具有大型微波天线的卫星构型设计综述

何德华 陈恩涛 蔡亚宁 肖鹏飞

(北京空间飞行器总体设计部, 北京 100094)



具有大型微波天线的卫星构型设计综述

何德华 陈恩涛 蔡亚宁 肖鹏飞

(北京空间飞行器总体设计部, 北京 100094)

从星载大型微波天线出发，简述了国外平面相控阵和反射面两种体制的天线构型特点。结合国外大型微波天线卫星的构型实例，探讨了卫星的构型设计与布局特点，提出了我国大型微波天线卫星有效载荷天线与星本体构型一体化设计等的启示与建议，可为此类卫星的构型设计提供参考。

卫星；大型微波天线；构型设计

1 引言

随着卫星在地球遥感观测、电子侦察、新一代大容量通信与广播、深空探测、射电天文观测等方面应用的深入和发展，特别是在获取微小发射或辐射功率信号方面，对大型微波天线的应用需求变得越来越迫切，促使卫星天线在轨工作状态向大尺寸、大功率、轻量化的方向发展[1]。这类大型卫星天线反射器的口径多大于5 m，大型微波天线可以使卫星的覆盖区域和观测精度得以提高，并使卫星天线获得更高的增益，同时也减小了地面接收装置的数量和尺寸，是目前卫星大型天线发展的主流方向。据国外文献报道，处于地球静止轨道的电子侦察卫星的接收天线口径通常在30 m以上，甚至达到100 m[2]。与此同时，考虑到当前火箭运载能力以及经济方面的限制，又需要天线结构质量轻、体积小。因此，大型卫星天线一般设计为复杂的可展开工作面(非固面)的结构类型，这又增加了卫星构型设计的难度和复杂度。

卫星构型指卫星整体的基本空间构架和形式，满足研制、发射、运行到返回(对返回式卫星)的卫星全生命周期内不同要求的总体空间布局、舱段划分和外廓尺寸与形状等[3]。设计主要受以下因素的约束：有效载荷、轨道特性、姿态控制方式和运载火箭运载能力等[4]。其中，有效载荷是主导因素，卫星的构型必须以满足有效载荷的要求为前提[5]。可见，大型微波天线直接影响着卫星的构型设计，鉴于这种高度关联性，本文从典型的天线构型及其应用需求着手，展现大型微波天线卫星的构型设计与布局特点，并对此类卫星的构型特点与问题进行分析、探讨。

2 国外大型微波天线体制与构型

卫星构型设计流程如图1所示。流程中，有效载荷是卫星的核心部分，直接决定卫星的任务和用途，因此卫星的构型应直接服务于有效载荷，以有效载荷为中心进行构型设计。经过几十年的研究，发达国家在大型星载可展开天线技术方面已经取得了长足的进步，并在航天器上逐步应用[6]。本文以平面相控阵和反射面两种体制的大型微波天线进行描述。

图1 卫星构型设计流程Fig.1 Design process of satellite configuration

2.1 平面相控阵体制

从阵面形式进行划分，天线可分为可折叠平板式、金属网面式、薄膜充气式和柔性卷式四类。其中，薄膜充气式和柔性卷式在实现大口径、轻型化的平面相控阵天线方面的优势更为明显，具有很大的发展潜力，尽管取得了一定的进展，但这类天线还存在诸多技术难点，离应用尚有一定距离；金属网面式天线由于不能应用波导阵列等原因，暂不考虑。本文主要对可折叠平板式天线进行讨论。

目前，星载合成孔径雷达(SAR)平面相控阵天线主要有波导裂缝和微带天线两种形式，其结构单元如图2所示。两种天线阵面剖面高度相当，微带天线具有宽带、轻质、易于加工和成本低等优势，而波导裂缝天线则具有高效、高隔离度和低交叉极化等优点，但缺点是结构复杂、加工难度大和质量大等。

图2 天线结构单元示意图Fig.2 Schematic diagram of antenna structure unit

基本上两种形式的天线构型类似，一般由多块单元子阵组成平面阵，每块天线单元子阵由电气板、结构板组成，其中结构板为复合材料面板铝蜂窝夹层板，主要作用是提供一定的结构刚度。天线单元子阵与单元子阵间通过铰链连接，发射时收拢，见图3(a)，入轨后展开，见图3(b)，并通过锁定机构锁死。

图3 平面相控阵天线构型示意图Fig.3 Schematic diagram of configuration for plane phased array antenna

2.2 反射面体制

反射面体制的天线一般由馈源和反射面组成。目前，反射面体制的天线有抛物反射面、柱状反射面等形式，按照反射面结构性质的不同可将星载天线分为3种基本类型：网面展开天线、固面展开天线和充气式展开天线。根据结构类型、驱动形式的不同而衍生出不同的具体形式[7]。其中，固面展开天线反射面精度高、结构稳定、温度场均匀，能应用在频率高于40 GHz的场合，但由于机械构造复杂、折展率不高，难以满足大型化发展要求[8]。充气式可展开天线是由美国航空航天局(NASA)和欧洲航天局(ESA)联合研制的一种极具潜力的可展开天线类型，其潜力主要表现在大口径、轻质量、高收纳率三个方面，但形面精度难以保证，失效率高，故其工作频率较低，目前尚处于研究阶段[9]。网面展开天线的反射面由索网结构拉张而成，通过型面控制系统调节其反射面精度，具有质量轻、收缩比大、精度较高等特点，是当前大型星载天线结构研究和应用较多的一类。本文重点对网面展开天线中具有代表性的径向肋式、张力背架式天线进行简介。

2.2.1 径向肋式天线

径向肋式抛物反射面天线的反射器由径向折叠的刚性或柔性肋、反射网及展开机构组成，其形式可分为：刚性肋式、缠绕肋式(见图4)和铰接肋式。美国的电子侦察卫星中，第二代是采用刚性肋式，如“峡谷”卫星(天线口径9.1 m)；第三代主要采用缠绕肋式，如“漩涡”卫星(天线口径38.4 m)、“大酒瓶”卫星(天线口径76.2 m)[10]。此外，美国的先进技术卫星-6(ATS-6)，也采用缠绕肋式天线(天线口径9.1 m)[11]。为适应更大天线的要求，可将天线肋分为两段折叠起来，形成铰接肋式，用于印度尼西亚亚洲蜂窝卫星系统公司(ACeS)的格鲁达-1卫星 (Garuda-1)即采用铰接肋式天线(天线有效口径12 m)，但天线型面和重复精度等相较于刚性肋式会下降。

图4 径向肋式可展开天线Fig.4 Radial rib deployable antenna

2.2.2 张力背架式天线

张力背架式天线由刚性背架、张索和反射网组成。索网边界固定在刚性背架上，通常有多层，相互之间用张索连接，张紧后自主形成抛物面。此类天线也有多种形式：周边桁架式(见图5)、构架式、张力杆式等。其中，周边桁架式天线与其它天线结构形式相比，具有柔性大、空间热稳定性好、压缩比大的特点，其应用空间较大，天线口径可应用于6～150 m的范围，且结构形式简单，在一定范围内口径的增大不会改变天线的结构形式，质量也不会成比例的增加，是目前大型星载可展开天线理想的结构形式[12]。美国的瑟拉亚-1(Thuraya-1)卫星(天线直径12.25 m)、国际移动卫星-4(Inmarsat-4)以及第三代电子侦察卫星“水星”(天线口径105 m)和“军号”(天线口径150 m)[10]等，都采用周边桁架式天线；日本的工程试验卫星-8(ETS-VIII)[13](天线口径13 m，见图12)和“高级通信与天文实验室”(HALCA)卫星[7](有效口径为8 m，见图6)则分别是构架式、张力杆式天线的典型代表。

注：a、b、c为外圈周向拉索。图5 周边桁架式天线Fig.5 Hoop truss deployable antenna

图6 HALCA卫星的张力杆式天线Fig.6 Tension truss antenna of satellite HALCA

综上，反射面体制的天线收拢后一般呈现圆柱状或纺锤体收缩包络，展开后呈现较大的抛物面，而馈源则与反射面保持一定的位置关系，馈源的固定与天线的形式相关，如径向肋式天线，采用抛物面中心撑杆固连馈源，张力背架式的馈源则与天线分离，分开固连。

3 卫星构型设计

有效载荷、轨道特性、姿态控制方式主要决定在轨构型，而运载火箭则决定发射状态的构型。其中，不同的有效载荷或者卫星任务决定卫星所采取的构型方式，例如SAR卫星的在轨构型要求SAR天线侧视。姿态控制方式一般采用卫星三轴稳定，此构型相对自旋稳定、重力梯度稳定来说，比较自由[14]。轨道特性则与太阳翼的布局密切相关。运载火箭的整流罩空间直接制约着卫星的收拢尺度和质量特性，因此发射时须考虑天线和太阳翼等的收拢构型及在星体上的布局。除上述4点外，其它因素诸如容纳设备的能力、视场和指向的要求、羽流影响、热控需求、结构动力学性能、电磁兼容性要求、总装测试等也影响着卫星构型的设计。

总体而言，卫星构型的设计是在分析天线构型的基础上进行的，以任务为导向，综合考虑。下面主要针对两类具有代表性的大型微波天线开展构型设计与布局的探讨。

3.1 大型微波天线构型设计与布局

3.1.1 平面相控阵天线的构型

天线布局的方式与其任务相关，例如SAR卫星的在轨构型要求SAR天线侧视，天线布局主要采用3种方式实现：①发射时天线正装在星体上，在轨运行时通过卫星姿态调整，进行斜飞，如加拿大商业对地观测的雷达卫星-2(RadarSat-2)；②发射时天线斜装在星体上，在轨运行时卫星姿态不做调整，如美国“海洋卫星”(SeaSat)、欧洲遥感卫星-1/2(ERS-1/2)和“环境卫星”(ENVISAT)；③发射时天线正装在星体上，在轨运行时通过天线摆动到斜视角度，卫星姿态不做调整，如“日本地球遥感卫星”(JERS)。因此在构型设计时，综合考虑后，可优选其中的一种方式，实现SAR天线侧视。

由于平面相控阵天线尺寸较大，发射时须采用整体或多次折叠(通常为“一”、“=”、“Ⅱ”、“Π”折叠)的方式，收拢于卫星表面，入轨后天线解锁、展开[15]。

1)整体式“一”字型天线

整体式平面相控阵天线，可充分利用星本体外表面，直接将天线整体布局在卫星一侧。典型的代表为德国的“陆地合成孔径雷达”(TerraSAR-X)卫星，采用六棱体平台，将SAR天线、太阳翼及星本体高度融合，SAR天线(尺寸为4.784 m×0.704 m)采用整体“一”字型布局，充分利用星本体的外表面尺寸以及角度(实现侧视)，卫星构型及其星表布局如图7所示。

图7 天线整体式布局的TerraSAR-X卫星构型Fig.7 Configuration of satellite TerraSAR-X with integrated layout

2)天线“=”字型折叠

相控阵天线收拢为一个折叠阵，由于为一个整体的折叠阵，其位置可根据任务需要布局，典型的代表为ENVISAT，如图8所示。此外，日本JERS-l和欧洲ERS-1/2的卫星天线也采用此折叠方式。JERS-l主载荷为L频段SAR，SAR天线尺寸为11.9 m×2.4 m，8个子阵呈“=”字型收拢并锁紧，展开时支撑于平台的框架上。欧洲的ERS-1主载荷为C频段SAR系统，SAR天线尺寸为10 m×1 m，该卫星使用法国斯波特卫星(SPOT-1/2)上用的成熟MK-1平台；SAR天线5个子阵呈“=”字型收拢时锁紧、展开时支撑于载荷舱上部结构上。

3)天线“Ⅱ”字型折叠

相控阵天线收拢为两个分体的折叠阵，一般对称布局在星本体的两侧，展开后连为一体。典型的代表为加拿大的RadarSat-2，如图9所示，主载荷为C频段SAR天线(15 m×1.5 m)，SAR天线分体为2块折叠阵，每块折叠阵又由两块子阵折叠，分布于星体两侧，形成“Ⅱ”字型，折叠天线和运载火箭的轴线平行，天线阵面和太阳翼阵面充分利用服务舱和载荷舱2个舱段的4个侧面，整星装载于直径为3.1 m的整流罩内。

4)天线“Π”字型折叠

相控阵天线收拢为3个连体的折叠阵，天线阵布局于星本体三侧，一般中间天线阵直接固定在星本体上，另两个折叠阵对称分布在载荷舱的两侧，并与中间天线阵铰链连接，形成“Π”字型，展开后连为一体组成平面天线阵。天线“Π”字型折叠有两种布局方案：①利用星体整体外表面，天线与太阳翼分置不同的星体面错开安装，如“地中盆地观测小卫星星座”(COSMO-SkyMed)(见图10)；②将平台与载荷舱分体构型，天线布局于载荷舱，太阳翼布局于平台，互不干涉，印度的雷达成像卫星-1(RISAT-1)(见图11)即采用此类构型形式和天线“Π”字型折叠布局方案，只不过载荷舱采用的是近乎三棱柱作为SAR天线收拢面。

图8 “环境卫星”天线Fig.8 Envisat antenna

图9 雷达卫星-2天线Fig.9 RadarSat-2 antenna

图10 “地中海盆地观测小卫星星座”天线Fig.10 COSMO-SkyMed antenna

图11 雷达成像卫星-1天线Fig.11 RISAT-1 antenna

3.1.2 大型反射面展开天线的构型

大型抛物反射面天线可根据任务的不同，通过展开机构的设计，确定天线与星本体及对地的角度关系，实现天线的指向需求。因此，卫星的构型布局设计自由度较大。由前述可知，大型反射面展开天线收拢后一般呈现圆柱状或纺锤体收缩包络，将这个收缩包络布局在星表，根据布局位置的不同，主要分为两种：“侧”式和“顶”式。

1) “侧”式布局

对于收拢包络高度方向尺寸较大、直径相对较小的天线，在星体某一侧的布局较好，可充分利用星本体高度；同时，为了减小整星的包络，满足整流罩内的尺寸限制，可在星本体上开槽内嵌一部分。典型的代表是采用构架式反射面天线(口径13 m)的日本ETS-VIII卫星，如图12所示。周边桁架式、构架式等类型的天线均可采用此类布局，具体的形式会根据不同的卫星需求，构型布局会有所不同，如在星本体顶部增加桁架，以便于安装天线。

此外，构架式天线这类大型抛物反射面展开天线，由于尺寸较大，还需要与馈源保持相对位置，其布局需综合考虑，一般将馈源布局在星本体顶部，天线则通过展开臂伸出星体外一定距离，从而保持其相对位置关系。

图12 工程试验卫星-8天线Fig.12 ETS-VIII antenna

2) “顶”式布局

对于收拢包络直径较大、高度方向尺寸相对较小的天线，在星体顶部布局较好；或者星本体高度较小，可以更大地利用星本体上的运载空间。刚性肋式、缠绕肋式以及张力杆式天线等均可采用此布局方式。馈源的布局则与天线类型相关，张力杆式、刚性肋式和缠绕肋式天线，其馈源可以置于天线的抛物面中心，形成一体化的结构，而周边桁架式、构架式天线，其馈源一般布置在星本体顶部。

以日本为主国际合作建成的“甚长基线干涉空间观测站”(VSOP)在1997年开始运行，其VSOP-1卫星(即HALCA卫星)和VSOP-2卫星均采用“顶”式布局，图13所示为日本计划中的VSOP-2卫星，顶部布局为9 m的偏轴抛物面构架式天线，并采用桁架支撑，同时将副反射面也布局在桁架上。美国第一代“跟踪与数据中继卫星”(TDRS)，其刚性肋式抛物反射面天线布局在星本体顶部；同时，为充分利用运载有效载荷舱的有效空间，发射时两个太阳翼收拢一圈，与星本体外形一致，形成六边形。值得注意的是：卫星采用航天飞机发射，由于航天飞机对发射载荷的基频要求和紧固条件比较特殊，收拢的两个大天线只有底部和卫星顶面固连，没有采用固定塔架或支撑杆件。这一构型显得简洁，但很难用于一般运载火箭发射的卫星。我国于2012年发射的环境减灾-1C(HJ-1C)卫星，是我国第一颗民用SAR卫星，其构形也采用“顶”式布局，在轨状态天线展开(抛物面长边6.1 m)，馈源也采用展开机构伸出，从而保持相对位置关系。

图13 日本“甚长基线干涉空间观测站”卫星天线Fig.13 Antenna stowed and deployed status of VSOP-2 antenna

此外，也有综合利用星本体侧面空间和顶部空间，形成“侧”式和“顶”式的混合形式，如美国第二代TDRS，2副柔性自回弹天线具有很好的弹性，发射时弯曲在一起成筒形，入轨解锁后靠其自身的弹性恢复成抛物面形状；而支撑天线的结构与机构则在星本体的侧面，也便于天线展开后在星本体的两侧工作。

3.2 星本体构型设计

目前，构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]。星本体构型一般选择比较成熟的构型形式，或者在已有的平台上进行适应性改进、升级，这样有利于降低成本、保证可靠性。但对于大型微波天线而言，由于载荷的特殊性，有时需要对星本体的构型设计进行特殊的设计或改进，如按微波天线载荷构型设计星本体形状，或者在星本体某一面开槽，或者在星本体顶部增加桁架，以便安装收拢的反射面天线；或者将星本体分舱段设计，以便安装收拢的相控阵天线。

3.3 太阳翼布局

太阳翼在星体上的布局设计主要考虑电能的供给，保证太阳翼获得最好的光照条件。为了保证上述要求，太阳翼的构型设计与布局同太阳翼面积、轨道特性等密切相关。

大型微波天线面积较大，工作时较高的功率需求又决定了卫星需要大面积的太阳翼，因此构型设计时需要考虑天线与太阳翼的相互影响，保证收拢时能满足运载火箭的空间要求，在轨展开时能保证各部分的正常运行。一般情况下，太阳翼在星体上的收拢安装面需与天线在星体上的收拢安装面错开，不宜重叠和交叉[5]。错开的方式可以是利用不同的安装面或舱段错开安装。展开后，太阳翼与天线在轨运行中存在的相互遮挡(局部时段或某种工作状态)所产生的不利影响目前在减小或得以消除。在构型设计中进行遮挡分析，如不能满足要求，可通过展开臂伸出的形式或机构的转动，避开相互的遮挡。如ERS-1/2卫星和美国大型电子侦察卫星“大酒瓶”，通过伸出太阳翼，而美国NASA开发的第一代对地观测卫星 (Soil Moisture Active/Passive，SMAP)，辐射计和散射计共用一副6 m的实孔径周边桁架式可展开网状天线，则是天线通过展开机构伸出，连接天线的机构与星本体能实现转动，实现天线反射器进行宽刈幅的圆锥扫描，不仅保证了辐射计的工作，也降低了星本体对天线在轨工作状态的影响。

3.4 星表设备布局

除了大型天线和太阳翼外，还有数传与测控天线、姿轨控敏感器与推力器等的布局及视场分析。由于大型微波天线和太阳翼收拢状态占用的星表面积较大，控制系统设备星表布局困难；天线和太阳翼展开后占用空间大，对相互之间的视场遮挡以及对其它设备的遮挡；SAR天线为微波载荷，电磁环境复杂，天线(如USB测控天线和数传天线)布局困难。这些都布局在星表，相互之间会存在干扰。因此，星表设备布局时，需要考虑相互之间的影响，可以通过外伸的形式，避开相互之间的干扰。

3.5 小结

根据前述平面相控阵和反射面体制的天线构型及其在卫星上的布局形式，进行对比分析，详见表1。从表1中可以看出，每种类型的天线及其布局形式都有各自的特点，适用范围也是不同的，可根据需求进行分析与选择。

表1 大型微波天线布局形式对比

续 表

4 启示与建议

根据国外大型微波天线卫星构型设计与布局的发展情况和今后我国对大型微波天线卫星的需求，提出对大型微波天线卫星构型设计的启示与建议如下：

(1)以载荷为引领，牵引平台的发展。先期载荷尺度不大，平台技术尚不完全成熟，卫星的发展是以平台为主导。但随着平台技术的日臻成熟，大型微波天线载荷的需求不断增加，传统的平台设计思路并不能满足大型微波天线构型的变化，须提出以载荷引领平台发展的理念。平台的设计应根据载荷的需要去适应，设计出最适合的卫星平台，构型的设计及飞行姿态不再是单一的形式，如六面体；而可以是多种多样的，如六棱柱、三棱柱。

(2)随着载荷的主体作用越来越明显，载荷与星本体构型一体化设计，高度融合。大型微波天线的不同使卫星平台的构型很难做到统一和通用，但平台与载荷的一体化设计是今后卫星总体构型的一个发展方向。卫星总体构型设计应突破传统平台设计构型概念，创新思维，发展一体化的卫星设计构型，最大程度地实现载荷与星本体的优化结合。

(3)大型微波天线尺寸越来越大，卫星峰值功率越来越高，大型微波天线的质量占卫星总质量的百分比越来越高，这要求卫星总体构型以及天线应向着轻量化、紧凑型的方向发展；同时，在提供大功耗保障的基础上兼顾散热等构型和布局的需求，这要求卫星总体构型需考虑机电热一体化的设计思路。

(4)尽管网状反射面等天线形式是目前应用的主流，但薄膜充气式是超大型天线的发展方向，目前已证明其空间应用的可行性，而且对平面相控阵和反射面体制均适用；也还是超大型太阳电池阵的发展方向。充气可展开天线在轻质化和高收拢效率上具有很大的潜力，但形面精度和稳定性方面还有待提高。

(5)对于超大型天线，当天线折叠起来仍然超出运载包络时，则可以采用分体式，分批发射入轨或由航天飞机带入轨道，进行在轨组装。星载组装型天线兼有目前几种星载可展开天线的优点，可实现大口径和高精度表面，适用于高频通信卫星。

(6)空间展开机构的发展。无论是大型天线(平面相控阵和反射面)的展开还是太阳翼的展开，抑或是数传天线的展开，都离不开展开机构。对于星体表面有限的容量来说，通过展开机构将微波天线、太阳翼等进行支撑，可以增大展缩比、提高天线等的视场、避开相互间的干扰等。

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(编辑：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

何德华，男，工程师，从事卫星总体设计和总装技术工作。Email:hedehua@me.buaa.edu.cn。

V414

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2015.04.017