[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

技術領域

本發明涉及一種衛星真空熱試驗方法，特別是涉及一種基于微波吸波罩的雷達衛星真空熱試驗方法。

背景技術

相控陣天線具有發射峰值功率高、天線增益大、天線波束具有兩維快速掃描能力，且波束可賦形等特點，因而被廣泛應用于雷達衛星微波載荷。但相控陣天線系統構成復雜，集成和改裝工作量巨大，研制周期較長。

對于傳統的雷達衛星，由于在真空罐內無法進行微波載荷無線大功率發射測試，因而需在整星真空熱試驗前后，對微波載荷相控陣天線進行無線轉有線和有線轉無線的狀態改裝。即在真空熱試驗前，需將相控陣天線的T/R(收發)組件至與天線輻射單元之間的射頻連接電纜斷開，連接地面測試用高頻負載；在真空熱試驗結束后，再恢復原狀態連接。由于相控陣天線具有體積大、系統構成復雜等特點，天線改裝過程中會使用到各種吊裝工具和大量工裝，且因T/R(收發)組件至與天線輻射單元之間的射頻連接電纜多為半鋼成型電纜，拆裝過程中有可能破壞原電纜成型形狀及相關產品的射頻接口，對相控陣天線性能造成嚴重影響，因而天線改裝實施及風險控制難度極大。另外，隨著相控陣天線T/R(收發)組件使用規模的不斷增加(高分辨率寬帶雷達衛星使用到的T/R(收發)組件數量已達到數千，甚至上萬只)，天線改裝一次所需時間，少則數月，多則半年以上，大大影響到了衛星研制進度。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是提供一種基于微波吸波罩的雷達衛星真空熱試驗方法，其能夠在真空罐內進行微波載荷無線大功率發射測試，有效避免無線改裝帶來的相控陣天線產品狀態和性能變化問題，同時節省衛星真空熱試驗前后的天線改裝時間，大大縮短雷達衛星的研制周期。

本發明是通過下述技術方案來解決上述技術問題的：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。

優選地，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。

優選地，所述吸波罩模塊的耐功率指標設計閾值不小于6dB。

優選地，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。

優選地，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。

優選地，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。

優選地，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。

本發明的積極進步效果在于：本發明節省了真空熱試驗前后相控陣天線的改裝時間，大幅縮短了型號研制周期，降低了研制成本和研制技術風險且適用于所有采用大型相控陣天線的雷達衛星的真空熱試驗。

附圖說明

圖1為本發明的流程圖。

具體實施方式

下面結合附圖給出本發明較佳實施例，以詳細說明本發明的技術方案。

如圖1所示，本發明為基于微波吸波罩的雷達衛星真空熱試驗方法，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；