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,對于有源相控陣天線衛(wèi)星,傳統(tǒng)真空熱試驗方法為有源相控陣天線隨衛(wèi)星平臺一起在空間環(huán)境模擬器內(nèi)進行熱試驗測試,完成熱試驗驗證[1-4]。然而,隨著航天器探測需求的提高,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)星平臺一起開展熱試驗的方式,不僅經(jīng)費需求大,而且受到空間環(huán)境模擬器設(shè)備尺寸的限制,將變得難以實現(xiàn)[5-6]。因此,需要通過局部熱試驗來完成驗證。

針對大型有源相控陣天線構(gòu)型特點,本文選取可以代表其熱分布特征的局部構(gòu)件開展模塊級真空熱試驗,并與整體真空熱試驗進行對比,形成通過局部真空熱試驗實現(xiàn)大型有源相控陣天線熱試驗驗證的方法。

1 局部熱試驗驗證方法

大型有源相控陣天線通常由多個具有相同熱特性的模塊按一定規(guī)律排列組成子陣,子陣進一步組成子板,多個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,可以通過局部真空熱試驗實現(xiàn)對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驗證。

模塊級/子陣級/子板級局部真空熱試驗與全陣面及整星熱試驗主要差異在于星體與天線陣面間的輻射換熱和天線展開機構(gòu)等引入的漏熱源,前者可以結(jié)合仿真分析進行確定;后者可根據(jù)已有同類展開機構(gòu)等漏熱源測試數(shù)據(jù)進行確定,對于新型構(gòu)件可以通過開展局部熱試驗確定。

將局部真空熱試驗與整星真空熱試驗進行對比,基于局部真空熱試驗修正后熱模型的計算結(jié)果與整星真空熱試驗測試結(jié)果進行對比,評估基于局部真空熱試驗驗證技術(shù)的有效性,形成大型相控陣天線局部真空熱試驗驗證方法?；谏鲜龇治?大型有源相控陣天線局部熱試驗驗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,并開展局部熱試驗;

(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,對缺乏參考的誤差源開展局部熱試驗;

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

2 試驗方案設(shè)計

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/子板開展局部熱試驗,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,為便于說明,以某有源相控陣天線為例進行討論,其它同類天線可參考研究。天線陣面主要有源單機包括發(fā)射/接收(T/R)組件、延時放大組件、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)計方案為以外熱流相對穩(wěn)定的對地面為散熱面;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)熱填料等實現(xiàn)等溫化,同時采用加熱和測溫組件進行主動溫控,這表明天線陣各模塊熱設(shè)計狀態(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對象。

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)各組件尺寸與實際一致,并能夠模擬實際器件熱耗及熱容(質(zhì)量),模擬件之間的熱阻與實際相同,即安裝方式和安裝要求與星上產(chǎn)品要求一致。

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

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

基于局部真空熱試驗結(jié)果,修正整星仿真模型,并對整星熱試驗結(jié)果進行預(yù)示,對比預(yù)示結(jié)果與整星真空熱試驗結(jié)果,評估基于局部真空熱試驗驗證技術(shù)的有效性,形成大型相控陣天線局部真空熱試驗驗證方法。

3 試驗結(jié)果分析

3.1 局部熱試驗結(jié)果分析

低溫工況和高溫工況下局部試驗結(jié)果見表1。

1)低溫工況

天線長期不工作,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。試驗結(jié)果表明:①高溫工況下,T/R組件高溫不超過+20℃;②T/R組件溫差6.6℃。

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

3.2 局部與整星熱試驗結(jié)果對比

低溫工況下局部試驗與整星熱試驗結(jié)果對比見表2,結(jié)果表明:①局部試驗與整星熱試驗結(jié)果具有較好的一致性,主要部組件溫差不超過2℃;②整星熱試驗時天線框架低溫比局部試驗低12.8℃,這主要是由于展開機構(gòu)所在區(qū)域天線框架無法完全用多層包覆,存在局部漏熱;③整星熱試驗全陣面溫差比局部熱試驗大3.25℃,其主要原因在于整星熱試驗時方位向(沿X軸方向)尺寸增大、展開機構(gòu)區(qū)域漏熱、星體遮擋。

高溫工況下局部試驗與整星熱試驗結(jié)果對比見表3,結(jié)果表明:①局部試驗與整星熱試驗結(jié)果具有較好的一致性,T/R組件等有源單機溫差不超過4℃;②與低溫工況相同,整星熱試驗時天線框架低溫比局部試驗低13.1℃,這主要是由于展開機構(gòu)所在區(qū)域天線框架無法完全用多層包覆,存在局部漏熱;③整星熱試驗全陣面溫差比局部熱試驗大3.7℃,其主要原因在于整星熱試驗時方位向尺寸增大、展開機構(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)果對比Table 3 Temperature comparison between partial and whole thermal test under worst hot case ℃

3.3 局部熱試驗驗證分析

1)試驗驗證情況

根據(jù)上述局部熱試驗和整星熱試驗結(jié)果對比可知:①模塊級局部真空熱試驗溫度與整星(全陣面)熱試驗結(jié)果具有較好的一致性,可以有效驗證單機的溫度范圍;②通過局部熱試驗對天線距離向溫度一致性情況進行了驗證,由于全陣面狀態(tài)下存在方位向尺寸增大、衛(wèi)星平臺遮擋、展開機構(gòu)區(qū)域漏熱等引起各模塊熱環(huán)境差異化的因素,局部熱試驗無法直接驗證全陣面溫度一致性,需要與熱仿真分析相結(jié)合實現(xiàn)(見表4)。

表4 指標(biāo)驗證比對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)星平臺遮擋,存在展開機構(gòu)區(qū)域漏熱,這使得全陣面溫度一致性比局部大。

對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結(jié)果開展熱仿真分析即可獲取。

衛(wèi)星平臺遮擋的影響,可通過構(gòu)建衛(wèi)星平臺與天線陣熱模型獲取,對于所述天線陣面,其主要通過-Z面與衛(wèi)星平臺進行熱交換,該面包覆多層隔熱組件。因此,精度要求不高時,通過熱仿真分析即可。精度要求較高時,可與衛(wèi)星平臺熱試驗相結(jié)合,通過衛(wèi)星平臺熱試驗獲取熱邊界。

與方位向尺寸增大和衛(wèi)星平臺遮擋相比,展開機構(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,通過熱仿真分析即可確定,后者則需要對漏熱源進行分析,并根據(jù)需要對局部漏熱情況進行試驗測試,在此基礎(chǔ)上構(gòu)建熱模型,進而經(jīng)熱仿真分析獲取漏熱影響。對于繼承性較好的展開機構(gòu),可基于已有型號試驗測試結(jié)果獲取展開機構(gòu)區(qū)域漏熱情況,并修正熱仿真分析模型。對于新型復(fù)雜展開機構(gòu),則需要對展開機構(gòu)區(qū)域開展局部真空熱試驗,獲取其局部漏熱的影響(見表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仿真分析

基于局部試驗,并引入衛(wèi)星平臺遮擋和基于已有展開機構(gòu)熱試驗所獲取的漏熱影響,構(gòu)建了整星熱仿真分析模型,熱仿真分析與熱試驗結(jié)果對比見表6、表7,可知熱分析結(jié)果與熱試驗結(jié)果具有很好的一致性。由此可見,通過局部真空熱試驗,并結(jié)合熱仿真分析,可以有效實現(xiàn)大型相控陣天線系統(tǒng)的熱試驗驗證。

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

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

4)局部真空熱試驗驗證方法

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

4 結(jié)束語

局部熱試驗驗證是提高航天器研制效率,節(jié)約經(jīng)濟和人力成本的重要手段。本文提出一種局部熱試驗驗證方法,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)費需求大等問題。該方法基于對典型局部構(gòu)件和主導(dǎo)誤差源的局部熱試驗,結(jié)合熱仿真分析實現(xiàn)大型相控陣天線的熱試驗驗證,為大型相控陣天線熱試驗驗證提供支撐。后續(xù)將進一步開展大型復(fù)雜空間系統(tǒng)的局部熱試驗驗證技術(shù)研究,進一步解決大型化、復(fù)雜化所帶來的研制問題。