典型星载螺旋天线的大功率微放电效应仿真分析及试验研究

刘 敏，王晓天，鲁 帆，赵鸿志，张立功，薛 欣

（1. 北京空间飞行器总体设计部； 2. 北京市电磁兼容与天线测试工程技术研究中心；3. 航天东方红卫星有限公司：北京 100094）

0 引言

随着大容量广播通信卫星、高功率雷达侦察卫星及遥感卫星等的功能需求提升，卫星微波系统的工作功率不断提高，使得微波系统发生空间微放电的可能性大大增加，微放电效应成为影响空间大功率微波部件可靠性的基础性关键问题。天线作为微波器件的关键单机之一，所要求的耐受功率也不断增加，而大功率应用对卫星天线的可靠性提出了更高要求。研究表明，大功率天线和微波器件在真空中容易发生微放电现象，而微放电效应会导致放电表面侵蚀，严重的微放电会烧毁器件，使天线或微波器件性能变差甚至失效，从而造成卫星微波系统性能下降乃至无法正常工作。

目前大部分的微放电研究分析主要集中于配电器、组件以及馈电网络等，对于直接暴露在卫星表面的微波辐射天线的微放电分析和研究很少见诸报道。天线作为卫星微波系统的重要组成部分，是卫星各种数据信号下传或星间互传的关键单机之一，天线在轨一旦发生微放电故障，将直接影响卫星正常工作，因此对天线进行微放电分析以及对如何提高天线功率耐受能力进行研究显得尤为重要。

本文从典型星载双绕背射螺旋天线的设计出发，利用HFSS 软件对天线进行微放电设计及仿真分析，以提高天线微放电阈值；采用前后向功率调零检测法对天线进行功率耐受和微放电试验，以验证该天线能否满足卫星微波系统的功率容量要求；最后对天线进行功率加大的拉偏功率耐受试验，对天线放电现象及其对天线性能影响进行研究分析。

1 微放电机理分析

微放电效应是一种在真空环境下发生的谐振放电现象，通常是在2 个金属表面间或单个介质表面上，自由电子在外加射频电场下激发的二次电子发射撞击导致雪崩效应。表面二次电子发射的特性又与部件的材料、表面处理、污染程度、温度、电子撞击表面时的速度以及部件中的缝隙电压等因素有关。一般在2 个电极之间填充介质，可以降低电子的自由程度，等效扩大间隔尺寸，但大多数介质只需要较低的原电子入射能量就能使其表面的二次电子发射系数＞1，从而获得初始放电电子来源。

为理解微放电现象，可以将微波部件腔体内部的微放电过程简化描述成图1 所示的双极板情况。进入腔体内两极板之间的初级电子在射频电场的作用下，加速撞击其中一个壁面并通过二次电子发射激发电子，若电场方向在电子撞击同时正好指向该壁面，产生的二次电子就会迅速离开并加速撞向另一个壁面，每次撞击时电子二次发射都会释放出更多的自由电子，如此持续，当电子数量积累到一定程度时，双极板内就会出现二次电子的雪崩效应，从而引发微放电现象。

图1 射频间隙中双平面微放电效应示意Fig. 1 Schematic diagram of dual-plane micro-discharge effect in RF gap

2 星载天线微放电设计及仿真分析

某星载天线采用典型的双绕背射螺旋天线形式，包括天线支架和天线本体2 部分，天线本体由外导体、内导体、螺旋线及插座等组成，具体见图2 所示。

图2 天线本体组成Fig. 2 Configuration of the antenna

根据卫星主流对地通信系统的使用需求，双绕背射螺旋天线的功率容量设计值一般为50 W。天线在微放电设计方面主要是依据欧洲空间研究和技术中心（ESTEC）微波设备相关标准和航天器射频部件与设备微放电试验方法进行，通常采用6 dB测试容限，电子二次倍增效应的设计容限和测试容限均为6 dB，设计容限的具体分配参见表1。

表1 微放电设计容限分配Table 1 Allocation of designed multipactor tolerance

应用HFSS 软件对天线进行微放电设计与分析，天线材料主要为黄铜和铍青铜，材料表面镀金处理，二次电子发射系数取1.5，仿真分析选择全辐射边界。天线内部场强越大越集中，越容易发生微放电效应。设计过程中，通过优化天线螺旋线与外导体间隙、内外导体间隙等最终确认设计状态。仿真分析天线电场分布如图3 所示：在输入功率为50 W 时，天线电场最大值位于外导体开缝外侧，为5.051×10V/m；在输入功率为200 W 时，天线电场最大值仍位于外导体开缝外侧，约为5.052×10V/m。

图3 天线电场分布仿真结果Fig. 3 Analytical result of electric field distributions on the antenna

在分析过程中专门针对天线的不同部位进行电压和电流的抽样计算，抽样部位包括电流、电压相对集中的易发生微放电的部位。对电压最大点（外导体开缝外）进行分析，得到如图4 所示的微放电阈值分析曲线，在输入功率为50 W 时，该处的微放电设计阈值在13.5 dB 以上，可以看出该天线有足够的微放电设计余量；而在输入功率为200 W时，该处的微放电设计阈值仅有1.2 dB，说明此时天线的微放电设计余量较小，发生放电的可能性较大。

图4 天线微放电阈值分析曲线Fig. 4 Analytical curve of multipactor threshold of the antenna

3 天线功率耐受和微放电试验验证

为了验证天线设计的正确性以及天线实际的功率耐受能力，需要对天线进行50 W 连续波的功率耐受和平均功率50 W 加6 dB 脉冲功率（峰值200 W）及电子的微放电试验，试验时间均为30 min。

3.1 试验原理及试验系统介绍

本次天线试验采用入射/反射功率调零检测法。微波系统由于设计、加工等方面存在的不完善，系统中总是存在一定成分的反射功率。这种系统固有的反射功率与微放电产生的反射功率混合在一起，使常规入射/反射功率检测法的灵敏度较低。入射/反射功率调零检测法是将微波系统原有的入射和反射功率2 路信号通过调零电桥变为等幅反相的零功率加到频谱仪上，当发生微放电时，调零的状态被破坏，频谱仪上就会检测到失去平衡的电桥的输出信号。这种方法可以使检测灵敏度提高60 dB，是目前微波系统应用中最灵敏的微放电检测方法。

试验系统由微波信号源、微波大功率放大器、大功率双定向耦合器、频谱仪、温度巡检仪和功率计等组成，如图5 所示。信号源由电源、信号发生器、脉冲形成器、T/R 功率放大模块组成，产生大功率脉冲信号经过功放和双定向耦合器传输至天线端；双定向耦合器的入射及反射功率射频信号经调零单元，一路送入功率计监测试验过程中入射及反射功率的变化，另一路送入频谱仪监测试验过程中调零值的变化。如果没有微放电现象，频谱仪所观察到的频谱信号稳定；一旦发生微放电现象，频谱仪上的频谱信号将会出现剧烈抖动。

图5 试验系统连接框图Fig. 5 Block diagram of the testing system

此外，自由电子的产生通过钨丝冷发射实现，钨丝发射电子的能量为3～8 keV，所发射自由电子通过与容器壁及试件碰撞损失能量后成为低能电子参与微放电。

3.2 试验过程

试验前使用功率计标定信号源的输出功率，并测试天线试前端口驻波；试验中将天线置于真空试验罐内，在天线插座位置粘贴测温点，试验罐中气压低于1.3×10Pa 并保持2 h 后开始试验，按照3 min的时间间隔记录温度、调零电平、功率计正/反向功率等数值。天线的功率耐受和微放电试验流程如图6 和图7 所示。

图6 天线功率耐受试验流程Fig. 6 Flow chart of power endurance test for the antenna

图7 天线微放电试验流程Fig. 7 Flow chart of multipactor test of the antenna

3.3 试验结果

天线的功率耐受和微放电试验过程中频谱仪调零电平波形稳定无跳变，监测温度无异常升高，试验过程记录见表2 和表3。试验结束后对天线进行了试后端口驻波测试，经比对试验前、后天线端口的驻波比一致（均为1.31）且满足指标要求。同时对天线外观及其内部进行检查，均未发现发黄、发黑或介质烧焦击穿的痕迹，由此可以判定整个试验过程未发生微放电，天线顺利通过了50 W 连续波的功率耐受和平均功率50 W 加6 dB 脉冲功率（峰值200 W）及电子的微放电试验，证明天线功率耐受能力满足50 W 的指标要求。

表2 50 W 连续波的功率耐受试验过程记录Table 2 The power endurance test process of 50 W continuous wave

表3 50 W 平均功率加6 dB 脉冲的加电子微放电试验过程记录Table 3 The multipactor test process of 50 W average power plus 6 dB pulse and electron

4 天线拉偏试验及放电影响分析

为了分析天线发生微放电的现象以及微放电对天线性能的影响，对天线进行加大功率的拉偏功率耐受试验。连续波输入功率从60 W 逐渐增大到80、100、120、150、180 W，沿用第3 章的试验方法进行功率耐受试验，试验过程中均未发生放电现象。当输入功率加大到200 W，调零电平初始值为-90.65 dBm，试验进行到3 min30 s 时，调零电平波形突然发生剧烈抖动且不能维持在-60 dBm 以下，试验罐内真空度由7.9×10Pa 跳变为2.7×10Pa，功率计反向功率由14.97 dBm 增大到22.85 dBm，测温点温度异常上升，由此可以判定天线发生了微放电。为了观察放电持续时间，继续保持200 W 的功率输入，发现放电持续约30 s，试验进行到4 min时，调零电平值瞬间恢复到-89.20 dBm 并保持稳定，真空度恢复到7.8×10Pa，功率计反向功率稳定在17.18 dBm 左右，由此可以判定天线恢复正常工作。后续26 min 的试验过程中，未再次发生微放电，整个试验过程记录见表4。

表4 200 W 连续波的拉偏功率耐受试验过程记录Table 4 200 W continuous wave pull-biased power tolerance test

试验结束后，对天线进行试后端口驻波测试，天线驻波比由1.31 变化为1.95。天线外观无明显异常，拆开天线发现其内导体镀金层已局部发黑，周围聚四氟乙烯介质已局部烧毁，如图8 所示。由此可见，天线在200 W 连续波的功率耐受试验过程中发生了微放电，与第2 章的设计仿真结果（输入功率为200 W 时放电阈值仅为1.2 dB）较吻合。

图8 天线放电后内部照片Fig. 8 Inside view of the antenna after multipactor

结合天线在轨应用情况，通常卫星在轨数据传输一圈时间不超过20 min，即天线单次连续工作不超过20 min，正常情况下系统输入功率为50 W，不会发生放电效应；极端情况下，如天线前端发生故障导致输入天线的功率高达200 W，则可能导致天线发生微放电效应。根据上述试验现象可知，天线放电时会导致传输信号突然中断，中断持续时间约30 s，放电后天线驻波会变化，但是由此造成的天线辐射性能下降不超过0.3 dB，远不足以导致传输链路失效，因此，卫星信号传输在放电结束后可恢复正常，整星仍能在轨正常工作。

5 结束语

本文以典型星载天线为例，采用HFSS 软件对该天线的微放电阈值进行了仿真分析，分析结果表明天线外导体开缝位置电场最大，最易发生微放电，但50 W 输入功率下，该处的微放电设计阈值在13.5 dB 以上，说明天线有足够的微放电设计余量。采用前后向功率调零检测法对天线进行了功率耐受和微放电试验，试验均为一次通过，表明该天线满足卫星微波系统的50 W 功率容量要求，也验证了天线设计的准确性和可靠性。对天线进行功率加大的拉偏功率耐受试验，结果在输入功率加大到200 W 时，天线发生微放电效应，但不会对卫星在轨应用造成明显影响。

该研究结果可为典型星载天线在轨高功率应用的可靠性分析提供参考。