某型無人機載雷達的結(jié)構設計*

王 朋，侯守武，劉 巍

(中國電子科技集團公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

某型無人機載雷達的結(jié)構設計*

王 朋，侯守武，劉 巍

(中國電子科技集團公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

無人機具有研制成本低、環(huán)境適應能力強等優(yōu)勢，廣泛應用在民用和軍用上，但無人機體積較小，研制高可靠性的小型化和輕型化無人機載雷達難度較大。文中論述了某無人機載雷達結(jié)構設計的總體方案，利用功率射頻單元與天線單元結(jié)構一體化和環(huán)控一體化設計，實現(xiàn)了無人機載雷達的小型化和輕型化設計, 并通過力學仿真和熱仿真驗證了該方案的可行性。該設計方案成功解決了無人機載雷達占用空間小、重量要求苛刻及無人機無法提供液冷源等技術難題，可供今后同種類型無人機載雷達的結(jié)構設計參考。

無人機載雷達；結(jié)構總體設計；結(jié)構一體化設計；環(huán)控一體化設計

引 言

無人機在設計時沒有座艙系統(tǒng)，不受駕駛員生理極限的限制，機身設計小，重量降低，同時無人機具有較高的機動性能，有效提高了載機戰(zhàn)場的生存能力[1]。在現(xiàn)代化科技條件下，無人機既能在常規(guī)條件下執(zhí)行任務還可以在特殊條件(生化等)下執(zhí)行任務，給未來的空戰(zhàn)思想乃至國防戰(zhàn)略帶來變革[2]。

隨著無人機的迅猛發(fā)展，能遠距離、大范圍、長時間偵察監(jiān)視目標的無人機載雷達已成為無人偵察機的主要載荷[3]。無人機體積較小，因此研制高可靠性的小型化和輕型化無人機載雷達難度較大，且無人機狹小的安裝空間對雷達散熱提出了更高的要求。

文獻[4]分析了無人機載荷的發(fā)展前景、設計難點及無人機的發(fā)展趨勢；文獻[5]介紹了某小型雷達的結(jié)構一體化設計思想和方法；文獻[6]分析了某無人機載雷達小型化、輕型化設計思路及冷卻設計方法；而本文則論述了某無人機載雷達的結(jié)構總體設計，利用功率射頻單元與天線單元結(jié)構一體化和環(huán)控一體化設計，實現(xiàn)了無人機載雷達的小型化和輕型化設計，通過強迫風冷解決了雷達散熱難題。

1 結(jié)構設計

在無人機載雷達系統(tǒng)中，要實現(xiàn)數(shù)據(jù)的實時傳送和實時處理，就必須有雷達處理單元。無人機艙內(nèi)留給雷達的安裝空間較小，嚴格的空間限制對雷達的結(jié)構設計、材料使用和散熱問題提出了苛刻的要求。為了滿足載機對雷達的安裝方式、安裝體積和重量的要求，該無人機載雷達采用懸臂結(jié)構設計，突破了雷達單元劃分概念，通過對功率射頻單元和天線單元進行一體化設計，提高了單元集成度，減少了現(xiàn)場可更換單元。優(yōu)化后的雷達由雷達射頻單元和雷達處理單元2個現(xiàn)場可更換單元組成。

1.1 雷達射頻單元結(jié)構設計

該雷達天線為一維有源相控陣天線，通過合理選擇相控陣電掃描布局方式，將兩維掃描器簡化為一維掃描器，降低了掃描維度，減輕了質(zhì)量。掃描器采用力矩電機直接驅(qū)動，沒有中間傳遞環(huán)節(jié)，系統(tǒng)響應快，精度高，結(jié)構簡單。為防止轉(zhuǎn)動超限，對電纜造成損壞，在底座沿徑向設計有凸臺，配合底板內(nèi)側(cè)的限位擋塊，實現(xiàn)掃描器方位的機械限位。

雷達射頻單元由天線、功率射頻單元和伺服(包含伺服控制器和掃描器)組成，整體位于機頭位置，如圖1所示。

圖1 無人機載雷達結(jié)構布局

1.2 雷達處理單元結(jié)構設計

雷達處理單元采用標準3U的VPX總線，插件為標準3U的VPX插件，采用盲插形式實現(xiàn)快速插/拔。雷達處理單元位于設備艙內(nèi)，如圖1所示。

2 關鍵技術與解決方法

2.1 結(jié)構一體化設計

無人機載雷達的安裝空間小，且對雷達重量的要求苛刻，因此為了滿足雷達安裝空間和安裝質(zhì)量的要求，雷達必須實現(xiàn)小型化和輕型化設計。雷達的一體化設計主要采取以下措施：

1)通過合并雷達單元中各模塊的功能來減少模塊的種類和數(shù)量，實現(xiàn)部分模塊的一體化設計；

2)大量采用滿足要求的小型化模塊，實現(xiàn)單元的小型化，從而減小單元體積；

3)將功率射頻單元中的各種模塊集中到安裝板的兩側(cè)，以縮短模塊互聯(lián)的電纜長度，實現(xiàn)功率射頻單元的小型化和輕型化設計；

4)對天線、功率射頻單元進行一體化集成設計，如圖2所示，以減少功率射頻單元和天線獨立設計時所需的結(jié)構支撐件，縮短單元互聯(lián)的電纜長度，減小雷達體積，降低雷達重量；

5)對雷達處理單元中風道和機箱殼體進行一體化設計，以減小處理單元的體積，降低處理單元的重量。

通過以上一體化設計方案，選用高強輕質(zhì)的結(jié)構件材料，降低比重值，實現(xiàn)了雷達的小型化和輕型化設計。

圖2 天線與功率射頻單元一體化設計

2.2 環(huán)控一體化設計

在無人機無法提供冷卻源的情況下，射頻單元采用強迫風冷的散熱方式。T/R組件、陣面電源是天線單元的主要發(fā)熱源，熱量密度較大。在每個T/R組件的散熱面加裝單獨的散熱器，與陣面電源的散熱器共同構成風機的風道。 數(shù)字收發(fā)模塊是功率射頻單元的主要發(fā)熱源，熱量密度較大。在數(shù)字模塊的的散熱面加裝單獨的散熱翅片。對天線單元與功率射頻單元進行一體化設計，將進風口設置在其背部的功率射頻單元上，在天線框架兩端各安裝4個小型冷卻風機，使空氣流過功率射頻單元和天線單元的風道，成功解決了無人機載雷達的冷卻難題。雷達處理單元采用強迫風冷散熱。機箱是密封導熱機箱，機箱內(nèi)部插件的熱量通過導熱板與機箱導軌的卡槽緊密接觸，把熱量傳到機箱散熱翅片上，再通過風機把熱量帶走。

3 雷達力學仿真

雷達射頻單元是典型的懸臂結(jié)構，通過安裝架固定在飛機框板上。雷達射頻單元力學分析對象是天線承力框架、功率射頻單元安裝板、掃描器軸承和安裝架，各承力件中掃描器軸承為鋼材，其余承力件均為7075鋁材。雷達射頻單元的有限元模型如圖3所示。

圖3 雷達射頻單元有限元模型

根據(jù)雷達環(huán)境適應性要求，通過有限元分析得到雷達射頻單元各方向的應力云圖如圖4～圖6所示，雷達射頻單元各方向的變形云圖如圖7～圖9所示。

圖4 雷達射頻單元的X向振動應力

圖5 雷達射頻單元的Y向振動應力

圖6 雷達射頻單元的Z向振動應力

圖7 雷達射頻單元的X向振動位移

圖8 雷達射頻單元的Y向振動位移

圖9 雷達射頻單元的Z向振動位移

受雷達安裝方式和安裝空間的限制，雷達射頻單元采用懸臂加吊掛的結(jié)構形式，雖然天線在X向和Z向的整體位移相對Y向的整體位移偏大，但滿足載機安全間隙要求。

通過有限元分析，材料為2Cr13的結(jié)構件(掃描器轉(zhuǎn)軸)的最大應力為242.5 MPa，其屈服強度為440 MPa，當安全系數(shù)為1.5時，安全裕度為440/(242.5×1.5)-1 = 0.21。

材料為7075的結(jié)構件(天線框架、安裝架)的最大應力為190 MPa，其屈服強度為420 MPa，當安全系數(shù)為1.5時，安全裕度為420/(190 × 1.5)-1 = 0.47。

有限元分析表明，雷達射頻單元整體剛度、強度滿足要求，且具有一定的安全裕度。

4 雷達熱仿真

4.1 雷達射頻單元熱仿真

根據(jù)軟件建模以及模塊自身的特點，建模過程中對模塊中一些對散熱影響不大的細節(jié)進行了適當?shù)暮喕?。主要簡化?nèi)容包括：

1)忽略了模塊與周圍空氣的對流散熱因素；

2)沒有考慮輻射散熱的影響；

3)忽略了所有螺釘孔；

4)忽略了T/R組件殼體內(nèi)部分小的筋板。

根據(jù)雷達環(huán)境適應性要求，雷達射頻單元的溫度分布云圖如圖10所示。

圖10 雷達射頻單元溫度分布云圖

從圖10中可以看出，雷達射頻單元中最高溫度是79.3 ℃，器件殼體最高溫度都低于其耐熱溫度，熱設計滿足散熱要求。

4.2 雷達處理單元熱仿真

根據(jù)雷達環(huán)境適應性要求，當機箱外部的環(huán)境溫度為最高工作溫度55 ℃時，機箱內(nèi)部插件的最高溫度如圖11所示，機箱殼體最高溫度如圖12所示。

圖11 機箱內(nèi)部插件溫度分布云圖

圖12 機箱上下蓋板溫度分布云圖

根據(jù)GJB/Z 35—1995《元器件降額準則》中Ⅲ級降額標準，數(shù)字電路降額后要求結(jié)溫不超過115 ℃，模

擬開關降額后要求結(jié)溫不超過105 ℃。從圖11可知，元器件最高殼溫為83.7 ℃，機箱內(nèi)插件芯片結(jié)溫均低于86 ℃，滿足Ⅲ級降額對芯片結(jié)溫的要求。從圖12可知，機箱殼體最高溫度為73.8 ℃，滿足散熱要求。

5 結(jié)束語

本文的結(jié)構設計方案針對載機的技術要求，突破了雷達常規(guī)的單元劃分概念，將天線單元與功率射頻單元進行結(jié)構一體化設計和環(huán)控一體化設計，設計中簡化電纜互連，減少冷卻風機，省掉匯流環(huán)和微波旋轉(zhuǎn)關節(jié)，提高了設備的可靠性；減少雷達設備單元數(shù)量，降低雷達設備體積與重量，實現(xiàn)了雷達的輕型化和小型化設計，成功解決了無人機載雷達面臨的空間、重量資源緊張以及無冷卻資源等技術難題。

[1] 閔增富. 異軍突起的軍用無人機[J]. 現(xiàn)代軍事, 2003(9): 25-26.

[2] 劉濤, 楚帥領, 張春元. 軍用無人機的發(fā)展趨勢[J]. 科技創(chuàng)新導報, 2013(8): 29-30.

[3] 白光瑞. 軍用無人機載雷達發(fā)展綜述[J]. 雷達與電子戰(zhàn), 2001(4): 15-22.

[4] 鄧大松. 無人機雷達載荷發(fā)展淺析[J]. 飛航導彈, 2010(12): 76-79.

[5] 唐敖, 虞慶慶. 某無人機載雷達結(jié)構設計[J]. 電子機械工程, 2015, 31(4): 20-21, 25.

[6] 秦大同, 謝里陽. 現(xiàn)代機械設計手冊: 第1卷[M]. 北京: 化學工業(yè)出版社, 2011.

王 朋(1985-), 男, 博士, 工程師, 主要從事雷達結(jié)構總體設計工作。

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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