[发明专利]基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种卫星真空热试验方法，特别是涉及一种基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法。

背景技术

相控阵天线具有发射峰值功率高、天线增益大、天线波束具有两维快速扫描能力，且波束可赋形等特点，因而被广泛应用于雷达卫星微波载荷。但相控阵天线系统构成复杂，集成和改装工作量巨大，研制周期较长。

对于传统的雷达卫星，由于在真空罐内无法进行微波载荷无线大功率发射测试，因而需在整星真空热试验前后，对微波载荷相控阵天线进行无线转有线和有线转无线的状态改装。即在真空热试验前，需将相控阵天线的T/R(收发)组件至与天线辐射单元之间的射频连接电缆断开，连接地面测试用高频负载；在真空热试验结束后，再恢复原状态连接。由于相控阵天线具有体积大、系统构成复杂等特点，天线改装过程中会使用到各种吊装工具和大量工装，且因T/R(收发)组件至与天线辐射单元之间的射频连接电缆多为半钢成型电缆，拆装过程中有可能破坏原电缆成型形状及相关产品的射频接口，对相控阵天线性能造成严重影响，因而天线改装实施及风险控制难度极大。另外，随着相控阵天线T/R(收发)组件使用规模的不断增加(高分辨率宽带雷达卫星使用到的T/R(收发)组件数量已达到数千，甚至上万只)，天线改装一次所需时间，少则数月，多则半年以上，大大影响到了卫星研制进度。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其能够在真空罐内进行微波载荷无线大功率发射测试，有效避免无线改装带来的相控阵天线产品状态和性能变化问题，同时节省卫星真空热试验前后的天线改装时间，大大缩短雷达卫星的研制周期。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：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。

优选地，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。

优选地，所述吸波罩模块的耐功率指标设计阈值不小于6dB。

优选地，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。

优选地，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。

优选地，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。

优选地，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。

本发明的积极进步效果在于：本发明节省了真空热试验前后相控阵天线的改装时间，大幅缩短了型号研制周期，降低了研制成本和研制技术风险且适用于所有采用大型相控阵天线的雷达卫星的真空热试验。

附图说明

图1为本发明的流程图。

具体实施方式

下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。

如图1所示，本发明为基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，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；