[发明专利]基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法

权利要求书

1.一种基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，其包括以下步骤：

步骤一，根据雷达卫星相控阵天线工作频段及其对微波吸波罩吸波性能的要求，选择在真空条件下不漏气、不挥发、耐高温、耐大功率、导热性能好、热变行小的硬性固体材料，制成满足使用要求的微波吸波罩；

步骤二，根据雷达卫星相控阵天线几何尺寸，以及热试验微波吸波罩与相控阵天线几何关系要求，确定微波吸波罩几何尺寸；

步骤三，根据微波吸波罩几何尺寸确定微波吸波罩安装基板铝板的尺寸，同时对铝板不安装微波吸波罩的一侧进行喷黑漆处理；

步骤四，在真空罐外进行微波吸波罩的组装，并采取整体吊装安装的方式吊装于真空罐的顶部位置，吊装位置根据热试验雷达卫星相控阵天线与微波吸波罩的几何关系确定；

步骤五，将雷达卫星吊入真空罐，雷达卫星有效载荷按正常程序进行法向波位单收发组件定标测试，地面记录处理定标测试数据，并将其与真空罐外同模式测试结果进行比对，对参加热试验的相控阵天线产品状态进行确认；

步骤六，关罐前测试完毕后，卫星断电，关真空罐，卫星按照热试验测试流程开展后续电测试和试验工作。

2.如权利要求1所述的基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，所述吸波罩模块的吸波性能设计主要针对雷达工作频段设计。

3.如权利要求1所述的基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，所述吸波罩模块的耐功率指标设计阈值不小于6dB。

4.如权利要求1所述的基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，所述吸波罩模块的吸波性能指标根据微波有效载荷具体性能测试项目确定。

5.如权利要求1所述的基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，所述微波吸波罩是一个只有五个面的立方体，其中正对相控阵天线的那面无东西，其余五面均有吸波材料。

6.如权利要求1所述的基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，所述微波吸波罩各面距离相控阵天线边界的最近距离不少于十个波长。

7.如权利要求1所述的基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，所述雷达卫星有效载荷在真空罐内进行大功率无线发射测试时，其发射的电磁波通过微波吸波罩转化为热能。