耐高溫衛星導航天線

劉胤廷　張書義　石丹　沈遠茂　高攸綱

(1.北京郵電大學,北京100876;2.北京和協航電信息科技有限公司,北京100015)

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耐高溫衛星導航天線

劉胤廷1張書義2石丹1沈遠茂1高攸綱1

(1.北京郵電大學,北京100876;2.北京和協航電信息科技有限公司,北京100015)

摘要設計了一種陶瓷基底的右旋圓極化微帶天線，能夠滿足高溫環境下衛星導航系統的應用.天線設計特點有以下四點:天線外形具有低輪廓特性,適合高速運動飛行器表面的貼裝;采用鈦合金材料和高溫陶瓷材料,能夠在400 ℃高溫環境下正常工作,具有優異的耐熱性能;加工裝配流程均無焊接工藝,確保天線組件的電連接在高溫沖擊下的可靠性;采用中心短路銷釘設計,減少同軸饋針的感抗,獲得優異的阻抗匹配特性.通過仿真優化和實際測試,驗證了該天線性能優異,滿足高溫環境下的衛星導航系統的使用要求.

關鍵詞衛星導航;耐高溫;陶瓷

引言

隨著飛行器速度不斷提升,其表面惡化的環境對導航天線提出更高的要求.由于飛行器的飛行速度達到幾倍馬赫時,會使天線的瞬時加熱速率高達120 ℃/s以上[1].因此,天線要求具有較強的抗熱沖擊能力.在升溫過程中,天線結構保持穩定,電氣性能能夠適應溫度變化,以保證飛行過程中天線能正常工作.

國內現階段對導航天線研究日益關注,各種類型的天線應用到衛星導航接收終端,其中典型的天線類型有微帶天線、螺旋天線、彎折振子天線等[2-4].

但以上研究成果并不適合高溫環境下使用.文獻[5-6]研究了陶瓷材料在高溫環境下的應用,但其研究著重于材料的溫度特性.文獻[7]采用隔熱材料填充的設計方法,其天線具有在高溫環境下工作的能力,但其天線高度過高,不能適應飛行器表面貼裝的應用.

文中設計了一種能夠適應高速飛行器表面環境,覆蓋全球定位系統(Global Positioning System,GPS)L1頻段,具有低輪廓特性的耐高溫導航天線.文中第二部分引入空腔模型,分析溫度變化對天線的影響;第三部分描述了耐高溫導航天線的構成;第四部分分析了天線的仿真設計以及測試數據;第五部分為全文的總結.

1理論分析

Y.T.Lo于1979年[8]提出了空腔模型理論,假定微帶天線高度遠小于波長,微帶貼片與接地板之間空間的四周為磁壁,上下為電壁的諧振空腔.根據麥克斯韋理論,空腔內電磁場應當滿足：

(1)

考慮同軸饋電方式,饋源是沿z向電流源J,由于基片高度低,設定J不隨z坐標而變化,得到其波動方程:

(2)

對于矩形貼片,可得到:

(3)

式中：ae和be分別為等效邊長;de為等效饋電線寬度.

Bmn= jk0η01aebeδ0mδ0nk2-k2mn×

微帶天線諧振點頻率按照公式(4)計算

(4)

式中:c為光速;εe為介質等效介電常數;ae和be分別為微帶貼片等效長寬;m和n為激勵模序號.

對于方形微帶,駐波比小于2的相對帶寬可以按式(5)近似計算得到

(5)

根據空腔模型四周磁壁上的切向電場,得到其等效磁流,計算TM模的遠場為:

Eθ=2k20Vmnπre-jk0r+j(u+mπ+v+nπ)/2sinu+mπ2× sinv+nπ2[a2eu2-(mπ)2+ b2ev2-(nπ)2]sinθsinφcosφ;Eφ= 2k20Vmnπre-jk0r+j(u+mπ+v+nπ)/2sinu+mπ2× sinv+nπ2[a2ecos2φu2-(mπ)2- b2esin2φv2-(nπ)2]sinθcosθ.ì?í??????????????????

(6)

式中:Vmn=hβmn;u=k0aesinθcosφ;v=k0besinθsinφ.

根據微擾法,方形微帶天線采用對角線切角的方法實現右旋圓極化,同時激勵兩個簡并模TM10模和TM01模.

當Δs?s時,對角線切角實現圓極化的激勵條件為

(7)

工程上可簡化為

(8)

通過“高Q腔法”[9-10]測量得到,微晶可加工陶瓷在20 ℃時介電常數約為6.5,在400 ℃時介電常數約為6.9.隨著環境溫度的升高,天線基材(微晶可加工陶瓷)的介電常數逐步增大,微帶天線的品質因素也隨之變大.

微帶天線諧振頻率隨溫度變化規律如式(9)所示:

(9)

根據式(4),隨著工作溫度升高,微帶天線諧振點頻率下降;式(9)給出頻率變化與介電常數變化的關系;式(5)說明天線駐波比帶寬隨著溫度升高而下降;式(6)表明溫度變化對天線方向圖形狀影響很小;式(8)表明溫度變化會導致天線圓極化軸比系數惡化.

耐高溫天線采用以下措施來解決高溫環境對天線的影響.其一,采用耐高溫材料,保證導航天線在高溫環境下的結構適應性;其二,天線加工和裝配采用無焊接工藝,確保天線各部件的連接在高溫環境的可靠性;其三,對耐高溫導航天線進行預調諧,對消工作溫度升高引起的天線諧振點頻率下降的影響;其四,采用低介電常數陶瓷基片,展寬天線工作帶寬,保證天線工作帶寬在整個溫度環境內具有足夠的裕量;其五,采用中心短路銷釘設計,減少同軸饋針的感抗,獲得優異的阻抗匹配特性.

2天線設計

耐高溫導航天線用于接收美國GPS系統L1波段信號,其工作頻率為1 575.42MHz,帶寬為2.046MHz[11].導航天線實現右旋圓極化,方向圖覆蓋上半球空域,天頂方向增益不小于2dB.天線的工作溫度范圍覆蓋20 ℃到400 ℃.

耐高溫導航天線采用鈦合金材料和高溫陶瓷材料提升自身的抗熱沖擊性能,以此獲得低輪廓特性,適合飛行器表面貼裝.低輪廓特性能夠減弱飛行過程中空氣摩擦,減少對飛行器風動性能影響.

耐高溫導航天線如圖1所示.天線由三部分組成:陶瓷天線罩,鈦合金金屬外框和微帶貼片.

圖1　耐高溫導航天線實物示意圖

陶瓷天線罩采用微晶可加工陶瓷[12],常溫下其介電常數約為6.5,介質損耗角正切約為0.004,具有良好的透波特性.天線罩外形為弧面結構,以滿足飛行器表面的共形要求.

鈦合金外框包含上下兩層,將高溫陶瓷天線罩夾緊固定.上下層外框之間采用螺釘連接.高溫陶瓷材料線脹系數為9.4×10-6m/K,鈦合金材料線脹系數為10.2×10-6m/K[13].兩者具有相近的膨脹系數,以保證在劇烈溫度沖擊環境下天線具有足夠的結構強度.

微帶貼片由陶瓷基底、鈦合金貼片和饋電針組成.鈦合金貼片采用矩形切角方法實現右旋圓極化[14].其中鈦合金材質電導率約為2.4×106S/m,具有很好的導電性能和耐高溫特性.微帶貼片采用了中心短路銷釘結構,減小饋電針的感抗[15-16],獲得優異的阻抗匹配特性.同時,短路銷釘將鈦合金貼片、陶瓷基底與鈦合金外框相固定.饋電針采用不銹鋼材質,饋針頭部為帽形結構,與鈦合金貼片相壓接,保證其與鈦合金貼片的電氣連接.饋針中部為螺紋結構,饋針穿過陶瓷基底,利用螺母將饋針與陶瓷基底固定.饋針下部為針形結構,與外部電纜相連.天線輸出可采用硅介質填充的反極性同軸電纜連接.

3實驗結果分析

下面分別對天線在常溫和高溫環境下的電氣性能,進行仿真分析和測試驗證.

3.1常溫實驗

在常溫環境(20 ℃),耐高溫導航天線的回波損耗仿真數據和測試數據如圖2所示.在頻段1.55GHz至1.607GHz,耐高溫導航天線的仿真數據,回波損耗均小于-9dB(對應駐波比<2);測試數據中,回波損耗均小于-11dB.

圖2　常溫下回波損耗仿真和測試數據

耐高溫導航天線的右旋圓極化方向圖和左旋圓極化方向圖,仿真數據如圖3所示,測試數據如圖4所示,其中圖中每格刻度為10dB.天線右旋圓極化增益在天頂方向約為5.6dB,交叉極化抑制大于20dB.由于仿真模型中未考慮介質基底的損耗,仿真數據中天線增益稍高于實測數據,約為6.3dB.

綜上所述,常溫環境下,天線仿真數據和測試數據相互吻合.天線回波損耗、方向圖以及增益指標均符合設計要求.

圖3　常溫下天線仿真方向圖

圖4　常溫下天線測試方向圖

3.2高溫實驗

高溫實驗步驟如下所述:

使用隔熱材料(氣凝膠纖維板HLGX-864)搭建一個空心隔熱盒.耐高溫導航天線置于隔熱盒中,以減少實驗過程中空氣熱傳導的損耗.在耐高溫導航天線底部,粘接溫度傳感器,用于實時監測天線下表面溫度,溫度測試設備采用UT321接觸式測溫儀.以三把JHJ630DCE博士熱風槍為熱源,對耐高溫導航天線上表面進行持續加熱,直至天線下表面溫度在十分鐘時間內均穩定在400 ℃以上.而后將熱源撤離,觀測天線隨溫度下降,其電氣性能的變化規律.

耐高溫導航天線S11參數在不同溫度下,其仿真數據和測試數據如圖5和圖6所示.圖5給出耐高溫導航天線中心頻率隨溫度變化的曲線,圖6給出耐高溫導航天線帶寬(駐波比小于2)隨溫度變化的曲線.

圖5　天線諧振點頻率與溫度關系

圖6　天線駐波比帶寬與溫度關系

根據測試數據所示,耐高溫導航天線由20 ℃變化到400 ℃,天線的諧振點頻率由1 596MHz下降到1 550MHz.天線駐波比帶寬20 ℃約為60MHz,400 ℃約為53MHz.隨著工作溫度的升高,天線諧振點頻率下降,天線工作帶寬減少,實驗數據與第二部分理論分析一致.

仿真數據和測試數據相互吻合,隨溫度變化規律一致.但是由于天線加工存在誤差,以及天線裝配存在空隙,仿真與測試對比,天線帶寬存在一個固定差值.

在整個工作溫度范圍,天線工作頻率覆蓋1 575.42±1MHz頻段,回波損耗參數能夠滿足使用要求.

在開闊場地測量不同溫度下,耐高溫導航天線天頂方向的右旋圓極化增益,測試數據如圖7所示.

圖7　天線天頂方向增益與溫度關系

在 20 ℃至 400 ℃區間內,耐高溫導航天線的天頂方向右旋圓極化增益由5.6dB下降到3.5dB.由于溫度升高引起介電常數的增大,使得天線圓極化軸比系數惡化,導致右旋圓極化增益下降.但右旋圓極化增益在整個溫度范圍內均大于2dB,能夠滿足天線的設計要求.由圖示可知,仿真數據和測試數據相互吻合,右旋圓極化增益隨溫度變化規律一致.由于仿真模型未考慮基材介質損耗,仿真天線增益稍大于測試數據.

4結論

文中設計了一種耐高溫導航天線,天線整機尺寸為105mm×70mm×8.5mm(不含接頭高度).耐高溫導航天線具有低輪廓特性,能夠在飛行器表面進行貼裝,從而減少天線加改裝對飛行器風動性能的影響.耐高溫導航天線能夠長時間工作在400 ℃高溫環境,其電氣性能如第3章所述,滿足使用要求.

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Thermo-stable antenna for satellite navigation system

LIU Yinting1ZHANG Shuyi2SHI Dan1SHEN Yuanmao1GAO Yougang1

(1.BeijingUniversityofPostsandTelecommunications,Beijing100876,China;2.BeijingUniversityofAvionicsScience&TechnologyCo.Ltd,Beijing100015,China)

AbstractThis paper proposes a novel microstrip GPS antenna with configuration of right hand circular polarization. The antenna uses ceramic substrate and is suitable for high-temperature environments. The main features of the antenna are: the low profile design of antenna ensures its suitability for surface mount-assembly into high-speed aerial vehicles; owing to the titanium alloy and thermal stable ceramic material, the antenna works well at 400 degrees Celsius and demonstrates excellent heat-resisting property; no welding is used during the assembly to ensure the reliability of the electric connection under high temperature impact; the center shorting pillar is designed to reduce the inductance of the feed probe and obtain excellent impedance matching characteristics. Through the simulation and experiments, the proposed GPS antenna exhibits excellent performance and proves its suitability for high temperature application.

Keywordssatellite navigation; thermal stability; ceramic

收稿日期：2015-06-11

中圖分類號TN828

文獻標志碼A

文章編號1005-0388(2016)02-0325-06

DOI10.13443/j.cjors.2015061101

作者簡介

劉胤廷(1983-),男,湖南人,北京郵電大學電子工程學院博士研究生,主要研究方向是電波傳播和陣列自適應信號處理.

劉胤廷, 張書義, 石丹, 等. 耐高溫衛星導航天線[J]. 電波科學學報,2016,31(2):325-330. DOI: 10.13443/j.cjors.2015061101

LIU Y T, ZHANG S Y， SHI D, et al. Thermo-stable antenna for satellite navigation system[J]. Chinese journal of radio science,2016,31(2):325-330. (in Chinese). DOI: 10.13443/j.cjors.2015061101

資助項目: 北京和協航電信息科技有限公司資助項目

聯系人： 劉胤廷 E-mail: xexian@bupt.edu.cn