某型无人机载雷达的结构设计*

王 朋，侯守武，刘 巍

(中国电子科技集团公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

某型无人机载雷达的结构设计*

王 朋，侯守武，刘 巍

(中国电子科技集团公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

无人机具有研制成本低、环境适应能力强等优势，广泛应用在民用和军用上，但无人机体积较小，研制高可靠性的小型化和轻型化无人机载雷达难度较大。文中论述了某无人机载雷达结构设计的总体方案，利用功率射频单元与天线单元结构一体化和环控一体化设计，实现了无人机载雷达的小型化和轻型化设计, 并通过力学仿真和热仿真验证了该方案的可行性。该设计方案成功解决了无人机载雷达占用空间小、重量要求苛刻及无人机无法提供液冷源等技术难题，可供今后同种类型无人机载雷达的结构设计参考。

无人机载雷达；结构总体设计；结构一体化设计；环控一体化设计

引 言

无人机在设计时没有座舱系统，不受驾驶员生理极限的限制，机身设计小，重量降低，同时无人机具有较高的机动性能，有效提高了载机战场的生存能力[1]。在现代化科技条件下，无人机既能在常规条件下执行任务还可以在特殊条件(生化等)下执行任务，给未来的空战思想乃至国防战略带来变革[2]。

随着无人机的迅猛发展，能远距离、大范围、长时间侦察监视目标的无人机载雷达已成为无人侦察机的主要载荷[3]。无人机体积较小，因此研制高可靠性的小型化和轻型化无人机载雷达难度较大，且无人机狭小的安装空间对雷达散热提出了更高的要求。

文献[4]分析了无人机载荷的发展前景、设计难点及无人机的发展趋势；文献[5]介绍了某小型雷达的结构一体化设计思想和方法；文献[6]分析了某无人机载雷达小型化、轻型化设计思路及冷却设计方法；而本文则论述了某无人机载雷达的结构总体设计，利用功率射频单元与天线单元结构一体化和环控一体化设计，实现了无人机载雷达的小型化和轻型化设计，通过强迫风冷解决了雷达散热难题。

1 结构设计

在无人机载雷达系统中，要实现数据的实时传送和实时处理，就必须有雷达处理单元。无人机舱内留给雷达的安装空间较小，严格的空间限制对雷达的结构设计、材料使用和散热问题提出了苛刻的要求。为了满足载机对雷达的安装方式、安装体积和重量的要求，该无人机载雷达采用悬臂结构设计，突破了雷达单元划分概念，通过对功率射频单元和天线单元进行一体化设计，提高了单元集成度，减少了现场可更换单元。优化后的雷达由雷达射频单元和雷达处理单元2个现场可更换单元组成。

1.1 雷达射频单元结构设计

该雷达天线为一维有源相控阵天线，通过合理选择相控阵电扫描布局方式，将两维扫描器简化为一维扫描器，降低了扫描维度，减轻了质量。扫描器采用力矩电机直接驱动，没有中间传递环节，系统响应快，精度高，结构简单。为防止转动超限，对电缆造成损坏，在底座沿径向设计有凸台，配合底板内侧的限位挡块，实现扫描器方位的机械限位。

雷达射频单元由天线、功率射频单元和伺服(包含伺服控制器和扫描器)组成，整体位于机头位置，如图1所示。

图1 无人机载雷达结构布局

1.2 雷达处理单元结构设计

雷达处理单元采用标准3U的VPX总线，插件为标准3U的VPX插件，采用盲插形式实现快速插/拔。雷达处理单元位于设备舱内，如图1所示。

2 关键技术与解决方法

2.1 结构一体化设计

无人机载雷达的安装空间小，且对雷达重量的要求苛刻，因此为了满足雷达安装空间和安装质量的要求，雷达必须实现小型化和轻型化设计。雷达的一体化设计主要采取以下措施：

1)通过合并雷达单元中各模块的功能来减少模块的种类和数量，实现部分模块的一体化设计；

2)大量采用满足要求的小型化模块，实现单元的小型化，从而减小单元体积；

3)将功率射频单元中的各种模块集中到安装板的两侧，以缩短模块互联的电缆长度，实现功率射频单元的小型化和轻型化设计；

4)对天线、功率射频单元进行一体化集成设计，如图2所示，以减少功率射频单元和天线独立设计时所需的结构支撑件，缩短单元互联的电缆长度，减小雷达体积，降低雷达重量；

5)对雷达处理单元中风道和机箱壳体进行一体化设计，以减小处理单元的体积，降低处理单元的重量。

通过以上一体化设计方案，选用高强轻质的结构件材料，降低比重值，实现了雷达的小型化和轻型化设计。

图2 天线与功率射频单元一体化设计

2.2 环控一体化设计

在无人机无法提供冷却源的情况下，射频单元采用强迫风冷的散热方式。T/R组件、阵面电源是天线单元的主要发热源，热量密度较大。在每个T/R组件的散热面加装单独的散热器，与阵面电源的散热器共同构成风机的风道。 数字收发模块是功率射频单元的主要发热源，热量密度较大。在数字模块的的散热面加装单独的散热翅片。对天线单元与功率射频单元进行一体化设计，将进风口设置在其背部的功率射频单元上，在天线框架两端各安装4个小型冷却风机，使空气流过功率射频单元和天线单元的风道，成功解决了无人机载雷达的冷却难题。雷达处理单元采用强迫风冷散热。机箱是密封导热机箱，机箱内部插件的热量通过导热板与机箱导轨的卡槽紧密接触，把热量传到机箱散热翅片上，再通过风机把热量带走。

3 雷达力学仿真

雷达射频单元是典型的悬臂结构，通过安装架固定在飞机框板上。雷达射频单元力学分析对象是天线承力框架、功率射频单元安装板、扫描器轴承和安装架，各承力件中扫描器轴承为钢材，其余承力件均为7075铝材。雷达射频单元的有限元模型如图3所示。

图3 雷达射频单元有限元模型

根据雷达环境适应性要求，通过有限元分析得到雷达射频单元各方向的应力云图如图4～图6所示，雷达射频单元各方向的变形云图如图7～图9所示。

图4 雷达射频单元的X向振动应力

图5 雷达射频单元的Y向振动应力

图6 雷达射频单元的Z向振动应力

图7 雷达射频单元的X向振动位移

图8 雷达射频单元的Y向振动位移

图9 雷达射频单元的Z向振动位移

受雷达安装方式和安装空间的限制，雷达射频单元采用悬臂加吊挂的结构形式，虽然天线在X向和Z向的整体位移相对Y向的整体位移偏大，但满足载机安全间隙要求。

通过有限元分析，材料为2Cr13的结构件(扫描器转轴)的最大应力为242.5 MPa，其屈服强度为440 MPa，当安全系数为1.5时，安全裕度为440/(242.5×1.5)-1 = 0.21。

材料为7075的结构件(天线框架、安装架)的最大应力为190 MPa，其屈服强度为420 MPa，当安全系数为1.5时，安全裕度为420/(190 × 1.5)-1 = 0.47。

有限元分析表明，雷达射频单元整体刚度、强度满足要求，且具有一定的安全裕度。

4 雷达热仿真

4.1 雷达射频单元热仿真

根据软件建模以及模块自身的特点，建模过程中对模块中一些对散热影响不大的细节进行了适当的简化。主要简化内容包括：

1)忽略了模块与周围空气的对流散热因素；

2)没有考虑辐射散热的影响；

3)忽略了所有螺钉孔；

4)忽略了T/R组件壳体内部分小的筋板。

根据雷达环境适应性要求，雷达射频单元的温度分布云图如图10所示。

图10 雷达射频单元温度分布云图

从图10中可以看出，雷达射频单元中最高温度是79.3 ℃，器件壳体最高温度都低于其耐热温度，热设计满足散热要求。

4.2 雷达处理单元热仿真

根据雷达环境适应性要求，当机箱外部的环境温度为最高工作温度55 ℃时，机箱内部插件的最高温度如图11所示，机箱壳体最高温度如图12所示。

图11 机箱内部插件温度分布云图

图12 机箱上下盖板温度分布云图

根据GJB/Z 35—1995《元器件降额准则》中Ⅲ级降额标准，数字电路降额后要求结温不超过115 ℃，模

拟开关降额后要求结温不超过105 ℃。从图11可知，元器件最高壳温为83.7 ℃，机箱内插件芯片结温均低于86 ℃，满足Ⅲ级降额对芯片结温的要求。从图12可知，机箱壳体最高温度为73.8 ℃，满足散热要求。

5 结束语

本文的结构设计方案针对载机的技术要求，突破了雷达常规的单元划分概念，将天线单元与功率射频单元进行结构一体化设计和环控一体化设计，设计中简化电缆互连，减少冷却风机，省掉汇流环和微波旋转关节，提高了设备的可靠性；减少雷达设备单元数量，降低雷达设备体积与重量，实现了雷达的轻型化和小型化设计，成功解决了无人机载雷达面临的空间、重量资源紧张以及无冷却资源等技术难题。

[1] 闵增富. 异军突起的军用无人机[J]. 现代军事, 2003(9): 25-26.

[2] 刘涛, 楚帅领, 张春元. 军用无人机的发展趋势[J]. 科技创新导报, 2013(8): 29-30.

[3] 白光瑞. 军用无人机载雷达发展综述[J]. 雷达与电子战, 2001(4): 15-22.

[4] 邓大松. 无人机雷达载荷发展浅析[J]. 飞航导弹, 2010(12): 76-79.

[5] 唐敖, 虞庆庆. 某无人机载雷达结构设计[J]. 电子机械工程, 2015, 31(4): 20-21, 25.

[6] 秦大同, 谢里阳. 现代机械设计手册: 第1卷[M]. 北京: 化学工业出版社, 2011.

王 朋(1985-), 男, 博士, 工程师, 主要从事雷达结构总体设计工作。

欢 迎 投 稿、刊 登 广 告

E-mail：dzjxgc@126.com

电 话：(025)51821078

网址：http://www.dzjxgc.cn

Structure Design of an Unmanned Aerial Vehicle Radar

WANG Peng，HOU Shou-wu，LIU Wei

(The38thResearchInstituteofCETC,Hefei230088,China)

The unmanned aerial vehicle (UAV) is widely used both in civilian and military domain because of its advantages both in cost of research & manufacturing and environmental adaptability. It is difficult to research and manufacture the smaller and lighter unmanned aerial vehicle radar with high reliability due to the small space of UAV. In this paper an advanced scheme for the structure design of UAV radar is presented and verified by mechanical simulation and thermal simulation. The UAV radar with small size and light weight isachieved through structure integration design and thermal integration design of low-power radio frequency unit and antenna unit. This scheme can successfully solve the difficult problems such as small space and extremely limited weight of the UAV radar and no cooling source from UAV and so on. It can provide good reference for further structure design of the similar UAV radar.

unmanned aerial vehicle radar; general structure design; structure integration design; thermal integration design

2016-06-28

TN959.73

A

1008-5300(2016)04-0039-04