CN109413964A - 一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，集成在卫星舱板上，包括相控阵天线、有源模块和热控装置，所述相控阵天线覆设在所述卫星舱板的外侧面上，所述有源模块安装在所述卫星舱板的内侧面上并与所述相控阵天线对应设置，所述热控装置嵌设在所述卫星舱板内部并位于所述有源模块与所述相控阵天线之间，所述有源模块与所述相控阵天线连接以实现微波信号传输。本发明的星载相控阵雷达载荷，通过使相控阵天线与卫星平台共用一块舱板，并将热控装置集成在卫星舱板内部，使星载相控阵雷达载荷与卫星平台结构实现了热控一体化，集成度高，占用空间小，减轻了整体的重量。

Description

一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷

技术领域

本发明涉及星载雷达结构，具体涉及一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷。

背景技术

星载相控阵雷达主要包括相控阵天线及中央电子设备两个部分组成，一般采用与卫星平***立的构型设计。相控阵天线通常采用独立的平面式构型。依据卫星构型及火箭整罩包络尺寸，天线口面被划分为数个面板。每块面板包含：相控阵天线、天线框架、有源安装板、热控装置、电缆及有源模块。天线面板与卫星一般采用隔热安装。在轨工作时，天线面板自行解决发热器件热控问题；中央电子设备一般设计为多笼屉层叠式结构，以星内单机的形式与卫星平台导热安装，每个笼屉组件包括到冷板、PCB板、热界面材料和盖板。

上述现有的星载相控阵雷达载荷具有与卫星平台界面简洁、分工明确的优点。但天线面板框架结构及热控装置部分重量重，电子设备通用化程度低，使得该构型设计不适于对轻型化、通用化、低剖面要求更高的小型遥感卫星平台的要求。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是现有的相控阵天线、卫星舱板和热控装置都是独立的部件，在连接时各部分相互独立，安装路径多，造成占用空间大、散热效果差、重量大、集成度低。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，集成在卫星舱板上，包括相控阵天线、有源模块和热控装置，所述相控阵天线覆设在所述卫星舱板的外侧面上，所述有源模块安装在所述卫星舱板的内侧面上并与所述相控阵天线对应设置，所述热控装置嵌设在所述卫星舱板内部并位于所述有源模块与所述相控阵天线之间，所述有源模块与所述相控阵天线连接以实现微波信号传输。

本发明的有益效果是：本发明的星载相控阵雷达载荷，通过使相控阵天线与卫星平台共用一块舱板，并将热控装置集成在卫星舱板内部，使星载相控阵雷达载荷与卫星平台结构实现了热控一体化，集成度高，占用空间小，减轻了整体的重量。

在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。

进一步，所述卫星舱板为夹层结构，所述夹层结构中与所述有源模块对应的位置嵌设有所述热控装置。

采用上述进一步方案的有益效果是：卫星舱板采用夹层结构，结构紧凑，方便安装热控装置，而且也不影响卫星舱板原有功能的实现。

进一步，所述卫星舱板为3D打印的点阵夹层结构。

采用上述进一步方案的有益效果是：卫星舱板采用3D打印的点阵夹层结构，结构简单，容易实现，而且防振和防冲击效果好。

进一步，所述卫星舱板上在所述热控装置的周侧开设有若干通孔，所述有源模块与所述相控阵天线之间通过穿过所述通孔的销钉定位连接以实现微波信号传输。

采用上述进一步方案的有益效果是：此种微波信号传输方式，不增加额外的线束，结构紧凑，而且也增强了热控装置、有源模块以及相控阵天线与卫星舱板连接强度。

进一步，所述热控装置包括相变材料，所述相变材料填充在所述卫星舱板内。

采用上述进一步方案的有益效果是：在卫星舱板内填充相变材料，有源模块发出的热量由壳体传输至卫星舱板，并被设置在卫星舱板内的相变材料吸收，相变储能，保持有源模块壳体温度在工作温度范围内并满足不同壳体温度梯度的要求。

进一步，所述热控装置还包括扩热板，所述扩热板位于所述相变材料一侧且靠近所述有源模块设置。

采用上述进一步方案的有益效果是：扩热板的设置，使相变过程的温度传输更加均匀稳定。

进一步，所述相变材料为石墨基石蜡相变材料。

采用上述进一步方案的有益效果是：采用石墨基石蜡相变材料，相变过程更稳定。

进一步，所述相控阵天线包括若干天线面板，每个所述天线面板对应有至少一个有源模块和至少一个热控装置。

采用上述进一步方案的有益效果是：使星载相控阵雷达载荷的温度变化更加稳定。

进一步，所述相控阵天线上安装有插接板组件，所述插接板组件之间形成有若干对插槽，每对所述插槽内均插接有电子设备插件。

采用上述进一步方案的有益效果是：在每对插槽内均插接电子设备插件，有效提高了电子设备插件与天线之间连接的通用化水平。

进一步，所述电子设备插件包括插接壳体和安装有发热器件的PCB板，所述插接壳体的至少一端通过楔形锁紧条与所述插槽锁紧配合；所述插接壳体内形成有一安装腔，所述插接壳体的其中一侧壁为导冷板，所述PCB板安装在所述安装腔内，所述发热器件位于所述PCB板与所述导冷板之间，所述发热器件与所述导冷板之间设有热界面材料。

采用上述进一步方案的有益效果是：电子设备插件采用导冷式结构，电子设备插件PCB板上发热器件的热量通过热界面材料传导至导冷板，再由导冷板传导至对应的插槽内，保持PCB板上发热器件温度在工作温度范围内。

附图说明

图1为本发明星载相控阵雷达载荷的立体结构示意图；

图2为本发明星载相控阵雷达载荷与相控阵天线集成结构的剖视结构示意图；

图3为图2中A部的放大结构示意图；

图4为本发明电子设备插件的内部结构示意图；

图5为本发明的楔形锁紧条的使用状态示意图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

1、相控阵天线；11、天线面板；

2、有源模块；

3、热控装置；31、相变材料；32、扩热板；

4、卫星舱板；41、通孔；42、销钉；

5、插接板；51、插槽；

6、电子设备插件；61、导冷板；611、加强筋；612、锁紧条；62、盖板；63、PCB板；64、发热器件；65、安装腔；66、热界面材料；

7、楔形锁紧条。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实施例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

如图1-图4所示，本实施例的一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，集成在卫星舱板4上，包括相控阵天线1、有源模块2和热控装置3，所述相控阵天线1覆设在所述卫星舱板4的外侧面上，所述有源模块2安装在所述卫星舱板4的内侧面上并与所述相控阵天线1对应设置，所述热控装置3嵌设在所述卫星舱板4内部并位于所述有源模块2与所述相控阵天线1之间，所述有源模块2与所述相控阵天线1连接以实现微波信号传输。

由于现有的星载相控阵雷达载荷中，相控阵天线自身带有安装板，通过将有源模块和热控装置安装后，再安装到卫星平台的卫星舱板上，整体集成度低，而本实施例的星载相控阵雷达载荷，通过使相控阵天线与卫星平台共用一块舱板，并将热控装置集成在卫星舱板内部，使星载相控阵雷达载荷与卫星平台结构实现了热控一体化，集成度高，占用空间小，减轻了整体的重量。

本实施例的一个优选方案为，如图2所示，所述卫星舱板4为夹层结构，所述夹层结构中与所述有源模块2对应的位置嵌设有所述热控装置3。卫星舱板采用夹层结构，结构紧凑，方便安装热控装置，而且也不影响卫星舱板原有功能的实现。

本实施例关于卫星舱板的一个进一步方案为，如图2所示，所述卫星舱板4为3D打印的点阵夹层结构。卫星舱板采用3D打印的点阵夹层结构，结构简单，容易实现，而且防振和防冲击效果好。本实施例的卫星舱板4的夹层内通过多个斜钢和多个竖直钢支撑。

本实施例中，如图2所示，所述卫星舱板4上在所述热控装置3的周侧开设有若干通孔41，所述有源模块2与所述相控阵天线1之间通过穿过所述通孔41的销钉42定位连接以实现微波信号传输。此种微波信号传输方式，不增加额外的线束，结构紧凑，而且也增强了热控装置、有源模块以及相控阵天线与卫星舱板连接强度。

其中，如图2所示，卫星舱板4上通孔的个数可以开设多个，也可以在热控装置3的两侧各开设一个。而且有源模块2与相控阵天线1之间的微波信号传输可以通过销钉42，也可以在有源模块2靠近卫星舱板4的一侧面上设置一柱销，在相控阵天线1靠近卫星舱板4的一侧面上设置一柱销，然后将有源模块2的柱销以及相控阵天线1的柱销都***到同一个通孔41内并对接以实现有源模块2与相控阵天线1之间的微波信号传输。

本实施例的热控装置的一个具体方案为，如图2和图3所示，所述热控装置3包括相变材料31，所述相变材料31填充在所述卫星舱板4内。在卫星舱板内填充相变材料，有源模块发出的热量由壳体传输至卫星舱板，并被设置在卫星舱板内的相变材料吸收，相变储能，保持有源模块壳体温度在工作温度范围内并满足不同壳体温度梯度的要求。

本实施例的一个优选方案为，如图2和图3所示，所述热控装置3还包括扩热板32，所述扩热板32位于所述相变材料31一侧且靠近所述有源模块2设置。扩热板的设置，使相变过程的温度传输更加均匀稳定。

其中，具体的，所述相变材料31为石墨基石蜡相变材料；扩热板32是预埋在卫星舱板4夹层结构对应有源模块2的热源位置的，然后卫星舱板4的夹层结构内灌封低膨胀系数的石墨基石蜡相变材料，以应对有源模块2的短时大功率热耗。采用石墨基石蜡相变材料，相变过程更稳定。

本实施例的一个具体方案为，如图1所示，所述相控阵天线1包括若干天线面板11，每个所述天线面板11对应有至少一个有源模块2和至少一个热控装置3。使星载相控阵雷达载荷的温度变化更加稳定。

其中，如图1-图3所示，天线面板11为八通道缝隙波导与多层功分器一体的薄壁铝合金结构板；有源模块2为TR模块组件或电源组件等高热耗元器件。天线面板11固定在卫星舱板4的外侧表面，有源模块2位于卫星舱板4的内侧表面。

本实施例的一个具体方案为，如图1和图4所示，所述相控阵天线1上安装有插接板组件，所述插接板组件之间形成有若干对插槽51，每对所述插槽51内均插接有电子设备插件6。在每对插槽内均插接电子设备插件，有效提高了电子设备插件与天线之间连接的通用化水平。

其中，如图1和图4所示，本实施例的插接板组件包括两个相对布置的插接板5，每个插接板5上都设有一排插槽51，两个插接板5中，相对布置的两个插槽51构成一对供电子设备插件6插接的插槽51。所述插接板5均垂直安装在天线面板11上，两个插接板5相对平行设置，电子设备插件6从相对设置的一对插槽51外向内***到两个插接板5之间，再通过楔形锁紧条7进行锁紧定位，并通过螺钉进行固定，。

本实施例中的电子设备插件的一个具体方案为，如图4所示，所述电子设备插件6包括插接壳体和安装有发热器件64的PCB板63，所述插接壳体的至少一端通过楔形锁紧条7与所述插槽51锁紧配合；所述插接壳体内形成有一安装腔65，所述插接壳体的其中一侧壁为导冷板61，导冷板61采用金属材质；所述PCB板63安装在所述安装腔65内，所述发热器件64位于所述PCB板63与所述导冷板61之间，所述发热器件64与所述导冷板61之间设有热界面材料66。电子设备插件采用导冷式结构，电子设备插件PCB板上发热器件的热量通过热界面材料传导至导冷板，再由导冷板传导至对应的插槽内，保持PCB板上发热器件温度在工作温度范围内。

其中，如图4所示，所述插接壳体是由导冷板61和盖板62连接而成的，导冷板61与盖板62之间通过螺钉连接，导冷板61和盖板62相对设置并围设出所述安装腔65。导冷板61采用铝合金导冷板，导冷板61外侧面上设有加强筋611，PCB板63通过螺钉安装在导冷板61内侧，PCB板63上的发热器件64与导冷板61之间设有热界面材料66。电子设备插件6一端通过螺钉与插槽51固定安装，另一端由楔形锁紧条7与插槽61压紧。具体如图4所示，导冷板61一端延伸形成有固定板，另一端延伸形成有压接板，盖板62两端分别与固定板和压接板抵接固定并与导冷板61之间预留出所述安装腔65，所述固定板插接在插槽51内并通过螺钉与插槽51的槽底固定连接，所述压接板的外侧壁延伸形成有锁紧条612，所述锁紧条612插接在另一个插槽51内并与插槽51的一侧壁抵接，与插槽51的另一侧壁之间通过一楔形锁紧条7锁紧固定；压接板同时抵接在楔形锁紧条7和插槽51的端面上。

另外，如图4所示，所述导冷板61的外侧面上形成有网格状的加强筋611，加强筋611的高度略低于安装腔65的厚度。所述发热器件64指的是所有工作时发出热量的元器件。所述楔形锁紧条7采用现有市售的长条形锁止结构即可，具体结构原理可参考图5，图5中箭头指示的是楔形锁紧条7从锁紧之前到锁紧之后的状态示意图。当拧紧楔形锁紧条7一端的圆柱形结构时，楔形锁紧条7上的交错布置的楔形块互推后相互远离，进而起到挤压所在插槽两侧壁的锁紧效果。

本实施例中，当星载相控阵雷达载荷加电工作时，相控阵天线面板上的有源模块发出的热量由壳体传导至卫星舱板，并被设置在卫星舱板内的热控装置吸收、相变储能，保持有源模块壳体温度在工作温度范围内并满足不同壳体温度梯度的要求；电子设备插件的PCB板上发热器件的热量通过热界面材料传导至导冷板，再由导冷板传导至卫星插槽内，保持PCB板上发热器件温度在工作温度范围内。当星载相控肋雷达载荷断电待机时，卫星舱板内的热控装置将热量通过热管传导至整星热辐射器，通过热辐射器将加电工作器件吸收储存的热量辐射出去，从而恢复热控装置的性能。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (10)

1.一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，集成在卫星舱板上，其特征在于，包括相控阵天线、有源模块和热控装置，所述相控阵天线覆设在所述卫星舱板的外侧面上，所述有源模块安装在所述卫星舱板的内侧面上并与所述相控阵天线对应设置，所述热控装置嵌设在所述卫星舱板内部并位于所述有源模块与所述相控阵天线之间，所述有源模块与所述相控阵天线连接以实现微波信号传输。

2.根据权利要求1所述一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，其特征在于，所述卫星舱板为夹层结构，所述夹层结构中与所述有源模块对应的位置嵌设有所述热控装置。

3.根据权利要求2所述一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，其特征在于，所述卫星舱板为3D打印的点阵夹层结构。

4.根据权利要求1所述一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，其特征在于，所述卫星舱板上在所述热控装置的周侧开设有若干通孔，所述有源模块与所述相控阵天线之间通过穿过所述通孔的销钉定位连接以实现微波信号传输。

5.根据权利要求1所述一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，其特征在于，所述热控装置包括相变材料，所述相变材料填充在所述卫星舱板内。

6.根据权利要求5所述一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，其特征在于，所述热控装置还包括扩热板，所述扩热板位于所述相变材料一侧且靠近所述有源模块设置。

7.根据权利要求5所述一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，其特征在于，所述相变材料为石墨基石蜡相变材料。

8.根据权利要求1所述一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，其特征在于，所述相控阵天线包括若干天线面板，每个所述天线面板对应有至少一个有源模块和至少一个热控装置。

9.根据权利要求1所述一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，其特征在于，所述相控阵天线上安装有插接板组件，所述插接板组件之间形成有若干对插槽，每对所述插槽内均插接有电子设备插件。

10.根据权利要求9所述一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷，其特征在于，所述电子设备插件包括插接壳体和安装有发热器件的PCB板，所述插接壳体的至少一端通过楔形锁紧条与所述插槽锁紧配合；所述插接壳体内形成有一安装腔，所述插接壳体的其中一侧壁为导冷板，所述PCB板安装在所述安装腔内，所述发热器件位于所述PCB板与所述导冷板之间，所述发热器件与所述导冷板之间设有热界面材料。