[發明專利]基于微波吸波罩的雷達衛星真空熱試驗方法

在審

• 申請號: 201710344369.8
• 申請日: 2017-05-16
• 公開（公告）號: CN107121672A
• 公開（公告）日: 2017-09-01
• 發明（設計）人: 王海濤;鞏彪;劉佩東;翟載騰;韋錫峰;范季夏;朱鴻昌
• 申請（專利權）人: 上海衛星工程研究所
• 主分類號: G01S7/40
• 分類號: G01S7/40
• 代理公司: 上海漢聲知識產權代理有限公司31236
• 代理人: 郭國中

1.一種基于微波吸波罩的雷達衛星真空熱試驗方法，其特征在于，其包括以下步驟：

步驟一，根據雷達衛星相控陣天線工作頻段及其對微波吸波罩吸波性能的要求，選擇在真空條件下不漏氣、不揮發、耐高溫、耐大功率、導熱性能好、熱變行小的硬性固體材料，制成滿足使用要求的微波吸波罩；

步驟二，根據雷達衛星相控陣天線幾何尺寸，以及熱試驗微波吸波罩與相控陣天線幾何關系要求，確定微波吸波罩幾何尺寸；

步驟三，根據微波吸波罩幾何尺寸確定微波吸波罩安裝基板鋁板的尺寸，同時對鋁板不安裝微波吸波罩的一側進行噴黑漆處理；

步驟四，在真空罐外進行微波吸波罩的組裝，并采取整體吊裝安裝的方式吊裝于真空罐的頂部位置，吊裝位置根據熱試驗雷達衛星相控陣天線與微波吸波罩的幾何關系確定；

步驟五，將雷達衛星吊入真空罐，雷達衛星有效載荷按正常程序進行法向波位單收發組件定標測試，地面記錄處理定標測試數據，并將其與真空罐外同模式測試結果進行比對，對參加熱試驗的相控陣天線產品狀態進行確認；

步驟六，關罐前測試完畢后，衛星斷電，關真空罐，衛星按照熱試驗測試流程開展后續電測試和試驗工作。

2.如權利要求1所述的基于微波吸波罩的雷達衛星真空熱試驗方法，其特征在于，所述吸波罩模塊的吸波性能設計主要針對雷達工作頻段設計。

3.如權利要求1所述的基于微波吸波罩的雷達衛星真空熱試驗方法，其特征在于，所述吸波罩模塊的耐功率指標設計閾值不小于6dB。

4.如權利要求1所述的基于微波吸波罩的雷達衛星真空熱試驗方法，其特征在于，所述吸波罩模塊的吸波性能指標根據微波有效載荷具體性能測試項目確定。

5.如權利要求1所述的基于微波吸波罩的雷達衛星真空熱試驗方法，其特征在于，所述微波吸波罩是一個只有五個面的立方體，其中正對相控陣天線的那面無東西，其余五面均有吸波材料。

6.如權利要求1所述的基于微波吸波罩的雷達衛星真空熱試驗方法，其特征在于，所述微波吸波罩各面距離相控陣天線邊界的最近距離不少于十個波長。

7.如權利要求1所述的基于微波吸波罩的雷達衛星真空熱試驗方法，其特征在于，所述雷達衛星有效載荷在真空罐內進行大功率無線發射測試時，其發射的電磁波通過微波吸波罩轉化為熱能。