火星着陆巡视器应用的背罩天线设计

王晓天　孙大媛　韩运忠　杨昌昊（北京空间飞行器总体设计部，北京 00094）（2北京市电磁兼容与天线测试工程技术研究中心，北京 00094）

火星着陆巡视器应用的背罩天线设计

王晓天1，2孙大媛1，2韩运忠1，2杨昌昊1
（1北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）
（2北京市电磁兼容与天线测试工程技术研究中心，北京 100094）

结合我国着陆器发展现状及火星探测任务需求，提出了一种新的背罩天线设计，它由6个单元天线构成，通过给每个单元天线端口等幅同相馈电，实现近全空间波束覆盖。单元天线采用单层共形微带天线形式，通过在辐射贴片边缘开两对不等长度的槽实现双频功能。仿真结果显示：此天线工作于（398±3）MHz和（440±3）MHz频段，增益方向图在俯仰角7º≤θ≤120º范围内大于—8dBi，在俯仰面和方位面有良好的圆对称性。研究结果可为未来我国火星着陆器背罩天线技术的实现提供参考。

火星探测；巡视器；背罩天线；共形；微带阵；双频

1　引言

火星着陆巡视器（以下简称着陆器）进入、下降、着陆过程（简称EDL过程）是火星软着陆探测任务中最为重要的环节之一，而EDL过程中的通信是地面了解探测器工作状态和健康情况的主要渠道，也是火星软着陆任务通信系统设计应关注的重点之一，得到国际航天机构的高度重视［1-3］。然而受器地通信距离较远等因素限制，火星着陆器EDL过程中器地传输的信息速率较低，不足以支撑EDL过程产生的全部数据实时传输。对此，国外一般采用中继通信技术，通过背罩天线实现EDL过程着陆器与环绕器的器间中继通信，该天线安装于着陆器背罩壳体表面，共形设计。然而国外背罩天线方案存在单频段工作、频带较窄、质量较大的缺点，无法满足未来我国火星探测任务的需求。不同于普通航天器通信天线，整个火星探测任务对背罩天线的质量有着严苛的要求，需要背罩天线实现器间收发共用双向中继通信，同时还要耐受着陆器进入火星过程严酷的热流环境，既要满足质量轻量化、双频工作模式要求，又要适应进入火星过程严苛的温度环境，这给设计带来一定的难度。

美国火星探测器从凤凰号开始采用中继通信，背罩天线采用6单元共形微带阵形式，辐射贴片为方形贴片，属于窄带线极化天线，防热罩外形与背罩一致［4］。凤凰号之后，美国又发射了好奇心号火星探测器，背罩天线采用8单元共形微带阵形式，辐射贴片为切角方形贴片，属于窄带圆极化天线，防热罩设计与凤凰号近似［5-6］。由于凤凰号和好奇心号背罩天线都是采用较大密度的介质基材，介质基材基本覆盖整个背罩外表面，且天线的防热罩采用与背罩体积接近的不等厚度罩体，所以背罩天线整体质量较大。考虑到我国现有火箭运载能力，未来开展火星探测对天线产品的质量要求严苛，同时要求天线满足器间双向双频通信模式。国内外双频微带天线实现方法很多，具体可以分为多片法［7］、双馈电［8］、多模单片法［9-10］等。多片法会使天线结构变得复杂，不易于共形设计，而双馈电法使天线谐振频率的调谐范围受到一定的限制，多模单片法需要在辐射贴片上加载缝隙实现多模工作，传统缝隙加载方法往往会造成加工实物与仿真不一致，缝隙尺寸对双频的每一个频段都有较大影响，所以实物较难调试。与传统缝隙加载法不同，本文通过在辐射片边缘加载两对不等长的缝隙，实现双频工作模式，而每一对缝隙尺寸主要影响一个频段，所以该天线后期调试手段便捷且易于共形。

本文首先对天线原理进行分析，之后从单元天线设计、组阵设计、构型布局设计及防隔热设计4个方面进行论述，最后通过仿真计算验证了该设计的可行性。

2　天线原理及设计

2.1天线原理

为满足未来我国火星探测任务需求以及天线质量轻量化、双频工作模式要求，本文设计的背罩天线为双频线极化、单层单馈微带形式，通信模式采用收发共用，通过在辐射贴片四周开两对不等长度的槽实现双频工作模式。

单馈点同轴馈电方形微带贴片通常工作于TM10或TM01模式，它们是方形贴片的主模［11］。在线极化工作时，一般只激励一种模式，要实现双频工作，须要同时激励起两种模式，且两种模式对应两种频率。普通的正方形贴片上TM10和TM01模的表面电流分布如图1所示。

当馈点位于对角线上时，因为结构对称，两种模式的电流分布完全相同，对应的两个正交极化场的幅度和相位完全相同，则合成的总场仍为线极化。当在贴片一对垂直边上切一对等长的矩形槽时，TM01模的表面电流分布将发生变化，而对TM10模的表面电流基本没有影响，开槽后贴片表面的电流分布如图2所示。TM01模的表面电流由于槽的影响，表面电流的路径略微增加，则对应的TM01模的谐振频率降低。同理，在贴片另一对水平边上切一对等长的矩形槽时，TM10模的表面电流分布将发生变化，而对 TM01模的表面电流基本没有影响。此时TM10和TM01模的谐振频率不同，调节对应槽的长度，选择天线的工作频率在两个谐振频率的中心频率上即可。每一对槽的调节只对应每一种模式谐振频率的调节，互不干涉，即每一对槽尺寸主要影响一个频段，对另外一个频段影响较小，所以该天线后期调试手段便捷。

图1　方形贴片表面电流分布Fig.1　Surface current distribution on square patch

图2　加槽方形贴片表面电流分布Fig.2　Surface current distribution on square patch adding slots

2.2 天线设计

2.2.1单元天线设计

根据以上原理分析，单元天线设计模型如图3所示，其中W、L为辐射贴片边长尺寸，L1、L2为辐射贴片槽深尺寸，Wf为槽宽尺寸，G为介质基材边长尺寸，a、b为馈电位置尺寸，h为介质基材厚度尺寸。介质层选用可短期耐温240℃的泡沫材料，介电常数近似为1，选用泡沫材料可以减轻天线质量，同时降低天线介电常数，提高天线带宽；辐射片为方形贴片，辐射片材料采用与介质基材线胀系数接近的钛合金材料，采用单点馈电形式，所有部组件通过耐高温硅橡胶粘接一体成型。

首先通过微带天线经验公式［11］，求得辐射贴片边长W、L的初始尺寸。之后在辐射贴片四周加载等宽、不等长度凹槽，其中槽宽Wf对谐振频率影响较小。辐射贴片加载槽后对谐振频率会有一定的影响，根据实际需要对辐射贴片尺寸进行微调。图4、图5分别给出了不同槽深L1和L2对应天线反射系数变化曲线，可以看出槽深L1对低频性能影响较大，槽深L2对高频性能影响较大，随着槽深增加或减少，天线频点向低频或高频移动，可以通过单独调节对应频段的槽深尺寸实现频点平移，通过调节馈电点位置a和b尺寸，可以调节天线反射系数大小。

借鉴国外经验［4］，本文背罩天线收发频段设计为（398±3）MHz和（440±3）MHz，采用HFSS软件对天线性能优化，通过优化求得背罩天线单元最终结构参数尺寸。

图3　背罩天线单元外形结构图Fig.3　Configuration of the proposed antenna element

图4　不同槽深尺寸L1对应单元天线反射系数仿真结果Fig.4　Calculated reflection coefficient of antenna element with different slot size L1

图5　不同槽深尺寸L2对应单元天线反射系数仿真结果Fig.5　Simulated reflection coefficient of antenna element with different slot size L2

2.2.2组阵设计

由于背罩天线斜装于背罩外表面，要实现近全空间覆盖，单元天线无法满足要求，采用组阵方式可以满足近全空间覆盖。天线组阵要综合考虑电性能和质量因素，要保证组阵增益方向图没有栅瓣出现且单元间互偶影响较小，单元间距须满足0.5λ0左右［11］，组阵单元数越多，组阵方向图切面一致性越好，组阵方向图增益越高；组阵单元数越少，质量越小，但是性能越差。

图6给出了4单元组阵和6单元组阵不同切面的仿真增益方向图对比，分别给出了增益最大和最小的两个切面，背罩壳体尺寸借鉴好奇心号背罩壳体尺寸［1］，由仿真结果可以看出，4单元组阵方案虽然天线整体质量较小，但是电性能较差，切面一致性较差，个别切面存在凹区，无法满足近全空间覆盖；6单元组阵方案切面一致性较好，可以满足近全空间覆盖要求。综合比较，背罩天线选用6单元组阵形式。

图6　4单元和6单元组阵背罩天线不同切面增益方向图仿真计算结果Fig.6　Simulated radiation patterns of six-cell and four-cell wraparound antenna

2.2.3构型布局设计

如图7所示，背罩结构外壳刻6个等面积的正方形槽，并提供安装接口，背罩天线所有部件单独设计，背罩天线作为独立的产品安装在背罩壳体内部，天线外表面与背罩壳体外表面平齐、共形。这种设计将天线单元设计成单独的部件，天线整体质量减轻很多，同时便于后期拆装和维修。

图7　背罩天线构型布局示意图Fig.7　Configuration and layout of wraparound antenna

2.2.4防隔热设计

由于背罩天线安装于背罩外表面，直接裸露在大气中，整个EDL过程，背罩天线要经历严苛的高速气流冲刷和高温环境，所以背罩天线的防隔热设计至关重要。

由于本文背罩天线结构形式简单，防隔热设计的重点在于材料选取。考虑到质量轻量化和继承性，借鉴我国返回式卫星防隔热技术，本文背罩天线防隔热透波窗采用石英纤维材料，短期可以耐受1200℃高温考核，同时具有较强的耐气动冲刷性能，通过调节合适的透波窗厚度来适应环境要求。天线介质基材选用聚甲基丙烯酰亚胺（PMI）泡沫材料，其密度较小，短期可以耐受240℃高温考核。参考国外火星探测器热流环境条件，选取合适的材料特性参数，透波窗厚度越厚，天线内部温度也越低，但是天线质量越重。利用ANSYS软件对背罩天线进行防隔热仿真分析与优化，最终选取透波窗厚度为3mm。

3　天线仿真分析验证

利用HFSS软件，对天线电性能进行仿真分析。图8给出优化后单元天线反射系数仿真结果，图9、图10给出单元天线低、高频中心频点增益仿真结果，由仿真结果可以看出，本文背罩天线单元天线在（398±3）MHz和（440±3）MHz带宽内端口反射系数小于—15dB，0º方向主极化增益大于7dBi。

图8　优化后单元天线反射系数仿真结果Fig.8　Simulated reflection coefficient of antenna element

图9　优化后单元天线增益方向图仿真结果（f=398 M Hz）Fig.9　Simulated radiation patterns of antenna element（f=398 MHz）

图10　优化后单元天线增益方向图仿真计算结果（f=440 M Hz）Fig.10　Simulated radiation patterns of antenna element（f=440 MHz）

图11、图12给出了6单元组阵背罩天线收发中心频点器体增益仿真结果，由仿真结果可以看出，6单元组阵背罩天线方向图增益可以实现近全空间覆盖，在俯仰角7º～120º方向主极化增益大于—8 dBi。

图11　6单元组阵背罩天线增益方向图仿真计算结果（f=398 MHz）Fig.11　Simulated radiation patterns of six-cell wraparound antenna（f=398 MHz）

图12　6单元组阵背罩天线增益方向图仿真计算结果（f=440 MHz）Fig.12　Simulated radiation patterns of six-cell wraparound antenna（f=440 MHz）

利用ANSYS软件对背罩天线进行防隔热仿真分析，图13给出了本文背罩天线EDL过程中的温度场预示。

图13　背罩天线EDL过程整体温度场分布图Fig.13　Temperature distribution field of wraparound antenna

由图13可以看出，整个EDL过程中，背罩天线最高温度出现在天线透波窗外表面，约207℃，内部部件温度都小于150℃，远小于材料可耐受最高温度。

4　与美国火星探测器背罩天线比较分析

凤凰号和好奇心号背罩天线都属于窄带单频微带天线阵，介质基材采用Duroid5870［5］，其密度为2.2g/cm3，是本文天线介质基材密度的20倍，且介质基材基本覆盖整个背罩外表面，所以质量较大。另外，凤凰号和好奇心号背罩天线防热罩采用与背罩外形一致的防热罩［6］，这样做主要是从两方面考虑:①国外背罩天线采用8单元共形微带阵，单元数较本文背罩天线单元多2个，天线布局后基本覆盖整个背罩外表面，从实用性考虑需要防热罩与背罩外形一致；②好奇心号背罩外表面除了背罩天线外，还有两副低增益天线，将防热罩做成与背罩外形一致也是为了兼顾其他两副天线的防热设计，所以整个防热罩厚度不均匀，整体体积较大，质量较大。而本文采用防热透波窗为天线的单独部件，总共含6片独立的防热透波窗，不须要覆盖整个背罩外表面，除背罩天线外背罩其余外表面喷涂防热涂层来满足整个背罩的防隔热设计，这样可以使背罩防热部分质量减轻很多，且只须考虑背罩天线自身的防隔热性能即可。由增益及驻波仿真结果可以看出，本文背罩天线为双频工作模式，而国外背罩天线为单频工作模式，带宽（±3 MHz）也优于凤凰号背罩天线（小于±1 MHz）［4］。表1给出了本文背罩天线与国外凤凰号、好奇心号背罩天线性能比对，其中θ表示坐标俯仰角，φ表示坐标方位角。

表1　本文背罩天线与美国火星探测器背罩天线主要性能比对表Table1　Performance comparison between the proposed and foreign wraparound antennas

5　结束语

本文针对国外背罩天线方案存在单频段工作、频带较窄、质量较大的缺点，结合当前我国着陆器发展状况及未来我国火星探测任务需求，提出了一种新的背罩天线设计方案，从单元天线设计、组阵设计、构型布局设计及防隔热设计4个方面进行了详细论述，通过仿真分析验证该设计的可行性，最后与美国成功应用的火星着陆器背罩天线性能进行比对。后续须要根据未来我国火星探测任务的具体要求，对该天线进行适应性修改及进一步深入研究，本文提出的方案可为未来我国火星着陆器背罩天线技术实现提供参考。

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（编辑：李多）

Wraparound Antenna Design Applied to Mars-rover Application

WANG Xiaotian1，2SUN Dayuan1，2HAN Yunzhong1，2YANG Changhao1
（1 Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China）
（2 Beijing Engineering Research Center of EMC and Antenna Test Technology，Beijing 100094，China）

By combining with the state of the art of rover technology in China，a new dual-band linear polarized wraparound antenna is proposed.The wraparound antenna is composed of six antenna elements which use different cutting slots on edges of patch to achieve dual-frequency. Constant amplitude and in-phase feeding are used to achieve whole space beam-covering approximately.The simulation results show that the operating frequency is（398±3）MHz and（440± 3）MHz，and the gain is beyond-8dBi at pitch angle 7º≤θ≤120º.Besides，good circular symmetry in both elevation and azimuth is achieved.The proposed scheme provides technical reference for the future wraparound antenna of a Mars-rover.

Mars exploration；rover；wraparound antenna；conformal；microstrip array；dual-band

TN82

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.03.014

2015-09-29；

2016-02-18

王晓天，男，工程师，研究方向为航天器天线设计。Email：wxt33022317@126.com。