本规范规定了机载雷达热设计的基本要求。本规范适用于机载雷达热设计要求、热设计程序、热设计试验和热设计鉴定。 SJ 3224-1989 机载雷达热设计规范 SJ3224-1989 标准下载解压密码：www.bzxz.net
本规范规定了机载雷达热设计的基本要求。本规范适用于机载雷达热设计要求、热设计程序、热设计试验和热设计鉴定。

中华人民共和国机械电子工业部部标准SJ3224--89
机载雷达热设计规范
1989-02-10发布
1989-03-01实施
中华人民共和国机械电子工业部批准中华人民共和国机械电子工业部标准机载雷达热设计规范
1主题内容与适用范围
1.1主题内容
本规范规定了机载雷达热设计的基本要求。1.2适用范围
SJ3224-89
本规范适用于机载雷达热设计要求、热设计程序、热设计试验和热设计鉴定。2引用标准
GB1920
GB2903
GB4993
GJB267
3术语和符号
3.1术语
标准大气（30公里以下部份）
铜一康钢热电偶丝及分度表
镍铬一钢镍(康铜)热电偶丝及分度表机载雷达设计通用规范
3.1.1温度临界元件
雷达工作时温度可能接近其允许的最高工作温度的元件。3.1.2环境空气温度
与雷达机箱各主要表面的几何中心相距75mm以内处的空气温度值。3.1.3平均环境温度
用以描述雷达所处的环境空气温度和包围雷达机箱的设备舱辐射表面温度综合影响，并以面积为加权因子的平均温度值，见公(1)3.1.4机内元件平均温度
在作雷达传趋分析时作为基准热势的特征温度，是以功率作为加权因子的元件温度平均值，见公式（26)。
3.1.5冲压空气
飞机飞行时和迎面空气的相对运动，使没管道引入飞机的空气具有一定的速度和压这股空气称为冲压空气。
3.1.6座舱排气
飞机环境控制系统（简称环控系统）的空气在完成座舱环境控制后，经活门排出的空专气。
中华人民共和国机械电子工业部1989-02-10批准1989-03-01实施
3.1.7雷达功耗
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在热设计时，雷达功耗是指雷达中转化为热量的全部电功率，雷达功耗等于输入的电功率(发射分机应扣除输出功率)。3.1.8热流密度
雷达或电子元器件单位表面积向外散发的热量称表面热流密度（W/m）：单位体积内耗散的热盘称体积热流密度(W/m)3.2符号
本规范所用符号按表1规定
管道截面面积
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对流换热表面面积
雷达机箱外表面第n个方位的表面面积留达机箱外表面总面积
冷却剂比热、或冷却空气定压比热管道内径或等效直径
飞机阻力
压气机引出空气造成的等效阻力冲压空气造成的动盘阻力
雷达冷却系统消耗飞机轴功率造成的等效阻力冷却系统造成的等效飞机阻力增量表面有效系数
莫迪(MOOdy)障擦系数
海拔高度
冷却剂(空气)流道总的阻力损失摩擦阻力损失
局部阻力摄失
飞机升力
不同特征和位斑表面的特性尺寸管道长度
飞行马赫数
平均无故障工作时间
飞行高度上的大气压力
编号为n的元器件功耗
冲压空气的压力
消耗的飞机轴功率
冷却剂质盘流量
冷却剂体积流量
机箱和安装支架之间的接触热阻压气机压缩比
Pa;mmHg
推力燃料比耗
环境空气温度
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续表1
平均环境温度
环境空气温度，指与低达机箱第n个方位的表面几何中心相距75mm以内处的温度
飞行高度上的大气溢度bZxz.net
包圈留达机箱的设备舱对应第n个方位的壁面温度值设备舱安装支架的温度
临界元件温度
元件乎均温度
编号为n的元件表面温度
冷却空气(冷风)的温度
风道进口处的冷却空气温度
风道出口处的冷却空气温度
冲压空气温度
涡轮进口空气温度
对流换热表面温度
雷达机箱第n个表面的表面温度
雷达机箱与安装支架连接处的表面温度冷却空气平均流速
引出空气流盘
冲压空气流量
雷达冷却系统自身质量
飞机起飞质盛总增盘
起飞燃料装载盘与起飞总质量之比对流换热系数
辐射系数
设备舱壁面的辐射系数
雷达机箱衣面辐射系数
局部阻力系数
kg/N·h
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续表1
海拔高度修正系数
冷却空气密度
辐射换热慧
对流换热量
传导换热量
4蓄达设备舱热设计环境及冷源
4.1热设计环境
雷达设备舱(简称设备舱）热设计环境是指舱内的温度、湿度和气压等参数，温度主要影响因素
8。飞行高度上的大气温度；
b。气动力加热效应；
太阳辐射；
设备舱内雷达和其它电子设备的发热量；进人设备舱内的冷却剂，
设备舱的结构和材料。
气压主要影响因素
飞行高度；
b。设备舱是否有密封和增压设施。4.1.3设备舱环境温度的确定
飞机飞行过程中，设备舱壁面温度与舱内空气温度不一定相同，相对于雷达机箱各个表面也有差异。平均环境温度以面积为加权因子，反映其间的综合影响，当用于各种计算以及用一个数值来表示环境温度时，由下式计算：Tbavg
式中：Travg——平均环境温度，K；ZA.(Tha +Tm)
A.雷达机箱外表面第n个方位的表面面积，m；A一雷达机箱外表面总面积，m?；Tn环境空气温度，指与雷达机箱n个方位的表面几何中心相距75mm以内处的温度值，K；
包围雷达机箱的设备舱对应第n个方位的壁面温度值，K。Thn
设备舱环境温度原则上由飞机设计根据飞机环境温度技术条件提供。当按公式(1)-5-
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提供T有困难时，可提供T，值（各方位T的算术平均值）。雷达研制方也可按GJB267第1.2条的规定，按置达所属分类类别规定的环境激度为热设计依据。
4.1.4设备舱气压
不密封设备舱气压随飞行高度面变化，高度与气压的关系应符合GB1920中的规定，
增压设备舱的压力由飞机总技术条件规定设备舱环境的气压数据由飞机设计方根据飞行任务，与环境温度值同时提供给雷达研制方。
4.1.5设备舱湿度
考虑设备舱湿度的主要眼点是避免凝露、结冰带来的危害，由飞机总技术条件规定。
4.2冷源
雷达耗散的热盘由冷源吸收并带走，对冷源洁净度要求应充分注意，飞机上可采用以下冷源，
4.2.1自然(周围)环境
低速飞行飞机的设备舱温度较低，雷达耗散的热盘可以直接散发到空间或飞机构件上，再传到飞机体外，
4.2.2冲压空气
当利用冲压空气冷却雷达时，冲压空气的温度和压力与飞行马赫数有关，其计算式为：
T,=(1+0.2M2)Tbo
式中：T冲压空气温度，K；
一飞行高度上的大气温度，K；
M一-飞行马赫数，
实际所得温度值略低于上式计算结果。P,=Pbo(1+0.2M*)3.5...
式中：P—冲压空气的压力，Pa；Pbo飞行高度上的大气压力，Pa.(2)
上式是对绝热压缩过程而言，实际上为多变过程，冲压压力升高值(P一Pbo)只有计算值的50%~70%。
4.2.3飞机环控冷气
这种冷却空气来源于发动机的压缩空气(即压气机引出空气)，当它经过换热器，由6
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冲压空气初步冷却后，在涡轮冷却器中进一步膨胀降温，再经水分离器温度控制阀等附件，送入设备舱作为冷源，见图1.经涡轮膨胀后的空气，其压力、温度和流册均随飞机飞行参数而变，因此在用它作为雷达冷却时，应规定几种典型设计状态，如低空飞行、巡航飞行、最高飞行高度、最大飞行速度、低速飞行或滑行等状态，目前，军用单双座飞机常用的涡轮冷却器可提供的冷却空气参数的范围是：流量：80~600kg/h；
压力：小于40×10°Pa
温度：-18~+20℃
4.2.4座舱排气
座舱排气作冷源时，可提供小于40℃的温度，不大于1200Pa的压力和较大流量的风源，利用它作冷源可节省一套设备舱专用的环控系统，从而提高飞机综合性能，4.2.5燃油
喷气发动机的燃油一般是航空煤油，飞机飞行过程中燃油消耗盘很大，它是具有很大热容的冷源，单双座军用飞机的燃油消耗盘可达3000kg／h，当其温度升高1℃即可吸收1700W热量，燃油的可用温度为7~49℃.冲压空气
压力调节器
室机外
换热器
压缩机
负载节流孔板加载器
限制阀
图1飞机环境控制系统框图
温度控制阀
至电子设备
利用燃油作冷源时，雷达采用液体冷却系统，热量由液冷系统带出，由申联在燃油管道中的“燃油一冷却液”换热器传到燃油中，或传到与油箱相联结的燃油循环系统的燃中。
4.2.6其他冷源
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雷达采用消耗式蒸发冷却方法时，常用水、氟里昂、液氮等冷却介质作冷源，5热设计技术要求
5.1热设计的环境条件
雷达在飞机上所处的热设计环境条件是指：a。最高和最低环境温度，见第4.1.1条；b.环境气压；
c.环境湿度；
d.气压和温度的组合关系构成的雷达典型工作环境状态e.雷达连续工作时间；
f.环境温度与时间的组合关系，某些短时间的恶劣环境的温度要求。例如超音速飞行时出现的短时高温；低速飞行或滑行过程中出现的短时冷却空气流量最小（或为零）的工作点：环控系统失控时的耐受要求等。5.2玲源
见第4.2条。
5.3雷达功耗
见第3.1.7条，
5.4雷达内元件的工作温度
应按雷达要求的平均无故障工作时间（MTBF）确定雷达内元器件最高允许工作温度。
5.5噪声
必要时可规定雷达冷却系统带来的噪声的限制指标，5.6体积、重量
雷达自身冷却系统的体积和重盘应包括在雷达的体积和重盘指标之中，必要时可单独规定。
5.7冷却系统控制和安全保护
冷却系统工作程序应有控制装置保证，系统出现故障或其它因素不能满足冷却要求时能自动保护。
5.8其它
是否需要保温、恒温等，
6需达常用的冷却方法及其选择原则6.1冷却方法的选择原则
选择冷却方法不仅要根据雷达的热流密度，还要结合飞机提供冷源的条件。常用冷却方法的换热系数和对应的表面热流密度见表26.1.1热密度不高的雷达整机或分机优先采用自然冷却方案，必要时采用自带风机方案来提高激热能力。
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6.1.2利用飞机冷源来散热时，优先采用座舱排气，座舱排气不能满足冷却要求时，可用专用的飞机环控系统提供冷风，6.1.3功耗更大的雷达或雷达内具有用液体冷却的元器件时，一般采用燃油为冷源的冷邦知方案
6.1.4蒸发冷却适用于表面热流密度高的发热元器件，或发热元器件与其附属元器件有恒温要求时的冷却，应用冷空气或燃油作二次冷却表2
冷却方法
空气自然换热
水白然对流
空气强制对流(风冷)
油强制对流(汕冷)
水强制对流(水冷)
水沸游(蒸发冷郊)
水蒸汽膜状凝结
有机液蒸汽膜状凝结
换热系数
230~580
25~150
60~5000
3500~11000
最大54000
26000~11000
3800~1800
注：1)当换热表面和介质的温差为25K时；2)当换热表而和介质的温差为1~10K时。表面热流密度W/cm
(当换热表面和介质的温差为40K)0.024~0.064
最大135)
0.38~1.82)
6.1.5分教在设备舱以外的设备，宜采用独立的冷却方，如自然冷却、自带风机、冲压空气冷却、消耗式蒸发冷却等6.1.6采用冲压空气为冷源的设备，在高空低速飞行时出现的低温，以及在低温下“冷透”的设备在进人高温高避环境时可能产生的凝露结冰问题应加以预防，6.2自然冷却
自然冷却主要通过传导，对流和辐射换热，雷达机箱向外自然散热量是三者之和。6.2.1对流换热能力随空气密度降低雨减小，其对流换热盘的计算式为：D= Z4.54Ancbn(Twn - Tba)125..式中：中一
一对流换热量，W；
一销达机箱第n个表面的表面温度。用该表面几何中心点的温度表Tw
示，K；
环境空气温度，指与雷达机箱第n个方位的表面几何中心相距75mm以内处的温度值，K；
式中L
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A.雷达机箱外表面第n个方位的表面面积，m;表面有效系数；
.—海拨高度修正系数.
e=0.302L-0.26
一不同特征和位置表面的特性尺寸，m。几种典型表面的特性尺寸计算见公式(6)～（11）不同特征和位置的表面自然对流换热时，特性尺寸的计算式为：a.垂直板，h（高）×b(宽），高h小于0.6m：Lmh.
b.水平板，长）×b(宽），放热面向上：L- 1. b / (+b)
c，水平板，放热面向下：
L=1.b/2(1+b)
d.球，直径D:
e，垂直圆柱体，直径D大于0.005m，高h小于0.6mL,-h..
t水平柱体。真径D
5,1-0.0538h+0.00079h2
式中：h--海拔高度，km。
（10)
6.2.2为了尽可能发挥辐射散热作用，应使雷达机箱及设备舱壁都具有高的辐射系—10-
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数，但当部份舱壁在气动力加热情况下可能出现超过雷达机箱表面温度时，则应考虑辐射屏蔽措施。辐射换热量的计算式为：@,Z5.7eAn [(Fw) -(
(T)4）
式中：?辐射换热量，W;
Twa——雷达机箱第n个表面的表面温度，用该表面几何中心点的温度（热力学温度)表示，K；
包围雷达机箱的设备舱对应第n个方位的壁面温度值(热力学温度)，K;
A，—雷达机箱外表面第n个方位的表面面积，m2；辐射系数，
式中：ew——雷达机箱表面辐射系数；&b设备舱壁面辐射系数.
6.2.3由于雷达机箱在飞机上安装时一般都通过隔震器联结，隔器实际上也隔断了热传导通道。但具有优良抗展性能的雷达分机，或采用高阻尼材料消霆后提高耐性能时，可以不用隔震器而直接“硬装”在飞机构架上，这种情况下，应充分利用传导散热，传导换热量的计算式为：
,=(Twa-Tb)/ R.
式中：，传导换热量，W;
Twa——雷达机箱与安装支架连接处的表面温度，K；T设备舱安装支架的温度，K；
R一机箱和安装支架之间的接触热阻，K/W它取决于安装面的表面粗箱度，接触面积和接触面夹紧力，在接触面可填充导热填料，它能有效降低接触热阻。
6.2.4自然冷却的不密封机箱的设计，应使环境空气贯通机箱内部，直接将热量带出机箱而提高散热能力，但其效果随飞行高度的提高而降低，另一方面，灰尘和潮气亦将进入机箱内部，造成凝露和电击穿等危害，应予充分重视。自然冷却的密封机箱，只能通过机箱外表面散热，在内部应充分利用热传导，将发热元件的热量以尽可能小的热阻传至机箱。-1-
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