[发明专利]一种与卫星平台结构热控一体化的星载相控阵雷达载荷

说明书

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。

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，一般采用与卫星平台独立的构型设计。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。