一種高溫工作的有源天線結構設計

李志新　楊鋒周　閆晉宏　張景瑞

摘要：文章基于熱防護技術，通過隔熱結構設計和耐高溫天線罩及隔熱材料的選擇，提出了一種飛行器載耐高溫有源天線的一體化設計方案，并對隔熱結構進行了仿真和分析。結果表明，該方案具有可行性，能為后續耐高溫有源天線的設計提供參考。

關鍵詞：有源天線；熱防護技術；隔熱結構；有限元分析

中圖分類號：U172.6文獻標志碼：A0引言隨著航空航天技術的進步，飛行器速度不斷提升，氣動加熱導致表面環境迅速惡化，其瞬時加熱的速度可達到120℃/s以上［1］，加之對電子設備功能和性能要求的提升，小型化、集成化程度越來越高，在很小的體積內安裝的電子設備數量和密度日益增加。受安裝空間限制，飛行器內部安裝的電子設備與蒙皮之間間距減小，甚至與之共型，典型的電子設備如需要與外界通過電磁波通信的天線類產品。這種環境對天線類產品的結構設計提出了更高的要求，在氣動加熱的高溫工作階段，天線結構需保持穩定，并同時還要具有良好的電氣性能，保證天線的正常工作。

針對耐高溫天線設計，人們進行了大量的研究。羅超［2］基于高超聲速飛行器平臺，通過機-電-熱耦合分析的方法，設計了一種1×8耐高溫共形承載陣列天線結構。該結構具有一定的承載能力，且電性能良好。劉胤廷等［3-4］提出了一種無焊接工藝的耐高溫天線結構，可長時間穩定工作在400 ℃。然而，由于器件使用溫度限制，上述設計方法不適用于有源天線設計。方偉等［5］通過選用陶瓷透波材料和二氧化硅氣凝膠復合材料，設計了一種隔熱結構，有效地控制了傳導至天線體和饋線位置的溫度，并通過試驗驗證，達到了設計目標。李燚［6］針對高超音速彈載短時耐高溫無源天線，通過選擇高性能隔熱透波材料，設計了合理的透波隔熱天線罩結構，并采用石英紅外射燈陣列模擬氣動加熱的高溫試驗，測試了產品的熱防護性能測試，驗證了該隔熱方案的可靠性和有效性。Rao等［7］采用隔熱材料填充的設計方法，實現了無源天線在高溫下的工作。王曉飛［8］對高速飛行器天線的設計進行了介紹和總結，整理和分析了高速飛行器天線的性能需求，對其未來的設計方案及發展方向進行了展望。本文基于熱防護技術，通過隔熱設計，開發了一種耐高溫工作的某飛行器載有源衛星導航天線，并通過隔熱仿真分析，驗證了設計方案的合理性和可行性。

1天線隔熱結構設計

1.1天線概述某飛行器載有源衛星導航天線，用于接收衛星信號。結構形式為天線單元與低噪聲放大器PCB貼裝，通過插針焊接實現饋電，低噪聲放大器腔體與底板采用螺釘安裝，通過安裝在低噪聲放大器腔體上的射頻連接器實現通信和供電。

有源衛星導航天線設計有天線罩，用于保護天線單元及低噪聲放大器單元不受外界惡劣環境的影響，天線罩外表面與飛行器蒙皮共型設計。根據飛行器飛行和工作條件，蒙皮表面最高溫度接近600 ℃，總工作時長超過15 min，其中，約5 min處于氣動加熱狀態，同時，飛行器內部由于其他發熱器件的影響，所有電子設備工作環境同樣處于600 ℃以上高溫狀態。由于飛行器內部電子設備較多，天線安裝空間有限，無法將天線單元和低噪聲放大器單元分離設計，因此，需要同時解決天線單元和低噪聲放大器單元在高溫下可正常工作的難點。天線單元設計時，設計人員需考慮高溫下結構和介電常數的穩定性，本次設計天線單元采用TF微波復合介質基板制造，使用溫度范圍為-80 ℃～+200 ℃；低噪聲放大器單元設計時，對于有源低噪聲放大器電路的器件，需選用耐高溫器件，常用的低噪聲放大器芯片最大結溫不超過85 ℃，本次設計中選用的低噪聲放大器器件最高結溫均在125 ℃以上。

1.2隔熱結構設計為保證天線單元與低噪聲放大器工作在許可的溫度范圍之內，設計人員必須采用熱防護技術，設計透波隔熱結構，控制熱量傳遞速度，保證有源衛星導航天線在工作時間內可靠工作。考慮到有源衛星導航天線使用過程中外表面直接承受高溫加熱，且安裝時有源衛星導航天線結構四周與飛行器之間亦存在熱傳導現象，因此，在設計熱防護結構時，天線單元和低噪聲放大器四周均采用透波隔熱材料填充。同時，由于距離天線單元越近，材料對天線單元性能影響越大，在與天線單元接觸部分應選擇介電常數盡可能低的材料。

目前，常用的耐高溫透波隔熱天線的防護結構多采用夾層結構，分為A、B和C 3類［6］，主要起隔熱作用的是具有低導熱系數的隔熱層材料及其各層之間的熱阻。根據非穩態傳熱理論，畢渥數Bi表征物體內部的傳導熱阻與穿過流體邊界層的對流熱阻之比，畢渥數Bi數值的大小反映了在非穩態導熱條件下物體內溫度場的分布規律，數值越大，物體內溫度梯度越大。對于處于氣動加熱的天線而言，由于高溫持續時間相對較短，只要畢渥數Bi足夠大，天線內部溫度梯度將非常大，傳遞至天線單元和低噪聲放大器單元上的熱量會變小。因此，除了選擇低導熱系數材料增加隔熱結構本身熱阻以外，也可通過增加隔熱層數量，增加各隔熱層之間的接觸熱阻。基于上述隔熱設計理論，參考耐高溫透波隔熱天線防護結構的夾層設計方案，本天線隔熱結構設計為多隔熱層結構，依次分別為天線罩、隔熱層1、隔熱層2、隔熱層3、天線單元、低噪聲放大器、隔熱層4和底板，如圖1所示。

2材料的選擇

2.1隔熱材料概述研究人員將耐高溫隔熱材料定義為能承受或者使用溫度超過650 ℃，且在高溫下具有一定的力學性能和相對低的導熱系數的材料，為改善此類材料的隔熱能力和加工工藝性，科研人員投入了大量的精力進行研究，取得了諸多成果［9-10］。根據結構形式的不同，隔熱材料可分為多孔型、纖維狀以及納米氣凝膠3類［11］。多孔隔熱材料是一種多孔隙、高熱阻、低密度材料，由固體和不均勻分布在其上的大量細密的氣孔組成，利用氣孔阻止熱量傳遞達到隔熱的目的，如多孔陶瓷材料、泡沫復合材料等；纖維狀隔熱材料由單一或多種纖維復合材料加工而成的隔熱材料，常見的如隔熱瓦、陶瓷纖維隔熱氈以及納米纖維膜等，部分材料可作為結構件單獨使用；納米氣凝膠隔熱材料是由納米顆粒聚集形成的納米多孔三維結構，并在納米孔隙中充滿氣態介質的固態材料［12］，其特點是低密度、高孔隙率、低導熱率等，但其力學性能差，單獨作為結構件直接使用相對困難，一般僅作為隔熱材料與其他結構一起使用，這也限制了其在隔熱方面的應用，常見的材料如二氧化硅氣凝膠［13］。

2.2天線罩材料的選擇天線罩作為直接承受由于氣動加熱而產生的高溫熱載荷的結構件以及天線輻射的窗口，其材料的選擇直接影響產品性能指標。根據使用環境，耐高溫天線罩材料的選擇必須具備以下性能［14］：具有低介電常數和低介電損耗；良好的力學性能和抗熱沖擊性能；線脹系數低、彈性模量高，優異的抗熱震；耐沙蝕、耐雨蝕、耐鹽霧等；良好的可制造和加工性能，易于成型；密度相對較小，質輕。根據不同的成分，耐高溫常用的材料主要有以下幾類［15］：氧化鋁體系、微晶玻璃體系、二氧化硅體系、氮化硅體系、氮化硼體系和磷酸鹽體系等。

考慮到飛行器表面氣動加熱溫度高且溫度急劇變化，本天線罩設計采用氧化鋁基復合材料，該材料具有可加工、強度高、硬度大、抗雨蝕、高溫沖擊下結構和電氣性能穩定的特點。

2.3隔熱材料的選擇根據隔熱結構設計分析，外界環境及安裝固定時產生的載荷由天線罩承受，隔熱層在天線罩內部，其主要作用在于阻止熱量快速進入天線單元和低噪聲放大器單元，所受到的力學載荷較小，因此，隔熱層對材料的剛度和強度等力學性能要求不高，要求在具有低導熱系數的同時，為了保證天線單元的電氣性能，必須具備良好的透波性能。

為實現天線在短時高溫下可靠工作的目標，綜合比對各種隔熱材料性能，對如圖1所示的各級隔熱層材料選擇如下：隔熱層1采用透波性能較好、纖維增強的二氧化硅氣凝膠復合材料［16］，最高使用溫度可達650 ℃，常溫時的熱導率為0.018 W/（m·K），在最高使用溫度650 ℃時的熱導率僅為0.022 W/（m·K），介電常數低于2.5；由于二氧化硅氣凝膠復合材料力學性能差，與之相鄰的隔熱層2采用玻璃纖維增強環氧板機加工成形，最高使用溫度500 ℃，熱導率0.38 W/（m·K），介電常數不大于4，隔熱的同時，起到支撐二氧化硅氣凝膠復合材料的作用；隔熱層3由于和天線單元直接接觸，對介電常數等電性能參數更加敏感，因此選用PMI泡沫［17］，介電常數為1.03～1.1，接近于空氣，對天線單元電氣性能的影響幾乎可以忽略不計，最高使用溫度220 ℃，熱導率0.02 W/（m·K）；隔熱層4同樣采用玻璃纖維增強環氧板機加工成形，作為底部支撐結構的同時，隔離從底部傳導至低噪聲放大器單元的熱量。上述材料均具有低的熱導率和低的介電常數，綜合性能良好。

2.4金屬結構材料的選擇在電子設備尤其是雷達裝備及天線結構單元中，鋁合金由于綜合性能優異，通常作為首選的金屬結構材料得到了廣泛的應用［18］；而螺釘最常用的材質為不銹鋼，在電子設備設計時，也通常選用不銹鋼材質，在滿足強度的前提下，成本低、通用性良好。然而，鋁合金和不銹鋼的熱膨脹系數與天線單元、低噪聲放大器單元、天線隔熱層以及陶瓷天線罩等非金屬材料相差較大［19］，在高溫沖擊下易產生熱應力，使陶瓷天線罩存在因為熱應力產生裂紋的風險。為減小溫度沖擊造成的由于金屬材料和非金屬材料熱膨脹系數相差太大而引起的熱應力，同時考慮導熱性能，低噪聲放大器腔體、底板和安裝螺釘等金屬結構均采用與非金屬材料熱膨脹系數接近的鈦合金制造。鈦合金由于具有與非金屬材料很接近的熱膨脹系數，且導熱系數比鋁合金低一個數量級，在劇烈的溫度沖擊的工作環境下，可保證天線單元、低噪聲放大器單元和陶瓷天線罩等非金屬材料結構的穩定性和可靠性。

3隔熱仿真分析為驗證隔熱結構設計的可行性，本設計利用有限元分析軟件對其進行仿真分析。有限元模型計算精度、所需要的資源及計算時間與網格數量相關，數量越多，所需要的資源和計算時間越長，精度越高，當數量達到一定程度之后，所需要的資源和計算成本會成倍增加，然而計算精度并未有顯著提升。同時，對于特別復雜的結構，網格劃分會異常困難，網格質量差，甚至會出現異常導致計算不收斂。為了節約計算資源和計算成本，有必要對結構實體模型進行簡化。本文主要對結構設計模型進行以下幾個方面的假設和簡化。

（1）假設螺釘連接可靠，忽略連接安裝螺釘特征。

（2）由于結構上倒角、圓角和螺紋孔等特征對熱傳導影響較小，忽略結構倒角和小孔等特征。

（3）忽略內部之間各部件間的熱輻射。

（4）有源天線主要發熱器件為低噪聲放大器，但其產生的熱量遠遠小于氣動加熱產生的熱量，本次設計忽略低噪聲放大器工作中產生的熱量。

（5）由于低噪聲放大器PCBA上元器件及接插件對熱傳導影響小，忽略低噪聲放大器PCBA上所有元器件以及接插件的影響。

（6）PCB板為多層電路板，每一層敷銅比例不盡相同，長度和寬度導熱性能較厚度方向高，在設計中將其等效為厚度方向與長度和寬度方向導熱系數不同的導熱材料。

基于上述假設和簡化，在三維設計軟件中簡化結構實體模型，將簡化后的三維實體模型導入有限元軟件，并添加材料屬性，主要材料的性能參數如表1所示。同時，對導入的有限元模型進行網格劃分，并根據溫度-時間曲線，選擇在天線罩外表面施加溫度載荷，設置環境溫度為60 ℃后進行計算。

經過仿真計算，研究組得到各部分溫度隨時間變化的關系。本次設計主要關注傳遞至天線單元和低噪聲放大器的溫度，同時，鑒于隔熱層3最高使用溫度相對較低，因此，筆者提取隔熱層3、天線單元和低噪聲放大器的最高溫度隨時間變化曲線，如圖2所示。

從圖2可以看出，隔熱層3、天線單元和低噪聲放大器單元的溫度均隨施加在天線罩外層溫度的變化而變化，呈現先明顯增大后減小的趨勢，與氣動加熱溫度曲線相符，最高溫度分別是152.04 ℃，108.41 ℃和111.24 ℃，均未達到其最高使用溫度，有一定的溫度冗余，能滿足預期的設計要求。

4結語飛行器速度的提升，導致表面環境的惡化，同時對功能的需求日益增加，對性能急劇提升，加之安裝空間狹小，集成化程度越來越高，散熱條件有限，在此背景下，飛行器載共形耐高溫天線成為研究重點之一。目前，受限于低噪聲放大器芯片工作溫度，耐高溫導航天線多為無源天線，低噪聲放大器與天線分離設計，通過空間距離提升溫差，降低低噪聲放大器單元處的溫度，這種設計方案在解決耐高溫的同時降低了空間利用率。因此，本文提出了一種飛行器載耐高溫有源天線的一體化設計方案，通過對隔熱結構的設計，基于隔熱和天線單元電氣需求，選擇適合的隔熱材料，并經過熱仿真分析，天線可以滿足預期的設計要求，為以后的這類有源耐高溫天線結構設計提供參考。

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（編輯 王雪芬）

Structure design of active antenna that works in high-temperatureLi? Zhixin Yang? FengzhouYan? JinhongZhang? Jingrui

（1.iTHOR Inc， Xian 710065， China; 2.Xian Clarke Communication Technology

Co.， Ltd.， Xian 710100， China）Abstract： Based on thermal protection technology， through the design of heat insulation structure and the selection of high-temperature resistant radome and thermal insulation materials， an integrated design scheme of high-temperature resistant active antenna use on aircraft is put forward in this paper， and the thermal insulation structure is simulated and analyzed. The results show that the design scheme is feasible， which provides a reference for the design of subsequent high-temperature resistant active antenna.

Key words： active antenna; thermal protection technology; heat insulation structure; finite element analysis