背靠背式星載T/R組件散熱效果研究

摘要：作為星載相控陣天線的核心，T/R組件的散熱性能直接影響相控陣天線的可靠性。針對八通道星載T/R組件散熱困難的問題，提出了一種基于組件背靠背式安裝的設(shè)計(jì)方案，并通過仿真手段對熱設(shè)計(jì)方案開展了分析和驗(yàn)證。熱分析結(jié)果表明，T/R組件以背靠背的方式安裝后，熱流密度最高的器件A的結(jié)溫降低了7.2 ℃，T/R組件內(nèi)部所有元器件結(jié)溫均滿足航天Ⅰ級降額溫度要求。

關(guān)鍵詞：背靠背式;星載;T/R組件;散熱效果

0 引言

T/R組件作為星載相控陣天線的核心模塊，其主要功能是完成發(fā)射信號到陣元的末級功率放大和接收信號的前級放大，可實(shí)現(xiàn)陣面的幅相修正和波束掃描等功能[1]。作為安裝在航天器上的電子設(shè)備，T/R組件要承受運(yùn)輸、發(fā)射、上升以及在軌運(yùn)行各個階段的熱環(huán)境，其散熱性能將直接影響相控陣天線的幅相一致性和可靠性等關(guān)鍵指標(biāo)，因此需采取合理的散熱措施，控制內(nèi)部元器件的溫度水平。

1 研究對象

1.1 ? ?T/R組件結(jié)構(gòu)

T/R組件尺寸為115 mm（長）×75 mm（寬）×6 mm（厚），組件內(nèi)含有8個收發(fā)通道，每個通道中有5個發(fā)熱元器件，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。內(nèi)部發(fā)熱器件共有7類，名稱分別用A～G表示。

1.2 ? ?熱耗

T/R組件熱耗狀況如表1所示，T/R組件工作模式有發(fā)射和接收兩種。處于發(fā)射模式時（發(fā)射T/R組件），器件B不工作;處于接收模式時（接收T/R組件），器件A不工作。兩種工作模式下的熱耗分別為9.32 W和1.18 W。其中，熱耗最大的是器件A，發(fā)射模式下每個器件A熱耗為1 W，其熱流密度高達(dá)36.6 W/cm2。

1.3 ? ?熱設(shè)計(jì)要求

T/R組件的工作溫度范圍為-25～55 ℃。通過熱設(shè)計(jì)，需確保T/R組件內(nèi)部元器件結(jié)溫不超過85 ℃，滿足航天Ⅰ級降額溫度要求[2]。

2 熱控方案

T/R組件放置于空間環(huán)境工作，幾乎處于真空狀態(tài)，因而不存在對流換熱，器件產(chǎn)生的熱量主要通過熱傳導(dǎo)的方式傳遞。對于器件A，由于其熱流密度最高，為強(qiáng)化散熱，先通過共晶焊的方式，將器件A焊接至0.2 mm厚的鉬銅襯底上，再通過鉛錫焊接到鋁合金殼體上。器件B、D則利用導(dǎo)電膠粘貼在0.2 mm厚的鉬銅襯底上，再通過鉛錫焊接到殼體上。器件C、E利用導(dǎo)電膠粘貼在0.3 mm厚的微帶板上，再通過鉛錫焊接到殼體上。器件F、G利用導(dǎo)電膠粘貼在1.5 mm厚的微帶板上，再通過鉛錫焊接到殼體上。所有器件熱量傳導(dǎo)至殼體上部后，將沿殼體繼續(xù)向下傳遞至殼體底部，最后通過安裝在底部的熱管將熱量傳導(dǎo)出去。

3 設(shè)計(jì)驗(yàn)證

3.1 ? ?仿真模型

為驗(yàn)證設(shè)計(jì)方案的可行性，需對T/R組件構(gòu)建仿真模型，進(jìn)行熱分析。為便于分析，在建模中需對原始結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡化，主要簡化措施有：

（1）不考慮輻射的影響，僅考慮導(dǎo)熱過程;

（2）建模時忽略螺釘孔、倒角、接插件等特征。

通過仿真軟件對簡化后的模型劃分網(wǎng)格，單個T/R組件網(wǎng)格數(shù)約為967 200。由于該T/R組件在軌階段的工作溫度范圍為-25～55 ℃，因此選取55 ℃作為熱分析工況，分析組件在穩(wěn)態(tài)下的溫度場。由于組件熱量最終是經(jīng)殼體底部傳遞到外界的熱管，因此計(jì)算時設(shè)置組件底部與55 ℃的熱管換熱，接觸傳熱系數(shù)取2 000 W/（m2·K）。材料熱物性參數(shù)如表2所示，T/R組件殼體及蓋板材料均為鋁合金6061。在真空環(huán)境下，共晶焊接和鉛錫焊接的接觸熱阻可忽略。

3.2 ? ?結(jié)果分析

基于上述熱設(shè)計(jì)方案，通過對單個T/R組件進(jìn)行仿真分析，得到器件A的殼溫為74.6 ℃。根據(jù)器件的殼溫，通常采用如下公式計(jì)算元器件的結(jié)溫[3]：

Tj=Tc+qRjc

式中：Tj為器件的結(jié)溫（℃）;Tc為器件的殼溫（℃）;q為器件熱耗（W）;Rjc為器件結(jié)殼熱阻（℃/W）。

利用該公式計(jì)算得到器件A的結(jié)溫為89.6 ℃，無法滿足結(jié)溫小于85 ℃的設(shè)計(jì)要求。通過對器件A的傳熱路徑分析可知，器件A的熱量先由鉬銅載體傳導(dǎo)至殼體，再經(jīng)過殼體傳導(dǎo)至底部散熱面。由于器件A的熱量在殼體內(nèi)傳遞過程中，傳導(dǎo)距離大，因而其導(dǎo)熱熱阻高。因此，T/R組件殼體自身導(dǎo)熱熱阻偏高，將導(dǎo)致器件A散熱困難。

3.3 ? ?熱設(shè)計(jì)方案優(yōu)化

通過前面的分析可知，若想降低器件A的溫度，需降低組件殼體自身導(dǎo)熱熱阻。在本文研究的相控陣天線中，T/R組件的工作模式具有特殊性：當(dāng)T/R組件處于發(fā)射模式時，其相鄰的T/R組件將處于接收模式。因此，通過調(diào)節(jié)安裝方式，使發(fā)射T/R組件背面和接收T/R組件背面通過螺釘進(jìn)行緊固貼合，即背靠背式安裝，并在接觸面涂導(dǎo)熱硅脂以強(qiáng)化換熱。由于接收T/R組件熱耗較小，通過兩組件背靠背的安裝方式，發(fā)射T/R組件可借助接收T/R組件的殼體傳導(dǎo)一部分熱量，由此解決殼體自身導(dǎo)熱熱阻高的問題。

基于組件背靠背式安裝的設(shè)計(jì)方案，通過仿真計(jì)算得到兩個T/R組件的溫度分布，結(jié)果如圖2所示，器件的殼溫和結(jié)溫如表3所示?？梢钥闯?，采用背靠背的安裝方式后，發(fā)射T/R組件內(nèi)器件A的殼溫由74.6 ℃降至67.4 ℃，結(jié)溫由89.6 ℃降至82.4 ℃，降幅達(dá)7.2 ℃。發(fā)射T/R組件內(nèi)所有器件溫度均得到降低，同時，保證了接收T/R組件內(nèi)所有器件溫度均滿足不超過85 ℃的設(shè)計(jì)要求。

4 結(jié)語

針對八通道星載T/R組件的散熱問題，提出了一種基于組件背靠背式安裝的設(shè)計(jì)方案，并通過仿真計(jì)算驗(yàn)證了方案的有效性。結(jié)果表明，背靠背式安裝方式可使發(fā)射T/R組件內(nèi)器件A的結(jié)溫降低7.2 ℃。無論T/R組件處于發(fā)射模式還是接收模式，其內(nèi)部所有器件結(jié)溫均滿足航天Ⅰ級降額溫度要求。

[參考文獻(xiàn)]

[1] 唐寶富，鐘劍鋒，顧葉青.有源相控陣?yán)走_(dá)天線結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[M].西安：西安電子科技大學(xué)出版社，2016.

[2] 元器件降額準(zhǔn)則：GJB/Z 35—93[S].

[3] 劉朝華，楊同敏，翟亮，等.星載銣鐘組件的熱設(shè)計(jì)與熱仿真[J].宇航計(jì)測技術(shù)，2014，34（3）：18-21.

收稿日期：2021-04-25

作者簡介：王子君（1990—），男，安徽亳州人，博士，工程師，研究方向：衛(wèi)星熱控設(shè)計(jì)。