一种大型星载雷达天线限位式压紧释放方法

马超 王志国 任友良 王开浚 张如变

(上海卫星工程研究所，上海 201109)

合成孔径雷达(SAR)卫星具备全天时、全天候工作能力，能实现对地高分宽幅成像、干涉测高、地表微小形变监测等，卫星影像广泛应用在国土资源、防灾减灾、测绘与军事侦察等领域。世界各国都积极开展星载合成孔径雷达研究，发射了多颗SAR卫星[1-5]。

常用的星载合成孔径雷达天线包括抛物面天线和平板相控阵天线两种[6-7]。抛物面天线具备质轻、灵活等特点，多应用在小型卫星上，如以色列合成孔径雷达技术验证卫星(TecSAR)、德国卢普合成孔径雷达卫星(SAR-Lupe)。大口径、高分辨率SAR多采用平板相控阵天线，一般由多块天线子板拼接而成，如加拿大的雷达卫星一号(Radarsat-1)和我国的高分三号卫星。

大型相控阵雷达卫星发射时，雷达天线多块子板折叠收拢，设计多个压紧点，采用压紧释放装置安装在星体上，入轨后解锁展开。RadarSat系列卫星的任务是监测地球环境和自然资源变化，其主载荷为4块相控阵天线，分为左右两翼，尺寸为15 m×1.5 m，质量为1366 kg，每翼采用6发火工装置压紧在星体两侧，天线展开机构为背架式可展开桁架[8]。欧洲航天局环境卫星(ENVIromental SATellite，ENVISAT)主要用于海洋动力学现象的探测，SAR天线尺寸为10 m×1.3 m，质量830 kg,采用天线本身的框架以及框架之间连接的转动铰链实现其收拢与展开[9]。日本先进陆地观测卫星(ALOS)配置了一台L频段SAR，天线尺寸8.9 m×3.1 m，质量880 kg，4块天线子板折叠后采用8发火工装置安装于星体单侧[10]。我国的高分三号卫星是首颗民用高分辨率全极化平面相控阵SAR卫星，服务于海洋、减灾、水利等领域，卫星主载荷为一副大型平面相控阵SAR，天线尺寸约15 m×1.5 m，质量1500 kg，为左右对称的两翼构型，压紧在星体两侧[11-14]。

随着雷达天线尺寸、子板数量和质量进一步增加，对卫星平台性能和压紧释放技术带来了挑战。过大的天线尺寸占据运载火箭整流罩大部分空间，若仍沿用传统的压紧释放方案，采用火工装置将天线固定在卫星平台侧面，则卫星包络不满足要求，且火工装置压紧杆过长难以抽离，影响天线展开的可靠性。本文探索一种限位式压紧释放方法，采用天线压紧释放机构与星体结构一体化设计思想，开展了系统方案设计、原理样机研制和性能验证，为下一代大型雷达卫星发展储备技术。

1 系统方案

限位式压紧释放系统的利用星体的收拢实现天线压紧，星体的展开实现天线释放。根据一体化设计思路，开展了原理样机方案设计，主要包括构型布局选择、星体结构机构和压紧释放装置设计等。

1.1 构型布局

当雷达天线子板数量少、尺寸小、质量轻时，传统的方法是采用压紧释放火工装置将其固定在星体侧面，为“侧挂式”构型布局，如图1(a)所示。当雷达天线子板数量较多、尺寸较大时，会占据运载火箭整流罩大部分空间时，“侧挂式”构型布局已不满足整流罩包络要求。为此，限位式压紧释放系统采用一种“收纳式”构型布局，即采用压紧释放装置将天线子板安装在星体内部，如图1(b)所示。

图1 构型布局示意

1.2 星体结构机构

限位式压紧释放方法对星体提出了多种要求：①星体内部要提供足够的布局空间以安装雷达天线；②星体要具有高刚度、大承载力学性能，以适应发射过程中严酷的力学环境；③星体入轨后要具备展开功能以释放天线。桁架式结构具有质量轻、承载能力强、设计灵活、便于调节和工艺性好等特性，对大型复杂有效载荷具有较强的适应性。为此，选择大承载、高刚度桁架作为星体结构。

星体桁架设计成中空的“口”字型，如图2(a)所示，包括主体桁架、展开桁架、分离螺母和展开铰链等部分。发射时星体桁架呈收拢状态，展开桁架与主体桁架之间设置了10个连接点，每个连接点采用大承载分离螺母实现可靠连接，使桁架形成封闭构型，将天线牢固地压紧在其内部。入轨后分离螺母解锁，在展开铰链作用下桁架展开，如图2(b)所示，释放天线。

图2 星体桁架

1.3 压紧装置

天线子板两侧边框上设计10个耳片作为压紧点，如图3所示，耳片上安装公母锥套。相邻的天线子板利用相互配合的公母锥套串联起来，形成天线组合体。通过桁架在端部加载锥套上施加预紧力，并传递至另一端，实现公母锥套间接触挤压，完成天线组合体压紧。星体桁架展开后，预紧力自动卸载，实现天线释放。

图3 串联压紧锥套

为使锥套间获得期望的预紧力，在每串锥套顶端的桁架上设计了预紧力加载测量装置，如图4所示。该装置由锁紧螺母、加载螺钉、加载底座、力传感器、平面轴承、防脱轴、加载锥套和防松螺母等组成。利用扳手对加载螺钉施加扭矩，通过螺纹副实现加载，传感器实时测量并显示预紧力。加载到位后可通过防松螺母锁紧，加载装置即可拆除。

图4 预紧力加载测量装置

1.4 整机状态及参数

整机含8块天线子板，单块质量100 kg，天线总质量800 kg；每块子板两侧边框各设计5个耳片，共10串压紧锥套；相应地，展开桁架接头上对应每串锥套设计一个压紧点(编号A～J)，安装压紧力加载测量装置，整机模型和坐标系如图5所示。原理样机桁架采用低成本的铝合金型材研制，导致结构偏重。真实卫星桁架选用高模量碳纤维复合材料，如M55J，可大幅减轻质量，提升力学性能。

图5 整机模型及坐标系

2 系统性能验证

根据系统设计方案，研制了一套限位式压紧释放系统样机，开展相关性能验证工作，包括预紧力加载试验、模态试验、振动试验和展开分析等内容。

2.1 加载试验

从系统方案可以看出，限位式压紧的重要环节是依靠预紧力建立起公母锥套之间的接触挤压状态。天线子板组合体内外侧跨度大，公母锥套串联数量多，预紧力传递路径长。为研究预紧力能否可靠加载、传递和保持，专门进行了预紧力加载试验。

选择压紧点A、J处的两串锥套，除了端部的力传感器外，在锥套传力路径上再串联3个轴间传感器，如图6所示。试验时在端部施加预紧力，观察端部和轴间力传感器读数。试验结果表明，预紧力可沿着长路径可靠传递，同一串锥套上预紧力最大偏差在10%左右，满足工程要求；预紧力加载到位后静置24 h，传感器读数波动较小，预紧力保持稳定。

2.2 模态试验

模态试验时，样机根部法兰采用螺钉固定在试验工装上，通过工装连接到地基上，模拟固支边界条件，如图7所示。模态试验采用锤击法，测试不同预紧力下样机的模态频率，其结果如图8所示。

图7 模态试验现场

图8 不同预紧力下样机模态频率

由图8可知，整机各阶主要模态频率受预紧力影响很小，特别是当预紧力大于2000 N时，各阶模态频率几乎保持不变。经模态测试，整机各阶主要模态频率满足现役运载火箭的基频要求。

2.3 振动试验

振动试验时样机通过转接工装固定在振动台上，开展X、Y、Z三个方向正弦扫频试验，各方向按照预振、满振、复振顺序进行，预复振试验量级为0.1gn，满振试验量级0.6gn。试验测点主要布置在桁架、天线压紧点上。

整机经过大量级振动前后，各方向预复振频率变化在0.1～0.4 Hz，说明样机结构在大量级振动前后的整体刚度特性无明显变化，系统能够适应发射主动段振动环境。4000 N预紧力下，天线压紧点加速度响应，X方向为0.5～3.8gn，Y方向为2.1～4.5gn，Z向为0.9～3.2gn，总体而言动力学环境良好。预紧力从3000 N到5000 N变大时，谐振频率几乎无变化，响应水平会有一定程度降低；但更大的预紧力会在星体桁架上产生更大的预应力，降低结构的承载能力。综合考虑，各压紧点施加4000 N预紧力较为合适。

2.4 展开分析

为降低研制成本，原理样机采用分离螺母模拟件、展开铰链工艺件实现主体桁架和展开桁架二者的连接，系统不具备解锁展开功能。故采用MSC/ADAMS软件对系统建模，进行运动学仿真分析。桁架展开铰链驱动力矩为3 Nm，展开过程扭矩输出基本恒定，阻力矩0.5 Nm；展开桁架绕转轴的转动惯量为220 kgm2，展开角度为90°，展开时间约为18.5 s，运动过程角位移曲线如图9所示。桁架展开过程平稳、无干涉现象，顺利释放雷达天线。

图9 桁架展开角位移曲线

天线板之间由铰链相连接，通过有源驱动形式实现展开，各驱动组件额定输出力矩100 Nm，展开时间约300 s，板间铰链展开角度随时间变化如图10所示。由分析可知，雷达天线展开平稳，公母锥套无卡滞现象，锁定可靠。后续将开展工程样机研制，选用星上真实分离螺母和展开铰链产品进行试验，进一步验证其展开性能。

图10 天线板间铰链角位移曲线

3 结论

针对大型星载雷达天线子板数量多、包络大等技术特点，提出一种限位式压紧释放方法，进行了系统方案设计和原理样机研制，并开展试验和仿真分析以验证其性能。

(1)加载试验表明，预紧力可沿长路径可靠传递，且保持稳定；

(2)模态试验表明，整机基频满足运载火箭要求，且频率受预紧力影响很小；

(3)振动试验表明，样机结构在试验前后的整体刚度特性无明显变化，系统能够适应发射主动段振动环境；天线压紧点响应水平适中，动力学环境良好；

(4)运动仿真表明，星体桁架和天线展开过程平稳、无干涉卡滞现象，可顺利释放雷达天线。

综上，限位式压紧释放系统设计方案合理可行，功能性能满足要求，该技术可应用于卫星型号研制，实现大型雷达天线可靠压紧释放。