臘棟 陳輝 陳彬彬 楊尚寧 包澤彬 晁京偉

(上海衛(wèi)星工程研究所,上海 201109)

目前,對(duì)于有源相控陣天線衛(wèi)星,傳統(tǒng)真空熱試驗(yàn)方法為有源相控陣天線隨衛(wèi)星平臺(tái)一起在空間環(huán)境模擬器內(nèi)進(jìn)行熱試驗(yàn)測(cè)試,完成熱試驗(yàn)驗(yàn)證[1-4]。然而,隨著航天器探測(cè)需求的提高,大型的空間系統(tǒng)也不斷應(yīng)用,有源相控陣天線面積逐步由數(shù)平米增大到十幾平米、數(shù)十平米、上百平米乃至數(shù)百平米。傳統(tǒng)將有源相控陣天線隨衛(wèi)星平臺(tái)一起開(kāi)展熱試驗(yàn)的方式,不僅經(jīng)費(fèi)需求大,而且受到空間環(huán)境模擬器設(shè)備尺寸的限制,將變得難以實(shí)現(xiàn)[5-6]。因此,需要通過(guò)局部熱試驗(yàn)來(lái)完成驗(yàn)證。

針對(duì)大型有源相控陣天線構(gòu)型特點(diǎn),本文選取可以代表其熱分布特征的局部構(gòu)件開(kāi)展模塊級(jí)真空熱試驗(yàn),并與整體真空熱試驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比,形成通過(guò)局部真空熱試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)大型有源相控陣天線熱試驗(yàn)驗(yàn)證的方法。

1 局部熱試驗(yàn)驗(yàn)證方法

大型有源相控陣天線通常由多個(gè)具有相同熱特性的模塊按一定規(guī)律排列組成子陣,子陣進(jìn)一步組成子板,多個(gè)子板最終組成天線陣,各模塊/子陣/子板熱分布具有較好的一致性,因此,可以通過(guò)局部真空熱試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)對(duì)天線陣自身所固有的接觸熱阻、導(dǎo)熱、輻射換熱等熱特性的試驗(yàn)驗(yàn)證。

模塊級(jí)/子陣級(jí)/子板級(jí)局部真空熱試驗(yàn)與全陣面及整星熱試驗(yàn)主要差異在于星體與天線陣面間的輻射換熱和天線展開(kāi)機(jī)構(gòu)等引入的漏熱源,前者可以結(jié)合仿真分析進(jìn)行確定;后者可根據(jù)已有同類(lèi)展開(kāi)機(jī)構(gòu)等漏熱源測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行確定,對(duì)于新型構(gòu)件可以通過(guò)開(kāi)展局部熱試驗(yàn)確定。

將局部真空熱試驗(yàn)與整星真空熱試驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比,基于局部真空熱試驗(yàn)修正后熱模型的計(jì)算結(jié)果與整星真空熱試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,評(píng)估基于局部真空熱試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)的有效性,形成大型相控陣天線局部真空熱試驗(yàn)驗(yàn)證方法?；谏鲜龇治?大型有源相控陣天線局部熱試驗(yàn)驗(yàn)證方法主要包括以下條件:

(1)天線陣面的熱分布應(yīng)具有規(guī)律性,可提取出代表其熱特征的局部構(gòu)件,并開(kāi)展局部熱試驗(yàn);

(2)關(guān)注局部與整體的差異,確定主導(dǎo)誤差源并予以消除,對(duì)缺乏參考的誤差源開(kāi)展局部熱試驗(yàn);

(3)采用局部熱試驗(yàn)結(jié)果修正全陣面熱模型,為大型相控陣天線熱試驗(yàn)驗(yàn)證提供支撐。

2 試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

鑒于大型有源相控陣天線規(guī)律排布的特性,可選取代表其全陣熱特征的模塊/子陣/子板開(kāi)展局部熱試驗(yàn),獲取天線陣自身所固有的接觸熱阻、導(dǎo)熱、輻射換熱等熱特性。在此,為便于說(shuō)明,以某有源相控陣天線為例進(jìn)行討論,其它同類(lèi)天線可參考研究。天線陣面主要有源單機(jī)包括發(fā)射/接收(T/R)組件、延時(shí)放大組件、二次電源和波控單元等,均布在天線陣面上,距離向(沿Y軸方向)一組天線模塊具備天線陣面熱特征。此外,天線陣的熱設(shè)計(jì)方案為以外熱流相對(duì)穩(wěn)定的對(duì)地面為散熱面;朝天面和框架包覆多層隔熱組件,隔絕空間環(huán)境和星體熱流變化對(duì)其影響;陣面內(nèi)部以天線模塊為單位,采用熱管、熱控涂層、導(dǎo)熱填料等實(shí)現(xiàn)等溫化,同時(shí)采用加熱和測(cè)溫組件進(jìn)行主動(dòng)溫控,這表明天線陣各模塊熱設(shè)計(jì)狀態(tài)一致?；诖?選取距離向一組天線模塊(圖1虛線框區(qū)域)及其所在區(qū)域的部組件為局部真空熱試驗(yàn)對(duì)象。

圖1 某大型相控陣天線陣面布局示意圖Fig.1 Layout of the large phased array antenna

試驗(yàn)件包括一體化天線模塊熱控模擬件、碳纖維框架、熱控組件、電纜等。模塊內(nèi)各組件尺寸與實(shí)際一致,并能夠模擬實(shí)際器件熱耗及熱容(質(zhì)量),模擬件之間的熱阻與實(shí)際相同,即安裝方式和安裝要求與星上產(chǎn)品要求一致。

試驗(yàn)件熱控狀態(tài)與星上產(chǎn)品保持一致,放置在真空罐中進(jìn)行真空熱試驗(yàn),如圖2所示。

圖2 局部熱試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.2 Schematic diagram of the partial thermal test system

基于局部真空熱試驗(yàn)結(jié)果,修正整星仿真模型,并對(duì)整星熱試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行預(yù)示,對(duì)比預(yù)示結(jié)果與整星真空熱試驗(yàn)結(jié)果,評(píng)估基于局部真空熱試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)的有效性,形成大型相控陣天線局部真空熱試驗(yàn)驗(yàn)證方法。

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 局部熱試驗(yàn)結(jié)果分析

低溫工況和高溫工況下局部試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表1。

1)低溫工況

天線長(zhǎng)期不工作,外熱流按低溫工況施加,控溫加熱器閉環(huán)控溫。試驗(yàn)結(jié)果表明:①天線不工作經(jīng)加熱器控溫,T/R組件平均溫度控制在-5℃;②天線在不工作的情況下依靠加熱器控制,T/R組件溫差為2.75℃。

2)高溫工況

天線按規(guī)定模式工作,外熱流按高溫工況施加,控溫加熱器閉環(huán)控溫。試驗(yàn)結(jié)果表明:①高溫工況下,T/R組件高溫不超過(guò)+20℃;②T/R組件溫差6.6℃。

表1 局部試驗(yàn)主要組件溫度結(jié)果Table 1 Temperature of main components based on partial thermal test ℃

3.2 局部與整星熱試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

低溫工況下局部試驗(yàn)與整星熱試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比見(jiàn)表2,結(jié)果表明:①局部試驗(yàn)與整星熱試驗(yàn)結(jié)果具有較好的一致性,主要部組件溫差不超過(guò)2℃;②整星熱試驗(yàn)時(shí)天線框架低溫比局部試驗(yàn)低12.8℃,這主要是由于展開(kāi)機(jī)構(gòu)所在區(qū)域天線框架無(wú)法完全用多層包覆,存在局部漏熱;③整星熱試驗(yàn)全陣面溫差比局部熱試驗(yàn)大3.25℃,其主要原因在于整星熱試驗(yàn)時(shí)方位向(沿X軸方向)尺寸增大、展開(kāi)機(jī)構(gòu)區(qū)域漏熱、星體遮擋。

高溫工況下局部試驗(yàn)與整星熱試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比見(jiàn)表3,結(jié)果表明:①局部試驗(yàn)與整星熱試驗(yàn)結(jié)果具有較好的一致性,T/R組件等有源單機(jī)溫差不超過(guò)4℃;②與低溫工況相同,整星熱試驗(yàn)時(shí)天線框架低溫比局部試驗(yàn)低13.1℃,這主要是由于展開(kāi)機(jī)構(gòu)所在區(qū)域天線框架無(wú)法完全用多層包覆,存在局部漏熱;③整星熱試驗(yàn)全陣面溫差比局部熱試驗(yàn)大3.7℃,其主要原因在于整星熱試驗(yàn)時(shí)方位向尺寸增大、展開(kāi)機(jī)構(gòu)區(qū)域漏熱、星體遮擋。

表2 低溫工況主要組件溫度結(jié)果對(duì)比Table 2 Temperature comparison between partial and whole thermal test under worst cold case ℃

表3 高溫工況主要組件溫度結(jié)果對(duì)比Table 3 Temperature comparison between partial and whole thermal test under worst hot case ℃

3.3 局部熱試驗(yàn)驗(yàn)證分析

1)試驗(yàn)驗(yàn)證情況

根據(jù)上述局部熱試驗(yàn)和整星熱試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比可知:①模塊級(jí)局部真空熱試驗(yàn)溫度與整星(全陣面)熱試驗(yàn)結(jié)果具有較好的一致性,可以有效驗(yàn)證單機(jī)的溫度范圍;②通過(guò)局部熱試驗(yàn)對(duì)天線距離向溫度一致性情況進(jìn)行了驗(yàn)證,由于全陣面狀態(tài)下存在方位向尺寸增大、衛(wèi)星平臺(tái)遮擋、展開(kāi)機(jī)構(gòu)區(qū)域漏熱等引起各模塊熱環(huán)境差異化的因素,局部熱試驗(yàn)無(wú)法直接驗(yàn)證全陣面溫度一致性,需要與熱仿真分析相結(jié)合實(shí)現(xiàn)(見(jiàn)表4)。

表4 指標(biāo)驗(yàn)證比對(duì)Table 4 Index verification comparison

2)溫度一致性影響因素分析

比較天線局部和全陣面狀態(tài)可知,其熱特性主要差異在于全陣面狀態(tài)下方位向尺寸增大,受到衛(wèi)星平臺(tái)遮擋,存在展開(kāi)機(jī)構(gòu)區(qū)域漏熱,這使得全陣面溫度一致性比局部大。

對(duì)于方位向尺寸增大的影響,由于局部與全陣面內(nèi)部物理特性、接觸換熱系數(shù)、導(dǎo)熱和輻射換熱關(guān)系等均一致,因此基于局部熱試驗(yàn)結(jié)果開(kāi)展熱仿真分析即可獲取。

衛(wèi)星平臺(tái)遮擋的影響,可通過(guò)構(gòu)建衛(wèi)星平臺(tái)與天線陣熱模型獲取,對(duì)于所述天線陣面,其主要通過(guò)-Z面與衛(wèi)星平臺(tái)進(jìn)行熱交換,該面包覆多層隔熱組件。因此,精度要求不高時(shí),通過(guò)熱仿真分析即可。精度要求較高時(shí),可與衛(wèi)星平臺(tái)熱試驗(yàn)相結(jié)合,通過(guò)衛(wèi)星平臺(tái)熱試驗(yàn)獲取熱邊界。

與方位向尺寸增大和衛(wèi)星平臺(tái)遮擋相比,展開(kāi)機(jī)構(gòu)區(qū)域漏熱的影響較為復(fù)雜,前兩者主要是物理模型/幾何模型上的差異,通過(guò)熱仿真分析即可確定,后者則需要對(duì)漏熱源進(jìn)行分析,并根據(jù)需要對(duì)局部漏熱情況進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)試,在此基礎(chǔ)上構(gòu)建熱模型,進(jìn)而經(jīng)熱仿真分析獲取漏熱影響。對(duì)于繼承性較好的展開(kāi)機(jī)構(gòu),可基于已有型號(hào)試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果獲取展開(kāi)機(jī)構(gòu)區(qū)域漏熱情況,并修正熱仿真分析模型。對(duì)于新型復(fù)雜展開(kāi)機(jī)構(gòu),則需要對(duì)展開(kāi)機(jī)構(gòu)區(qū)域開(kāi)展局部真空熱試驗(yàn),獲取其局部漏熱的影響(見(jiàn)表5)。

表5 溫度一致性影響因素分析Table 5 Influence factors of temperature consistency

3)基于局部真空熱試驗(yàn)仿真分析

基于局部試驗(yàn),并引入衛(wèi)星平臺(tái)遮擋和基于已有展開(kāi)機(jī)構(gòu)熱試驗(yàn)所獲取的漏熱影響,構(gòu)建了整星熱仿真分析模型,熱仿真分析與熱試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比見(jiàn)表6、表7,可知熱分析結(jié)果與熱試驗(yàn)結(jié)果具有很好的一致性。由此可見(jiàn),通過(guò)局部真空熱試驗(yàn),并結(jié)合熱仿真分析,可以有效實(shí)現(xiàn)大型相控陣天線系統(tǒng)的熱試驗(yàn)驗(yàn)證。

表6 仿真分析與試驗(yàn)結(jié)果低溫工況溫度結(jié)果對(duì)比Table 6 Temperature comparison between simulation and test under worst cold case ℃

表7 仿真分析與試驗(yàn)結(jié)果高溫工況溫度結(jié)果對(duì)比Table 7 Temperature comparison between simulation and test under worst hot case ℃

4)局部真空熱試驗(yàn)驗(yàn)證方法

綜合上述研究,大型相控陣天線局部真空熱試驗(yàn)驗(yàn)證首先需要對(duì)其熱特征進(jìn)行分析,選取可以代表其熱分布特征的局部構(gòu)件開(kāi)展局部真空熱試驗(yàn);其次,對(duì)局部構(gòu)件與整體系統(tǒng)之間的熱特性差異進(jìn)行分析,識(shí)別出影響溫度/溫差水平的主導(dǎo)因素,并根據(jù)需要針對(duì)主導(dǎo)漏熱源/誤差源繼承已有試驗(yàn)結(jié)果或者開(kāi)展局部真空熱試驗(yàn)獲取其影響;在此基礎(chǔ)上,將局部真空熱試驗(yàn)與仿真分析相結(jié)合,實(shí)現(xiàn)大型相控陣天線局部真空熱試驗(yàn)驗(yàn)證。

4 結(jié)束語(yǔ)

局部熱試驗(yàn)驗(yàn)證是提高航天器研制效率,節(jié)約經(jīng)濟(jì)和人力成本的重要手段。本文提出一種局部熱試驗(yàn)驗(yàn)證方法,有助于解決大型相控陣天線所面臨的空間環(huán)境模擬器尺寸受限和經(jīng)費(fèi)需求大等問(wèn)題。該方法基于對(duì)典型局部構(gòu)件和主導(dǎo)誤差源的局部熱試驗(yàn),結(jié)合熱仿真分析實(shí)現(xiàn)大型相控陣天線的熱試驗(yàn)驗(yàn)證,為大型相控陣天線熱試驗(yàn)驗(yàn)證提供支撐。后續(xù)將進(jìn)一步開(kāi)展大型復(fù)雜空間系統(tǒng)的局部熱試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)研究,進(jìn)一步解決大型化、復(fù)雜化所帶來(lái)的研制問(wèn)題。