一種大型星載雷達天線限位式壓緊釋放方法

馬超 王志國 任友良 王開浚 張如變

(上海衛星工程研究所，上海 201109)

合成孔徑雷達(SAR)衛星具備全天時、全天候工作能力，能實現對地高分寬幅成像、干涉測高、地表微小形變監測等，衛星影像廣泛應用在國土資源、防災減災、測繪與軍事偵察等領域。世界各國都積極開展星載合成孔徑雷達研究，發射了多顆SAR衛星[1-5]。

常用的星載合成孔徑雷達天線包括拋物面天線和平板相控陣天線兩種[6-7]。拋物面天線具備質輕、靈活等特點，多應用在小型衛星上，如以色列合成孔徑雷達技術驗證衛星(TecSAR)、德國盧普合成孔徑雷達衛星(SAR-Lupe)。大口徑、高分辨率SAR多采用平板相控陣天線，一般由多塊天線子板拼接而成，如加拿大的雷達衛星一號(Radarsat-1)和我國的高分三號衛星。

大型相控陣雷達衛星發射時，雷達天線多塊子板折疊收攏，設計多個壓緊點，采用壓緊釋放裝置安裝在星體上，入軌后解鎖展開。RadarSat系列衛星的任務是監測地球環境和自然資源變化，其主載荷為4塊相控陣天線，分為左右兩翼，尺寸為15 m×1.5 m，質量為1366 kg，每翼采用6發火工裝置壓緊在星體兩側，天線展開機構為背架式可展開桁架[8]。歐洲航天局環境衛星(ENVIromental SATellite，ENVISAT)主要用于海洋動力學現象的探測，SAR天線尺寸為10 m×1.3 m，質量830 kg,采用天線本身的框架以及框架之間連接的轉動鉸鏈實現其收攏與展開[9]。日本先進陸地觀測衛星(ALOS)配置了一臺L頻段SAR，天線尺寸8.9 m×3.1 m，質量880 kg，4塊天線子板折疊后采用8發火工裝置安裝于星體單側[10]。我國的高分三號衛星是首顆民用高分辨率全極化平面相控陣SAR衛星，服務于海洋、減災、水利等領域，衛星主載荷為一副大型平面相控陣SAR，天線尺寸約15 m×1.5 m，質量1500 kg，為左右對稱的兩翼構型，壓緊在星體兩側[11-14]。

隨著雷達天線尺寸、子板數量和質量進一步增加，對衛星平臺性能和壓緊釋放技術帶來了挑戰。過大的天線尺寸占據運載火箭整流罩大部分空間，若仍沿用傳統的壓緊釋放方案，采用火工裝置將天線固定在衛星平臺側面，則衛星包絡不滿足要求，且火工裝置壓緊桿過長難以抽離，影響天線展開的可靠性。本文探索一種限位式壓緊釋放方法，采用天線壓緊釋放機構與星體結構一體化設計思想，開展了系統方案設計、原理樣機研制和性能驗證，為下一代大型雷達衛星發展儲備技術。

1 系統方案

限位式壓緊釋放系統的利用星體的收攏實現天線壓緊，星體的展開實現天線釋放。根據一體化設計思路，開展了原理樣機方案設計，主要包括構型布局選擇、星體結構機構和壓緊釋放裝置設計等。

1.1 構型布局

當雷達天線子板數量少、尺寸小、質量輕時，傳統的方法是采用壓緊釋放火工裝置將其固定在星體側面，為“側掛式”構型布局，如圖1(a)所示。當雷達天線子板數量較多、尺寸較大時，會占據運載火箭整流罩大部分空間時，“側掛式”構型布局已不滿足整流罩包絡要求。為此，限位式壓緊釋放系統采用一種“收納式”構型布局，即采用壓緊釋放裝置將天線子板安裝在星體內部，如圖1(b)所示。

圖1 構型布局示意

1.2 星體結構機構

限位式壓緊釋放方法對星體提出了多種要求：①星體內部要提供足夠的布局空間以安裝雷達天線；②星體要具有高剛度、大承載力學性能，以適應發射過程中嚴酷的力學環境；③星體入軌后要具備展開功能以釋放天線。桁架式結構具有質量輕、承載能力強、設計靈活、便于調節和工藝性好等特性，對大型復雜有效載荷具有較強的適應性。為此，選擇大承載、高剛度桁架作為星體結構。

星體桁架設計成中空的“口”字型，如圖2(a)所示，包括主體桁架、展開桁架、分離螺母和展開鉸鏈等部分。發射時星體桁架呈收攏狀態，展開桁架與主體桁架之間設置了10個連接點，每個連接點采用大承載分離螺母實現可靠連接，使桁架形成封閉構型，將天線牢固地壓緊在其內部。入軌后分離螺母解鎖，在展開鉸鏈作用下桁架展開，如圖2(b)所示，釋放天線。

圖2 星體桁架

1.3 壓緊裝置

天線子板兩側邊框上設計10個耳片作為壓緊點，如圖3所示，耳片上安裝公母錐套。相鄰的天線子板利用相互配合的公母錐套串聯起來，形成天線組合體。通過桁架在端部加載錐套上施加預緊力，并傳遞至另一端，實現公母錐套間接觸擠壓，完成天線組合體壓緊。星體桁架展開后，預緊力自動卸載，實現天線釋放。

圖3 串聯壓緊錐套

為使錐套間獲得期望的預緊力，在每串錐套頂端的桁架上設計了預緊力加載測量裝置，如圖4所示。該裝置由鎖緊螺母、加載螺釘、加載底座、力傳感器、平面軸承、防脫軸、加載錐套和防松螺母等組成。利用扳手對加載螺釘施加扭矩，通過螺紋副實現加載，傳感器實時測量并顯示預緊力。加載到位后可通過防松螺母鎖緊，加載裝置即可拆除。

圖4 預緊力加載測量裝置

1.4 整機狀態及參數

整機含8塊天線子板，單塊質量100 kg，天線總質量800 kg；每塊子板兩側邊框各設計5個耳片，共10串壓緊錐套；相應地，展開桁架接頭上對應每串錐套設計一個壓緊點(編號A～J)，安裝壓緊力加載測量裝置，整機模型和坐標系如圖5所示。原理樣機桁架采用低成本的鋁合金型材研制，導致結構偏重。真實衛星桁架選用高模量碳纖維復合材料，如M55J，可大幅減輕質量，提升力學性能。

圖5 整機模型及坐標系

2 系統性能驗證

根據系統設計方案，研制了一套限位式壓緊釋放系統樣機，開展相關性能驗證工作，包括預緊力加載試驗、模態試驗、振動試驗和展開分析等內容。

2.1 加載試驗

從系統方案可以看出，限位式壓緊的重要環節是依靠預緊力建立起公母錐套之間的接觸擠壓狀態。天線子板組合體內外側跨度大，公母錐套串聯數量多，預緊力傳遞路徑長。為研究預緊力能否可靠加載、傳遞和保持，專門進行了預緊力加載試驗。

選擇壓緊點A、J處的兩串錐套，除了端部的力傳感器外，在錐套傳力路徑上再串聯3個軸間傳感器，如圖6所示。試驗時在端部施加預緊力，觀察端部和軸間力傳感器讀數。試驗結果表明，預緊力可沿著長路徑可靠傳遞，同一串錐套上預緊力最大偏差在10%左右，滿足工程要求；預緊力加載到位后靜置24 h，傳感器讀數波動較小，預緊力保持穩定。

2.2 模態試驗

模態試驗時，樣機根部法蘭采用螺釘固定在試驗工裝上，通過工裝連接到地基上，模擬固支邊界條件，如圖7所示。模態試驗采用錘擊法，測試不同預緊力下樣機的模態頻率，其結果如圖8所示。

圖7 模態試驗現場

圖8 不同預緊力下樣機模態頻率

由圖8可知，整機各階主要模態頻率受預緊力影響很小，特別是當預緊力大于2000 N時，各階模態頻率幾乎保持不變。經模態測試，整機各階主要模態頻率滿足現役運載火箭的基頻要求。

2.3 振動試驗

振動試驗時樣機通過轉接工裝固定在振動臺上，開展X、Y、Z三個方向正弦掃頻試驗，各方向按照預振、滿振、復振順序進行，預復振試驗量級為0.1gn，滿振試驗量級0.6gn。試驗測點主要布置在桁架、天線壓緊點上。

整機經過大量級振動前后，各方向預復振頻率變化在0.1～0.4 Hz，說明樣機結構在大量級振動前后的整體剛度特性無明顯變化，系統能夠適應發射主動段振動環境。4000 N預緊力下，天線壓緊點加速度響應，X方向為0.5～3.8gn，Y方向為2.1～4.5gn，Z向為0.9～3.2gn，總體而言動力學環境良好。預緊力從3000 N到5000 N變大時，諧振頻率幾乎無變化，響應水平會有一定程度降低；但更大的預緊力會在星體桁架上產生更大的預應力，降低結構的承載能力。綜合考慮，各壓緊點施加4000 N預緊力較為合適。

2.4 展開分析

為降低研制成本，原理樣機采用分離螺母模擬件、展開鉸鏈工藝件實現主體桁架和展開桁架二者的連接，系統不具備解鎖展開功能。故采用MSC/ADAMS軟件對系統建模，進行運動學仿真分析。桁架展開鉸鏈驅動力矩為3 Nm，展開過程扭矩輸出基本恒定，阻力矩0.5 Nm；展開桁架繞轉軸的轉動慣量為220 kgm2，展開角度為90°，展開時間約為18.5 s，運動過程角位移曲線如圖9所示。桁架展開過程平穩、無干涉現象，順利釋放雷達天線。

圖9 桁架展開角位移曲線

天線板之間由鉸鏈相連接，通過有源驅動形式實現展開，各驅動組件額定輸出力矩100 Nm，展開時間約300 s，板間鉸鏈展開角度隨時間變化如圖10所示。由分析可知，雷達天線展開平穩，公母錐套無卡滯現象，鎖定可靠。后續將開展工程樣機研制，選用星上真實分離螺母和展開鉸鏈產品進行試驗，進一步驗證其展開性能。

圖10 天線板間鉸鏈角位移曲線

3 結論

針對大型星載雷達天線子板數量多、包絡大等技術特點，提出一種限位式壓緊釋放方法，進行了系統方案設計和原理樣機研制，并開展試驗和仿真分析以驗證其性能。

(1)加載試驗表明，預緊力可沿長路徑可靠傳遞，且保持穩定；

(2)模態試驗表明，整機基頻滿足運載火箭要求，且頻率受預緊力影響很小；

(3)振動試驗表明，樣機結構在試驗前后的整體剛度特性無明顯變化，系統能夠適應發射主動段振動環境；天線壓緊點響應水平適中，動力學環境良好；

(4)運動仿真表明，星體桁架和天線展開過程平穩、無干涉卡滯現象，可順利釋放雷達天線。

綜上，限位式壓緊釋放系統設計方案合理可行，功能性能滿足要求，該技術可應用于衛星型號研制，實現大型雷達天線可靠壓緊釋放。