列和安装板+Z面采用热控白漆作为散热面。结合天线±Z面到达外热流，计算得到天线士Z面温度为0°C和10°C时在不同太阳入射角P分别为55.8°和88.4°情况下沃线安装板±Z面在每个轨道周期内的散热能力变化曲线，如图4所示。从图4中可以看出，天线+Z面散热能力相对稳定，太阳入射角变化情况下,10C散热面散热能力均维持在79~107W/m2内。天线-Z面散热能力随轨道太阳入射角变化很大，波动范围为23~284W/m2。考虑到天线-Z面还受到星体和太阳翼遮挡和辐射耦合影响，造成散热能力部分或全部丧失，因此天线的散热面宜采用+Z面。天线波导表面喷涂低吸收比、高发射率白漆散热，同时在天线安装板+Z面喷涂黑漆热控涂层，强化安装板同波导之间的辐射换热。SAR天线阵面采取等温化设计，在有源安装板内部预埋4根热管，同时在外表面外贴5根热管，形成正交热管网络，将安装板上二次电源、收发组件、延时组件、波控单元等连接成一个热整体。图5给出了布置热管网络前后，有源安装板内温度分布。从图5(a)中可以看出,没有热管网络情况下，天线工作时,安装板内的温差超过40.0C。从图5(b)可以看出，增加热管网络后,天线安装板内温差可控制在3C以内。天线安装板-Z面全部包覆15单元多层隔热材料组件,降低天线与星体的热耦合，削弱外热流对SAR天线工作设备温度水平及温度一致性的影响。由于SAR天线24个模块之间相对独立，仅通过碳纤维框架实现结构连接。碳纤维热导率低，因此天线各模块间导热耦合较弱。天线尺寸庞大，通过热管、金属等措施实现结构上的强导热耦合比较困难，付出的重量代价大。因此在GF-3卫星SAR天线热控中采用了一种智能随动控温方法，通过实时获取阵面设备的温差并进行适度补偿的方式,控制阵面的温度梯度。安装板上布置加热回路和温度传感器，通过温控仪进行伺服控制，保证天线电子设备的温度水平。同时每个模块上的部分回路参与智能随动的控温策略，保证各设备之间的温度一致性。参与跟踪控温的加热回路划为跟踪控温组。该控温组内的回路中心点随设备温度的变化和温差的变化实时调节。在每个控温周期内，跟踪控温组内温度传感器最高温度为Tmax,该组内其它回路的控温中心点设定为(Tmax-AT),其中AT为跟踪控温温差值，通过调整AT可实现不同温差水平的温度梯度控制。智能随动控温的执行者为控温仪，其通过采集被控对象的温度信息，经过相应处理后,转化为加热回路的控制信号,控制加热回路的通断，如图6所示。根据天线构型、材料、表面参数，按照几何等效和热等效原则进行了适当简化，使用ThermalDesktop软件建立了SAR天线热分析仿真模型，如图7所示。重点针对天线聚束工作模式，进行了瞬态的高温工况仿真分析，获得了在轨稳定运行后4个轨道周期内天线各设备的温度和变化曲线，如表2及图8所示，图中横坐标为运行时间，纵坐标为设备温度。从热分析结果可以看出，高温工况下热耗最为集中的收发组件温度最高，达到了40.74^,阵面内收发组件的温差控制在6.33°C以内。低温工况下，通过主动控温,天线电子设备的温度可控制在-5C以上。SAR天线在真空模拟器中完成了热平衡试验，采用红外热流模拟器模拟天线轨道外热流。在天线关键电子设备上安装温度传感器，监测其温度。热平衡试验结果如表3所示，收发组件的温度最高,不超过36C。热平衡试验过程中，对智能随动控温策略进行了验证。图9给出了智能随动控温模式开启前后各两个轨道周期内沃线T/R组件的温度变化曲线。从图9中可以看出，在不进行智能随动控温时,SAR天线阵面温度梯度加大,T/R组件温差可达到4.6C。控温仪开启智能随动控温模式后,SAR天线阵面的温度梯度明显降低,T/R组件温差降低到1.8C。智能随动控温模式很好地抑制了阵面温差。图10为SAR天线在轨一次时长6.7min的超精细条带成像模式，从图中可以看出收发组件的最高温度为17.4^,同一时刻收发组件最低温度15.3^,最大温差2.1°C。图11为一次时长20min的波模式成像，从温度结果分析,在这次成像过程中,T/R组件最高温度7.35C,同时刻最低温度6.15C。成像期间T/R组件最大温差2.1C。SAR天线温度水平和温差水平均满足要求。本文针对大尺寸、大热耗的星载平板有源SAR天线，提出了一种天线热控方案。通过比较天线士Z面的散热能力及其变化规律，确认+Z面作为散热面更有优势。在有源安装板内构建正交热管网络，可以将安装板内的温差从40C降低为3C。采用智能随动控温方法,通过实时获取设备温差并适度补偿，可有效降低设备工作时相互之间的温差。该设计方法对其他同类型的星载SAR天线热控设计具有借鉴作用。(编辑:张小琳)【相关文献】朱良,郭巍,禹卫东.合成孔径雷达卫星发展历程及趋势分析[J].现代雷达,2009,31(4):5-10ZhuLiang,GuoWei,YuWeidong.AnalysisofSARsatellitedevelopmenthistoryandtendency[J].ModemRadar,2009,31⑷:5-10(inChinese)李春升，王伟杰,王鹏波，等.星载SAR技术的现状与发展趋势[J].电子与信息学报,2016,38(1):229-240LiChunsheng,WangWeijie,WangPengbo,etal.CurrentsituationanddevelopmenttrendsofspaeeborneSARtechnology[J].JournalofElectronics&InformationTechnology,2016,38(1):229-240(inChinese)葛之江涨润宁，朱丽.国夕卜星载SAR系统的最新进展[J].航天器工程,2008,17(6):107-112GeZhijiang,ZhangRunning,ZhuLi.LatestdevelopmentofoverseasspaceborneSAR[J].SpacecraftEngineering,2008,17(6):107-112(inChinese)魏钟铨.合成孔径雷达卫星[M].北京科学出版社,2001:7-8WeiZhongquan.Syntheticapertureradarsatellite[M]