星载SAR相控阵天线一体化热设计

倪 勇，李建新，2，陈 辉，余 伟，2

(1. 南京电子技术研究所, 南京 210039； 2. 天线与微波技术重点实验室, 南京 210039)(3. 上海卫星工程研究所, 上海 201100)

·天馈伺系统·

星载SAR相控阵天线一体化热设计

倪 勇1，李建新1，2，陈 辉3，余 伟1，2

(1. 南京电子技术研究所, 南京 210039； 2. 天线与微波技术重点实验室, 南京 210039)(3. 上海卫星工程研究所, 上海 201100)

介绍了星载相控阵天线一体化热设计的方法，利用不同的仿真软件分析了天线热分布、结构变形等情况，通过建立热变形对天线电性能影响的仿真模型，验证热设计是否能满足电性能要求，并以电性能最优为目标实现最优的热设计。最后，针对星载SAR天线产品验证文中设计方法的工程可实现性。

星载相控阵天线；一体化热设计；性能分析

0 引 言

星载SAR相控阵天线受多种空间环境的影响，太阳是天线在太阳系内飞行时遇到的最大外热源，是一个最大的热辐射体，地球反照和地球红外辐射也直接或间接地影响空间温度环境特性，同时，宇宙真空和低温也影响天线与外部环境的热变换。星载相控阵天线采用框架形式安装在星体的载荷舱上，与载荷舱、展开结构都有接口关系。在以上空间环境温度梯度影响下，天线不光本身会发生变形，载荷舱和展开机构的变形也会传递给天线。天线阵面热变形会影响天线电性能，而星载SAR成像对相控阵天线波束指向精度、波束形状等有较高的要求，因此，必须采取合理的热设计来保证天线在复杂空间环境下保持良好电性能的能力。

在空间天线或其他设备的热设计过程中，主要还是围绕热变形来开展热设计，文献[1]以空间大型平板缝隙天线为研究对象,介绍了其结构组成。为减小天线热变形,对天线进行了加固改进设计,并在极高温和极低温两种工况下进行热变形分析,得到改进前后两个方案的变形结果。文献[2]介绍了星载收发组件的结构设计,再将热设计与结构设计相结合介绍了星载收发组件中各部件的热控措施。相控阵天线的结构误差分析的研究较多，如：文献[3]分析了机械误差对平面相控阵天线性能的影响，预估了由于结构形变引起的单元安装位置的误差，详细计算了两种变形模式对相控阵天线法向和扫描副瓣性能的影响，统计分析了单元安装误差带来的电性能恶化程度。文献[4]量化了S波段相控阵天线平面度对天线性能影响，分析了不同Z向起伏对天线波束指向、副瓣电平、增益等性能的变化。文献[5]定量分析了SAR相控阵天线热变形误差对模糊性能影响的有效方法。本文主要提出了星载SAR天线一体化热设计方案，在热设计的过程中，以电性能最优为设计目标，建立机、电、热一体化设计模型，多次迭代优化设计实现最优的热控方案。

1 天线热环境及控制措施

1.1 天线热环境

大型星载SAR相控阵天线工作状态时的热环境分为外部空间环境以及内部环境。SAR天线一般工作在距离地球500 km以上的太阳同步轨道，处于外大气层、地球大气密度低和高真空度的环境中。在高真空度环境中，天线系统与外部空间的热交换只能通过辐射的形式进行，天线系统内部的有耗单机产生的热只能通过天线结构体进行导热和相互的热辐射，SAR相控阵天线一般选择辐射单元表面作为天线系统与外部环境的热辐射导热面。太阳辐射是SAR相控阵天线收到的最大热辐射,天线表面的热流主要为太阳的辐射、太阳自地球的反照和地球的红外辐射，在热设计中主要考虑太阳外辐射热流，到达天线面上的太阳辐射热流为[6]

(1)

式中：A为天线外热流的接受面；q=3.826×1026W；d为太阳至天线阵面的距离；βs为太阳光和天线法向方向的夹角，cosβs就是太阳辐射角系数，天线处于不同工况下的βs是不同的。因此，天线不同工况下的太阳辐射热流不同，在进行天线热控设计时需考虑不同工况下的外热流。当天线处于地球的背阴面时，地球挡住了太阳辐射热流，天线又处于空间低温环境，天线本体的能量将被宇宙空间吸收，这时，天线的热控需采取措施以保证天线处于正常的工作温度。

星载SAR相控阵天线的内部热环境主要指天线工作时的热环境，SAR天线由大量的T/R组件、波控单元、驱动单元和二次电源构成，在正常工作时，有源单机的热耗由内部空间辐射热量，SAR天线的热耗主要来自有源T/R组件，而有源T/R组件因功放管的效率限制而产生大量热耗，计算公式为[7]

PTR=NPe(1/Cm-1)

(2)

式中：N为T/R组件的数目；Pe为单T/R组件的输出功率；Cm为T/R组件的效率，效率越高，T/R组件的热耗越低。

1.2 天线热控措施

由于星载SAR天线处于复杂的高低温环境中，如果不采取热控措施，会导致天线内部单机的性能恶化，如T/R组件增益一致性恶化、天线平面度超差等问题，从而影响天线系统的整体电性能以及可靠性指标。天线热控系统可以保证天线各单机在一定温度范围内工作，并保证整个天线系统在轨工作时处于热平衡状态。

热控系统主要由传热组件、隔热组件、加热组件和测温组件等组成，如图1所示。传热组件为热管、热控涂层、扩热板等，由于SAR天线热耗大、功率密度高，常采用相变热管来作为热控手段，主要是实现天线阵面等温化，保证大功耗单机的温度一致性，天线各单机根据温度控制要求，采用不同热控涂层材料，从而保证天线整体的温度范围；隔热组件为多层隔热组件、隔热垫块等，隔热组件主要用于减少天线的热流损失以及隔离外部热流；加热组件多薄膜式电加热器，在低温环境下给天线主要单机加热；测温组件为温度传感器，用于采集天线工作环境下的温度场分布。

图1 天线热控系统组成图

2 一体化设计方案

星载SAR相控阵天线机、电、热一体化设计目的是使天线系统达到最优、最可靠的工作状态，一体化设计框图如图2所示。

图2 天线机、电、热一体化设计框图

围绕天线电性能最优原则，在保证天线热控和结构可实现的情况下，天线热设计采取迭代逐步优化方法，主要的流程如下：

1)在完成天线整体的结构设计后，确定天线的热控方案，采用热分析软件IDEAS/TMG完成天线热分析验证。分析过程中需考虑天线不同工况下的温度分布，主要输入参数有太阳轨道高度、太阳外热流或低温宇宙热层、天线发射占空比以及工作时间等参数，IDEAS/TMG可以输出不同工况下的天线温度分布参数。在完成热分析后，可以根据热控要求完善热控方案。

2)天线处于外大气层时，几乎不受外部应力，因此，天线主要受热环境的影响而存在结构热变形。利用MSC Patran软件建立天线有限元模型，由于天线组成单机品种多、规模大，需对天线的有限元模型进行简化处理，建好有限元模型后，可以完成温度场与结构响应的分析，提取天线热三维方向的变形参数，如天线辐射单元的位移参数。

3)由于存在热控材料、热环境等差异性，天线在采取热控措施后，相同工况下，不同位置的温度仍存在差异性，天线射频单机在不同温度下的幅相误差会影响天线的电性能。同样，天线不同工况时的热环境差异较大，从而导致天线存在较大的热变形，天线的热变形导致天线平面度超差，直接影响天线的电性能。

4)在完成一轮的设计后，根据电性能情况，再次调整天线的热控方案和结构方案，通过迭代最终实现机、电、热最优方案。

3 电性能分析模型

天线的辐射场具有方向性，即在不同方向辐射场的强度不同，不同的天线方向性不同，这是天线最重要的特征。天线的方向性可以用函数表示，也可以用一个角度变量的曲线或两个角度变量的曲面来描述。用曲线表示的天线方向性称方向图，用函数表示的天线方向性称为方向图函数，有时通称为方向图。方向图分功率方向图和场强方向图，分别来描述天线辐射功率的空间分布和辐射场强的空间分布关系。有时还会用相位方向图来描述辐射场相位的空间分布[8]。

阵列单元在一个已知面上设置，既单元位置有两个正交坐标描述阵列称为阵列。星载SAR天线常为平面二维阵列天线。图3为一个位于xy平面上M×N个单元组成的矩形栅格平面阵列。位置矢量为dmn=xmi+yni，在观察方向p(θ,φ)=sinθcosφi+sinθsinφj+cosθk〗，阵列方向图函数为

(3)

式中：Imn为mn号单元激励电流，Imn=imnejφmn,imn为单元加权幅度，φmn为单元加权相位；fmn(θ,φ)为单元方向图或子阵方向图；βmn为各单元的馈电相位，阵列的波束最大值指向为(θ0,φ0)，则βmn=-k(xmcosφ0+ynsinφ0)sinθ0

若不考虑阵列单元之间的互耦，阵列所有单元方向图相同，即

fmn(θ,φ)=T(θ,φ)m=1,2,…,M;n=1,2,…,N

(4)

图3 相控阵天线模型

当相控阵天线发生热变形时，第(m,n)个的辐射单元的安装位置发生偏移(Δxmn,Δymn,Δzmn)，因此，由热变形造成的天线空间相位误差为

Δδmn= 2π/λ(Δxmnsinθcosφ+

Δymnsinθsinφ+Δzmncosθ)

(5)

不同位置处的天线射频通道因温度不一致性而引起的误差为

Cmn=Δρmn[Δt(m,n)]exp[jΔφmnΔt(m,n)]

(6)

式中：Δρ和Δφ分别为因温度差而引起的幅度和相位误差；Δt(m,n)为不同位置处的温度差。

在忽略热变形后辐射单元方向性变化及辐射单元之间的互耦影响，考虑热变形和温度引起的通道幅相误差的阵列方向图函数为

exp[jk(xmu+ynv)]exp(jΔδm)

(7)

式中：u=sinθcosφ-sinθ0cosφ0，v=sinθsinφ-sinθ0sinφ0为二维通用角变量；T(θ,φ)为单元方向图。

4 星载SAR相控阵天线综合设计结果

星载SAR天线为大型平面相控阵天线，天线面积约7 m2，射频通道数约1000个,天线主要包括波导天线、组件、波控单元、二次电源、框架、辐射子阵及安装板等组成。以此天线为模型，仿真分析了天线在轨不同工作状态下的机、电、热情况，图 4为天线散热原理图，波导天线与空间环境进行热交换。用IDEAS/TMG软件分析了天线的不同工况下的温度分布，仿真时模型进行了以下简化：

1)认为太阳光为平行光，即阳光扩散角为0；

2)不考虑表面之间的镜面反射，各表面都当作灰体处理，表面辐射满足Lambert定律；

3)忽略电连接器、电缆线、设备的连接件、紧固件等。

分析了两种工况，分别为：

工况1(极端低温工况)：散热面外热流最小情况；依靠热控温度补偿电加热器维持自身温度。

工况2(极端高温工况)：散热面外热流最大情况；天线每个轨道周期内都连续工作8 min。

图4 天线散热原理图

表1为天线在低温和高温两种工况下的温度范围，由表可知，在低温工况时，各单机主要依靠热控加热来维持正常工作温度，波导天线作为最外层的散热面，由于空间外热控最小，导致波导天线的温度最低。在高温工况时，组件在最大外热流和自身热耗的作用下，其工作温度最高。

表1 两种工况下的天线主要单机的工作温度 ℃

表2为利用MSC Patran软件仿真得到的天线在两种工况下的散热面热变形数据，由表可知，天线在两种工况下的Z向变形量大于X和Y向。

表2 热变形仿真结果 mm

根据以上天线热变形数据，通过式(7)仿真分析了天线在辐射方向图在法向情况下的性能参数，如表3所示，由表中可以看出天线方位向性能的恶化比距离向要严重，主要是由于方位向变形较严重。在轨热变形对方位和距离向波束指向的影响不超过0.008°，方位向副瓣电平最大恶化了1.2 dB，而波束宽度受热变形的影响较小，可以忽略不计。

表3 不同工况下的天线电性能

5 结束语

本文根据星载SAR相控阵天线空间工作环境特点，提出了天线一体会热设计方案和热控措施,保证天线能适应空间不同的热环境，主要思路为:以电性能最优为优化目标，建立机、电、热分析模型，综合考虑天线机电热性能代价比,通过不断迭代设计实现最优的热控措施方案。针对星载SAR天线产品，建立了热控模型，给出了热控措施，根据热设计后的温度分布情况，仿真了天线的结构热变形，将热变形数据代入天线电性能模型后仿真得天线电性能，最终得到优化后的热设计方案，其结果在热试验中得到验证。

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倪 勇 男，1991年生，硕士研究生。研究方向为星载SAR相控阵天线系统，微波天线技术。

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