0 引　言

为了提高舰载相控阵雷达的环境适应性和可靠性，使新一代雷达能具备较高的抗海上高温、低温、高湿度、盐雾、霉菌等恶劣环境的能力，雷达关键的收发组件、配电模块等均安装于天线舱内，并采取一定的措施使电子设备与外部环境隔离。雷达天线舱作为舱外设备，需要考虑内部电子器件热负荷以及高低温、太阳辐射等环境冷热负荷的影响，保证在宽温域内保持内部环境温度满足指标要求，因此常常采取通风冷却的环控措施^[1-2]。

某型舰载旋转相控阵雷达设备由于工作环境条件复杂，在设计时要考虑到全天候恶劣条件下均能可靠工作，因此天线舱在进行热负荷计算时，选择按照所处环境极值条件进行设计，从而保证设备工作风险率能够满足国军标要求。该天线舱根据装载平台的环境适应性要求，按照国军标要求需满足在以下环境极值条件下稳定工作：

1）外界环境温度最高48℃；

2）正面太阳辐射强度为1110 W/m²。

根据以上设计输入条件，本文针对该型舰载旋转相控阵雷达天线舱的控温需求,对极值太阳辐射下的天线舱热负荷采用相应的数学模型进行了理论和仿真计算，通过向天线舱提供满足设计流量、温度的低温空气来给其降温。同时根据相应计算结果，进一步地在简化天线舱模型基础上计算其温度场，得到天线舱内温度分布，并与天线舱实物的温度试验测试结果相对比。

1 天线舱热负荷计算

某型雷达天线舱是由双侧天线罩、顶板以及侧板组成的密闭结构，天线舱热负荷主要由舱内电子设备的热负荷和环境热负荷等组成，其中环境热负荷主要由环境高温负荷与太阳辐射负荷组成。

电子设备热负荷主要是天线舱内的电子设备在工作时通过导热、对流和辐射等形式向天线舱内传递的热量。该部分热负荷根据电子设备发热量确定，在天线舱热负荷计算中属于固定组成部分，因而较好计算。本文中天线舱内电子设备热负荷为6 kW。

太阳辐射对天线舱的传热过程以及天线舱的得热量计算较复杂，根据相关资料，太阳光谱主要由0.2～3.0 μm的波长区域组成，当太阳射线照射到非透明的天线舱围护结构外表面时，一部分被反射，另一部份被吸收，二者比例又取决于舱壁结构外表面的颜色、粗糙度等，同时同一种材料对不同波长的辐射反射率（或吸收率）也不同。

天线舱的舱壁结构较简单，组成仅为金属板或复合材料板以及内壁保温隔热材料，其结构的储热可以基本忽略。本文计算时主要考虑在太阳辐射条件下的显热负荷，采用室外空气综合温度的等效算法，其计算公式见式(1)^[3-4]。

${t_{{z}}} = {t_w} + \frac{{\rho I}}{{{\alpha _w}}} - M 。$

(1)

式中：t_z为该面当量综合温度；t_w为壁面温度；$\rho$为舱体外表面对太阳辐射的吸收系数；I为太阳辐射强度；${\alpha _w}$为舱外表面对流换热系数；M为修正系数，垂直表面 M=0，水平面M=3.5 ℃～4 ℃。

本文计算时按舱内空气进口温度t_in=20 ℃，外界环境温度t₀=48 ℃，正面太阳辐射强度I₁=1110 W/m²，天线面阵侧板及门的太阳辐射强度为I₂=172 W/m²。

天线罩结构是为蜂窝状，其有效实体传热面积为η=0.4，天线罩导热系数$\lambda =0.314\;{\mathrm{W}}/({\mathrm{m}}\cdot{\mathrm{K}})$，天线罩壁厚为0.02 m。顶板以及侧板均采用铝板，内部粘贴绝热材料。

铝板厚度为3 mm，导热系数${\lambda }_{1}=200\;{\mathrm{W}}/({\mathrm{m}}\cdot{\mathrm{K}})$；绝热材料厚度为10 mm，${\lambda }_{2}=0.038\;{\mathrm{W}}/({\mathrm{m}}\cdot{\mathrm{K}})$。舰载雷达天线舱模型如图1所示。

外部环境向天线罩内部传热的热阻由R₁、R₂、R₃组成。R₁为外界空气与天线舱外表面的对流换热热阻，R₁=1/hc₁；R₂为天线罩自身的导热热阻和保温材料的导热热阻，${{{R}}_2} = \sum(\delta/\lambda)$；R₃为天线舱内表面与内部空气的对流换热热阻，${R_2}=1/hc_{2}$。各面由外部传递的热负荷计算式为：

${Q_1} = \frac{{\Delta t}}{R}A = \frac{{({t_{\text{z}}} - {t_m})}}{{{R_1} + {R_2} + {R_3}}}A。$

(2)

根据室外当量综合温度可计算得到，该型雷达天线舱环境热负荷Q₁=3 kW，天线舱内电子设备风冷热负荷Q₂=6 kW，因此天线舱总的热负荷Q=9 kW。

2 天线舱通风设计及仿真 2.1 天线舱通风风量计算

天线舱通风风量计算式为：

${q_v} = \zeta \frac{Q}{{{c_p}\rho \Delta t}}。$

(3)

式中：${q_v}$为空气体积流量；$\zeta$为送风裕量系数，取1.1倍；Q为天线舱最大热负荷；${c_p}$为空气定压比热容；$\rho$为空气密度；选择送回风温差$\Delta t$=10 ℃，可得送风体积流量${q_v}$=3000 m³/h。

由于旋转相控阵雷达对天线重量要求高，天线舱通风设计时将通风装置置于转台下部舱室内，通过风道将风送入天线舱。天线舱底部送风示意见图2，通风装置将冷却风由旋转铰链处送入天线舱底部，冷却风向上经过天线舱内部对发热器件冷却后，再由天线舱底部回风口回到通风装置，完成散热循环。

2.2 天线舱温度场仿真

在天线舱工作状态下，天线舱总热负荷为9 kW，温度场如图3所示^[5-7]。

在天线舱维修或关机状态下，天线舱最大总热负荷为环境热负荷即3 kW，温度场如图4所示。

由仿真结果可知，天线舱温度在垂直方向上形成了较明显的温度梯度，在工作状态下天线舱顶部中间位置最高温度为43.47℃，在维修状态下天线舱顶部最高温度为33.95℃，底部中间进风口位置温度最低。该结果显示天线舱温度分布与天线舱送回风方式紧密相关，该天线舱通风方式在设计时充分考虑了人员及设备所处位置的温度和舒适度的需求。

3 天线舱温度场测试

根据以上仿真结果可知，在给定的送风参数下加上外界环境热负荷对天线舱内温度场的影响，天线舱工作和维修状态下的温度能够满足人员和设备的需求。为了进一步的验证天线舱在高温和强太阳辐射条件下的温度调节能力并验证仿真结果的可信度，在露天工作环境下对完整状态下的天线舱温度控制效果进行了实测。根据仿真结果，天线舱的温度在垂直方向上有较明显的温度梯度，同时天线舱在水平方向也有较大的空间，实际中可能存在着温度不均匀现象，因此综合考虑天线舱布置温度检测点如图5(a)所示。

其中，共有温度检测点9个（T₀～T₈）布置于S面阵一侧，如图5(b)所示。检测点0为S波段左下角，检测点1为S波段右下角，检测点2～检测点5为S波段天线中间一层均布，检测点6～检测点8为S波段天线顶部一层均布^[8-10]。

实验当天2级风速，温度32℃，相对湿度40%～50%。实验数据见表1。

可知，天线舱温度在垂直方向上明显分为3层。温度监测点的温度随时间变化曲线如图6所示。可知，天线舱内存在着垂直方向上的温度梯度，可大致分为上、中、下3层，各层有一定的温差。天线舱内最大温度为33.95 ℃，舱内平均温度为29.94 ℃。天线舱中层和下层温度梯度为3.49 ℃，上层和中层温度梯度为3.93 ℃，在竖直方向温度梯度最大为7.39 ℃。舱内人员所处区域竖直方向温差小于4 ℃，能够保证人员有一定的舒适度。

4 结　语

本文介绍了舰载相控阵雷达天线舱热负荷的理论计算方法，并采用数值仿真和实验测试的手段分析天线舱内温度分布。从本文计算和采集的数据可得出以下结论：

1） 天线舱内最大温度为33.95℃，仿真结果显示最高温度为30.31℃，两者温度误差大约为10%，仿真结果具有较高的准确度。

2） 天线舱在竖直方向温度梯度最大为7.39℃，天线舱中层和下层温度梯度为3.49℃，上层和中层温度梯度为3.93℃，舱内平均温度为29.94℃，舱内人员所处区域竖直方向温差小于4℃。结果表明天线舱内温度差异不大，人员舒适度较高。

3） 天线舱均温性取决于天线舱供风和回风的方式，在供回风方式不断优化的基础上可进一步提高舱内均温性。