CN114094303A - 一种相控阵天线的散热结构、相控阵天线及卫星平台 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航天热控制技术领域，尤其涉及一种相控阵天线的散热结构、相控阵天线及卫星平台，相控阵天线的散热结构用于对卫星平台的相控阵天线进行散热，卫星平台包括卫星舱板，相控阵天线的散热结构包括第一热管、平板热管和第二热管；第一热管埋设于卫星舱板内；平板热管设置于卫星舱板的内表面上，用于支撑相控阵天线的天线组件，平板热管上设置有第一凸起，第一凸起位于卫星舱板内且第一凸起的外侧面和位于第一凸起外侧的部分平板热管与第一热管相贴靠；第二热管设置于卫星舱板的内表面上。本发明中的相控阵天线的散热结构占用空间小，且解决了天线组件的散热问题，缩短散热路径，提高散热效率，保证卫星平台上的相控阵天线正常工作。

Description

一种相控阵天线的散热结构、相控阵天线及卫星平台

技术领域

本发明涉及航天热控制技术领域，尤其涉及一种相控阵天线的散热结构、相控阵天线及卫星平台。

背景技术

目前用于通讯功能的相控阵天线的应用领域主要有星载相控阵天线和路基相控阵天线。由于星载环境的特殊性和复杂性，用于卫星平台上的相控阵天线无法利用风冷和水冷方式进行散热，只能通过辐射和导热手段进行散热，且辐射和导热手段的散热方式无法为相控阵天线提供温度恒定的散热面。而现有的用于星载环境下的相控阵天线，热流密度高，散热能力差。

发明内容

本发明的目的在于提供一种相控阵天线的散热结构，占用空间小，且能够缩短散热路径，提高散热效率，保证相控阵天线在卫星平台上长时间正常作业。

为实现上述目的，提供以下技术方案：

一种相控阵天线的散热结构，用于对卫星平台的相控阵天线进行散热，所述卫星平台包括卫星舱板，包括：

第一热管，埋设于所述卫星舱板内；

平板热管，设置于所述卫星舱板的内表面上，所述平板热管上设置有用于安装天线组件的第一凸起，所述第一凸起位于所述卫星舱板内，且所述第一凸起的外侧面和位于所述第一凸起外侧的所述平板热管均与所述第一热管相贴靠；

第二热管，所述第二热管设置于所述卫星舱板的内表面上。

进一步地，所述第二热管在所述卫星舱板上的投影与所述第一热管在所述卫星舱板上的投影交叉设置。

进一步地，所述第一热管和所述第二热管分别设置有多个，多个所述第一热管沿所述第二热管的轴向间隔设置，多个所述第二热管沿所述第一热管的轴向间隔设置。

进一步地，所述平板热管与所述第一热管之间夹设有第一导热绝缘垫。

进一步地，所述平板热管背离所述第一凸起的表面上设置有第二凸起，所述第二凸起用于连接所述天线组件的部分器件。

进一步地，所述第二凸起设置有多个，多个所述第二凸起间隔设置于所述平板热管上。

进一步地，所述第二凸起上设有第二导热绝缘垫。

进一步地，还包括热控涂层，所述热控涂层设置于所述卫星舱板的表面上。

进一步地，还提供一种相控阵天线，包括如上任一项所述的相控阵天线的散热结构，所述天线组件包括：

第一天线模块，所述第一天线模块包括天线发射单元和电子组件，所述电子组件设置于所述第一凸起上，所述天线发射单元设置于所述电子组件上，并伸出所述卫星舱板的外表面；

第二天线模块，所述第二天线模块设置于所述平板热管背离所述第一凸起的表面上。

进一步地，所述电子组件包括多层电路板、AOP模块和天线载板，所述多层电路板设置于所述第一凸起上，所述AOP模块设置于所述多层电路板上，所述天线载板设置于所述AOP模块上，所述天线发射单元设置于所述天线载板上。

进一步地，所述第二天线模块包括波控板以及设置于所述波控板上的第一芯片组件和第二芯片组件，所述第一芯片组件夹设于所述平板热管与所述波控板之间，所述第二芯片组件设置于所述波控板背离所述平板热管的表面上。

进一步地，所述第一芯片组件包括AI芯片、电源芯片和刷新芯片，所述AI芯片、所述电源芯片和所述刷新芯片间隔设置于所述平板热管上。

进一步地，所述第二芯片组件包括多个发热芯片，多个所述发热芯片间隔布置在所述波控板上。

进一步地，还提供一种卫星平台，包括如上任一项所述的相控阵天线，所述卫星舱板上开设有安装孔，部分所述第一热管位于所述安装孔中并与所述平板热管贴靠，所述第一凸起和所述电子组件容置于所述安装孔中，所述天线发射单元伸出所述卫星舱板的外表面。

进一步地，还包括正对所述安装孔设置的壳体，所述壳体分别连接于所述卫星舱板和所述平板热管，所述第二天线模块容置于所述壳体内。

本发明的有益效果为：

本发明中提供的相控阵天线的散热结构，通过设置于卫星舱板内表面上的平板热管支撑搭载天线组件，其中平板热管上的第一凸起伸入卫星舱板设置使得第一凸起的外侧面以及位于第一凸起外侧的平板热管均能贴靠预埋在卫星舱板中的第一热管，利用平板热管与第一热管配合加快散热，减小传导热阻和接触热阻，缩短散热路径，使得天线组件工作时产生的热量快速传导至卫星舱板。同时还通过设置第二热管，进一步对卫星舱板进行散热，将热量散至冷空间，有利于减小天线组件与卫星舱板的温差，提升相控阵天线的散热结构对天线组件的散热质量，保证天线组件正常工作。

本发明中提供的相控阵天线，通过将天线组件的第一天线模块安装于第一凸起上，将第二天线模块设置于平板热管背离第一凸起的表面上，合理分布高热量不同的天线器件的位置，优化散热路径，使得热耗较高的第一天线模块工作时产生的热量能够更加快速地传导至舱板散发出去，保证天线发射单元正常工作。

本发明中提供的卫星平台，通过卫星舱板上开设安装孔，实现将埋设于卫星舱板内的第一热管与支撑天线组件的平板热管相贴靠，在垂直于卫星舱板的方向上缩小了安装第一热管、平板热管和天线组件所需要的空间尺寸，减小卫星的整机包络尺寸。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对本发明实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据本发明实施例的内容和这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的相控阵天线应用于卫星平台的结构示意图一；

图2为图1中A处的放大图；

图3为本发明实施例提供的相控阵天线的散热结构的第一热管和平板热管的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的相控阵天线的结构示意图；

图5为本发明实施例提供的相控阵天线应用于卫星平台的结构示意图二；

图6为本发明实施例提供的相控阵天线和卫星平台的壳体的结构示意图；

图7为本发明实施例提供的卫星平台的卫星舱板的结构示意图；

图8为本发明实施例提供的相控阵天线应用于卫星平台的结构示意图三。

图中：

100-卫星舱板；101-安装孔；102-壳体；1021-底板；1022-边框；

200-天线组件；201-天线发射单元；202-电子组件；2021-多层电路板；2022-AOP模块；2023-天线载板；203-波控板；204-第一芯片组件；2041-AI芯片；2042-电源芯片；2043-刷新芯片；205-第二芯片组件；

1-第一热管；

2-平板热管；21-第一凸起；22-第一导热绝缘垫；23-第二凸起；231-第二导热绝缘垫；

3-第二热管。

具体实施方式

为了使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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，或是本产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，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，或者用于区分不同结构或部件，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接；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。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。

参见图1至图4，本实施例提供了一种相控阵天线的散热结构，用于对卫星平台的相控阵天线进行散热，卫星平台包括卫星舱板100，相控阵天线的散热结构包括第一热管1、平板热管2和第二热管3。可选地，卫星舱板100上贯通设置有安装孔101；第一热管1埋设于卫星舱板100内，且部分第一热管1容置于安装孔101中；平板热管2设置于卫星舱板100的内表面上，用于安装支撑天线组件200，进一步地，平板设置2上设置有用于支撑天线组件200的第一凸起21，第一凸起21位于卫星舱板100上开设的安装孔101中，且第一凸起21的外侧面和位于第一凸起21外侧的平板热管2均能与容置于安装孔101中的第一热管1相贴靠；第二热管3设置于卫星舱板100的内表面上平板热管2第一热管1平板热管2第一热管1。

本实施例中的相控阵天线的散热结构，通过设置于卫星舱板100内表面上的平板热管2支撑搭载天线组件200，其中平板热管2上的第一凸起21伸入卫星舱板100内的安装孔101的设置使得第一凸起21的外侧面以及位于第一凸起21外侧的平板热管2均能与预埋在卫星舱板100中的第一热管1相贴靠，有利于减小热阻，上述结构设置利用平板热管2与第一热管1配合加快散热，减小传导热阻和接触热阻，缩短散热路径，使得天线组件200工作时产生的热量快速传导至卫星舱板100进行散热。同时还通过设置第二热管3，进一步对卫星舱板100进行散热，将热量散至冷空间，有利于减小相控阵天线的天线组件200与卫星舱板100的温差，提升相控阵天线的散热结构对天线组件200的散热质量，保证天线组件200正常工作。

可选地，第二热管3在卫星舱板100上的投影与第一热管1在卫星舱板100上的投影交叉设置。上述在卫星舱板1上布置的第二热管3与第一热管1的位置配合，有利于将卫星舱板100聚集热量向四周的冷空间散发，提高卫星舱板100的散热效率。

参见图1和图8，第一热管1和第二热管3分别设置有多个，多个第一热管1沿第二热管3的轴向间隔设置，多个第二热管3沿第一热管1的轴向间隔设置，以使多个第一热管1与多个第二热管3配合在卫星舱板100上形成正交热管网络，提高整块卫星舱板100的均温性，进而提高卫星舱板100上散热面的散热效率。

可选地，本实施例中的相控阵天线的散热结构还包括热控涂层，热控涂层设置于卫星舱板100的表面上。具体地，背离第二热管3的卫星舱板100的外表面上喷涂有KS-Z白漆，作为散热面，以将卫星舱板100上聚集的热量排散至外部空间，具体地，白漆初期吸收率0.14，发射率0.92。

可选地，卫星舱板100设置有第二热管3的内表面上设置有E51-M黑漆，进行等温化设计。

可选地，本实施例中的平板热管2的内壁具有毛细结构的真空腔体，腔体内抽成真空并冲入工质，基于腔体内工质的相变过程进行传热，实现三维热传导，其中平板热管2的面向当量导热系数最大可取2000W/m/K，法向当量导热系数最大可取100W/m/K，最大热流密度可达40W/cm²。

参见图4，平板热管2与第一热管1之间夹设有第一导热绝缘垫22，第一导热绝缘垫22便于导热散热，从而提升平板热管2与第一热管1之间的热传导效率。

参见图2和图4，平板热管2背离第一凸起21的表面上设置有第二凸起23，即第一凸起21和第二凸起23分别位于平板热管2的两侧，第一凸起21和第二凸起22相配合用于安装支撑天线组件200的具有不同耗热量的器件，同时第二凸起23的设置保证了设置于第二凸起23上的天线组件200的器件既能与平板热管2相接触，也与平板热管2之间留出一定的散热空隙，提升散热效果。

参见图4，第二凸起23上设有第二导热绝缘垫231，第二导热绝缘垫231具有良好的粘性、柔性、良好的压缩性能以及具有优良的热传导率，能完全使第二凸起23和天线组件200的器件之间的空气排出，以达到接触充分，增强天线组件200与第二凸起23之间的传热效率的效果。可选地，本实施例中的第二导热绝缘垫231的厚度为0.3毫米，其压缩量设计为50％，即第二导热绝缘垫231在使用时，其厚度可以被压缩至0.15毫米，以减小第二导热绝缘垫231本身厚度方向导热热阻。

可选地，参见图3和图4，第二凸起23设置有多个，多个第二凸起23间隔设置于平板热管2上，以使天线组件200的多个器件在平板热管2上间隔分布，防止出现局部温度过高而影响天线组件200正常作业。

可选地，第一热管1和第二热管3均为工字型双孔氨轴向槽道热管，管材材料为铝合金。

本实施例还提供一种相控阵天线，包括上述的相控阵天线的散热结构，其中天线组件200包括分别安装于平板热管2两侧的第一天线模块和第二天线模块。可选地，参见图2至图6，第一天线模块包括天线发射单元201和电子组件202，电子组件202设置于第一凸起21上，天线发射单元201设置于电子组件202上，并伸出卫星舱板100的外表面；第二天线模块设置于平板热管2背离第一凸起21的第二凸起23上。本实施例提供的相控阵天线，通过将天线组件200的第一天线模块安装于第一凸起21上，将第二天线模块设置于平板热管2背离第一凸起21的第二凸起22上，合理分布高热量不同的天线器件的位置，优化散热路径，使得热耗较高的第一天线模块工作时产生的热量能够更加快速地传导至舱板散发出去，保证天线发射单元正常工作。

可选地，参见图2和图4，电子组件202包括焊接设置于第一凸起21上的多层电路板2021，以及焊接于多层电路板2021上的AOP模块2022，其中AOP模块2022为载有芯片的封装电子结构，以实现信号传输与处理等功能。进一步地，天线载板2023设置于AOP模块2022背离多层电路板2021的表面上，天线发射单元201通过天线载板2023设置于电子组件202的AOP模块2022上，并露出卫星舱板100的外表面。具体地，天线发射单元201与天线载板2023焊接连接，天线载板2023背离天线发射单元201的表面焊接于AOP模块2022上，以使天线发射单元201露出卫星舱板100的外表面，实现信号发射与接收。在实际的工程应用中，天线发射单元201和AOP模块2022分别设有多个，且每个AOP模块2022内设有5个芯片，AOP模块2022的总功耗可达2.5W，天线组件200约85％的热耗集中在AOP模块2022上，作为功耗较高的电子元件，上述结构设置中的AOP模块2022能够通过多层电路板2021将热量传导至平板热管2，且多层电路板2021与平板热管2焊接也有利于减小接触热阻，以便加快散热。

参见图2和图4，第二天线模块包括波控板203以及设置于波控板203上的第一芯片组件204和第二芯片组件205，波控板203与平板热管2间隔设置，第一芯片组件204夹设于第二导热绝缘垫231与波控板203之间第二凸起23204，上述设置使得热耗相对较高的第一芯片组件204依次通过导热垫331和平板热管2将热量传导至第一热管1及卫星舱板100上。将热耗相对较低的第二芯片组件205设置于波控板203背离平板热管2的表面上，通过优化第二天线模块中的波控板203、第一芯片组件204和第二芯片组件205的位置设置，实现优化天线组件200的散热，减小热耗高的器件的散热路径，进而提升散热效率。

可选地，参见图4，第一芯片组件204包括AI芯片2041、电源芯片2042和刷新芯片2043，第二凸起23设置有多个，多个第二凸起23间隔设置于平板热管2上，以使AI芯片2041、电源芯片2042和刷新芯片2043能够对应焊接于一个第二凸起23上，其中AI芯片2041为FPGA(Field Programmable Gate Array现场可编程逻辑门阵列)芯片，其作为第一芯片组件204中热耗高的器件，通过优化第一芯片组件204在波控板203上的设置位置，以减小其散热路径。

可选地，参见图4，第二芯片组件205包括多个热耗低的发热芯片，多个发热芯片间隔布置在波控板203上，便于散热。

可选地，天线载板2023、多层电路板2021和波控板203均为印制电路板。

本实施例还提供一种卫星平台，包括上述的相控阵天线，参见图6至图8，卫星平台的卫星舱板100上贯通开设有安装孔101，安装孔101的形状和尺寸可根据第一热管1和平板热管2的形状及安装位置而设置，以保证部分第一热管1位于安装孔101中并与平板热管2贴靠，第一凸起21和电子组件202容置于安装孔101中，天线发射单元201伸出卫星舱板100的外表面。本实施例中提供的卫星平台，通过卫星舱板100上开设安装孔101，实现将埋设于卫星舱板100内的第一热管1与支撑天线组件200的平板热管2相贴靠，在垂直于卫星舱板100的方向上缩小了安装第一热管1、平板热管2和天线组件200所需要的空间尺寸，也即通过开设安装孔101并使得第一天线模块容置于安装孔101内，平板热管2部分容置于安装孔101内，从而使得在垂直于舱板1的方向上，安装第一热管1、平板热管2和天线组件200所需要的空间尺寸缩小了舱板的厚度值，从而使得相控阵天线整机尺寸变薄，当该相控阵天线的散热结构及相控阵天线应用于卫星平台后，减小卫星的整机包络尺寸。

本实施例中的卫星平台还包括正对安装孔101设置的壳体102，参见图6至图8，壳体102分别连接于舱板1和平板热管2，第二天线模块容置于壳体102内，通过壳体102将平板热管2固定于卫星舱板1的外表面上，且同时也将平板热管2和第二天线模块封闭起来。天线组件200上除天线发射单元201裸露在舱板1外，其他零部件均在安装孔101和壳体102内，使得相控阵天线的整体尺寸变薄，集成度高，有利于减小本实施例中的相控阵天线应用到卫星平台上时的卫星整体包络尺寸。

可选地，参见图6至图8，壳体102包括底板1021和围设于底板1021上的边框1022，底板1021和边框1022组成具有开口的壳体102，壳体102开口朝向安装孔101；平板热管2通过螺钉连接于边框1022内表面上，边框1022通过螺钉安装于舱板1上，便于安装和维修。

可选地，本实施例中的卫星舱板100为铝蒙皮铝蜂窝板，其中蒙皮厚度为0.5mm，蜂窝厚度10mm。

注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所说的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。

Claims (15)

1.一种相控阵天线的散热结构，用于对卫星平台的相控阵天线进行散热，所述卫星平台包括卫星舱板(100)，其特征在于，包括：

第一热管(1)，埋设于所述卫星舱板(100)内；

平板热管(2)，设置于所述卫星舱板(100)的内表面上，所述平板热管(2)上设置有用于安装天线组件(200)的第一凸起(21)，所述第一凸起(21)位于所述卫星舱板(100)内，且所述第一凸起(21)的外侧面和位于所述第一凸起(21)外侧的所述平板热管(2)均与所述第一热管(1)相贴靠；

第二热管(3)，所述第二热管(3)设置于所述卫星舱板(100)的内表面上。

2.根据权利要求1所述的相控阵天线的散热结构，其特征在于，所述第二热管(3)在所述卫星舱板(100)上的投影与所述第一热管(1)在所述卫星舱板(100)上的投影交叉设置。

3.根据权利要求2所述的相控阵天线的散热结构，其特征在于，所述第一热管(1)和所述第二热管(3)分别设置有多个，多个所述第一热管(1)沿所述第二热管(3)的轴向间隔设置，多个所述第二热管(3)沿所述第一热管(1)的轴向间隔设置。

4.根据权利要求1所述的相控阵天线的散热结构，其特征在于，所述平板热管(2)与所述第一热管(1)之间夹设有第一导热绝缘垫垫(22)。

5.根据权利要求1所述的相控阵天线的散热结构，其特征在于，所述平板热管(2)背离所述第一凸起(21)的表面上设置有第二凸起(23)，所述第二凸起(23)用于连接所述天线组件(200)的部分器件。

6.根据权利要求5所述的相控阵天线的散热结构，其特征在于，所述第二凸起(23)设置有多个，多个所述第二凸起(23)间隔设置于所述平板热管(2)上。

7.根据权利要求5所述的相控阵天线的散热结构，其特征在于，所述第二凸起(23)上设有第二导热绝缘垫(231)。

8.根据权利要求1-7任一项所述的相控阵天线的散热结构，其特征在于，还包括热控涂层，所述热控涂层设置于所述卫星舱板(100)的表面上。

9.一种相控阵天线，其特征在于，包括权利要求1-8任一项所述的相控阵天线的散热结构，所述天线组件(200)包括：

第一天线模块，所述第一天线模块包括天线发射单元(201)和电子组件(202)，所述电子组件(202)设置于所述第一凸起(21)上，所述天线发射单元(201)设置于所述电子组件(202)上，并伸出所述卫星舱板(100)的外表面；

第二天线模块，所述第二天线模块设置于所述平板热管(2)背离所述第一凸起(21)的表面上。

10.根据权利要求9所述的相控阵天线，其特征在于，所述电子组件(202)包括多层电路板(2021)、AOP模块(2022)和天线载板(2023)，所述多层电路板(2021)设置于所述第一凸起(21)上，所述AOP模块(2022)设置于所述多层电路板(2021)上，所述天线载板(2023)设置于所述AOP模块(2022)上，所述天线发射单元(201)设置于所述天线载板(2023)上。

11.根据权利要求9所述的相控阵天线，其特征在于，所述第二天线模块包括波控板(203)以及设置于所述波控板(203)上的第一芯片组件(204)和第二芯片组件(205)，所述第一芯片组件(204)夹设于所述平板热管(2)与所述波控板(203)之间，所述第二芯片组件(205)设置于所述波控板(203)背离所述平板热管(2)的表面上。

12.根据权利要求11所述的相控阵天线，其特征在于，所述第一芯片组件(204)包括AI芯片(2041)、电源芯片(2042)和刷新芯片(2043)，所述AI芯片(2041)、所述电源芯片(2042)和所述刷新芯片(2043)间隔设置于所述平板热管(2)上。

13.根据权利要求11所述的相控阵天线，其特征在于，所述第二芯片组件(205)包括多个发热芯片，多个所述发热芯片间隔布置在所述波控板(203)上。

14.一种卫星平台，其特征在于，包括权利要求9-13任一项所述的相控阵天线，所述卫星舱板(100)上开设有安装孔(101)，部分所述第一热管(1)位于所述安装孔(101)中并与所述平板热管(2)贴靠，所述第一凸起(21)和所述电子组件(202)容置于所述安装孔(101)中，所述天线发射单元(201)伸出所述卫星舱板(100)的外表面。

15.根据权利要求14所述的卫星平台，其特征在于，还包括正对所述安装孔(101)设置的壳体(102)，所述壳体(102)分别连接于所述卫星舱板(100)和所述平板热管(2)，所述第二天线模块容置于所述壳体(102)内。

Images