胡小康，翟載騰，程 鋒，史奇良，葛 釗

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109）

吸波熱沉在微波雷達成像衛(wèi)星真空熱試驗中的應用

胡小康，翟載騰，程 鋒，史奇良，葛 釗

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109）

在微波雷達成像衛(wèi)星的整星真空熱試驗中，需采取特殊措施吸收SAR天線T/R組件發(fā)射出的大功率微波，以保護組件不被損傷。文章介紹了一種新型外熱流模擬裝置——吸波熱沉，兼具吸波和外熱流模擬 2方面的功能。為驗證吸波熱沉在真空熱試驗時的有效性，設計了一套驗證試驗方案，試驗結果表明：吸波熱沉可以滿足真空熱試驗的外熱流模擬精度需求，偏差在4%以內。該裝置已在某微波雷達成像衛(wèi)星的真空熱試驗中成功應用。

微波雷達成像衛(wèi)星；SAR天線；真空熱試驗；吸波熱沉；外熱流模擬；溫度控制

0 引言

微波雷達成像衛(wèi)星SAR天線陣面的發(fā)射組件對地發(fā)射微波，接收組件接收由地球表面反射回來的微波并反演出圖像，從而實現(xiàn)遙感觀測[1]。衛(wèi)星在軌工作時，SAR天線陣面發(fā)出的微波功率較大，通常達到幾千瓦甚至上萬瓦，而經過地表漫反射回到衛(wèi)星的微波功率卻是非常小的，因此天線陣面上的T/R組件的接收模塊必須具有足夠高的靈敏度。真空熱試驗用空間模擬器的內部材料一般均為金屬材料，對微波具有很好的反射效果；常用的外熱流模擬裝置有紅外加熱籠、紅外燈陣、加熱片和太陽模擬器等[2-6]。在微波雷達成像衛(wèi)星的整星真空熱試驗中，如果采取常規(guī)手段直接在真空罐中發(fā)射微波，將有較大功率的微波直接被反射回天線陣面，而T/R組件的高靈敏度接收模塊無法承受大劑量的微波輻射（會被損傷甚至燒毀），需要采取一定的措施避免該類情況的發(fā)生。

按照以往的經驗，可以通過將T/R組件接上一個有線負載來吸收發(fā)射出去的微波，將天線的無線發(fā)射模式改為有線負載模式來避免組件發(fā)射大功率微波。該種模式可以很好地保護接收模塊，但具有以下局限性：

1）試驗前后需對每個 T/R組件進行改裝，工作量大。隨著天線陣面向著大尺寸、高功耗的發(fā)展，T/R組件數量達到幾百甚至幾千個，改裝已不適用；

2）T/R組件加接有線負載后的熱耗精度有限，不能完全真實反映其在軌狀態(tài)。

目前國外關于對SAR天線進行無線模式真空熱試驗的相關文獻極少，可借鑒的經驗較為有限，這主要是因為微波成像雷達衛(wèi)星通常應用于軍事領域，各國相關機構對此類信息一般采取封鎖的態(tài)勢。從現(xiàn)有資料可以看到采用吸波材料進行 SAR天線的無線模式真空熱試驗的相關報道。據美國Emerson & Cuming公司的產品成功使用案例介紹，Eccosorb SF吸波材料已被成功應用于日本GPS衛(wèi)星、阿根廷-意大利合作的地球資源衛(wèi)星、國際海事通信衛(wèi)星IV及多顆美國衛(wèi)星的真空低溫環(huán)境試驗[7]。該種吸波材料單頻點工作且反射率低于-20 dB，但不具備外熱流模擬功能，因而不能直接用于真空熱試驗。

本文提出一種新型的外熱流模擬裝置——吸波熱沉，并設計了驗證試驗對其試驗精度進行驗證。

1 吸波熱沉方案

吸波熱沉作為一種新型外熱流模擬裝置，兼具吸波和外熱流施加2方面功能。其正面（正對天線陣面）采用吸波型材料，背面粘貼電加熱片和熱電偶用于主動溫控。因此，在天線陣面上方布置吸波熱沉，可以有效吸收發(fā)射組件發(fā)射的微波；對吸波熱沉的溫度加以控制，可以使其兼具外熱流模擬功能，滿足真空熱試驗的需要。圖1為使用吸波熱沉進行整星熱試驗的狀態(tài)。

圖1 吸波熱沉熱試驗狀態(tài)Fig. 1 Microwave absorbing heat sink in vacuum tank

吸波熱沉正面的吸波組件選擇碳化硅材料的方形尖錐結構，通過槽道與鋁板連接，并使用GD414C硅橡膠降低吸波組件與鋁板之間的熱阻。在鋁板背面粘貼電加熱片及控溫熱電偶，用于對整個吸波熱沉進行主動溫控。整個鋁板背面噴涂高發(fā)射率的黑漆，用于和真空罐的熱沉進行均勻的輻射換熱。在真空熱試驗過程中，根據試驗所需的外熱流設置吸波熱沉控溫點的目標溫度，令吸波熱沉通過輻射換熱的方式向天線陣面施加合適的外熱流，同時吸收天線陣面發(fā)射出的微波。吸波熱沉的加熱控溫實施方案如圖2所示。

圖2 吸波熱沉加熱控溫方案Fig. 2 Temperature control scheme of microwave absorbing heat sink

2 理論分析

下面理論分析SAR天線陣面所需外熱流對應的吸波熱沉的溫度，以及為了維持吸波熱沉溫度所需的加熱功率。

在軌飛行時，SAR天線波導陣面的平衡溫度取決于 SAR天線的內部熱耗以及外熱流，如圖3所示，其平衡方程為[8-11]

式中：qw′為天線吸收外熱流，W/m2；qn′為 SAR 天線內部熱耗，W/m2；εs為 SAR天線陣面表面發(fā)射率；σ為Stefan-Boltzmann常量，5.67×10-8W/(m2·K4)；Ts為SAR天線陣面平衡溫度，K。

圖3 天線在軌熱交換示意圖Fig. 3 Heat change of SAR in orbit

真空熱試驗時，SAR天線陣面與吸波熱沉之間的換熱量應等于SAR天線內部熱耗，

SAR天線陣面與吸波熱沉可看成是兩表面組成的腔體，則SAR天線陣面與吸波熱沉之間的凈輻射換熱速率為

式中：Tx為吸波熱沉表面溫度，K；εx為吸波熱沉表面發(fā)射率；As為SAR天線陣面面積，m2；Ax為吸波熱沉對天線陣面的面積，m2；Fsx為SAR天線陣面對吸波熱沉的視角系數。

吸波熱沉與SAR天線陣面組成封閉空間，則Fsx=1。吸波熱沉朝向天線陣面的一面為尖錐結構，具有較高的發(fā)射率，εx≈1。則式(2)可以表示為

將式(4)代入式(1)得：

則由式(5)可以計算出SAR天線陣面所需外熱流所對應的吸波熱沉表面溫度Tx。

以吸波熱沉為研究對象，如圖4所示，其熱平衡方程為

式中：qj為吸波熱沉的加熱功率；xε′為吸波熱沉背面發(fā)射率。由式(6)和式(4)可以得到：

則由式(7)可以計算出將吸波熱沉溫度維持在Tx所需的加熱功率。

圖4 吸波熱沉換熱關系Fig. 4 Heat change of microwave absorbing heat sink

3 吸波熱沉驗證試驗

為驗證吸波熱沉施加熱流的準確性，開展驗證試驗。衛(wèi)星在軌運行時，試驗件表面（散熱面）有一定的工作溫度范圍，單純由吸波熱沉加熱的溫升無法達到這個工作溫度范圍，必須通過加熱片為試驗件提供補償熱流。吸波熱沉外熱流驗證試驗如圖5所示。q0′為加熱片給試驗件加熱的熱流密度，q1′為到達試驗件表面的吸波熱沉熱流密度，q2′為試驗件對外散熱熱流密度。

圖5 試驗時換熱關系Fig. 5 Heat exchange of microwave absorbing heat sink in the experiment

由于相互位置關系等諸多因素作用，吸波熱沉到達試驗件表面的熱流密度q1′并不等于試驗件實際吸收熱流密度q′′吸[8]。以試驗件為研究對象，其熱平衡方程為

q2′由Stefan-Boltzmann定律得到，即

式中：ε為試驗件表面紅外發(fā)射率；T為試驗件表面溫度，K。將式(9)代入式(8)得：

根據預設試驗件表面溫度T及試驗件吸收的熱流密度q′′吸，由式(10)即可確定此工況下加熱片施加的熱流密度q0′。吸波熱沉的熱流密度由軟件通過閉環(huán)控制算法，以熱流計穩(wěn)定在q′′吸為目標進行自動調節(jié)。

試驗開始后，按照預設要求向試驗件施加熱流（含加熱片和吸波熱沉的熱流密度）。熱平衡后，如果試驗件表面溫度低于預設溫度，說明吸波熱沉熱流密度不足；如果試驗件表面溫度高于預設溫度，說明試驗件吸收的吸波熱沉熱流過多。緩慢調整熱流計的設定值，使試驗件表面溫度達到預設溫度。當試驗件表面溫度和預設溫度相等時，則吸波熱沉施加給試驗件的吸收熱流滿足要求。

通過試驗確定不同的吸收熱流下的熱流計實際響應值，即可得到吸波熱沉指定吸收熱流密度與對應的熱流計響應之間的關系，實現(xiàn)對吸波熱沉外熱流模擬準確性的驗證。

3.1 試驗件技術狀態(tài)

試驗件本體使用厚度為3 mm的鋁板。鋁板一面粘貼鍺膜模擬散熱面（發(fā)射率 0.83），并粘貼熱電偶用于監(jiān)視試驗件溫度；另一面均勻粘貼加熱片后使用30層的多層隔熱組件隔熱，鋁板邊緣也使用多層隔熱，并在多層隔熱組件上粘貼熱電偶以便考察多層的漏熱情況。熱流計的安裝方式有支架懸空安裝和安裝于試驗件表面2種。懸空安裝的熱流計支架安裝于擋板上，距離試驗件表面約20 mm。

3.2 試驗步驟

試驗工況具體設置和實施步驟為：

1）擬定不同吸收外熱流密度下試驗件表面的目標溫度。

2）由吸收外熱流密度計算得到吸波熱沉控制的熱流計溫度，由試驗件表面的目標溫度和吸收外熱流密度計算得到試驗件加熱占需提供的熱流密度，進而可以得到試驗件加熱片的加熱電流。以計算得到的熱流計溫度和試驗件加熱片電流作為工況輸入條件，施加工況。

3）維持試驗件加熱片熱流密度，即保持加熱片電流不變，通過調整吸波熱沉控制熱流計的溫度來調整吸波熱沉熱流密度，使熱平衡后試驗件表面平均溫度和設定的目標溫度接近。

最終，根據試驗結果評估驗證吸波熱沉外熱流模擬的準確性。判據為試驗件實際吸收外熱流密度與第1步中提供的吸收外熱流密度間的偏差小于5%。

3.3 工況設置

吸波熱沉外熱流驗證試驗工況如表1所示。

表1 試驗工況Table 1 Summary of the test conditions

3.4 驗證試驗結果

試驗結果匯總如表2所示。

表2 試驗結果匯總Table 2 Summary of the experimental results

由表2可以看出，試驗施加外熱流密度與試驗件實際吸收外熱流密度比較接近，偏差均在4%以內。這表明，使用吸波熱沉作為外熱流模擬裝置可以滿足真空熱試驗的精度需求。

4 結束語

本文介紹的適用于微波雷達成像衛(wèi)星SAR天線真空熱試驗的外熱流模擬裝置，兼具吸波和外熱流模擬的功能，其外熱流模擬精度已經得到了試驗驗證。該裝置已成功應用于某微波雷達成像衛(wèi)星整星真空試驗，并在在軌飛行試驗中得到了進一步驗證，可推廣應用于后續(xù)微波雷達成像衛(wèi)星及其他有吸波需求的真空熱試驗。

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[1] 魏鐘銓. 合成孔徑雷達衛(wèi)星[M]. 北京: 科學出版社,2001: 1-10

[2] 陳忠燦, 承磊, 王天祥, 等. 空間熱環(huán)境模擬技術的發(fā)展和研究現(xiàn)狀[J]. 低溫技術, 2016, 44(4): 6-13 CHEN Z C, CHENG L, WANG T X, et al. Development and status of space thermal environment simulation researches[J]. Cryogenics, 2016, 44(4): 6-13

[3] 楊曉寧, 孫玉瑋. 利用紅外加熱籠進行低熱流模擬的設計方法研究[J]. 航天器環(huán)境工程, 2007, 24(6):374-376 YANG X N, SUN Y W. Simulating low flux on spacecraft surface by using infrared heating cage[J].Spacecraft Environment Engineering, 2007, 24(6):374-376

[4] 柳曉寧, 郭鵬, 申彬, 等. 紅外加熱棒式外熱流模擬器在航天器真空熱試驗中的性能分析[J]. 航天器環(huán)境工程, 2015, 32(4): 419-423 LIU X N, GUO P, SHEN B, et al. The external-heat simulator with infrared heating rod for spacecraft thermal vacuum tests[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2015, 32(4): 419-423

[5] 尹曉芳, 劉守文, 郄殿福. 紅外燈熱流分布試驗研究[J].航天器環(huán)境工程, 2010, 27(1): 63-66 YIN X F, LIU S W, QIE D F. Experimental research of the radiant heat flux produced by an infrared lamp[J].Spacecraft Environment Engineering, 2010, 27(1): 63-66

[6] 楊林華. 大型太陽模擬器研制技術綜述[J]. 航天器環(huán)境工程, 2012, 29(2): 173-178 YANG L H. Large solar simulator development technologies[J]. Spacecraft Environment Engineering,2012, 29(2): 173-178

[7] Eccosorb SF used in thermal vacuum chambers for ground based satellite testing[EB/OL]. [2017-02-10].http://www.eccosorb.eu/cases/eccosorb-sf-used-thermalvacuum-chambers-ground-based-satellite-testing, 2014-06-23

[8] INCROPERA F P, DEWITT D P, BERGMAN T L, et al.Fundamentals of heat and mass transfer[M]. New York:John Wiley, 2007: 4-17

[9] 楊世銘, 陶文銓. 傳熱學[M]. 4版. 北京: 高等教育出版社, 2006: 239-245

[10] 侯增祺, 胡金剛. 航天器熱控制技術[M]. 北京: 中國科學技術出版社, 2007: 125-128

[11] 黃本誠, 馬有禮. 航天器空間環(huán)境試驗技術[M]. 北京:國防工業(yè)出版社, 2002: 25-30

Application of microwave absorbing heat sink in the thermal vacuum test of microwave radar imaging satellite

HU Xiaokang, ZHAI Zaiteng, CHENG Feng, SHI Qiliang, GE Zhao
(Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 201109, China)

In the vacuum thermal test for the SAR satellite, special measures should be taken to absorb the high power microwave emitted by the transmitter-receiver subassembly to protect it from damage. This paper introduces a new heat flux simulation device, with the functions of both absorbing the wave and simulating the heat flux. In order to verify the validity of the microwave absorbing heat sink, a calibration experiment is carried out. The experimental results show that the heat sink can meet the requirements of external flux precision for the thermal vacuum test, with a bias not more than 4%. The heat sink has been successfully applied in the thermal vacuum test of a SAR satellite.

microwave radar imaging satellite; SAR antenna; thermal vacuum test; microwave absorbing heat sink; external heat flux simulation; temperature control

V416.5

A

1673-1379(2017)05-0505-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.05.009

2017-03-20；

2017-08-24

國家重大科技專項工程

胡小康, 翟載騰, 程鋒, 等. 吸波熱沉在微波雷達成像衛(wèi)星真空熱試驗中的應用[J]. 航天器環(huán)境工程, 2017, 34(5):505-509

HU X K, ZHAI Z T, CHENG F, et al. Application of microwave absorbing heat sink in the thermal vacuum test of microwave radar

imaging satellite[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(5): 505-509

（編輯：馮露漪）

胡小康（1985—），男，博士學位，從事航天器熱設計工作。E-mail: huxk@mail.ustc.edu.cn。