一种相控阵天线与卫星舱板的一体化结构的制作方法

1.本发明涉及一种相控阵天线结构。


背景技术：

2.随着通信需求与通信技术的发展，有源相控阵天线在卫星上的应用越来越多，轨道多样、频率多样。从运载能力与卫星发射成本考虑，卫星整体重量与体积越小，发射成本就越低；从系统性设计来看，在单机研制较为成熟的前提下，系统一体化优化设计执行得越彻底、仪器设备集成度越高，整星系统运行效率相对就越高。
3.对于有源相控阵天线而言，高集成、高功率、高效率的设计，使得天线的核心模块tr(transmitter/receiver)组件的功率越来越大、相应的热耗与热流密度越来越大、其散热成本也就越来越高。为达到及时散热、维持天线正常工作温度范围的目的，卫星的热控系统需要增加热控成本，进行复杂设计；从卫星系统层面来看，需要耗费更多的布局面积及重量资源。
4.一般而言，卫星是多专业综合运行的复杂系统。在研制卫星时，通常采用系统
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分系统的框架，不同专业设计不同分系统，再经系统级总体设计，相互协调，达到系统最优的结果。
5.天线分系统中的有源相控阵天线，其中包含了发热的tr组件(热源)、引出所有tr组件(几十至数百)热量的引出热管、汇集引出热管引出的所有热量的集热板和平衡热管、以及连接天线与卫星热管网络的外贴热管；卫星结构板属于结构分系统；结构板内整星热管网络属于热控分系统。
6.当相控阵天线功率越高，天线性能就越强，随之而来的天线热耗就越高；同性能情况下，天线集成度越高，热流密度就越大、散热难度就越大。天线在单机或分系统层面由于高度集成而节约的重量资源，通常需要依靠系统级别调用更多的结构分系统、热控分系统资源配合，为其及时散热，不会使系统过热，达到天线稳定工作的温度区间。上述过程的实现，需要系统付出重量与体积的代价，这直接决定了卫星的成本。传统的相控阵天线热控设计是从分系统/单机设计最优的角度出发，天线热控设计独立于卫星的热控分系统，只留外贴热管作为热接口，即通过引出热管收集馈电单元阵内热量，将所有引出热管共同汇聚于集热板，再在集热板的另一面粘贴平衡热管，平衡热管再通过外贴热管与卫星舱板内置的正交热管网络交汇，最终通过与卫星热管网络接触达到散热目的，如图1所示。
7.这种设计的好处是天线与卫星总体设计相对独立，接口清晰，二者可并行进行组装工作。缺点则是在接口部分，相控阵天线独立热控设计从阵内发热单元到卫星热辐射器间共设置五层热管、四次热传递，热阻较大，传热效率较低，同时热控重量较重。当卫星资源充足时，这是明确责任界面、节约总装时间的首选方案，但当卫星资源紧张，特别是重量与安装空间资源受卫星功能、寿命、轨道，以及运载约束紧张时，天线与卫星接口处的独立设计状态，就需要从系统的角度进行优化设计了。


技术实现要素：

8.本发明要解决的技术问题是：从卫星系统设计最优的角度出发，提供一种卫星相控阵天线与卫星舱板的一体化结构，达到减小相控阵天线到整星热管网络的热阻、提高传热效率，减少布局空间，降低卫星发射重量的目的。本发明利用卫星自身结构的刚度与强度，替代了相控阵天线集热面以及与卫星结构的安装面，利用卫星舱板内置的热管网络，替代了相控阵天线集热面、引出热管、平衡热管以及外贴热管。
9.本发明所采用的技术方案是：一种相控阵天线与卫星舱板的一体化结构，包括卫星热管、卫星平衡热管、卫星舱板、天线结构、tr组件；天线结构、tr组件组成天线；天线结构安装在卫星舱板上，天线tr组件穿过并接触部分卫星热管；卫星热管、卫星平衡热管组成卫星热管网络，以预埋形式安置于卫星舱板内。
10.卫星舱板包括散热面、外面板、减重夹层；减重夹层两侧分别为外面板，外面板朝向深冷空间的一侧设置散热面。
11.卫星热管紧贴卫星舱板外表面，卫星平衡热管靠近卫星舱板内表面；卫星热管和卫星平衡热管相互交叉，相互导热。
12.卫星平衡热管将与天线接触的卫星热管传导出的热量传递到远离天线的其它卫星热管上，再利用卫星舱板外表面的散热面，将热量散发至卫星舱板外的深冷空间。
13.散热面的材料是osr片或散热涂层。
14.外面板采用超薄铝面板，厚度是0.3～0.5mm。
15.减重夹层中还包含与天线结构连接的加强结构。
16.本发明与现有技术相比的优点在于：
17.本发明的一体化结构在满足散热需求、结构强度与刚度需求的基础上，缩短传热路径，降低热阻，减小重量，达到系统优化的目的。经过一体化设计后，相控阵天线独立热控设计从阵内发热单元到卫星热辐射器间只需三层热管、两次热传递，相关结构与热控系统重量可降低约8％，节约布局高度约100mm。
附图说明
18.图1为常规相控阵天线与卫星接口设计图；
19.图2为本发明所述的相控阵天线与卫星结构的一体化设计图。
具体实施方式
20.结合附图对本发明进行说明。
21.如图2，本发明的一种相控阵天线与卫星舱板的一体化结构，包括卫星热管1、卫星平衡热管2、卫星舱板3、天线结构4、tr组件5；
22.所述天线结构4、tr组件5组成天线；
23.卫星热管1、卫星平衡热管2组成卫星热管网络，以预埋形式安置于卫星舱板3内；
24.卫星热管1和卫星舱板3共同替代了传统设计中天线的引出热管、平衡热管、外贴热管和集热面，散热过程从原有复杂的传热
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集热
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再传热，简化为集热
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散热；
25.卫星舱板3是夹层结构，见图2剖视图，卫星热管1紧贴卫星舱板3外表面，卫星舱板3外表面接触深冷空间；卫星平衡热管2接近卫星舱板3内表面，卫星舱板3内表面接触卫星
内热环境；卫星热管1和卫星平衡热管2相互交叉，紧密贴合，相互导热；
26.天线结构4安装在卫星舱板3上(位于卫星舱板3内表面)，天线tr组件5(位于卫星舱板3外表面)穿过并充分接触部分卫星热管1，卫星平衡热管2将与天线接触的卫星热管1传导出的热量传递到远离天线部分的其它卫星热管1上，再利用卫星舱板3外全部的散热面积，高效的将热量散发至卫星舱板3外的深冷空间；
27.卫星舱板3是复杂的夹层结构，需要根据天线的实际构成进行详细设计，常见的设计是散热面 外面板 减重夹层。减重夹层两侧分别为外面板，外面板朝向深冷空间的一侧设置散热面，散热面应是高发射率的材料构成，常见的材料是osr片(optical solar reflector，光学太阳反射器)或散热涂层；外面板应由高导热的轻质材料构成，通常采用超薄铝面板(厚度为0.3～0.5mm)；减重夹层中还包含与天线结构4连接的加强结构。
28.本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。


技术特征：
1.一种相控阵天线与卫星舱板的一体化结构，其特征在于，包括卫星热管(1)、卫星平衡热管(2)、卫星舱板(3)、天线结构(4)、tr组件(5)；天线结构(4)、tr组件(5)组成天线；天线结构(4)安装在卫星舱板(3)上，天线tr组件(5)穿过并接触部分卫星热管(1)；卫星热管(1)、卫星平衡热管(2)组成卫星热管网络，以预埋形式安置于卫星舱板(3)内。2.根据权利要求1所述的一种相控阵天线与卫星舱板的一体化结构，其特征在于，卫星舱板(3)包括散热面、外面板、减重夹层；减重夹层两侧分别为外面板，外面板朝向深冷空间的一侧设置散热面。3.根据权利要求1或2所述的一种相控阵天线与卫星舱板的一体化结构，其特征在于，卫星热管(1)紧贴卫星舱板(3)外表面，卫星平衡热管(2)靠近卫星舱板(3)内表面；卫星热管(1)和卫星平衡热管(2)相互交叉，相互导热。4.根据权利要求3所述的一种相控阵天线与卫星舱板的一体化结构，其特征在于，卫星平衡热管(2)将与天线接触的卫星热管(1)传导出的热量传递到远离天线的其它卫星热管(1)上，再利用卫星舱板(3)外表面的散热面，将热量散发至卫星舱板(3)外的深冷空间。5.根据权利要求4所述的一种相控阵天线与卫星舱板的一体化结构，其特征在于，散热面的材料是osr片或散热涂层。6.根据权利要求5所述的一种相控阵天线与卫星舱板的一体化结构，其特征在于，外面板采用超薄铝面板，厚度是0.3～0.5mm。7.根据权利要求6所述的一种相控阵天线与卫星舱板的一体化结构，其特征在于，减重夹层中还包含与天线结构(4)连接的加强结构。

技术总结
一种相控阵天线与卫星舱板的一体化结构，包括卫星热管(1)、卫星平衡热管(2)、卫星舱板(3)、天线结构(4)、TR组件(5)；天线结构(4)、TR组件(5)组成天线；天线结构(4)安装在卫星舱板(3)上，天线TR组件(5)穿过并接触部分卫星热管(1)；卫星热管(1)、卫星平衡热管(2)组成卫星热管网络，以预埋形式安置于卫星舱板(3)内。本发明利用卫星自身结构的刚度与强度，替代了相控阵天线集热面以及与卫星结构的安装面，利用卫星舱板内置的热管网络，替代了相控阵天线集热面、引出热管、平衡热管以及外贴热管。平衡热管以及外贴热管。平衡热管以及外贴热管。


技术研发人员：高令飞 胡帼杰 李修峰 高秀会 王伟
受保护的技术使用者：中国空间技术研究院
技术研发日：2021.06.25
技术公布日：2021/11/2