有源相控阵雷达天线冷却技术研究进展

何立臣，洪 元，杨立明，迟百宏

（北京卫星信息工程研究所，北京 100086）

0 引言

随着信息技术和微电子技术的飞速发展，雷达天线作为现代战场上的“眼睛”，日益呈现出高性能化、微小型化以及高集成度的发展趋势。有源相控阵雷达天线因具有探测距离远、多目标搜索与跟踪精度高、抗干扰能力强、波束的形成与指向灵活等优点，被广泛应用在战机预警和火控、卫星成像、战场侦察和地面防空等领域，代表了现代雷达天线的发展方向。

有源相控阵天线在不断发展的同时面临严峻的散热问题。美国海军预计未来雷达上T/R 组件的热流密度有可能超过1000W/cm。而有源相控阵天线包含大量T/R 组件，这些组件中的功率放大器和低噪声放大器等有源器件对温度十分敏感，温度过高将导致器件工作性能急剧恶化甚至烧毁；此外，大量分布的T/R 组件形成的天线阵面温度不均匀将引起相位不一致，影响天线的空间波束合成性能，使电子扫描出现偏差。因此，对有源相控阵天线进行高效冷却，以确保T/R 组件上的器件结温低于允许值以及天线阵面的温度均匀具有重要的现实意义。

本文从有源相控阵天线架构出发，对国内外相控阵天线冷却技术研究进展及发展趋势进行综述，总结相控阵天线常用的冷却方法，在此基础上提出针对不同应用场景相控阵天线的冷却方法或组合，以期为相控阵天线热设计人员提供参考。

1 有源相控阵天线架构

相控阵天线的一般架构形式包括砖块式、刀片式和瓦片式3 种，如图1所示。

图1 有源相控阵天线架构Fig.1 Architectures of active electronically scanned antenna

砖块式和刀片式天线架构的有源电路平面均与天线阵面口径垂直，有源电路平面横向组装。刀片式架构是砖块式架构的变形：砖块式是二维扩展阵列结构，而刀片式则为一维扩展结构。砖块式和刀片式天线架构体积大、集成度低、制造工艺简单，适用于低频段、阵元间距大的天线，是当前技术发展成熟、应用最为普遍的天线架构形式。

瓦片式天线架构的有源电路平面与天线阵面口径平行，采用纵向叠层方法进行系统集成组装，适用于高频段、阵元间距小的天线。瓦片式架构是新一代天线架构，结构紧凑、集成度高，能够实现天线轻薄化，易于与载体共形，是未来相控阵天线的发展方向；但实现难度大，需要重点解决层间垂直互联、高密度集成以及散热等关键技术。

对于每一种相控阵天线架构形式，其冷却方法都是灵活多样的，并没有统一的标准，设计的准则都是以最简单可靠的方法满足冷却需求。砖块式和刀片式天线架构在阵面深度方向上可利用的空间大，具有更好的冷却条件；而瓦片式天线架构冷却空间受限，因而对冷却的要求更高。当前，各天线架构的冷却技术都朝着结构功能一体化方向发展，即将冷却功能集成到满足支撑承载的天线结构上。

2 有源相控阵天线冷却技术研究进展及发展趋势

在不同装载平台上的相控阵天线所处的环境条件差异很大，且具有不同的结构形式、特点和工作热流，相应地，其冷却方法也不尽相同。下面分别从地面、车载、舰载、机载、弹载和星载等平台角度对国内外公开报道的相控阵天线冷却技术及相关研究进展进行综述。

2.1 地面相控阵天线冷却技术

地面相控阵天线一般为固定在地面建筑物上的大型远程预警雷达天线，阵面口径大、阵元数量多，发热功耗高。

国外典型的远程预警雷达天线主要有美国的“铺路爪”PAVEPAWSAN/FPS-115、升级预警雷达UEWRAN/FPS-132 以及俄罗斯的Voronezh-DM等。“铺路爪”PAVEPAWSAN/FPS-115 采用强迫液冷与强迫风冷相结合的冷却方法：正常情况下采用强迫液冷的主冷却系统，当主冷却系统发生故障时采用强迫风冷的辅助冷却系统。

国内方面，王建峰介绍了某大型地面固定式相控阵雷达的液冷系统，通过借鉴建筑楼宇供暖系统相关技术方法，确定了液冷系统流程。冷却系统由水泵、末端冷却机组、储水柜、膨胀水箱、冷板、管网系统以及检测和控制系统等组成。实际运行评估表明该冷却系统的散热能力达到设计要求。该冷却系统设计方法已成功应用于多个大型相控阵雷达系统。

2.2 车载相控阵天线冷却技术

车载相控阵天线的布置通常较为灵活：车载平台机动性强，则天线阵面口径小、阵元数量少，发热功耗低；车载平台机动性弱，则天线阵面口径大、阵元数量多，发热功耗高。大口径阵面天线运输时折叠，工作时展开。

国外典型的车载相控阵天线有美国雷神公司开发的末段高空区域防御系统THAADAN/TPY-2和以色列Elta 公司开发的GreenPineEL/M-2080，均采用液体冷却系统进行散热。THAAD 相控阵天线（X 频段）的强迫液冷系统如图2所示：冷却工质分配至所有T/R 单元组合体、子阵模块、AC/DC转换器及波束控制单元。T/R 单元组合体中的T/R组件以2 列16 单元背对背安装在内置冷板两侧，冷板中的流动通道呈弯曲状以确保单元内温度均匀。

图2 THAAD 冷却系统[12]Fig.2 The cooling system of THAAD[12]

国内方面，韩文峰等针对某采用“凹”字型舱体的高机动车载小阵面相控阵雷达天线的散热需求，设计研制了一种强迫风冷系统，其天线舱体风路如图3 所示，雷达T/R 组件冷却采用静压送风。对整个散热系统进行热仿真分析以及工程化实测，验证了该设计方法和过程的正确性。

图3 某高机动车载天线舱体风路示意[14]Fig.3 Air channel of vehicle-borne antenna cabin[14]

2.3 舰载相控阵天线冷却技术

舰载平台振动冲击严重、环境条件恶劣，但空间尺寸限制小。根据要实现的功能不同，舰载相控阵天线的阵面口径、阵元数量、发热功耗均有所不同；同时，舰载相控阵天线需要解决“三防”（防潮湿、防霉菌、防盐雾）问题，一般将天线制成密封箱体结构，与外界环境隔离，并控制箱体内的温度和湿度条件。

国外典型的舰载相控阵天线有美国Zumwaltclass 导弹驱逐舰DDG-1000 装备的AN/SPY-3 和英国45 型驱逐舰装备的SAMPSON 等。SAMPSON舰载多功能雷达有源相控阵天线（S 频段）采用强迫风冷散热方法，如图4所示，系统先通过风扇将天线底部吸入的冷空气吹向天线两个阵面间的空隙，产生的静压力迫使空气通过模组面罩（喷射板）上的小孔形成空气射流直接冲击待冷却的部件；之后热空气被排出到底部的热交换器，由热交换器内的冷水将热量带走，最终实现对天线阵面的持续有效散热。

图4 SAMPSON 多功能雷达天线冷却系统[15]Fig.4 The cooling system for SAMPSON multi-function radar antenna[15]

国内方面，罗震在某舰载有源相控阵雷达冷却系统研制过程中，选择孔板静压送风的方式实现均匀送风。户艳等设计了一种舰载相控阵天线强迫风冷散热系统，如图5 所示。

图5 某舰载相控阵天线的强迫风冷散热系统[17]Fig.5 The air cooling system for a shipborne AESA[17]

该舰载相控阵天线阵面呈菱形分布169 个T/R组件，分15 层放置在天线结构框架后面，形成15 个阵面流道；在结构框架两侧开设进风口和出风口，再配以风机、导流管和通风管道构成整个风冷系统。分析风冷作用下天线阵面的热性能，通过数值仿真对天线结构参数进行优选，并进行阵面散热模拟实验，证明该强迫风冷散热系统基本可以满足相控阵天线的散热需求。

2.4 机载相控阵天线冷却技术

机载相控阵天线包括应用于战斗机平台的火控雷达天线以及应用于运输机或客机平台的预警雷达天线。战斗机机头空间受限，机载火控雷达相控阵天线阵面口径小、热流密度高；而运输机或客机平台空间大，机载预警雷达天线结构形式多样，包括机顶圆盘、机顶平衡木或机身共形，不同结构形式的天线阵面口径和热耗差别很大。

国外典型的机载火控雷达相控阵天线有美国F-22 战斗机装备的AN/APG-77，F-35 战斗机装备的AN/APG-81，日本F-2 战斗机装备的J/APG-2 以及俄罗斯“米格-35”战斗机装备的Zhuk-AE；典型的机载预警雷达天线有以色列Phalcon 共形天线。其中，美国的AN/APG-77 和俄罗斯的Zhuk-AE 均采用强迫液冷方法。

国内方面，钱宣等介绍了某X 波段机载刀片式有源相控阵火控雷达天线阵面及其冷却系统，如图6(a)所示，天线阵面包括有源线阵、阵面框架和后端功能部件3 部分，其冷却系统为强迫液冷，由分水静压腔和并联的冷板组成；分水静压腔与阵面框架为一体化设计，并联的冷板兼作有源线阵的支撑结构，T/R 组件贴装在冷板两侧面。罗晓宇等针对某小体积、高热流Ka 频段有源相控阵天线提出一种将液冷流道置于天线底板的冷却方案，如图6(b)所示，天线底板采用结构功能一体化设计；仿真分析和天线模块实际测试均表明该方法合理可行。谭慧针对某机载Ka 频段瓦片式相控阵天线提出一种蛛网型微通道强化传热拓扑结构，如图6(c)所示；研究结果表明，与平直微通道相比，蛛网型微通道结构不仅可以降低芯片最高温度，还能改善芯片阵列之间的温度均匀性。

图6 机载相控阵天线冷却系统Fig.6 Cooling systems of airborne AESA

2.5 弹载相控阵天线冷却技术

导弹在超声速、高超声速飞行时会产生气动加热，环境条件非常恶劣，而且弹体空间狭小、不具备强制冷却条件。弹载相控阵天线的阵面口径小、工作频段高、热流密度高，且具有多工况工作的特点，上弹工作时间较短，大部分时间为地面试验或维护维修。

国外弹载相控阵天线及其热控设计鲜有公开报道。

国内方面，郑雪晓针对弹载雷达相控阵天线多工况工作的需求，提出一种基于楔形锁紧装置的可快速更换换热单元的天线前端热控方法，如图7(a)所示，分别采用石蜡/石墨复合相变材料和强迫液冷方法对天线前端上弹后短时工作进行瞬态热控和在地面测试试验长时间工作进行稳态热控；仿真和试验均表明，可更换换热单元满足天线前端稳态、瞬态多工况工作的要求。何智航为某弹载相控阵天线设计了一种与天线阵面一体化设计的热管‒相变材料复合热控装置，包括热管、热管翅片、相变材料和储热器4 部分，如图7(b)所示，热管一端焊接在天线阵面上，另一端焊接热管翅片后密封在储热器内部，相变材料填充满储热器的剩余空间；对该热控装置的热控过程进行数值模拟及试验测试显示，两者温度最大偏差不超过15%，说明热管相变材料复合热控装置方案合理可行。

图7 弹载相控阵天线热控装置Fig.7 Thermal control device for missile-borne AESA

2.6 星载相控阵天线冷却技术

卫星绕地球飞行时周期性经过光照区和阴影区，使得星载相控阵天线处于大温度范围冷热交变环境，除了要在高温条件下散热，还要在低温条件下保温。此外，卫星平台对天线重量和体积有严格约束，阵面尺寸小的天线可以与卫星平台进行一体化设计，而阵面尺寸大的天线则需要设计成可展开结构形式，发射时收拢，入轨后展开。

国外典型的星载相控阵天线有加拿大商业SAR卫星Radarsat-2、德国的Terra SAR 卫星等装载的相控阵天线。Radarsat-2 卫星的相控阵天线采用多层隔热组件、热管网络、加热器和选择辐射散热表面等常规技术成功实现了热控目标。TerraSAR-X 卫星及其有源相控阵天线，通过采用碳纤维增强塑料波导辐射器（图8(a)）、温度补偿T/R 组件、专业的校正系统、多层隔热组件、软件控制加热器，在空间环境下展现出良好的热稳定性。Vrable 等针对强质量约束条件下低轨天基雷达被地球遮挡处于阴影期时的保温问题，提出了完全被动、轻质高效的相变材料热控方法，相变材料大的潜热容量能够提供高的能量存储，轻质、高导热和多孔泡沫碳骨架在热能存储和释放时能够提供高效传热，以维持天线阵面结构及温度敏感电子元器件在整个轨道周期近等温运行。日本NECTOSHIBA Space Systems公司联合早稻田大学等单位，将环路热管（looped heatpipe,LHP）技术应用于相控阵天线热控制设计中，研制出由脉动热管制成的环路热管板，如图8(b)所示；并通过与天线板进行结合开展了相应的热试验，发现环路热管板一侧的温升只有几摄氏度，热导率比典型的铝合金至少要高出10～20 倍，确认了环路热管对于低地球轨道热环境下的相控阵天线具备优良的热控性能。Parlak 等描述了一种采用轴向槽道热管冷却相控阵天线的工程模型，如图8(c)所示，该相控阵天线安装在运行于地球同步轨道的卫星平台上，固态功率放大器的热功耗达到578W，采用4 个轴向槽道热管将热量从固态功放传递到辐射散热器。

图8 国外星载相控阵天线热控组件Fig.8 Thermal control components of foreign spaceborne AESA

国内方面，张传强等采用被动和主动相结合的热控方法对“高分三号”卫星平板有源相控阵SAR 天线进行了详细的热控设计。热控方法包括选取合理的散热面，布置正交热管网络实现有效的热扩散，包覆多层隔热材料，以及采用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、辐射耦合带来的温差问题。通过热仿真分析、地面热平衡试验和在轨测试对上述热控措施的有效性进行了验证，结果表明天线温度和温差均满足要求，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。

2.7 相控阵天线冷却新兴技术

飞机、导弹和卫星等空天飞行器平台所要求的体积小、重量轻以及共形等强约束条件迫使相控阵天线的集成度进一步提升，天线的散热问题面临更为严峻的挑战。为此，发展出射频收发前端内嵌微通道或将微通道与天线阵面、T/R 组件进行一体化高密度集成的散热方法。

德国卫星通信与无线电技术公司（IMSTGmbH）研发了一款Ka 频段8×8 阵列的相控阵T/R 前端模块，如图9 所示，该组件采用17 层低温共烧陶瓷（low temperature co-fired ceramic,LTCC）制作而成，在LTCC 基板内集成了微流道水冷系统。

图9 Ka 频段8×8 阵列相控阵T/R 前端模块[34]Fig.9 Ka band 8×8 phased array T/R front-end module[34]

国内方面，尹华设计了一款X 频段相控阵收发前端，采用27 层LTCC 基板制作，体积仅为62.4mm×62.5mm×2.7mm，在LTCC基板内内嵌水冷微流道进行散热，实测证实该内嵌微流道散热结构具备优良的散热能力。李燚针对某结构功能一体化相控阵天线射频收发组件，设计基于LTCC 的微通道液冷系统，并开展稳态对流传热冷却实验，实测显示该冷却系统可以有效实现天线射频芯片冷却。何庆强等针对空天飞行器的平台要求提出一种相控阵天线射频电路一体化高密度集成设计方法，采用LTCC 技术将有源相控阵天线的天线阵面、T/R 组件、馈电网络和热控装置进行一体化高密度集成，如图10 所示，在高密度集成射频电路内部设计流道，将射频电路内部热源产生的热量经导热金属柱传导至微流道，进而经液体循环导出；热设计仿真和实物测试证明，该设计方法能够为相控阵天线有效散热。

图10 射频电路一体化集成设计[37]Fig.10 Integration design of RF circuit[37]

由于微通道集成在射频前端多层LTCC 基板内，故应用时需要克服以下问题：在层压和烧结成型时控制微通道变形；防止液体工质在层间泄漏；减小工质与射频芯片间的热阻。

2.8 相控阵天线冷却技术发展趋势分析

相控阵天线在不同的装载平台有不同的特点，相互之间无法直接进行比较。但总的来讲，相控阵天线的结构尺寸和质量越来越小，工作频段、热耗和热流密度越来越高，维持其优异性能对相应的冷却技术持续构成挑战。相控阵天线冷却技术的发展趋势表现为：

1）天线热设计更多地从自然冷却、强迫风冷转向强迫液冷；

2）强迫液冷的实现方式呈现由常规尺度通道向微尺度通道的转变；

3）热管、相变材料等相变冷却技术逐渐得到较多的应用。

3 相控阵天线冷却方法对比

从以上国内外研究进展情况来看，相控阵天线常用的冷却方法主要为自然冷却、强迫风冷、强迫液冷、热管、相变材料和微通道冷却，现将各冷却方法的优缺点以及适用范围进行总结，见表1。

表1 相控阵天线常用冷却方法对比Table1 Comparisons of common cooling methods for AESA

上述各种冷却方法都有各自的优缺点，适用条件也有很大差别。自然冷却、强迫风冷和强迫液冷是相控阵天线最常采用的冷却方法，热管在星载相控阵天线上应用广泛，相变材料在弹载和星载天线上有较多的应用，而微通道冷却尚未得到大规模推广应用。在工程实践中，应根据各冷却技术的能力、特点以及可实现性，结合具体应用场景合理选用。

4 相控阵天线冷却方法选择

相控阵天线冷却方法的选择不是绝对的，同一类天线可以采用不同的冷却方法，也可以是2 种或2 种以上冷却方法的复合。针对某一具体的相控阵天线而言，其冷却方式需要根据装载平台条件，以及天线本身的架构、具体结构形式、工作频段、热流密度等综合确定。根据前文介绍的国内外不同装载平台相控阵天线所采用的冷却方法，分析各装载平台及天线特点，给出相控阵天线推荐选用的冷却方法，见表2。

表2 不同装载平台相控阵天线冷却方法推荐Table2 Recommended cooling methods for AESA of different platforms

天线冷却方法确定之后，需要开展包括理论计算和数值仿真在内的详细热设计，后续还要进行相应的热试验。

5 结束语

相控阵天线不断朝小型化、高集成的方向发展，对高热功耗和高热流密度冷却产生迫切需求，微通道冷却和热管、相变材料等相变冷却因能更好地满足这一冷却需求而显现出极大的应用优势；但也应该看到，在基础理论或技术可靠性、稳定性等方面，微通道冷却和相变冷却还存在一定的问题。微通道冷却由于受到通道材料、加工工艺、表面特性、工质种类以及微尺度效应等众多因素影响，不同学者所得到的研究结论并不一致，甚至差异很大；微通道冷却理论，尤其是微通道两相沸腾理论总体上发展较为滞后，限制了微通道冷却技术的大规模推广应用。热管在星载天线热控方面应用十分普遍，但在其他平台天线上应用的较少。相变材料还存在导热性差和相变后易泄漏等问题。

综合相控阵天线冷却技术现状和发展趋势，本文提出如下发展方向或研究建议：

1）加快微通道冷却基础理论研究并开展微通道拓扑优化设计，努力推动其在相控阵天线冷却方面的应用，应用形式包括微通道冷板以及微通道与射频电路一体化集成；

2）开展相控阵天线结构功能一体化设计，将冷却与结构深度耦合，提高天线的集成度，以适应不断收紧的尺寸重量约束；

3）利用增材制造技术，发展栅格、点阵等超轻量化冷却功能结构，如蜂窝或点阵夹芯热管结构、相变储能结构、主动冷却结构，以满足相控阵天线冷却‒承载‒轻量化多功能集成需求。