何德華 陳恩濤 蔡亞寧 肖鵬飛

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部, 北京 100094)

?

具有大型微波天線的衛(wèi)星構(gòu)型設(shè)計(jì)綜述

何德華 陳恩濤 蔡亞寧 肖鵬飛

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部, 北京 100094)

從星載大型微波天線出發(fā)，簡(jiǎn)述了國(guó)外平面相控陣和反射面兩種體制的天線構(gòu)型特點(diǎn)。結(jié)合國(guó)外大型微波天線衛(wèi)星的構(gòu)型實(shí)例，探討了衛(wèi)星的構(gòu)型設(shè)計(jì)與布局特點(diǎn)，提出了我國(guó)大型微波天線衛(wèi)星有效載荷天線與星本體構(gòu)型一體化設(shè)計(jì)等的啟示與建議，可為此類衛(wèi)星的構(gòu)型設(shè)計(jì)提供參考。

衛(wèi)星；大型微波天線；構(gòu)型設(shè)計(jì)

1 引言

隨著衛(wèi)星在地球遙感觀測(cè)、電子偵察、新一代大容量通信與廣播、深空探測(cè)、射電天文觀測(cè)等方面應(yīng)用的深入和發(fā)展，特別是在獲取微小發(fā)射或輻射功率信號(hào)方面，對(duì)大型微波天線的應(yīng)用需求變得越來(lái)越迫切，促使衛(wèi)星天線在軌工作狀態(tài)向大尺寸、大功率、輕量化的方向發(fā)展[1]。這類大型衛(wèi)星天線反射器的口徑多大于5 m，大型微波天線可以使衛(wèi)星的覆蓋區(qū)域和觀測(cè)精度得以提高，并使衛(wèi)星天線獲得更高的增益，同時(shí)也減小了地面接收裝置的數(shù)量和尺寸，是目前衛(wèi)星大型天線發(fā)展的主流方向。據(jù)國(guó)外文獻(xiàn)報(bào)道，處于地球靜止軌道的電子偵察衛(wèi)星的接收天線口徑通常在30 m以上，甚至達(dá)到100 m[2]。與此同時(shí)，考慮到當(dāng)前火箭運(yùn)載能力以及經(jīng)濟(jì)方面的限制，又需要天線結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕、體積小。因此，大型衛(wèi)星天線一般設(shè)計(jì)為復(fù)雜的可展開(kāi)工作面(非固面)的結(jié)構(gòu)類型，這又增加了衛(wèi)星構(gòu)型設(shè)計(jì)的難度和復(fù)雜度。

衛(wèi)星構(gòu)型指衛(wèi)星整體的基本空間構(gòu)架和形式，滿足研制、發(fā)射、運(yùn)行到返回(對(duì)返回式衛(wèi)星)的衛(wèi)星全生命周期內(nèi)不同要求的總體空間布局、艙段劃分和外廓尺寸與形狀等[3]。設(shè)計(jì)主要受以下因素的約束：有效載荷、軌道特性、姿態(tài)控制方式和運(yùn)載火箭運(yùn)載能力等[4]。其中，有效載荷是主導(dǎo)因素，衛(wèi)星的構(gòu)型必須以滿足有效載荷的要求為前提[5]?？梢?jiàn)，大型微波天線直接影響著衛(wèi)星的構(gòu)型設(shè)計(jì)，鑒于這種高度關(guān)聯(lián)性，本文從典型的天線構(gòu)型及其應(yīng)用需求著手，展現(xiàn)大型微波天線衛(wèi)星的構(gòu)型設(shè)計(jì)與布局特點(diǎn)，并對(duì)此類衛(wèi)星的構(gòu)型特點(diǎn)與問(wèn)題進(jìn)行分析、探討。

2 國(guó)外大型微波天線體制與構(gòu)型

衛(wèi)星構(gòu)型設(shè)計(jì)流程如圖1所示。流程中，有效載荷是衛(wèi)星的核心部分，直接決定衛(wèi)星的任務(wù)和用途，因此衛(wèi)星的構(gòu)型應(yīng)直接服務(wù)于有效載荷，以有效載荷為中心進(jìn)行構(gòu)型設(shè)計(jì)。經(jīng)過(guò)幾十年的研究，發(fā)達(dá)國(guó)家在大型星載可展開(kāi)天線技術(shù)方面已經(jīng)取得了長(zhǎng)足的進(jìn)步，并在航天器上逐步應(yīng)用[6]。本文以平面相控陣和反射面兩種體制的大型微波天線進(jìn)行描述。

圖1 衛(wèi)星構(gòu)型設(shè)計(jì)流程Fig.1 Design process of satellite configuration

2.1 平面相控陣體制

從陣面形式進(jìn)行劃分，天線可分為可折疊平板式、金屬網(wǎng)面式、薄膜充氣式和柔性卷式四類。其中，薄膜充氣式和柔性卷式在實(shí)現(xiàn)大口徑、輕型化的平面相控陣天線方面的優(yōu)勢(shì)更為明顯，具有很大的發(fā)展?jié)摿?，盡管取得了一定的進(jìn)展，但這類天線還存在諸多技術(shù)難點(diǎn)，離應(yīng)用尚有一定距離；金屬網(wǎng)面式天線由于不能應(yīng)用波導(dǎo)陣列等原因，暫不考慮。本文主要對(duì)可折疊平板式天線進(jìn)行討論。

目前，星載合成孔徑雷達(dá)(SAR)平面相控陣天線主要有波導(dǎo)裂縫和微帶天線兩種形式，其結(jié)構(gòu)單元如圖2所示。兩種天線陣面剖面高度相當(dāng)，微帶天線具有寬帶、輕質(zhì)、易于加工和成本低等優(yōu)勢(shì)，而波導(dǎo)裂縫天線則具有高效、高隔離度和低交叉極化等優(yōu)點(diǎn)，但缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)復(fù)雜、加工難度大和質(zhì)量大等。

圖2 天線結(jié)構(gòu)單元示意圖Fig.2 Schematic diagram of antenna structure unit

基本上兩種形式的天線構(gòu)型類似，一般由多塊單元子陣組成平面陣，每塊天線單元子陣由電氣板、結(jié)構(gòu)板組成，其中結(jié)構(gòu)板為復(fù)合材料面板鋁蜂窩夾層板，主要作用是提供一定的結(jié)構(gòu)剛度。天線單元子陣與單元子陣間通過(guò)鉸鏈連接，發(fā)射時(shí)收攏，見(jiàn)圖3(a)，入軌后展開(kāi)，見(jiàn)圖3(b)，并通過(guò)鎖定機(jī)構(gòu)鎖死。

圖3 平面相控陣天線構(gòu)型示意圖Fig.3 Schematic diagram of configuration for plane phased array antenna

2.2 反射面體制

反射面體制的天線一般由饋源和反射面組成。目前，反射面體制的天線有拋物反射面、柱狀反射面等形式，按照反射面結(jié)構(gòu)性質(zhì)的不同可將星載天線分為3種基本類型：網(wǎng)面展開(kāi)天線、固面展開(kāi)天線和充氣式展開(kāi)天線。根據(jù)結(jié)構(gòu)類型、驅(qū)動(dòng)形式的不同而衍生出不同的具體形式[7]。其中，固面展開(kāi)天線反射面精度高、結(jié)構(gòu)穩(wěn)定、溫度場(chǎng)均勻，能應(yīng)用在頻率高于40 GHz的場(chǎng)合，但由于機(jī)械構(gòu)造復(fù)雜、折展率不高，難以滿足大型化發(fā)展要求[8]。充氣式可展開(kāi)天線是由美國(guó)航空航天局(NASA)和歐洲航天局(ESA)聯(lián)合研制的一種極具潛力的可展開(kāi)天線類型，其潛力主要表現(xiàn)在大口徑、輕質(zhì)量、高收納率三個(gè)方面，但形面精度難以保證，失效率高，故其工作頻率較低，目前尚處于研究階段[9]。網(wǎng)面展開(kāi)天線的反射面由索網(wǎng)結(jié)構(gòu)拉張而成，通過(guò)型面控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)其反射面精度，具有質(zhì)量輕、收縮比大、精度較高等特點(diǎn)，是當(dāng)前大型星載天線結(jié)構(gòu)研究和應(yīng)用較多的一類。本文重點(diǎn)對(duì)網(wǎng)面展開(kāi)天線中具有代表性的徑向肋式、張力背架式天線進(jìn)行簡(jiǎn)介。

2.2.1 徑向肋式天線

徑向肋式拋物反射面天線的反射器由徑向折疊的剛性或柔性肋、反射網(wǎng)及展開(kāi)機(jī)構(gòu)組成，其形式可分為：剛性肋式、纏繞肋式(見(jiàn)圖4)和鉸接肋式。美國(guó)的電子偵察衛(wèi)星中，第二代是采用剛性肋式，如“峽谷”衛(wèi)星(天線口徑9.1 m)；第三代主要采用纏繞肋式，如“漩渦”衛(wèi)星(天線口徑38.4 m)、“大酒瓶”衛(wèi)星(天線口徑76.2 m)[10]。此外，美國(guó)的先進(jìn)技術(shù)衛(wèi)星-6(ATS-6)，也采用纏繞肋式天線(天線口徑9.1 m)[11]。為適應(yīng)更大天線的要求，可將天線肋分為兩段折疊起來(lái)，形成鉸接肋式，用于印度尼西亞亞洲蜂窩衛(wèi)星系統(tǒng)公司(ACeS)的格魯達(dá)-1衛(wèi)星 (Garuda-1)即采用鉸接肋式天線(天線有效口徑12 m)，但天線型面和重復(fù)精度等相較于剛性肋式會(huì)下降。

圖4 徑向肋式可展開(kāi)天線Fig.4 Radial rib deployable antenna

2.2.2 張力背架式天線

張力背架式天線由剛性背架、張索和反射網(wǎng)組成。索網(wǎng)邊界固定在剛性背架上，通常有多層，相互之間用張索連接，張緊后自主形成拋物面。此類天線也有多種形式：周邊桁架式(見(jiàn)圖5)、構(gòu)架式、張力桿式等。其中，周邊桁架式天線與其它天線結(jié)構(gòu)形式相比，具有柔性大、空間熱穩(wěn)定性好、壓縮比大的特點(diǎn)，其應(yīng)用空間較大，天線口徑可應(yīng)用于6～150 m的范圍，且結(jié)構(gòu)形式簡(jiǎn)單，在一定范圍內(nèi)口徑的增大不會(huì)改變天線的結(jié)構(gòu)形式，質(zhì)量也不會(huì)成比例的增加，是目前大型星載可展開(kāi)天線理想的結(jié)構(gòu)形式[12]。美國(guó)的瑟拉亞-1(Thuraya-1)衛(wèi)星(天線直徑12.25 m)、國(guó)際移動(dòng)衛(wèi)星-4(Inmarsat-4)以及第三代電子偵察衛(wèi)星“水星”(天線口徑105 m)和“軍號(hào)”(天線口徑150 m)[10]等，都采用周邊桁架式天線；日本的工程試驗(yàn)衛(wèi)星-8(ETS-VIII)[13](天線口徑13 m，見(jiàn)圖12)和“高級(jí)通信與天文實(shí)驗(yàn)室”(HALCA)衛(wèi)星[7](有效口徑為8 m，見(jiàn)圖6)則分別是構(gòu)架式、張力桿式天線的典型代表。

注：a、b、c為外圈周向拉索。圖5 周邊桁架式天線Fig.5 Hoop truss deployable antenna

圖6 HALCA衛(wèi)星的張力桿式天線Fig.6 Tension truss antenna of satellite HALCA

綜上，反射面體制的天線收攏后一般呈現(xiàn)圓柱狀或紡錘體收縮包絡(luò)，展開(kāi)后呈現(xiàn)較大的拋物面，而饋源則與反射面保持一定的位置關(guān)系，饋源的固定與天線的形式相關(guān)，如徑向肋式天線，采用拋物面中心撐桿固連饋源，張力背架式的饋源則與天線分離，分開(kāi)固連。

3 衛(wèi)星構(gòu)型設(shè)計(jì)

有效載荷、軌道特性、姿態(tài)控制方式主要決定在軌構(gòu)型，而運(yùn)載火箭則決定發(fā)射狀態(tài)的構(gòu)型。其中，不同的有效載荷或者衛(wèi)星任務(wù)決定衛(wèi)星所采取的構(gòu)型方式，例如SAR衛(wèi)星的在軌構(gòu)型要求SAR天線側(cè)視。姿態(tài)控制方式一般采用衛(wèi)星三軸穩(wěn)定，此構(gòu)型相對(duì)自旋穩(wěn)定、重力梯度穩(wěn)定來(lái)說(shuō)，比較自由[14]。軌道特性則與太陽(yáng)翼的布局密切相關(guān)。運(yùn)載火箭的整流罩空間直接制約著衛(wèi)星的收攏尺度和質(zhì)量特性，因此發(fā)射時(shí)須考慮天線和太陽(yáng)翼等的收攏構(gòu)型及在星體上的布局。除上述4點(diǎn)外，其它因素諸如容納設(shè)備的能力、視場(chǎng)和指向的要求、羽流影響、熱控需求、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)性能、電磁兼容性要求、總裝測(cè)試等也影響著衛(wèi)星構(gòu)型的設(shè)計(jì)。

總體而言，衛(wèi)星構(gòu)型的設(shè)計(jì)是在分析天線構(gòu)型的基礎(chǔ)上進(jìn)行的，以任務(wù)為導(dǎo)向，綜合考慮。下面主要針對(duì)兩類具有代表性的大型微波天線開(kāi)展構(gòu)型設(shè)計(jì)與布局的探討。

3.1 大型微波天線構(gòu)型設(shè)計(jì)與布局

3.1.1 平面相控陣天線的構(gòu)型

天線布局的方式與其任務(wù)相關(guān)，例如SAR衛(wèi)星的在軌構(gòu)型要求SAR天線側(cè)視，天線布局主要采用3種方式實(shí)現(xiàn)：①發(fā)射時(shí)天線正裝在星體上，在軌運(yùn)行時(shí)通過(guò)衛(wèi)星姿態(tài)調(diào)整，進(jìn)行斜飛，如加拿大商業(yè)對(duì)地觀測(cè)的雷達(dá)衛(wèi)星-2(RadarSat-2)；②發(fā)射時(shí)天線斜裝在星體上，在軌運(yùn)行時(shí)衛(wèi)星姿態(tài)不做調(diào)整，如美國(guó)“海洋衛(wèi)星”(SeaSat)、歐洲遙感衛(wèi)星-1/2(ERS-1/2)和“環(huán)境衛(wèi)星”(ENVISAT)；③發(fā)射時(shí)天線正裝在星體上，在軌運(yùn)行時(shí)通過(guò)天線擺動(dòng)到斜視角度，衛(wèi)星姿態(tài)不做調(diào)整，如“日本地球遙感衛(wèi)星”(JERS)。因此在構(gòu)型設(shè)計(jì)時(shí)，綜合考慮后，可優(yōu)選其中的一種方式，實(shí)現(xiàn)SAR天線側(cè)視。

由于平面相控陣天線尺寸較大，發(fā)射時(shí)須采用整體或多次折疊(通常為“一”、“=”、“Ⅱ”、“Π”折疊)的方式，收攏于衛(wèi)星表面，入軌后天線解鎖、展開(kāi)[15]。

1)整體式“一”字型天線

整體式平面相控陣天線，可充分利用星本體外表面，直接將天線整體布局在衛(wèi)星一側(cè)。典型的代表為德國(guó)的“陸地合成孔徑雷達(dá)”(TerraSAR-X)衛(wèi)星，采用六棱體平臺(tái)，將SAR天線、太陽(yáng)翼及星本體高度融合，SAR天線(尺寸為4.784 m×0.704 m)采用整體“一”字型布局，充分利用星本體的外表面尺寸以及角度(實(shí)現(xiàn)側(cè)視)，衛(wèi)星構(gòu)型及其星表布局如圖7所示。

圖7 天線整體式布局的TerraSAR-X衛(wèi)星構(gòu)型Fig.7 Configuration of satellite TerraSAR-X with integrated layout

2)天線“=”字型折疊

相控陣天線收攏為一個(gè)折疊陣，由于為一個(gè)整體的折疊陣，其位置可根據(jù)任務(wù)需要布局，典型的代表為ENVISAT，如圖8所示。此外，日本JERS-l和歐洲ERS-1/2的衛(wèi)星天線也采用此折疊方式。JERS-l主載荷為L(zhǎng)頻段SAR，SAR天線尺寸為11.9 m×2.4 m，8個(gè)子陣呈“=”字型收攏并鎖緊，展開(kāi)時(shí)支撐于平臺(tái)的框架上。歐洲的ERS-1主載荷為C頻段SAR系統(tǒng)，SAR天線尺寸為10 m×1 m，該衛(wèi)星使用法國(guó)斯波特衛(wèi)星(SPOT-1/2)上用的成熟MK-1平臺(tái)；SAR天線5個(gè)子陣呈“=”字型收攏時(shí)鎖緊、展開(kāi)時(shí)支撐于載荷艙上部結(jié)構(gòu)上。

3)天線“Ⅱ”字型折疊

相控陣天線收攏為兩個(gè)分體的折疊陣，一般對(duì)稱布局在星本體的兩側(cè)，展開(kāi)后連為一體。典型的代表為加拿大的RadarSat-2，如圖9所示，主載荷為C頻段SAR天線(15 m×1.5 m)，SAR天線分體為2塊折疊陣，每塊折疊陣又由兩塊子陣折疊，分布于星體兩側(cè)，形成“Ⅱ”字型，折疊天線和運(yùn)載火箭的軸線平行，天線陣面和太陽(yáng)翼陣面充分利用服務(wù)艙和載荷艙2個(gè)艙段的4個(gè)側(cè)面，整星裝載于直徑為3.1 m的整流罩內(nèi)。

4)天線“Π”字型折疊

相控陣天線收攏為3個(gè)連體的折疊陣，天線陣布局于星本體三側(cè)，一般中間天線陣直接固定在星本體上，另兩個(gè)折疊陣對(duì)稱分布在載荷艙的兩側(cè)，并與中間天線陣鉸鏈連接，形成“Π”字型，展開(kāi)后連為一體組成平面天線陣。天線“Π”字型折疊有兩種布局方案：①利用星體整體外表面，天線與太陽(yáng)翼分置不同的星體面錯(cuò)開(kāi)安裝，如“地中盆地觀測(cè)小衛(wèi)星星座”(COSMO-SkyMed)(見(jiàn)圖10)；②將平臺(tái)與載荷艙分體構(gòu)型，天線布局于載荷艙，太陽(yáng)翼布局于平臺(tái)，互不干涉，印度的雷達(dá)成像衛(wèi)星-1(RISAT-1)(見(jiàn)圖11)即采用此類構(gòu)型形式和天線“Π”字型折疊布局方案，只不過(guò)載荷艙采用的是近乎三棱柱作為SAR天線收攏面。

圖8 “環(huán)境衛(wèi)星”天線Fig.8 Envisat antenna

圖9 雷達(dá)衛(wèi)星-2天線Fig.9 RadarSat-2 antenna

圖10 “地中海盆地觀測(cè)小衛(wèi)星星座”天線Fig.10 COSMO-SkyMed antenna

圖11 雷達(dá)成像衛(wèi)星-1天線Fig.11 RISAT-1 antenna

3.1.2 大型反射面展開(kāi)天線的構(gòu)型

大型拋物反射面天線可根據(jù)任務(wù)的不同，通過(guò)展開(kāi)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)，確定天線與星本體及對(duì)地的角度關(guān)系，實(shí)現(xiàn)天線的指向需求。因此，衛(wèi)星的構(gòu)型布局設(shè)計(jì)自由度較大。由前述可知，大型反射面展開(kāi)天線收攏后一般呈現(xiàn)圓柱狀或紡錘體收縮包絡(luò)，將這個(gè)收縮包絡(luò)布局在星表，根據(jù)布局位置的不同，主要分為兩種：“側(cè)”式和“頂”式。

1) “側(cè)”式布局

對(duì)于收攏包絡(luò)高度方向尺寸較大、直徑相對(duì)較小的天線，在星體某一側(cè)的布局較好，可充分利用星本體高度；同時(shí)，為了減小整星的包絡(luò)，滿足整流罩內(nèi)的尺寸限制，可在星本體上開(kāi)槽內(nèi)嵌一部分。典型的代表是采用構(gòu)架式反射面天線(口徑13 m)的日本ETS-VIII衛(wèi)星，如圖12所示。周邊桁架式、構(gòu)架式等類型的天線均可采用此類布局，具體的形式會(huì)根據(jù)不同的衛(wèi)星需求，構(gòu)型布局會(huì)有所不同，如在星本體頂部增加桁架，以便于安裝天線。

此外，構(gòu)架式天線這類大型拋物反射面展開(kāi)天線，由于尺寸較大，還需要與饋源保持相對(duì)位置，其布局需綜合考慮，一般將饋源布局在星本體頂部，天線則通過(guò)展開(kāi)臂伸出星體外一定距離，從而保持其相對(duì)位置關(guān)系。

圖12 工程試驗(yàn)衛(wèi)星-8天線Fig.12 ETS-VIII antenna

2) “頂”式布局

對(duì)于收攏包絡(luò)直徑較大、高度方向尺寸相對(duì)較小的天線，在星體頂部布局較好；或者星本體高度較小，可以更大地利用星本體上的運(yùn)載空間。剛性肋式、纏繞肋式以及張力桿式天線等均可采用此布局方式。饋源的布局則與天線類型相關(guān)，張力桿式、剛性肋式和纏繞肋式天線，其饋源可以置于天線的拋物面中心，形成一體化的結(jié)構(gòu)，而周邊桁架式、構(gòu)架式天線，其饋源一般布置在星本體頂部。

以日本為主國(guó)際合作建成的“甚長(zhǎng)基線干涉空間觀測(cè)站”(VSOP)在1997年開(kāi)始運(yùn)行，其VSOP-1衛(wèi)星(即HALCA衛(wèi)星)和VSOP-2衛(wèi)星均采用“頂”式布局，圖13所示為日本計(jì)劃中的VSOP-2衛(wèi)星，頂部布局為9 m的偏軸拋物面構(gòu)架式天線，并采用桁架支撐，同時(shí)將副反射面也布局在桁架上。美國(guó)第一代“跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星”(TDRS)，其剛性肋式拋物反射面天線布局在星本體頂部；同時(shí)，為充分利用運(yùn)載有效載荷艙的有效空間，發(fā)射時(shí)兩個(gè)太陽(yáng)翼收攏一圈，與星本體外形一致，形成六邊形。值得注意的是：衛(wèi)星采用航天飛機(jī)發(fā)射，由于航天飛機(jī)對(duì)發(fā)射載荷的基頻要求和緊固條件比較特殊，收攏的兩個(gè)大天線只有底部和衛(wèi)星頂面固連，沒(méi)有采用固定塔架或支撐桿件。這一構(gòu)型顯得簡(jiǎn)潔，但很難用于一般運(yùn)載火箭發(fā)射的衛(wèi)星。我國(guó)于2012年發(fā)射的環(huán)境減災(zāi)-1C(HJ-1C)衛(wèi)星，是我國(guó)第一顆民用SAR衛(wèi)星，其構(gòu)形也采用“頂”式布局，在軌狀態(tài)天線展開(kāi)(拋物面長(zhǎng)邊6.1 m)，饋源也采用展開(kāi)機(jī)構(gòu)伸出，從而保持相對(duì)位置關(guān)系。

圖13 日本“甚長(zhǎng)基線干涉空間觀測(cè)站”衛(wèi)星天線Fig.13 Antenna stowed and deployed status of VSOP-2 antenna

此外，也有綜合利用星本體側(cè)面空間和頂部空間，形成“側(cè)”式和“頂”式的混合形式，如美國(guó)第二代TDRS，2副柔性自回彈天線具有很好的彈性，發(fā)射時(shí)彎曲在一起成筒形，入軌解鎖后靠其自身的彈性恢復(fù)成拋物面形狀；而支撐天線的結(jié)構(gòu)與機(jī)構(gòu)則在星本體的側(cè)面，也便于天線展開(kāi)后在星本體的兩側(cè)工作。

3.2 星本體構(gòu)型設(shè)計(jì)

目前，構(gòu)型形式主要有承力筒式、板架式和桁架式，以及衍生的混合式[16]。星本體構(gòu)型一般選擇比較成熟的構(gòu)型形式，或者在已有的平臺(tái)上進(jìn)行適應(yīng)性改進(jìn)、升級(jí)，這樣有利于降低成本、保證可靠性。但對(duì)于大型微波天線而言，由于載荷的特殊性，有時(shí)需要對(duì)星本體的構(gòu)型設(shè)計(jì)進(jìn)行特殊的設(shè)計(jì)或改進(jìn)，如按微波天線載荷構(gòu)型設(shè)計(jì)星本體形狀，或者在星本體某一面開(kāi)槽，或者在星本體頂部增加桁架，以便安裝收攏的反射面天線；或者將星本體分艙段設(shè)計(jì)，以便安裝收攏的相控陣天線。

3.3 太陽(yáng)翼布局

太陽(yáng)翼在星體上的布局設(shè)計(jì)主要考慮電能的供給，保證太陽(yáng)翼獲得最好的光照條件。為了保證上述要求，太陽(yáng)翼的構(gòu)型設(shè)計(jì)與布局同太陽(yáng)翼面積、軌道特性等密切相關(guān)。

大型微波天線面積較大，工作時(shí)較高的功率需求又決定了衛(wèi)星需要大面積的太陽(yáng)翼，因此構(gòu)型設(shè)計(jì)時(shí)需要考慮天線與太陽(yáng)翼的相互影響，保證收攏時(shí)能滿足運(yùn)載火箭的空間要求，在軌展開(kāi)時(shí)能保證各部分的正常運(yùn)行。一般情況下，太陽(yáng)翼在星體上的收攏安裝面需與天線在星體上的收攏安裝面錯(cuò)開(kāi)，不宜重疊和交叉[5]。錯(cuò)開(kāi)的方式可以是利用不同的安裝面或艙段錯(cuò)開(kāi)安裝。展開(kāi)后，太陽(yáng)翼與天線在軌運(yùn)行中存在的相互遮擋(局部時(shí)段或某種工作狀態(tài))所產(chǎn)生的不利影響目前在減小或得以消除。在構(gòu)型設(shè)計(jì)中進(jìn)行遮擋分析，如不能滿足要求，可通過(guò)展開(kāi)臂伸出的形式或機(jī)構(gòu)的轉(zhuǎn)動(dòng)，避開(kāi)相互的遮擋。如ERS-1/2衛(wèi)星和美國(guó)大型電子偵察衛(wèi)星“大酒瓶”，通過(guò)伸出太陽(yáng)翼，而美國(guó)NASA開(kāi)發(fā)的第一代對(duì)地觀測(cè)衛(wèi)星 (Soil Moisture Active/Passive，SMAP)，輻射計(jì)和散射計(jì)共用一副6 m的實(shí)孔徑周邊桁架式可展開(kāi)網(wǎng)狀天線，則是天線通過(guò)展開(kāi)機(jī)構(gòu)伸出，連接天線的機(jī)構(gòu)與星本體能實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)天線反射器進(jìn)行寬刈幅的圓錐掃描，不僅保證了輻射計(jì)的工作，也降低了星本體對(duì)天線在軌工作狀態(tài)的影響。

3.4 星表設(shè)備布局

除了大型天線和太陽(yáng)翼外，還有數(shù)傳與測(cè)控天線、姿軌控敏感器與推力器等的布局及視場(chǎng)分析。由于大型微波天線和太陽(yáng)翼收攏狀態(tài)占用的星表面積較大，控制系統(tǒng)設(shè)備星表布局困難；天線和太陽(yáng)翼展開(kāi)后占用空間大，對(duì)相互之間的視場(chǎng)遮擋以及對(duì)其它設(shè)備的遮擋；SAR天線為微波載荷，電磁環(huán)境復(fù)雜，天線(如USB測(cè)控天線和數(shù)傳天線)布局困難。這些都布局在星表，相互之間會(huì)存在干擾。因此，星表設(shè)備布局時(shí)，需要考慮相互之間的影響，可以通過(guò)外伸的形式，避開(kāi)相互之間的干擾。

3.5 小結(jié)

根據(jù)前述平面相控陣和反射面體制的天線構(gòu)型及其在衛(wèi)星上的布局形式，進(jìn)行對(duì)比分析，詳見(jiàn)表1。從表1中可以看出，每種類型的天線及其布局形式都有各自的特點(diǎn)，適用范圍也是不同的，可根據(jù)需求進(jìn)行分析與選擇。

表1 大型微波天線布局形式對(duì)比

續(xù) 表

4 啟示與建議

根據(jù)國(guó)外大型微波天線衛(wèi)星構(gòu)型設(shè)計(jì)與布局的發(fā)展情況和今后我國(guó)對(duì)大型微波天線衛(wèi)星的需求，提出對(duì)大型微波天線衛(wèi)星構(gòu)型設(shè)計(jì)的啟示與建議如下：

(1)以載荷為引領(lǐng)，牽引平臺(tái)的發(fā)展。先期載荷尺度不大，平臺(tái)技術(shù)尚不完全成熟，衛(wèi)星的發(fā)展是以平臺(tái)為主導(dǎo)。但隨著平臺(tái)技術(shù)的日臻成熟，大型微波天線載荷的需求不斷增加，傳統(tǒng)的平臺(tái)設(shè)計(jì)思路并不能滿足大型微波天線構(gòu)型的變化，須提出以載荷引領(lǐng)平臺(tái)發(fā)展的理念。平臺(tái)的設(shè)計(jì)應(yīng)根據(jù)載荷的需要去適應(yīng)，設(shè)計(jì)出最適合的衛(wèi)星平臺(tái)，構(gòu)型的設(shè)計(jì)及飛行姿態(tài)不再是單一的形式，如六面體；而可以是多種多樣的，如六棱柱、三棱柱。

(2)隨著載荷的主體作用越來(lái)越明顯，載荷與星本體構(gòu)型一體化設(shè)計(jì)，高度融合。大型微波天線的不同使衛(wèi)星平臺(tái)的構(gòu)型很難做到統(tǒng)一和通用，但平臺(tái)與載荷的一體化設(shè)計(jì)是今后衛(wèi)星總體構(gòu)型的一個(gè)發(fā)展方向。衛(wèi)星總體構(gòu)型設(shè)計(jì)應(yīng)突破傳統(tǒng)平臺(tái)設(shè)計(jì)構(gòu)型概念，創(chuàng)新思維，發(fā)展一體化的衛(wèi)星設(shè)計(jì)構(gòu)型，最大程度地實(shí)現(xiàn)載荷與星本體的優(yōu)化結(jié)合。

(3)大型微波天線尺寸越來(lái)越大，衛(wèi)星峰值功率越來(lái)越高，大型微波天線的質(zhì)量占衛(wèi)星總質(zhì)量的百分比越來(lái)越高，這要求衛(wèi)星總體構(gòu)型以及天線應(yīng)向著輕量化、緊湊型的方向發(fā)展；同時(shí)，在提供大功耗保障的基礎(chǔ)上兼顧散熱等構(gòu)型和布局的需求，這要求衛(wèi)星總體構(gòu)型需考慮機(jī)電熱一體化的設(shè)計(jì)思路。

(4)盡管網(wǎng)狀反射面等天線形式是目前應(yīng)用的主流，但薄膜充氣式是超大型天線的發(fā)展方向，目前已證明其空間應(yīng)用的可行性，而且對(duì)平面相控陣和反射面體制均適用；也還是超大型太陽(yáng)電池陣的發(fā)展方向。充氣可展開(kāi)天線在輕質(zhì)化和高收攏效率上具有很大的潛力，但形面精度和穩(wěn)定性方面還有待提高。

(5)對(duì)于超大型天線，當(dāng)天線折疊起來(lái)仍然超出運(yùn)載包絡(luò)時(shí)，則可以采用分體式，分批發(fā)射入軌或由航天飛機(jī)帶入軌道，進(jìn)行在軌組裝。星載組裝型天線兼有目前幾種星載可展開(kāi)天線的優(yōu)點(diǎn)，可實(shí)現(xiàn)大口徑和高精度表面，適用于高頻通信衛(wèi)星。

(6)空間展開(kāi)機(jī)構(gòu)的發(fā)展。無(wú)論是大型天線(平面相控陣和反射面)的展開(kāi)還是太陽(yáng)翼的展開(kāi)，抑或是數(shù)傳天線的展開(kāi)，都離不開(kāi)展開(kāi)機(jī)構(gòu)。對(duì)于星體表面有限的容量來(lái)說(shuō)，通過(guò)展開(kāi)機(jī)構(gòu)將微波天線、太陽(yáng)翼等進(jìn)行支撐，可以增大展縮比、提高天線等的視場(chǎng)、避開(kāi)相互間的干擾等。

References)

[1]Das A, Obal M W. Revolutionary satellite structural systems technology: A vision for the future. Aerospace Conference[C]. IEEE Aerospace Conference, Snowmass at Aspen. New York:IEEE,1998, 2: 57-67

[2]熊小莉. 星載偵察接收技術(shù)[J]. 電訊技術(shù), 2010, 50(8): 18-21

Xiong Xiaoli. Signal interception equipment technology of SIGINT satellite[J]. Telecommunication Engineering, 2010, 50(8): 18-21 (in Chinese)

[3]王希季, 李大耀. 衛(wèi)星設(shè)計(jì)學(xué)[M]. 上海: 上?？茖W(xué)技術(shù)出版社, 1997: 191

Wang Xiji, Li Dayao.Satellite design[M]. Shanghai: Shanghai Science and Technology Press, 1997: 191 (in Chinese)

[4]魏鐘銓. 合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星[M]. 北京: 科學(xué)出版社, 2001: 23, 29

Wei Zhongquan.Synthetic aperture radar satellite[M]. Beijing: Science Press, 2001: 23, 29 (in Chinese)

[5]孫永巖, 范季夏, 于廣洋, 等. 合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星構(gòu)型設(shè)計(jì)[J]. 航天返回與遙感, 2008, 29(3): 45-50

Sun Yongyan, Fan Jixia, Yu Guangyang, et al. Synthetic aperture radar satellite configuration design[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2008, 29(3): 45-50 (in Chinese)

[6]Chew M, Kumar P. Conceptual design of deployable space structures from the view point of symmetry[J]. International Journal of Space Structure, 1993, 8: 115

[7]楊東武. 星載大型可展開(kāi)索網(wǎng)天線結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與型面調(diào)整[D]. 西安: 西安電子科技大學(xué), 2010

Yang Dongwu.Structure design and shape adjustment of large deployable astromesh antenna on satellite[D]. Xi’an: Xidian University, 2010 (in Chinese)

[8]Gunnar T. Deployable tensegrity structures for space applications[D]. Stockholm: Royal Institute of Technology, 2002: 9-30

[9]Huang J. The development of inflatable array antennas[J]. IEEE Antennas and Propagation Magazine, 2001, 43(4): 44-50

[10]王援朝. 大型星載電子偵察天線結(jié)構(gòu)概述[J]. 雷達(dá)與對(duì)抗, 2006,(4): 30-34

Wang Yuanchao. A general view of structures of large deployable antennas on SIGINT satellites[J]. Radar & ECM, 2006,(4): 30-34 (in Chinese)

[11]Love A W. Some highlight in reflector antenna development[J]. Radio Science, 1976, 11(8): 671-684

[12]羅鷹, 段寶巖. 星載可展開(kāi)天線結(jié)構(gòu)現(xiàn)狀與發(fā)展[J]. 電子機(jī)械工程, 2005, 21(5): 30-34

Luo Ying, Duan Baoyan. The study on structure of space deployable antenna[J]. Electro-Mechanical Engineering, 2005, 21(5): 30-34 (in Chinese)

[13]Akira Meguroa, Kyoji Shintate, Motofumi Usui, et al. In-orbit deployment characteristics of large deployable antenna reflector onboard Engineering Test Satellite VIII[J]. Acta Astronautica, 2009, 65: 1306-1316

[14]徐福祥, 林華寶, 侯深淵, 等. 衛(wèi)星工程概論[M]. 北京: 中國(guó)宇航出版社, 2004: 64

Xu Fuxiang,Lin Huabao, Hou Shenyuan, et al. An introduction to satellite engineering[M]. Beijing: China Astronautics Press, 2004: 64 (in Chinese)

[15]陳昌亞. 探索一種高精度SAR天線陣的構(gòu)型布局方法[C]. 中國(guó)宇航學(xué)會(huì)飛行器總體專業(yè)委員會(huì)2006年學(xué)術(shù)研討會(huì).北京:中國(guó)宇航學(xué)會(huì)飛行器總體專業(yè)委員會(huì)，2006

Chen Changya.An exploration of satellite configuration design for high precision SAR antenna array[C]. Symposium 2006, Professional Committee of Spacecraft System Engineering, Chinese Society of Astronautics.Beijing:Professional Committee of Spacecraft System Engineering, Chinese Society of Astronautics, 2006 (in Chinese)

[16]陳烈民. 航天器結(jié)構(gòu)與機(jī)構(gòu)[M]. 北京: 中國(guó)科學(xué)技術(shù)出版社, 2005: 9-10

Chen Liemin. Spacecraft structures and mechanisms[M]. Beijing: China Science and Technology Press, 2005: 9-10 (in Chinese)

(編輯：李多)

Configuration Design for Large Microwave Antenna Satellite

HE Dehua CHEN Entao CHAI Yaning XIAO Pengfei

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China)

With regard to satellite-borne large microwave antenna, configuration features of two types of foreign microwave antenna are introduced: plane phased array antenna and reflector antenna. Configuration design of foreign large microwave antenna satellite is discussed as typical examples. Finally, suggestions of the configuration design of Chinese satellite are presented, such as integrated configuration design of microwave antenna and satellite body, providing reference for design of satellite of this type.

satellite； large microwave antenna； configuration design

2015-04-03；

2015-06-16

何德華，男，工程師，從事衛(wèi)星總體設(shè)計(jì)和總裝技術(shù)工作。Email:hedehua@me.buaa.edu.cn。

V414

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2015.04.017