0 引言
星载合成孔径雷达(SAR)是一种主动式微波成像传感器，可以在能见度极低的气象条件下获得高分辨雷达图像，具备全天候、全天时成像能力，广泛应用于空间军事侦察以及自然资源普查等军事和民生领域[1-3]。随着星载SAR技术的发展，各种面向新型应用的新体制、新模式会不断出现[4]，一般可展开折叠的雷达天线阵面口径在10～20 m2，未来对星载SAR的各项指标及应用有着更高的要求，雷达口径朝着更大的方向发展，星载SAR天线阵面在结构上出现跨度大、质量轻、刚度低等动力学特性，由于SAR天线阵面在空间中的高低温工作特性，天线阵面的热变形对天线的电性能指标有着一定的影响[5]，如果缝隙波导天线因热变形导致天线阵面平面度很差，其两个辐射单元的间距与理论值存在偏差，进而导致空间相位差不准、增益降低等电性能影响[6]，天线阵面是卫星载荷的核心组成部分，其在规定温度条件下结构变形参数对载荷性能的稳定性至关重要。因此针对卫星天线在工作阶段的热变形进行控制，保证天线在各种工况下的状态稳定性，具有十分重要的意义。
本文结合卫星载荷超过30 m2大口径、长时间工作的要求，根据系统特征，采用模块化的设计思路，通过模块化组阵的方式形成SAR天线阵面，研究了SAR天线阵面的游离设计对天线阵面平面度的影响，并进行了试验验证。对天线系统的游离设计与非游离设计进行了仿真分析，同时根据天线系统特性策划了一个结构单模块，并根据卫星的在轨热特性开展单模块热变形试验，获得规定温度条件下天线游离变形数据，验证了游离设计的有效性，为卫星载荷的总体设计提供技术支撑。
1 天线阵面游离设计
该SAR天线系统主要由缝隙波导天线(含双波段共口径缝隙波导天线和单波段缝隙波导天线两种)、阵面电气部分、馈电网络与电缆、天线框架与机构和天线热控等组成。天线系统由多个天线单板组成，天线单板的示意图如图1所示，缝隙波导采用矩形排列方案，单个缝隙波导天线安装在天线框架上。缝隙波导的材料为铝合金，天线框架为碳纤维复合材料，缝隙波导安装在天线框架上，由于铝合金和碳纤维复合材料的线胀系数不一致，会导致在较大温度变化下产生较大的热应力和热变形，因此，在结构设计上，要求在较大的热应力下，波导可以产生小位移游离，进而达到降低热变形导致的波导平面度变化过大。
(a) 天线单板正面示意图
(b) 天线单板背面示意图
图1 天线单板示意图
缝隙波导相互独立安装，每一个缝隙波导和碳纤维框架均通过4个螺钉相固定，常规的固定方式为4个圆孔固定，在较大的热变形下，缝隙波导会产生翘曲变形，从而导致天线系统平面度变形较大；为了消除两者之间由于材料不同产生的热变形和应力，要求天线框架设计时把与缝隙波导天线安装在天线框架上4个连接孔采用1点圆孔、3点腰形孔的连接形式，如图2所示，4个孔的中心位置是理论位置，其中对角线腰形孔的偏转角度为两点理论位置的连线。天线系统中缝隙波导向同一方向游离，游离方向示意图如图3所示。
图2 天线框架上连接孔要求
图3 天线阵面上的游离方向示意图
为了保证游离的可靠性，要求框架与波导之间的安装面粗糙度要达到Ra3.2 μm以上，并且在安装时，安装接触面要涂敷特定的润滑油脂，以降低二者之间的摩擦系数。
2 天线阵面平面度仿真分析
根据卫星的在轨热特性，在采取一定的热控措施下，可以仿真出在轨期间天线系统各设备的温度，如表1所示，然后根据最恶劣工况仿真出天线系统最大的在轨热变形，热变形计算分为对缝隙波导固定安装和游离安装两种方案进行了计算。
表1 在轨各设备仿真温度 ℃
中间波导平均温度两侧波导平均温度框架平均温度有源安装板平均温度-13.5-34.5-21.0-11.0
根据仿真结果可以看出，波导固定状态下，天线系统垂直方向的变形量为-15.3～19.1 mm，如图4所示；波导游离安装状态下，天线系统垂直方向的变形量为1.1 mm，如图5所示。对比表明，缝隙波导游离安装状态下，可以显著降低天线系统热变形。
图4 缝隙波导固定安装状态下热变形云图
图5 缝隙波导游离安装状态下热变形云图
3 试验验证
天线阵面由多个单板天线组成，由图1(b)可知，每个单板天线由左右两个完全相似的天线单元组成。根据天线系统结构对称特点和试验场地空间限制，试验天线模块采用天线单元的3/4结构。天线阵面平面度的主要影响因素是缝隙波导安装方式，单个裂缝波导采用四点约束，其中一点为圆点固定约束，其他三点为腰形孔约束，因此裂缝波导的热变形具有相互独立性，考虑单波段与双波段共口径裂缝波导结构不同，选用3/4个天线单元作为试验样件的实验结论具有一定指导性。试验天线模块的安装方式和材料体系与天线单板完全一致，仅在Y方向的一侧进行了剪拆，试验天线模块的示意如图6所示。
(a) 正面示意图
(b) 背面示意图
图6 试验单模块天线示意图
根据试验验证情况，单模块热变形试验温度范围设定为35 ℃到-15 ℃，每隔10 ℃进行一次测试，具体如表2所示。每次测试前都需在测试温度点保持90 min使单模块产品达到温度均衡状态，再进行天线阵面的平面度测试和天线的热变形测试。
表2 热变形试验条件
序号温度/℃测试内容125平面度、天线基准235平面度、天线游离变形315平面度、天线游离变形45平面度、天线游离变形5-5平面度、天线游离变形6-15平面度、天线游离变形
试验状态如图7所示，将单模块垂直吊挂在工装上，保证单模块除重力外，不再承受其他载荷，尽量模拟在太空中的真实状态；非接触式双相机摄影测量系统在距离单模块3.5 m左右的距离，同时放入环境箱。
图7 单模块试验状态
采用非接触式双相机摄影测量系统对各试验条件下的单模块阵面变形及平面度进行测量，该系统在距被测对象4 m距离内变形测量精度为40 μm。
单模块波导天线表面布置测量靶标点，分布方式如图8所示，缝隙波导表面共布置180个测点。
图8 单模块靶标点分布
以25 ℃为基准，选取图5、图6所示的靶标计算点，分析不同温差下缝隙波导天线的平面度和游离方向(X向)变形，结果如表3、表4所示。
表3 单模块波导面平面度
序号温度/℃单波段缝隙波导面平面度(P-P)/mmRMS/mm备注1250.570.11基准2350.840.173151.040.21451.230.265-51.300.326-151.650.40
表4 单波段波导天线游离变形 μm
两相对点温差/℃10-10-20-30-400L12-L30161-181-282-392-49216L10-L28117-150-281-367-44714L39-L5793-143-268-413-533-21L31-L49105-151-307-457-588-39平均值111-151-282-403-513-4
单波段波导面的平面度峰峰值最小值为0.57 mm，出现在25 ℃状态下，这时天线阵面的初始安装状态；平面度峰峰值最大值为1.65 mm，出现在-15 ℃状态下，相对常温下平面度相对变化1.08 mm，与仿真的数据吻合性较好；当温差为-40 ℃时，即从25 ℃到-15 ℃，缝隙波导天线在X向游离变形均值为513 μm，说明缝隙波导天线在温度应力作用下，可以进行可靠的滑移，验证了设计的有效性。
4 结束语
本文针对某卫星天线系统的结构设计，采用游离设计的方法，以达到降低系统热变形的目的，并根据卫星的在轨温度特性，进行了热变形仿真，仿真结果表明游离设计的合理性；根据系统的特点策划了结构单模块，采用非接触式双相机摄影测量系统开展天线单模块的热变形试验，并采集了天线阵面在不同温度条件下的平面度和游离变形两个方面的试验数据，该试验验证了缝隙波导采用游离设计的方式，天线系统在规定温度条件下热变形与仿真的一致性较好，达到了设计的目的，反映了该结构设计方案的有效性及合理性，为卫星载荷总体设计提供了有效的数据支持。
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