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(wèi)星工程研究所，上海 201109)

合成孔徑雷達(SAR)衛(wèi)星具備全天時、全天候工作能力，能實現(xiàn)對地高分寬幅成像、干涉測高、地表微小形變監(jiān)測等，衛(wèi)星影像廣泛應(yīng)用在國土資源、防災(zāi)減災(zāi)、測繪與軍事偵察等領(lǐng)域。世界各國都積極開展星載合成孔徑雷達研究，發(fā)射了多顆SAR衛(wèi)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(zhì)輕、靈活等特點，多應(yīng)用在小型衛(wèi)星上，如以色列合成孔徑雷達技術(shù)驗證衛(wèi)星(TecSAR)、德國盧普合成孔徑雷達衛(wèi)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(wèi)星一號(Radarsat-1)和我國的高分三號衛(wèi)星。

大型相控陣雷達衛(wèi)星發(fā)射時，雷達天線多塊子板折疊收攏，設(shè)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(wèi)星的任務(wù)是監(jiān)測地球環(huán)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(zhì)量為1366 kg，每翼采用6發(fā)火工裝置壓緊在星體兩側(cè)，天線展開機構(gòu)為背架式可展開桁架[8]。歐洲航天局環(huán)境衛(wèi)星(ENVIromental SATellite，ENVISAT)主要用于海洋動力學現(xiàn)象的探測，SAR天線尺寸為10 m×1.3 m，質(zhì)量830 kg,采用天線本身的框架以及框架之間連接的轉(zhuǎn)動鉸鏈實現(xiàn)其收攏與展開[9]。日本先進陸地觀測衛(wèi)星(ALOS)配置了一臺L頻段SAR，天線尺寸8.9 m×3.1 m，質(zhì)量880 kg，4塊天線子板折疊后采用8發(fā)火工裝置安裝于星體單側(cè)[10]。我國的高分三號衛(wèi)星是首顆民用高分辨率全極化平面相控陣SAR衛(wèi)星，服務(wù)于海洋、減災(zāi)、水利等領(lǐng)域，衛(wèi)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(zhì)量1500 kg，為左右對稱的兩翼構(gòu)型，壓緊在星體兩側(cè)[11-14]。

隨著雷達天線尺寸、子板數(shù)量和質(zhì)量進一步增加，對衛(wèi)星平臺性能和壓緊釋放技術(shù)帶來了挑戰(zhàn)。過大的天線尺寸占據(jù)運載火箭整流罩大部分空間，若仍沿用傳統(tǒng)的壓緊釋放方案，采用火工裝置將天線固定在衛(wèi)星平臺側(cè)面，則衛(wèi)星包絡(luò)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(gòu)與星體結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計思想，開展了系統(tǒng)方案設(shè)計、原理樣機研制和性能驗證，為下一代大型雷達衛(wèi)星發(fā)展儲備技術(shù)。

1 系統(tǒng)方案

限位式壓緊釋放系統(tǒng)的利用星體的收攏實現(xiàn)天線壓緊，星體的展開實現(xiàn)天線釋放。根據(jù)一體化設(shè)計思路，開展了原理樣機方案設(shè)計，主要包括構(gòu)型布局選擇、星體結(jié)構(gòu)機構(gòu)和壓緊釋放裝置設(shè)計等。

1.1 構(gòu)型布局

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

圖1 構(gòu)型布局示意

1.2 星體結(jié)構(gòu)機構(gòu)

限位式壓緊釋放方法對星體提出了多種要求：①星體內(nèi)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(yīng)發(fā)射過程中嚴酷的力學環(huán)境；③星體入軌后要具備展開功能以釋放天線。桁架式結(jié)構(gòu)具有質(zhì)量輕、承載能力強、設(shè)計靈活、便于調(diào)節(jié)和工藝性好等特性，對大型復雜有效載荷具有較強的適應(yīng)性。為此，選擇大承載、高剛度桁架作為星體結(jié)構(gòu)。

星體桁架設(shè)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(fā)射時星體桁架呈收攏狀態(tài)，展開桁架與主體桁架之間設(shè)置了10個連接點，每個連接點采用大承載分離螺母實現(xiàn)可靠連接，使桁架形成封閉構(gòu)型，將天線牢固地壓緊在其內(nèi)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(cè)邊框上設(shè)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(lián)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(xiàn)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(xiàn)天線釋放。

圖3 串聯(lián)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(shè)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(xiàn)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(tài)及參數(shù)

整機含8塊天線子板，單塊質(zhì)量100 kg，天線總質(zhì)量800 kg；每塊子板兩側(cè)邊框各設(shè)計5個耳片，共10串壓緊錐套；相應(yīng)地，展開桁架接頭上對應(yīng)每串錐套設(shè)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(jié)構(gòu)偏重。真實衛(wèi)星桁架選用高模量碳纖維復合材料，如M55J，可大幅減輕質(zhì)量，提升力學性能。

圖5 整機模型及坐標系

2 系統(tǒng)性能驗證

根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計方案，研制了一套限位式壓緊釋放系統(tǒng)樣機，開展相關(guān)性能驗證工作，包括預緊力加載試驗、模態(tài)試驗、振動試驗和展開分析等內(nèi)容。

2.1 加載試驗

從系統(tǒng)方案可以看出，限位式壓緊的重要環(huán)節(jié)是依靠預緊力建立起公母錐套之間的接觸擠壓狀態(tài)。天線子板組合體內(nèi)外側(cè)跨度大，公母錐套串聯(lián)數(shù)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(lián)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(shù)。試驗結(jié)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(shù)波動較小，預緊力保持穩(wěn)定。

2.2 模態(tài)試驗

模態(tài)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(tài)試驗采用錘擊法，測試不同預緊力下樣機的模態(tài)頻率，其結(jié)果如圖8所示。

圖7 模態(tài)試驗現(xiàn)場

圖8 不同預緊力下樣機模態(tài)頻率

由圖8可知，整機各階主要模態(tài)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(tài)頻率幾乎保持不變。經(jīng)模態(tài)測試，整機各階主要模態(tài)頻率滿足現(xiàn)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(zhuǎn)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(jīng)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(jié)構(gòu)在大量級振動前后的整體剛度特性無明顯變化，系統(tǒng)能夠適應(yīng)發(fā)射主動段振動環(huán)境。4000 N預緊力下，天線壓緊點加速度響應(yīng)，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(huán)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(yīng)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(chǎn)生更大的預應(yīng)力，降低結(jié)構(gòu)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(xiàn)主體桁架和展開桁架二者的連接，系統(tǒng)不具備解鎖展開功能。故采用MSC/ADAMS軟件對系統(tǒng)建模，進行運動學仿真分析。桁架展開鉸鏈驅(qū)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(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)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(wěn)、無干涉現(xiàn)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(qū)動形式實現(xiàn)展開，各驅(qū)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(wěn)，公母錐套無卡滯現(xiàn)象，鎖定可靠。后續(xù)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(chǎn)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(jié)論

針對大型星載雷達天線子板數(shù)量多、包絡(luò)大等技術(shù)特點，提出一種限位式壓緊釋放方法，進行了系統(tǒng)方案設(shè)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(wěn)定；

(2)模態(tài)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??；

(3)振動試驗表明，樣機結(jié)構(gòu)在試驗前后的整體剛度特性無明顯變化，系統(tǒng)能夠適應(yīng)發(fā)射主動段振動環(huán)境；天線壓緊點響應(yīng)水平適中，動力學環(huán)境良好；

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

綜上，限位式壓緊釋放系統(tǒng)設(shè)計方案合理可行，功能性能滿足要求，該技術(shù)可應(yīng)用于衛(wèi)星型號研制，實現(xiàn)大型雷達天線可靠壓緊釋放。