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計方案，并通過仿真手段對熱設計方案開展了分析和驗證。熱分析結果表明，T/R組件以背靠背的方式安裝后，熱流密度最高的器件A的結溫降低了7.2 ℃，T/R組件內部所有元器件結溫均滿足航天Ⅰ級降額溫度要求。

關鍵詞：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，可實現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備，T/R組件要承受運輸、發射、上升以及在軌運行各個階段的熱環境，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鍵指標，因此需采取合理的散熱措施，控制內部元器件的溫度水平。

1 研究對象

1.1 ? ?T/R組件結構

T/R組件尺寸為115 mm（長）×75 mm（寬）×6 mm（厚），組件內含有8個收發通道，每個通道中有5個發熱元器件，其結構如圖1所示。內部發熱器件共有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組件工作模式有發射和接收兩種。處于發射模式時（發射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，發射模式下每個器件A熱耗為1 W，其熱流密度高達36.6 W/cm2。

1.3 ? ?熱設計要求

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

2 熱控方案

T/R組件放置于空間環境工作，幾乎處于真空狀態，因而不存在對流換熱，器件產生的熱量主要通過熱傳導的方式傳遞。對于器件A，由于其熱流密度最高，為強化散熱，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。所有器件熱量傳導至殼體上部后，將沿殼體繼續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出去。

3 設計驗證

3.1 ? ?仿真模型

為驗證設計方案的可行性，需對T/R組件構建仿真模型，進行熱分析。為便于分析，在建模中需對原始結構進行簡化，主要簡化措施有：

（1）不考慮輻射的影響，僅考慮導熱過程;

（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格，單個T/R組件網格數約為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，分析組件在穩態下的溫度場。由于組件熱量最終是經殼體底部傳遞到外界的熱管，因此計算時設置組件底部與55 ℃的熱管換熱，接觸傳熱系數取2 000 W/（m2·K）。材料熱物性參數如表2所示，T/R組件殼體及蓋板材料均為鋁合金6061。在真空環境下，共晶焊接和鉛錫焊接的接觸熱阻可忽略。

3.2 ? ?結果分析

基于上述熱設計方案，通過對單個T/R組件進行仿真分析，得到器件A的殼溫為74.6 ℃。根據器件的殼溫，通常采用如下公式計算元器件的結溫[3]：

Tj=Tc+qRjc

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

利用該公式計算得到器件A的結溫為89.6 ℃，無法滿足結溫小于85 ℃的設計要求。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至殼體，再經過殼體傳導至底部散熱面。由于器件A的熱量在殼體內傳遞過程中，傳導距離大，因而其導熱熱阻高。因此，T/R組件殼體自身導熱熱阻偏高，將導致器件A散熱困難。

3.3 ? ?熱設計方案優化

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T/R組件處于發射模式時，其相鄰的T/R組件將處于接收模式。因此，通過調節安裝方式，使發射T/R組件背面和接收T/R組件背面通過螺釘進行緊固貼合，即背靠背式安裝，并在接觸面涂導熱硅脂以強化換熱。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，發射T/R組件可借助接收T/R組件的殼體傳導一部分熱量，由此解決殼體自身導熱熱阻高的問題。

基于組件背靠背式安裝的設計方案，通過仿真計算得到兩個T/R組件的溫度分布，結果如圖2所示，器件的殼溫和結溫如表3所示。可以看出，采用背靠背的安裝方式后，發射T/R組件內器件A的殼溫由74.6 ℃降至67.4 ℃，結溫由89.6 ℃降至82.4 ℃，降幅達7.2 ℃。發射T/R組件內所有器件溫度均得到降低，同時，保證了接收T/R組件內所有器件溫度均滿足不超過85 ℃的設計要求。

4 結語

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計方案，并通過仿真計算驗證了方案的有效性。結果表明，背靠背式安裝方式可使發射T/R組件內器件A的結溫降低7.2 ℃。無論T/R組件處于發射模式還是接收模式，其內部所有器件結溫均滿足航天Ⅰ級降額溫度要求。

[參考文獻]

[1] 唐寶富，鐘劍鋒，顧葉青.有源相控陣雷達天線結構設計[M].西安：西安電子科技大學出版社，2016.

[2] 元器件降額準則：GJB/Z 35—93[S].

[3] 劉朝華，楊同敏，翟亮，等.星載銣鐘組件的熱設計與熱仿真[J].宇航計測技術，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：衛星熱控設計。