星载相控阵天线传热路径设计与热流分析

吴优，孔林，*，孙强强，张济良

(1.长光卫星技术有限公司，长春 130033；2.中国电子科技集团公司第五十四研究所，石家庄 050081)

卫星通信具有传输距离远、覆盖面广、功能多样等优点，以SpaceX 公司[1]为代表纷纷组建低轨通信卫星星座。有源相控阵天线的高增益、多点波束、波束在轨重构等特点切合并满足人类对于大容量卫星通信的需求[2-4]。目前星载相控阵技术已得到广泛应用，但相控阵天线热流密度大，发射/接收（transmitter and receiver，T/R）组件对温度敏感，高温会影响阵面相位控制精度，甚至会导致电子元器件失效[5-6]，故热控措施对保障相控阵天线电性能至关重要。

对于地面应用相控阵天线，Scott[7]采用闭式空气循环和液冷相结合方式对天线阵面进行散热。Agrawal 等[8]将功率组件安装在密封冷板上，通过强迫液冷方式降温。宋正梅[9]对比S 型通道和微型通道的冷板对相控阵天线散热能力影响。对于空间应用相控阵天线，Parlak 和Mcglen [10]采用4 根槽道热管将固态放大器热耗传导至散热面进行散热。Nakagawa 等[11]提出将脉动热管和环路热管技术应用于相控阵天线设计内部，通过热管蒸发和冷凝带走内部功耗。此外，还有已在轨应用方案，如IRIDIUM 载有3 块L 频段相控阵板，每块板预埋2 根热管，连到每个T/R 组件底板上，用于限制T/R 组件温度上限[12]。GLOBALSTAR 载有1 个S 频段发射阵，1 个L 频段接收阵，功率放大器安装在固体铍上，通过热管将热量传导至散热面[13]。日本的WINDS 试验卫星[14]搭载了TX 波段和RX 波段相控阵天线，天线尺寸为1 420 mm×920 mm×1 500 mm，质量为200 kg，天线自带散热板用于控温。

目前，地面相控阵天线应用的风冷和液冷技术难以推广至卫星设备，对星载相控阵天线传热路径进行分析设计的研究工作少有公开专题报道。本文对某型低轨宽带通信卫星搭载的3 副高度集成Ka 频段相控阵天线进行热控设计，从热流分布角度对热管网络进行定量分析，并进行试验验证。为后续星载相控阵天线传热路径设计提供参考。

1 Ka 频段相控阵天线

某型低轨宽带通信卫星搭载2 副Ka 频段相控阵收发天线和1 副Ka 频段相控阵发射天线，每副相控阵收发天线具备4 个接收波束和2 个发射波束，接收波束和发射波束间相互独立，接收波束仅具备开关2 种状态，相控阵发射天线具备2 个发射波束，所有发射波束相互独立。相控阵天线采用集成式设计，天线阵子下方为T/R 组件，T/R 组件板卡沿宽度方向布置，板卡与侧壁交换散热，电源和处理信息模块位于底板安装面，故相控阵天线散热面分为2 个侧面和安装面三部分，相控阵天线结构如图1 所示，工作模式和对应的热耗分布如表1 所示，工作模式多样，不同的工作模式对应的热耗差异大，且2 个侧面为主散热面。相控阵天线安装面和侧面与整星接口验收温度上限为55 ℃。

表1 Ka 频段相控阵天线工作模式及热耗Table 1 Ka band phased arrray antenna working mode and heat dissipation W

图1 相控阵天线结构Fig.1 Phased array antenna structure

图2 为卫星构型，采用倒梯形延展板结构，即对地板面积小，对天板面积大，各蜂窝板面积如表2所示，卫星运行在86°倾角，880 km 圆轨道，沿+x方向飞行，+z轴对地定向，三轴稳定，相控阵天线需要建立星地馈电链路和用户链路，且波束角为60°，因此，其仅可安装在对地面+Z 板。

表2 各蜂窝板面积Table 2 Area of each honeycomb panel m2

图2 整星坐标系及构型Fig.2 Satellite coordinate system and configuration

2 传热路径设计

卫星在轨β角（太阳矢量与轨道平面夹角）变化范围为[−90°,90°]，仿真中太阳常数取1 367 W/m2，地球反照系数取0.3。图3 为到达卫星各蜂窝板太阳辐照和地球反照热流密度，可以得出卫星±Y 板受太阳交变热流影响，散热能力波动大。表3 为到达各蜂窝板地球红外热流密度，可以得出到达+Z 板红外热流密度最大。设计方案中，整星外表面全开散热面，±Y 板和−Z 板对天面选用低吸收/发射比且稳定的铈玻璃二次表面反射镜(optical solar reflector,OSR)，±X 板、+Z 板和−Z 延展板对地部分喷涂低吸收/发射比KS-ZA 无机白漆。

表3 到达蜂窝板地球红外热流密度Table 3 Infrared reached on satellite panels W/m2

图3 到达蜂窝板太阳辐照和地球反照平均值Fig.3 Average solar irradiation and albedo reached on satellite panels

假设蜂窝板温度均匀且为20 ℃，利用式(1)计算各个蜂窝板在轨散热能力，整星热控涂层表面辐射属性如表4[15-16]所示，对同一蜂窝板不同β角下散热能力进行平均，如表5 所示。

表4 热控涂层参数[15-16]Table 4 Surface coating parameters[15-16]

表5 各蜂窝板在轨寿命末期平均散热能力（20 ℃）Table 5 Average heat rejection at end of each honeycomb panel’s life ( 20 ℃) W/m2

式中：Q为蜂窝板散热量；σ为玻尔兹曼常数；q1为到达卫星某一表面太阳辐照热流密度；q2为到达卫星某一表面地球反照热流密度；q3为到达卫星某一表面红外热流密度；α为热控涂层太阳吸收率；ɛ为热控涂层红外发射率；A为相应蜂窝板面积。

若不计延展板背部散热能力，+Z 板在轨平均散热能力为359.8 W，远小于3 副相控阵天线峰值870 W 热耗，方案设计中将+Z 板与±Y 板耦合散热。

相控阵天线侧面为T/R 组件散热面，天线面积小，自身辐射散热能力不足，采用热管将侧面热耗传导至安装面蜂窝板。由于毛细芯结构限制，加工工艺要求折弯内径不小于弯曲厚度的6 倍，故沿相控阵天线长度方向布置热管受天线高度限制，只能沿高度方向布置热管。热管与热源接触面积小，通过增加热管数量来增大换热面积，2 副相控阵收发天线分别外敷8 根L 型热管，相控阵发射天线外敷6 根L 型热管。采用预埋热管将相控阵天线点热源扩展为面热源，同时考虑到+Z 板与±Y 板耦合，预埋热管沿蜂窝板宽度方向布置，L 型外敷热管与预埋热管形成多次十字交叉网络，热管布局及命名如图4 所示。

图4 十字交叉热管网络Fig.4 Crisscross heat pipe network

采用6 根外敷U 型热管，将±Y 板和+Z 板耦合在一起，U 型外敷热管与+Z 板预埋热管沿长度方向表贴，减小传热热阻，且通过4 根L 型外敷热管将±Y 板热耗传导至−Z 板，增强整星耦合散热能力，热管布局及命名如图5 所示。

图5 热管网络传热路径Fig.5 Heat transfer path of heat pipe network

卫星在地面进行试验验证时，整星支腿位于+Z 面，整星传热路径由下至上，热管可以利用重力作用，在试验状态下使得所有热管均起作用。若选型热管均在传热能力范围内，即可以保证试验结果与在轨一致。

3 热流分布仿真分析

为直观了解热管网络作用及相控阵天线能量流动，使用有限元模型对整星峰值工作模式进行分析，当卫星在轨热平衡时，节点i的方程如式(2)所示，对于卫星的各个节点均有类似方程，所有方程联合可以得出各个节点的温度。

式中：Di,j为节点间传导网络系数；Ei,j为节点间辐射网络系数；Pi为节点内热源；S为太阳辐照常数；Er为地球表面对太阳辐照的反射密度；Ee为地球表面红外辐射密度；φ1i为节点i对太阳直接辐射的角系数；φ2i为节点i对太阳辐射的地球反照的角系数；φ3i为节点i对地球红外辐射的角系数；αSi为节点i对应的太阳吸收率；εi为节点i对应的红外发射率。

仿真设置热控涂层为末期属性、冬至日、β−60°工况，所有单机在轨常开，整星工作模式恒定不变，其中2 副相控阵收发天线以接收开/发射合波束模式工作，相控阵发射天线以单波束模式工作，蜂窝板热耗分布如表6 所示，仿真结果如图6 所示。

表6 仿真工况下蜂窝板热耗分布Table 6 Heat dissipation distribution of honeycomb panels under simulation conditions W

图6 仿真温度云图Fig.6 Simulation temperature

对相控阵天线传热路径进行分析，统计结果如表7 所示，约定以研究对象吸收能量为正值，向外发出能量为负值。相控阵收发天线1 热耗300 W，在轨吸收外热流37 W，向空间辐射69.3 W，向+Z 板辐射4.1 W，通过安装面向+Z 板传导120.2 W，通过8 根外敷热管向+Z 板传导143.4 W，外敷热管传递热耗占侧面热耗的73.1%；相控阵收发天线2 与此相似。相控阵发射天线热耗150 W，在轨吸收外热流24 W，向空间辐射44.3 W，向+Z 板辐射1.7 W，通过安装面向+Z 板传导32.7 W，通过6 根外敷热管向+Z 板传导95.3 W，外敷热管传递热耗占侧面热耗的95.3%。WF_XKZSF1_7/8、WF_XKZSF2_3/4、WF_XKZFS_1/4 传导功率相对其他热管要低，主要原因是蜂窝板中间区域温度高，热阻相同情况下，热流向低温区流动。

表7 相控阵天线热流分布Table 7 Phased array antenna heat flow distribution W

表8 为热管传导功率，+Z 板预埋热管中YM_+Z2/6 传导功率最大，YM_+Z4 传导功率最小。U 型外敷热管中，WF_U2/5 传导功率最大，其余4 个U 型热管传导功率相近。β−60°工况下，+Y 板处于阴影区，−Y 板处于阳照区，可以得出处于阴影区+Y 板热管传导功率大，+Y 板预埋热管最大传导功率为51.9 W，−Y 板预埋热管最大传导功率为31.2 W。+Y 侧L 型外敷热管向−Z 板传导33.6 W，−Y 侧L 型外敷热管向−Z 板传导35.4 W。

表8 热管传导功率Table 8 Heat pipe conduction power W

表9 为蜂窝板间热流分布，+Z 板向空间辐射773.5 W，吸收外热流396.9 W，6 根U 型外敷热管从+Z 板传导247.3 W 至±Y 板，相当于3 副相控阵天线热耗的32.9%，太阳帆板红外辐射对+Z 板加热4.8 W，通过舱内蜂窝板间向外辐射36.5 W。−Z 板向空间辐射927 W，吸收外热流246.6 W，4 根L 型外敷热管从±Y 板传导69 W 至−Z 板，太阳帆板红外辐射对−Z 板加热0.3 W，通过舱内蜂窝板间辐射吸收44.6 W。+Y 板向空间辐射212.7 W，吸收外热流31 W，6 根U 型外敷热管从+Z 板传导164.8 W 至+Y 板，太阳帆板红外辐射对+Y 板加热10.5 W，通过舱内蜂窝板间向外辐射2 W。−Y 板向空间辐射228 W，吸收外热流159.3 W，6 根U 型外敷热管从+Z 板传导82.5 W 至−Y 板，太阳帆板红外辐射对−Y 板加热11.5 W，通过舱内蜂窝板间向外辐射2 W。±Y 板向空间辐射功率相差无几，说明U 型热管起到了耦合±Y 板和+Z 板作用。

表9 蜂窝板间热流分布Table 9 Heat flow distribution between honeycomb panels W

通信卫星为保障在轨业务能力，选用太阳电池阵驱动机构(solar array drive assembly，SADA)作为太阳帆板活动组件，在卫星姿态不变前提下，帆板对日定向获取能源，仿真分析得出帆板离星体较远，与星体辐射换热量少。舱内蜂窝板间表面辐射热阻和空间辐射热阻大，蜂窝板间辐射换热量占比小，在通信卫星等温化设计中应更依赖于热管进行传热。

4 试验验证

整星热管网络设计在初样星进行试验验证，单机均为初样件。试验在KM6000 真空罐内进行，整星不带太阳帆板，采用远红外加热笼闭环控温来模拟外热流，试验状态如图7 所示。试验工况与仿真工况一致，热控涂层末期属性、冬至日、β为−60°、所有单机在轨常开，工作模式恒定不变，其中2 副相控阵收发天线以接收开/发射合波束模式工作，相控阵发射天线以单波束模式工作，为了解传热路径，在热管网络上黏贴测温点，如图8 和图9 所示。

图7 初样星真空热试验Fig.7 Prototype satellite thermal vacuum test

图8 +Z 板测温点Fig.8 +Z panel temperature measurement points

相控阵天线在真空罐内无法完成发射激励，采用表贴加热片方式进行热耗补偿。加热片均黏贴在侧面散热面处，在侧板喷漆前黏贴，随天线侧板一同喷漆，不影响单机表面发射率。经桌面联试实测，每台相控阵收发天线需补偿32 W，相控阵发射天线需补偿14 W。

表10 为工况稳定时十字交叉热管网络温度分布，T17、T19、T21、T23 为相控阵收发天线1 外敷热管温度，稳态工况下温度分别为43.7，38.6，47.3，43.5 ℃，T25、T27、T29、T31 为相控阵收发天线2外敷热管温度，稳态工况下温度分别为46.7，45.8，47.2，37.6 ℃，T19 和T31 温 度 最 低，与 之 对 应 的T23 和T27 温度较高。T33 和T35 为相控阵发射天线对应的外敷热管，稳态工况下温度分别为40.9 ℃和42.4 ℃，两者温度相近。贴在+Z 板上的测温点T10～T15 和T36～T38 温度差异明显，表现为中心区域温度高，向±X 两侧温度降低，主要原因是中心区域功耗集中，且相控阵发射天线安装面预埋热管无对应的U 型外敷热管将热量传导至±Y 板，+Z 板中心热传导路径较差。

蜂窝板中心测温点T38 温度与周边外敷热管测温点T21、T23、T25、T27、T33、T35 最大温差为4.1 ℃，说明多次十字交叉热管网络起了传导和均温作用。但T36 与周边测温点T17/T19 温度相差13.7 ℃，T37 与 与 周 边 测 温 点T29/T31 温 度 相 差17.1 ℃，说明单次十字交叉热管网络由于接触面积少，热传导效果并不明显。

表11 为热管传导网络温度分布，单根热管本体温差均不大于1 ℃，说明热管传热有效性，同时验证了热管耦合±Y 板和+Z 板散热能力。U 型热管中WF_U3 与WF_U4 温度最高。T49 与T67 间隔+Y 板，温差为6.1 ℃；T55 与T69 间隔−Y 板，温差为5.8 ℃；T76 与T51 间隔+Y 板安装，温差为12.5 ℃；T78 与T57 间隔−Y 板安装，温差为11 ℃；从图5 可以看出U 型外敷热管与L 型外敷热管通过预埋热管搭接，热管间接触面积大小影响传热效率，进而影响相互搭接热管间温度梯度。

表11 热管传导网络温度分布Table 11 Heat pipe networks temperature distribution ℃

相控阵收发天线1 热管接口最高温度T21 为47.3 ℃，安装面T71 温度为32.1 ℃。相控阵收发天线2 热管接口最高温度T29 为47.2 ℃，安装面T80温度为30.4 ℃。相控阵发射天线热管接口最高温度T35 为42.4 ℃，安装面T38 温度为45 ℃。试验结果满足载荷对整星安装接口为55 ℃要求，热管网络满足整星使用要求。

5 结 论

1）整星在峰值（热耗2 100 W）工作模式下，相控阵天线最高温度为47.3 ℃，小于55 ℃验收要求，热管网络设计满足使用要求。

2）U 型外敷热管从+Z 板传导247.3 W 热耗，其中66.6%传导至+Y 板，33.4%传导至−Y 板，使得处于阳照区的−Y 板和处于阴影区的+Y 板空间辐射能力相近，解决了单个蜂窝板散热能力不足问题。

3）+Z 蜂窝板向舱内辐射36.5 W，舱内表面辐射热阻和空间辐射热阻大，蜂窝板间辐射换热量占比小，通信卫星等温化设计需依靠热管等高导热材料。

4）+Z 板中间区域测温点最大温差为4.1 ℃，多次十字交叉热管网络传热能力得到验证；但边缘单次十字交叉热管间最大温差为17.1 ℃，传热效率较低；在热管网络设计中，应尽量增大热管间接触面积，减小传导热阻，增大传热效率。