何立臣，洪 元，楊立明，遲百宏

（北京衛(wèi)星信息工程研究所，北京 100086）

0 引言

隨著信息技術(shù)和微電子技術(shù)的飛速發(fā)展，雷達(dá)天線作為現(xiàn)代戰(zhàn)場(chǎng)上的“眼睛”，日益呈現(xiàn)出高性能化、微小型化以及高集成度的發(fā)展趨勢(shì)。有源相控陣?yán)走_(dá)天線因具有探測(cè)距離遠(yuǎn)、多目標(biāo)搜索與跟蹤精度高、抗干擾能力強(qiáng)、波束的形成與指向靈活等優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用在戰(zhàn)機(jī)預(yù)警和火控、衛(wèi)星成像、戰(zhàn)場(chǎng)偵察和地面防空等領(lǐng)域，代表了現(xiàn)代雷達(dá)天線的發(fā)展方向。

有源相控陣天線在不斷發(fā)展的同時(shí)面臨嚴(yán)峻的散熱問題。美國海軍預(yù)計(jì)未來雷達(dá)上T/R 組件的熱流密度有可能超過1000W/cm。而有源相控陣天線包含大量T/R 組件，這些組件中的功率放大器和低噪聲放大器等有源器件對(duì)溫度十分敏感，溫度過高將導(dǎo)致器件工作性能急劇惡化甚至燒毀；此外，大量分布的T/R 組件形成的天線陣面溫度不均勻?qū)⒁鹣辔徊灰恢拢绊懱炀€的空間波束合成性能，使電子掃描出現(xiàn)偏差。因此，對(duì)有源相控陣天線進(jìn)行高效冷卻，以確保T/R 組件上的器件結(jié)溫低于允許值以及天線陣面的溫度均勻具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。

本文從有源相控陣天線架構(gòu)出發(fā)，對(duì)國內(nèi)外相控陣天線冷卻技術(shù)研究進(jìn)展及發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行綜述，總結(jié)相控陣天線常用的冷卻方法，在此基礎(chǔ)上提出針對(duì)不同應(yīng)用場(chǎng)景相控陣天線的冷卻方法或組合，以期為相控陣天線熱設(shè)計(jì)人員提供參考。

1 有源相控陣天線架構(gòu)

相控陣天線的一般架構(gòu)形式包括磚塊式、刀片式和瓦片式3 種，如圖1所示。

圖1 有源相控陣天線架構(gòu)Fig.1 Architectures of active electronically scanned antenna

磚塊式和刀片式天線架構(gòu)的有源電路平面均與天線陣面口徑垂直，有源電路平面橫向組裝。刀片式架構(gòu)是磚塊式架構(gòu)的變形：磚塊式是二維擴(kuò)展陣列結(jié)構(gòu)，而刀片式則為一維擴(kuò)展結(jié)構(gòu)。磚塊式和刀片式天線架構(gòu)體積大、集成度低、制造工藝簡(jiǎn)單，適用于低頻段、陣元間距大的天線，是當(dāng)前技術(shù)發(fā)展成熟、應(yīng)用最為普遍的天線架構(gòu)形式。

瓦片式天線架構(gòu)的有源電路平面與天線陣面口徑平行，采用縱向疊層方法進(jìn)行系統(tǒng)集成組裝，適用于高頻段、陣元間距小的天線。瓦片式架構(gòu)是新一代天線架構(gòu)，結(jié)構(gòu)緊湊、集成度高，能夠?qū)崿F(xiàn)天線輕薄化，易于與載體共形，是未來相控陣天線的發(fā)展方向；但實(shí)現(xiàn)難度大，需要重點(diǎn)解決層間垂直互聯(lián)、高密度集成以及散熱等關(guān)鍵技術(shù)。

對(duì)于每一種相控陣天線架構(gòu)形式，其冷卻方法都是靈活多樣的，并沒有統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)，設(shè)計(jì)的準(zhǔn)則都是以最簡(jiǎn)單可靠的方法滿足冷卻需求。磚塊式和刀片式天線架構(gòu)在陣面深度方向上可利用的空間大，具有更好的冷卻條件；而瓦片式天線架構(gòu)冷卻空間受限，因而對(duì)冷卻的要求更高。當(dāng)前，各天線架構(gòu)的冷卻技術(shù)都朝著結(jié)構(gòu)功能一體化方向發(fā)展，即將冷卻功能集成到滿足支撐承載的天線結(jié)構(gòu)上。

2 有源相控陣天線冷卻技術(shù)研究進(jìn)展及發(fā)展趨勢(shì)

在不同裝載平臺(tái)上的相控陣天線所處的環(huán)境條件差異很大，且具有不同的結(jié)構(gòu)形式、特點(diǎn)和工作熱流，相應(yīng)地，其冷卻方法也不盡相同。下面分別從地面、車載、艦載、機(jī)載、彈載和星載等平臺(tái)角度對(duì)國內(nèi)外公開報(bào)道的相控陣天線冷卻技術(shù)及相關(guān)研究進(jìn)展進(jìn)行綜述。

2.1 地面相控陣天線冷卻技術(shù)

地面相控陣天線一般為固定在地面建筑物上的大型遠(yuǎn)程預(yù)警雷達(dá)天線，陣面口徑大、陣元數(shù)量多，發(fā)熱功耗高。

國外典型的遠(yuǎn)程預(yù)警雷達(dá)天線主要有美國的“鋪路爪”PAVEPAWSAN/FPS-115、升級(jí)預(yù)警雷達(dá)UEWRAN/FPS-132 以及俄羅斯的Voronezh-DM等。“鋪路爪”PAVEPAWSAN/FPS-115 采用強(qiáng)迫液冷與強(qiáng)迫風(fēng)冷相結(jié)合的冷卻方法：正常情況下采用強(qiáng)迫液冷的主冷卻系統(tǒng)，當(dāng)主冷卻系統(tǒng)發(fā)生故障時(shí)采用強(qiáng)迫風(fēng)冷的輔助冷卻系統(tǒng)。

國內(nèi)方面，王建峰介紹了某大型地面固定式相控陣?yán)走_(dá)的液冷系統(tǒng)，通過借鑒建筑樓宇供暖系統(tǒng)相關(guān)技術(shù)方法，確定了液冷系統(tǒng)流程。冷卻系統(tǒng)由水泵、末端冷卻機(jī)組、儲(chǔ)水柜、膨脹水箱、冷板、管網(wǎng)系統(tǒng)以及檢測(cè)和控制系統(tǒng)等組成。實(shí)際運(yùn)行評(píng)估表明該冷卻系統(tǒng)的散熱能力達(dá)到設(shè)計(jì)要求。該冷卻系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法已成功應(yīng)用于多個(gè)大型相控陣?yán)走_(dá)系統(tǒng)。

2.2 車載相控陣天線冷卻技術(shù)

車載相控陣天線的布置通常較為靈活：車載平臺(tái)機(jī)動(dòng)性強(qiáng)，則天線陣面口徑小、陣元數(shù)量少，發(fā)熱功耗低；車載平臺(tái)機(jī)動(dòng)性弱，則天線陣面口徑大、陣元數(shù)量多，發(fā)熱功耗高。大口徑陣面天線運(yùn)輸時(shí)折疊，工作時(shí)展開。

國外典型的車載相控陣天線有美國雷神公司開發(fā)的末段高空區(qū)域防御系統(tǒng)THAADAN/TPY-2和以色列Elta 公司開發(fā)的GreenPineEL/M-2080，均采用液體冷卻系統(tǒng)進(jìn)行散熱。THAAD 相控陣天線（X 頻段）的強(qiáng)迫液冷系統(tǒng)如圖2所示：冷卻工質(zhì)分配至所有T/R 單元組合體、子陣模塊、AC/DC轉(zhuǎn)換器及波束控制單元。T/R 單元組合體中的T/R組件以2 列16 單元背對(duì)背安裝在內(nèi)置冷板兩側(cè)，冷板中的流動(dòng)通道呈彎曲狀以確保單元內(nèi)溫度均勻。

圖2 THAAD 冷卻系統(tǒng)[12]Fig.2 The cooling system of THAAD[12]

國內(nèi)方面，韓文峰等針對(duì)某采用“凹”字型艙體的高機(jī)動(dòng)車載小陣面相控陣?yán)走_(dá)天線的散熱需求，設(shè)計(jì)研制了一種強(qiáng)迫風(fēng)冷系統(tǒng)，其天線艙體風(fēng)路如圖3 所示，雷達(dá)T/R 組件冷卻采用靜壓送風(fēng)。對(duì)整個(gè)散熱系統(tǒng)進(jìn)行熱仿真分析以及工程化實(shí)測(cè)，驗(yàn)證了該設(shè)計(jì)方法和過程的正確性。

圖3 某高機(jī)動(dòng)車載天線艙體風(fēng)路示意[14]Fig.3 Air channel of vehicle-borne antenna cabin[14]

2.3 艦載相控陣天線冷卻技術(shù)

艦載平臺(tái)振動(dòng)沖擊嚴(yán)重、環(huán)境條件惡劣，但空間尺寸限制小。根據(jù)要實(shí)現(xiàn)的功能不同，艦載相控陣天線的陣面口徑、陣元數(shù)量、發(fā)熱功耗均有所不同；同時(shí)，艦載相控陣天線需要解決“三防”（防潮濕、防霉菌、防鹽霧）問題，一般將天線制成密封箱體結(jié)構(gòu)，與外界環(huán)境隔離，并控制箱體內(nèi)的溫度和濕度條件。

國外典型的艦載相控陣天線有美國Zumwaltclass 導(dǎo)彈驅(qū)逐艦DDG-1000 裝備的AN/SPY-3 和英國45 型驅(qū)逐艦裝備的SAMPSON 等。SAMPSON艦載多功能雷達(dá)有源相控陣天線（S 頻段）采用強(qiáng)迫風(fēng)冷散熱方法，如圖4所示，系統(tǒng)先通過風(fēng)扇將天線底部吸入的冷空氣吹向天線兩個(gè)陣面間的空隙，產(chǎn)生的靜壓力迫使空氣通過模組面罩（噴射板）上的小孔形成空氣射流直接沖擊待冷卻的部件；之后熱空氣被排出到底部的熱交換器，由熱交換器內(nèi)的冷水將熱量帶走，最終實(shí)現(xiàn)對(duì)天線陣面的持續(xù)有效散熱。

圖4 SAMPSON 多功能雷達(dá)天線冷卻系統(tǒng)[15]Fig.4 The cooling system for SAMPSON multi-function radar antenna[15]

國內(nèi)方面，羅震在某艦載有源相控陣?yán)走_(dá)冷卻系統(tǒng)研制過程中，選擇孔板靜壓送風(fēng)的方式實(shí)現(xiàn)均勻送風(fēng)。戶艷等設(shè)計(jì)了一種艦載相控陣天線強(qiáng)迫風(fēng)冷散熱系統(tǒng)，如圖5 所示。

圖5 某艦載相控陣天線的強(qiáng)迫風(fēng)冷散熱系統(tǒng)[17]Fig.5 The air cooling system for a shipborne AESA[17]

該艦載相控陣天線陣面呈菱形分布169 個(gè)T/R組件，分15 層放置在天線結(jié)構(gòu)框架后面，形成15 個(gè)陣面流道；在結(jié)構(gòu)框架兩側(cè)開設(shè)進(jìn)風(fēng)口和出風(fēng)口，再配以風(fēng)機(jī)、導(dǎo)流管和通風(fēng)管道構(gòu)成整個(gè)風(fēng)冷系統(tǒng)。分析風(fēng)冷作用下天線陣面的熱性能，通過數(shù)值仿真對(duì)天線結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)選，并進(jìn)行陣面散熱模擬實(shí)驗(yàn)，證明該強(qiáng)迫風(fēng)冷散熱系統(tǒng)基本可以滿足相控陣天線的散熱需求。

2.4 機(jī)載相控陣天線冷卻技術(shù)

機(jī)載相控陣天線包括應(yīng)用于戰(zhàn)斗機(jī)平臺(tái)的火控雷達(dá)天線以及應(yīng)用于運(yùn)輸機(jī)或客機(jī)平臺(tái)的預(yù)警雷達(dá)天線。戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)頭空間受限，機(jī)載火控雷達(dá)相控陣天線陣面口徑小、熱流密度高；而運(yùn)輸機(jī)或客機(jī)平臺(tái)空間大，機(jī)載預(yù)警雷達(dá)天線結(jié)構(gòu)形式多樣，包括機(jī)頂圓盤、機(jī)頂平衡木或機(jī)身共形，不同結(jié)構(gòu)形式的天線陣面口徑和熱耗差別很大。

國外典型的機(jī)載火控雷達(dá)相控陣天線有美國F-22 戰(zhàn)斗機(jī)裝備的AN/APG-77，F(xiàn)-35 戰(zhàn)斗機(jī)裝備的AN/APG-81，日本F-2 戰(zhàn)斗機(jī)裝備的J/APG-2 以及俄羅斯“米格-35”戰(zhàn)斗機(jī)裝備的Zhuk-AE；典型的機(jī)載預(yù)警雷達(dá)天線有以色列Phalcon 共形天線。其中，美國的AN/APG-77 和俄羅斯的Zhuk-AE 均采用強(qiáng)迫液冷方法。

國內(nèi)方面，錢宣等介紹了某X 波段機(jī)載刀片式有源相控陣火控雷達(dá)天線陣面及其冷卻系統(tǒng)，如圖6(a)所示，天線陣面包括有源線陣、陣面框架和后端功能部件3 部分，其冷卻系統(tǒng)為強(qiáng)迫液冷，由分水靜壓腔和并聯(lián)的冷板組成；分水靜壓腔與陣面框架為一體化設(shè)計(jì)，并聯(lián)的冷板兼作有源線陣的支撐結(jié)構(gòu)，T/R 組件貼裝在冷板兩側(cè)面。羅曉宇等針對(duì)某小體積、高熱流Ka 頻段有源相控陣天線提出一種將液冷流道置于天線底板的冷卻方案，如圖6(b)所示，天線底板采用結(jié)構(gòu)功能一體化設(shè)計(jì)；仿真分析和天線模塊實(shí)際測(cè)試均表明該方法合理可行。譚慧針對(duì)某機(jī)載Ka 頻段瓦片式相控陣天線提出一種蛛網(wǎng)型微通道強(qiáng)化傳熱拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，如圖6(c)所示；研究結(jié)果表明，與平直微通道相比，蛛網(wǎng)型微通道結(jié)構(gòu)不僅可以降低芯片最高溫度，還能改善芯片陣列之間的溫度均勻性。

圖6 機(jī)載相控陣天線冷卻系統(tǒng)Fig.6 Cooling systems of airborne AESA

2.5 彈載相控陣天線冷卻技術(shù)

導(dǎo)彈在超聲速、高超聲速飛行時(shí)會(huì)產(chǎn)生氣動(dòng)加熱，環(huán)境條件非常惡劣，而且彈體空間狹小、不具備強(qiáng)制冷卻條件。彈載相控陣天線的陣面口徑小、工作頻段高、熱流密度高，且具有多工況工作的特點(diǎn)，上彈工作時(shí)間較短，大部分時(shí)間為地面試驗(yàn)或維護(hù)維修。

國外彈載相控陣天線及其熱控設(shè)計(jì)鮮有公開報(bào)道。

國內(nèi)方面，鄭雪曉針對(duì)彈載雷達(dá)相控陣天線多工況工作的需求，提出一種基于楔形鎖緊裝置的可快速更換換熱單元的天線前端熱控方法，如圖7(a)所示，分別采用石蠟/石墨復(fù)合相變材料和強(qiáng)迫液冷方法對(duì)天線前端上彈后短時(shí)工作進(jìn)行瞬態(tài)熱控和在地面測(cè)試試驗(yàn)長(zhǎng)時(shí)間工作進(jìn)行穩(wěn)態(tài)熱控；仿真和試驗(yàn)均表明，可更換換熱單元滿足天線前端穩(wěn)態(tài)、瞬態(tài)多工況工作的要求。何智航為某彈載相控陣天線設(shè)計(jì)了一種與天線陣面一體化設(shè)計(jì)的熱管?相變材料復(fù)合熱控裝置，包括熱管、熱管翅片、相變材料和儲(chǔ)熱器4 部分，如圖7(b)所示，熱管一端焊接在天線陣面上，另一端焊接熱管翅片后密封在儲(chǔ)熱器內(nèi)部，相變材料填充滿儲(chǔ)熱器的剩余空間；對(duì)該熱控裝置的熱控過程進(jìn)行數(shù)值模擬及試驗(yàn)測(cè)試顯示，兩者溫度最大偏差不超過15%，說明熱管相變材料復(fù)合熱控裝置方案合理可行。

圖7 彈載相控陣天線熱控裝置Fig.7 Thermal control device for missile-borne AESA

2.6 星載相控陣天線冷卻技術(shù)

衛(wèi)星繞地球飛行時(shí)周期性經(jīng)過光照區(qū)和陰影區(qū)，使得星載相控陣天線處于大溫度范圍冷熱交變環(huán)境，除了要在高溫條件下散熱，還要在低溫條件下保溫。此外，衛(wèi)星平臺(tái)對(duì)天線重量和體積有嚴(yán)格約束，陣面尺寸小的天線可以與衛(wèi)星平臺(tái)進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，而陣面尺寸大的天線則需要設(shè)計(jì)成可展開結(jié)構(gòu)形式，發(fā)射時(shí)收攏，入軌后展開。

國外典型的星載相控陣天線有加拿大商業(yè)SAR衛(wèi)星Radarsat-2、德國的Terra SAR 衛(wèi)星等裝載的相控陣天線。Radarsat-2 衛(wèi)星的相控陣天線采用多層隔熱組件、熱管網(wǎng)絡(luò)、加熱器和選擇輻射散熱表面等常規(guī)技術(shù)成功實(shí)現(xiàn)了熱控目標(biāo)。TerraSAR-X 衛(wèi)星及其有源相控陣天線，通過采用碳纖維增強(qiáng)塑料波導(dǎo)輻射器（圖8(a)）、溫度補(bǔ)償T/R 組件、專業(yè)的校正系統(tǒng)、多層隔熱組件、軟件控制加熱器，在空間環(huán)境下展現(xiàn)出良好的熱穩(wěn)定性。Vrable 等針對(duì)強(qiáng)質(zhì)量約束條件下低軌天基雷達(dá)被地球遮擋處于陰影期時(shí)的保溫問題，提出了完全被動(dòng)、輕質(zhì)高效的相變材料熱控方法，相變材料大的潛熱容量能夠提供高的能量存儲(chǔ)，輕質(zhì)、高導(dǎo)熱和多孔泡沫碳骨架在熱能存儲(chǔ)和釋放時(shí)能夠提供高效傳熱，以維持天線陣面結(jié)構(gòu)及溫度敏感電子元器件在整個(gè)軌道周期近等溫運(yùn)行。日本NECTOSHIBA Space Systems公司聯(lián)合早稻田大學(xué)等單位，將環(huán)路熱管（looped heatpipe,LHP）技術(shù)應(yīng)用于相控陣天線熱控制設(shè)計(jì)中，研制出由脈動(dòng)熱管制成的環(huán)路熱管板，如圖8(b)所示；并通過與天線板進(jìn)行結(jié)合開展了相應(yīng)的熱試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)環(huán)路熱管板一側(cè)的溫升只有幾攝氏度，熱導(dǎo)率比典型的鋁合金至少要高出10～20 倍，確認(rèn)了環(huán)路熱管對(duì)于低地球軌道熱環(huán)境下的相控陣天線具備優(yōu)良的熱控性能。Parlak 等描述了一種采用軸向槽道熱管冷卻相控陣天線的工程模型，如圖8(c)所示，該相控陣天線安裝在運(yùn)行于地球同步軌道的衛(wèi)星平臺(tái)上，固態(tài)功率放大器的熱功耗達(dá)到578W，采用4 個(gè)軸向槽道熱管將熱量從固態(tài)功放傳遞到輻射散熱器。

圖8 國外星載相控陣天線熱控組件Fig.8 Thermal control components of foreign spaceborne AESA

國內(nèi)方面，張傳強(qiáng)等采用被動(dòng)和主動(dòng)相結(jié)合的熱控方法對(duì)“高分三號(hào)”衛(wèi)星平板有源相控陣SAR 天線進(jìn)行了詳細(xì)的熱控設(shè)計(jì)。熱控方法包括選取合理的散熱面，布置正交熱管網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)有效的熱擴(kuò)散，包覆多層隔熱材料，以及采用智能隨動(dòng)控溫方法解決不同工作模式切換、空間外熱流變化、輻射耦合帶來的溫差問題。通過熱仿真分析、地面熱平衡試驗(yàn)和在軌測(cè)試對(duì)上述熱控措施的有效性進(jìn)行了驗(yàn)證，結(jié)果表明天線溫度和溫差均滿足要求，設(shè)計(jì)方法可為大功率有源合成孔徑雷達(dá)天線熱設(shè)計(jì)提供借鑒。

2.7 相控陣天線冷卻新興技術(shù)

飛機(jī)、導(dǎo)彈和衛(wèi)星等空天飛行器平臺(tái)所要求的體積小、重量輕以及共形等強(qiáng)約束條件迫使相控陣天線的集成度進(jìn)一步提升，天線的散熱問題面臨更為嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。為此，發(fā)展出射頻收發(fā)前端內(nèi)嵌微通道或?qū)⑽⑼ǖ琅c天線陣面、T/R 組件進(jìn)行一體化高密度集成的散熱方法。

德國衛(wèi)星通信與無線電技術(shù)公司（IMSTGmbH）研發(fā)了一款Ka 頻段8×8 陣列的相控陣T/R 前端模塊，如圖9 所示，該組件采用17 層低溫共燒陶瓷（low temperature co-fired ceramic,LTCC）制作而成，在LTCC 基板內(nèi)集成了微流道水冷系統(tǒng)。

圖9 Ka 頻段8×8 陣列相控陣T/R 前端模塊[34]Fig.9 Ka band 8×8 phased array T/R front-end module[34]

國內(nèi)方面，尹華設(shè)計(jì)了一款X 頻段相控陣收發(fā)前端，采用27 層LTCC 基板制作，體積僅為62.4mm×62.5mm×2.7mm，在LTCC基板內(nèi)內(nèi)嵌水冷微流道進(jìn)行散熱，實(shí)測(cè)證實(shí)該內(nèi)嵌微流道散熱結(jié)構(gòu)具備優(yōu)良的散熱能力。李燚針對(duì)某結(jié)構(gòu)功能一體化相控陣天線射頻收發(fā)組件，設(shè)計(jì)基于LTCC 的微通道液冷系統(tǒng)，并開展穩(wěn)態(tài)對(duì)流傳熱冷卻實(shí)驗(yàn)，實(shí)測(cè)顯示該冷卻系統(tǒng)可以有效實(shí)現(xiàn)天線射頻芯片冷卻。何慶強(qiáng)等針對(duì)空天飛行器的平臺(tái)要求提出一種相控陣天線射頻電路一體化高密度集成設(shè)計(jì)方法，采用LTCC 技術(shù)將有源相控陣天線的天線陣面、T/R 組件、饋電網(wǎng)絡(luò)和熱控裝置進(jìn)行一體化高密度集成，如圖10 所示，在高密度集成射頻電路內(nèi)部設(shè)計(jì)流道，將射頻電路內(nèi)部熱源產(chǎn)生的熱量經(jīng)導(dǎo)熱金屬柱傳導(dǎo)至微流道，進(jìn)而經(jīng)液體循環(huán)導(dǎo)出；熱設(shè)計(jì)仿真和實(shí)物測(cè)試證明，該設(shè)計(jì)方法能夠?yàn)橄嗫仃囂炀€有效散熱。

圖10 射頻電路一體化集成設(shè)計(jì)[37]Fig.10 Integration design of RF circuit[37]

由于微通道集成在射頻前端多層LTCC 基板內(nèi)，故應(yīng)用時(shí)需要克服以下問題：在層壓和燒結(jié)成型時(shí)控制微通道變形；防止液體工質(zhì)在層間泄漏；減小工質(zhì)與射頻芯片間的熱阻。

2.8 相控陣天線冷卻技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)分析

相控陣天線在不同的裝載平臺(tái)有不同的特點(diǎn)，相互之間無法直接進(jìn)行比較。但總的來講，相控陣天線的結(jié)構(gòu)尺寸和質(zhì)量越來越小，工作頻段、熱耗和熱流密度越來越高，維持其優(yōu)異性能對(duì)相應(yīng)的冷卻技術(shù)持續(xù)構(gòu)成挑戰(zhàn)。相控陣天線冷卻技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)表現(xiàn)為：

1）天線熱設(shè)計(jì)更多地從自然冷卻、強(qiáng)迫風(fēng)冷轉(zhuǎn)向強(qiáng)迫液冷；

2）強(qiáng)迫液冷的實(shí)現(xiàn)方式呈現(xiàn)由常規(guī)尺度通道向微尺度通道的轉(zhuǎn)變；

3）熱管、相變材料等相變冷卻技術(shù)逐漸得到較多的應(yīng)用。

3 相控陣天線冷卻方法對(duì)比

從以上國內(nèi)外研究進(jìn)展情況來看，相控陣天線常用的冷卻方法主要為自然冷卻、強(qiáng)迫風(fēng)冷、強(qiáng)迫液冷、熱管、相變材料和微通道冷卻，現(xiàn)將各冷卻方法的優(yōu)缺點(diǎn)以及適用范圍進(jìn)行總結(jié)，見表1。

表1 相控陣天線常用冷卻方法對(duì)比Table1 Comparisons of common cooling methods for AESA

上述各種冷卻方法都有各自的優(yōu)缺點(diǎn)，適用條件也有很大差別。自然冷卻、強(qiáng)迫風(fēng)冷和強(qiáng)迫液冷是相控陣天線最常采用的冷卻方法，熱管在星載相控陣天線上應(yīng)用廣泛，相變材料在彈載和星載天線上有較多的應(yīng)用，而微通道冷卻尚未得到大規(guī)模推廣應(yīng)用。在工程實(shí)踐中，應(yīng)根據(jù)各冷卻技術(shù)的能力、特點(diǎn)以及可實(shí)現(xiàn)性，結(jié)合具體應(yīng)用場(chǎng)景合理選用。

4 相控陣天線冷卻方法選擇

相控陣天線冷卻方法的選擇不是絕對(duì)的，同一類天線可以采用不同的冷卻方法，也可以是2 種或2 種以上冷卻方法的復(fù)合。針對(duì)某一具體的相控陣天線而言，其冷卻方式需要根據(jù)裝載平臺(tái)條件，以及天線本身的架構(gòu)、具體結(jié)構(gòu)形式、工作頻段、熱流密度等綜合確定。根據(jù)前文介紹的國內(nèi)外不同裝載平臺(tái)相控陣天線所采用的冷卻方法，分析各裝載平臺(tái)及天線特點(diǎn)，給出相控陣天線推薦選用的冷卻方法，見表2。

表2 不同裝載平臺(tái)相控陣天線冷卻方法推薦Table2 Recommended cooling methods for AESA of different platforms

天線冷卻方法確定之后，需要開展包括理論計(jì)算和數(shù)值仿真在內(nèi)的詳細(xì)熱設(shè)計(jì)，后續(xù)還要進(jìn)行相應(yīng)的熱試驗(yàn)。

5 結(jié)束語

相控陣天線不斷朝小型化、高集成的方向發(fā)展，對(duì)高熱功耗和高熱流密度冷卻產(chǎn)生迫切需求，微通道冷卻和熱管、相變材料等相變冷卻因能更好地滿足這一冷卻需求而顯現(xiàn)出極大的應(yīng)用優(yōu)勢(shì)；但也應(yīng)該看到，在基礎(chǔ)理論或技術(shù)可靠性、穩(wěn)定性等方面，微通道冷卻和相變冷卻還存在一定的問題。微通道冷卻由于受到通道材料、加工工藝、表面特性、工質(zhì)種類以及微尺度效應(yīng)等眾多因素影響，不同學(xué)者所得到的研究結(jié)論并不一致，甚至差異很大；微通道冷卻理論，尤其是微通道兩相沸騰理論總體上發(fā)展較為滯后，限制了微通道冷卻技術(shù)的大規(guī)模推廣應(yīng)用。熱管在星載天線熱控方面應(yīng)用十分普遍，但在其他平臺(tái)天線上應(yīng)用的較少。相變材料還存在導(dǎo)熱性差和相變后易泄漏等問題。

綜合相控陣天線冷卻技術(shù)現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢(shì)，本文提出如下發(fā)展方向或研究建議：

1）加快微通道冷卻基礎(chǔ)理論研究并開展微通道拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)，努力推動(dòng)其在相控陣天線冷卻方面的應(yīng)用，應(yīng)用形式包括微通道冷板以及微通道與射頻電路一體化集成；

2）開展相控陣天線結(jié)構(gòu)功能一體化設(shè)計(jì)，將冷卻與結(jié)構(gòu)深度耦合，提高天線的集成度，以適應(yīng)不斷收緊的尺寸重量約束；

3）利用增材制造技術(shù)，發(fā)展柵格、點(diǎn)陣等超輕量化冷卻功能結(jié)構(gòu)，如蜂窩或點(diǎn)陣夾芯熱管結(jié)構(gòu)、相變儲(chǔ)能結(jié)構(gòu)、主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，以滿足相控陣天線冷卻?承載?輕量化多功能集成需求。