張 璇，陳維強(qiáng)，路 江，孫天峰，崔志剛，沈宇新，李健龍，董宇晨

(北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100021)

0 引言

航天器的空間活動(dòng)中要進(jìn)行空間與地面、航天器之間乃至深空或星際間的通信及各種信息的無線傳輸。天線是這些信息在空間傳輸?shù)奈ㄒ还ぞ?，天線不僅參與了無線信道的建立，還參與著信號(hào)的傳遞和處理。天線分系統(tǒng)是航天器有效載荷的關(guān)鍵部分，其性能的好壞直接關(guān)系到整個(gè)衛(wèi)星的性能，乃至航天器任務(wù)的成敗。

在20世紀(jì)90年代初，“信息戰(zhàn)爭”的概念得到確立，認(rèn)為未來的戰(zhàn)爭將是“信息戰(zhàn)爭”，奪取制信息權(quán)和制天權(quán)是未來戰(zhàn)爭取勝的關(guān)鍵[1]。以偵察衛(wèi)星、預(yù)警衛(wèi)星、通信衛(wèi)星和導(dǎo)航衛(wèi)星為代表的衛(wèi)星系統(tǒng)是奪取信息優(yōu)勢(shì)的重要武器。因此，在今后20年里，國內(nèi)的軍事衛(wèi)星將朝著大型化、長壽命、機(jī)動(dòng)靈活、抗干擾的方向發(fā)展。其中，大口徑高精度反射器天線是此類衛(wèi)星有效載荷的核心單機(jī)，其性能直接影響到數(shù)據(jù)反演的精度和準(zhǔn)確度。

大口徑高精度反射器的性能核心指標(biāo)在于反射面成型精度及反射面型面精度穩(wěn)定性兩方面，目前大口徑高精度反射器研制的精度指標(biāo)仍存在不穩(wěn)定問題[2]。

本文提出了通過設(shè)計(jì)一種雙向自由調(diào)節(jié)裝置，保證反射器本體型面自由支撐狀態(tài)下，通過調(diào)節(jié)背部接口，完成組件裝配，最大限度降低反射器本體型面受力，降低反射器組件裝配過程受力對(duì)型面精度的影響，確保反射器成型型面的高精度成型，實(shí)現(xiàn)反射器組件的低應(yīng)力膠接裝配?；诖思夹g(shù)方法，能夠有效降低反射器型面精度在裝配階段的損失，提高星載大口徑高精度反射器的研制精度。

1 大口徑反射器低應(yīng)力膠接裝配技術(shù)

大口徑星載天線反射器典型結(jié)構(gòu)如圖1所示[3]，主要組成部分包含：1)曲面碳面板蜂窩夾層結(jié)構(gòu)[4]的反射器本體，其內(nèi)表面型面精度為天線反射器實(shí)現(xiàn)信號(hào)傳輸?shù)年P(guān)鍵；2)背面加筋結(jié)構(gòu)，由單個(gè)碳面板夾層結(jié)構(gòu)平板件組成的框架結(jié)構(gòu)，用于實(shí)現(xiàn)反射器結(jié)構(gòu)增強(qiáng)，提高反射器結(jié)構(gòu)剛性，同時(shí)對(duì)外提供連接、裝配接口。

圖1 某型天線反射器結(jié)構(gòu)示意圖

針對(duì)此類帶背架結(jié)構(gòu)的星載大口徑反射器，通常采用反射器本體扣裝于金屬支撐模具上，然后再將背架與反射器面進(jìn)行膠接裝配，該方法主要問題在于：

1) 最終造成背架接口與反射器本體的型面擬合焦點(diǎn)不匹配，造成接口精度差；

2) 損失反射器型面精度，造成低精度反射器研制結(jié)果；

3) 裝配過程、重力、加壓載荷均施加在反射器本體上，造成反射器本體受力，形成內(nèi)應(yīng)力；再經(jīng)歷溫度、振動(dòng)考核等試驗(yàn)后，應(yīng)力釋放，造成型面變形，是反射器研制型面精度穩(wěn)定性差的一個(gè)主要影響因素。

且該工藝方法，無法對(duì)反射器面形變過程進(jìn)行監(jiān)測，不能以反射器本體真實(shí)型面數(shù)據(jù)為參照進(jìn)行結(jié)構(gòu)裝調(diào)?；谝陨戏治觯疚牟捎昧艘环N全新的膠接裝配技術(shù)，該技術(shù)方法包含以下兩方面。

1.1 雙調(diào)節(jié)裝配機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)一種口面朝上支撐反射器型面的機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)具備兩套支撐平臺(tái)：一套如圖2、圖3所示，為反射器面支撐平臺(tái)，采用微重力傳感器支撐，支撐點(diǎn)可根據(jù)反射器構(gòu)型差異選取不同的支撐點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)對(duì)反射器型面的支撐，確保支撐過程此反射器型面達(dá)到最優(yōu)狀態(tài)；一套如圖4所示，根據(jù)背架框架結(jié)構(gòu)，以背架交叉點(diǎn)為支撐點(diǎn)放置背架接口，并可通過伸縮螺桿、調(diào)節(jié)支撐機(jī)構(gòu)位置實(shí)現(xiàn)對(duì)背架結(jié)構(gòu)的裝調(diào)。

圖2 微重力傳感器支撐組示意圖

圖3 反射器支撐組件裝配示意圖

通過雙調(diào)節(jié)裝配機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)，可最大程度保證反射器本體不受裝夾裝備的夾持應(yīng)力。同時(shí)，口面朝上狀態(tài)，保證其僅受自身重力載荷，與反射器本體檢測狀態(tài)及存放狀態(tài)基本保持一致。通過該裝置的應(yīng)用，最大程度降低了反射器裝配應(yīng)力，可實(shí)現(xiàn)反射器的低應(yīng)力膠接裝配。

圖4 背架支撐組件裝配示意圖

1.2 裝調(diào)數(shù)據(jù)在線監(jiān)測

口面朝上裝配過程，關(guān)鍵是通過微重力應(yīng)力傳感器數(shù)據(jù)結(jié)合反射器型面精度監(jiān)測數(shù)據(jù)，實(shí)現(xiàn)對(duì)反射器本體最佳位置的裝調(diào)，保證反射器本體不因重力偏載，造成局部變形，導(dǎo)致型面精度數(shù)據(jù)偏差過大。

表1 在線監(jiān)測數(shù)據(jù)記錄表

裝調(diào)過程主要為：

1) 根據(jù)反射器本體構(gòu)型選取均布環(huán)向支撐點(diǎn)進(jìn)行反射器本體支撐；

2) 調(diào)節(jié)微重力傳感器，保證支撐點(diǎn)受到的重力加載一致；

3) 通過采用攝影測量檢測手段，對(duì)反射器型面精度數(shù)據(jù)進(jìn)行確認(rèn)；

4) 固定反射器本體最佳放置位置后，將型面數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合轉(zhuǎn)移，從而基于擬合轉(zhuǎn)移數(shù)據(jù)，調(diào)整背架位置。

通過在線數(shù)據(jù)監(jiān)測，監(jiān)測各支撐點(diǎn)傳感器數(shù)據(jù)偏差不大于0.1 g，型面校準(zhǔn)點(diǎn)坐標(biāo)值數(shù)據(jù)變動(dòng)偏差不大于1 mm，可以實(shí)現(xiàn)反射器本體型面在不受外在加載應(yīng)力情況下，保持最佳狀態(tài)，最大限度降低了膠接裝配過程的型面精度損失，具體數(shù)據(jù)如表1所列。

2 驗(yàn)證結(jié)果

本文所采用的星載大口徑反射器低應(yīng)力膠接裝配技術(shù)在某型口徑2.4 m × 2.6 m的星載大口徑反射器研制中應(yīng)用。該產(chǎn)品反射器本體型面精度數(shù)據(jù)如圖5所示，X、Y、Z軸向型面偏差RMS分別為0.008 6、0.010 2、0.111 6，型面精度RMS為 0.112 4 mm。經(jīng)過采用口面朝上雙調(diào)節(jié)裝配機(jī)構(gòu)的支撐應(yīng)用及在線數(shù)據(jù)監(jiān)測裝調(diào)后，最終裝配膠接后的型面精度數(shù)據(jù)如圖6所示，X、Y、Z 軸向型面偏差RMS 分 別 為 0.010 4、0.010 8、0.123 3，最佳擬合后型面精度RMS為0.124 2 mm。型 面 精 度 損 失 為0.011 8 mm。

圖5 某型反射器本體型面精度檢測數(shù)據(jù)云圖

圖6 某型反射器組件型面精度檢測數(shù)據(jù)云圖

反射器結(jié)構(gòu)裝配過程中，除了受常規(guī)裝夾應(yīng)力外，也存在復(fù)合材料內(nèi)應(yīng)力釋放、結(jié)構(gòu)膠接固化收縮應(yīng)力等不可控因素影響，就總體而言，通過低應(yīng)力膠接裝配技術(shù)的應(yīng)用，可最大程度降低裝配應(yīng)力對(duì)型面精度的影響。

3 結(jié)論

傳統(tǒng)反射器組件裝配過程主要通過將反射器本體放置在支撐工裝上，口面朝下，背面安裝組件背部支撐結(jié)構(gòu)產(chǎn)品，操作過程反射器受力情況不可控，且無法及時(shí)監(jiān)測反射器型面變化。本文提出了一種口徑大于1.5 m的星載大口徑高精度反射器的低應(yīng)力膠接裝配技術(shù)，實(shí)現(xiàn)反射器組件的低應(yīng)力膠接裝配。最終產(chǎn)品型面精度相較于本體精度RMS為0.112 4 mm，最終裝配膠接后的型面精度數(shù)據(jù)RMS為0.124 2 mm。型面精度損失為0.011 8 mm，相較于傳統(tǒng)大口徑高精度反射器膠接裝配型面精度損失達(dá)0.03 mm r.m.s以上，該技術(shù)方法對(duì)高精度反射器成型具有顯著提高。本文的研究可以為以后其他類型的星載天線反射器的研制生產(chǎn)提供參考。但是該技術(shù)方法在應(yīng)用過程中還存在以下不足，后續(xù)還需要繼續(xù)優(yōu)化改進(jìn)：

1)在線檢測裝調(diào)過程占用檢測設(shè)備資源時(shí)間過長，需尋求快速透點(diǎn)檢測設(shè)備或者激光投影設(shè)備進(jìn)行型面監(jiān)測的替代研究；

2)由于大口徑的星載反射器多為復(fù)合材料薄壁結(jié)構(gòu)，自身剛性較弱，不同構(gòu)型反射器的背面支撐點(diǎn)的選取，對(duì)反射器本體型面精度影響較大。目前主要采用經(jīng)驗(yàn)選取支撐點(diǎn)位置，造成調(diào)節(jié)周期較長，缺少選點(diǎn)支撐位置的理論支持，后續(xù)還需要對(duì)反射器不同支撐點(diǎn)位置與型面精度關(guān)系開展相關(guān)研究。