【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及测量测试，具体涉及一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法。
技术介绍
1、星载相控阵气象雷达是对降水、云等气象要素进行定量观测的主动微波遥感仪器载荷，该仪器需在轨长期稳定可靠工作，对仪器自身的幅相稳定性提出了极高要求。因此，需要在卫星发射前在地面热真空下，模拟卫星在轨空间环境，对雷达系统的幅相特性进行严格测试与标定，评估相控阵雷达幅相稳定性，并为发射后在轨的幅相特性评估与修订提供基础。但雷达在地面热真空试验标定中存在以下几方面的困难：
2、1)热真空试验时空间尺寸有限，难以在远场状态下对主动微波雷达特性进行有效的测试与标定。
3、2)相控阵雷达构成复杂，难以在热真空罐内对其收发链路，以及天线阵元支路的幅度、相位进行测量与检测，难以在热真空环境下评估天线的性能。
4、3)微波主动雷达需发射大功率的射频信号，在热真空罐内工作时，在确保微波辐射安全性和罐内洁净要求的同时，需要避免金属密封环境下的射频信号多径干扰。
5、因此需要研究出一种微波主动相控阵雷达在热真空试验时的测试与标定方法，实现对星载相控阵气象雷达的幅相特性进行标定，为发射后在轨的幅相特性评估与修订提供基础。
技术实现思路
1、本专利技术是为了解决星载相控阵气象雷达的幅相特性标定问题，提供一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，可实现对星载相控阵雷达功能、流程、可靠性进行热真空下的测试验证，对雷达系统的幅相特性进行严格测试与标定，评估相控阵雷达幅相稳定性，并为发
2、本专利技术提供一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，包括以下步骤：
3、s1、构建星载相控阵气象雷达热真空试验标定系统并置入待测星载相控阵气象雷达后进行气密；
4、标定系统包括热真空罐、连接在热真空罐中的吸波与外热流模拟装置和与吸波与外热流模拟装置相连并设置在热真空罐一侧的热真空罐外雷达测试系统，吸波与外热流模拟装置位于待测星载相控阵气象雷达的近场区；
5、热真空罐为中空的密封结构；
6、吸波与外热流模拟装置包括连接在热真空罐内部的基板和连接在基板内侧的吸波装置，基板为u形框架结构并包绕在待测星载相控阵气象雷达的外侧，基板上连接主动加热与温度测量装置进行温度调节和测量以模拟外热流，吸波装置为朝向待测星载相控阵气象雷达凸起的锥形体，吸波装置排布为阵列并遮挡待测星载相控阵气象雷达的天线体，吸波装置吸收待测星载相控阵气象雷达发射的微波信号；
7、热真空罐外雷达测试系统包括温控/测温系统和数据处理与远程控制系统；
8、s2、将热真空罐外雷达测试系统通过穿舱气密电缆与待测星载相控阵气象雷达相连以进行供配电、工作模式控制、遥测量采集和标定数据接收；
9、s3、在热真空罐外雷达测试系统的控制下，通过改变待测星载相控阵气象雷达的外热流状态模拟热真空环境下的高低温循环工况，利用待测星载相控阵气象雷达自身内定标环路进行接收链路标定和发射链路标定，一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法完成。
10、本专利技术所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，作为优选方式，步骤s1中，吸波装置与待测星载相控阵气象雷达的天线体进行共形设计，吸波装置的排列密度、尺寸与待测星载相控阵气象雷达的频率相关，待测星载相控阵气象雷达的频率高时，吸波装置的排列密度小、锥形体尺寸小；待测星载相控阵气象雷达的频率低时，吸波装置的排列密度大、锥形体尺寸大。
11、本专利技术所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，作为优选方式，步骤s1中，吸波装置连接在u形框架结构面向待测星载相控阵气象雷达的全部内侧面，吸波装置与待测星载相控阵气象雷达的距离为0.1～1m，吸波装置为包括四个三角面的椎体。
12、本专利技术所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，作为优选方式，步骤s1中，吸波装置的材质为碳化硅，吸波装置吸收待测星载相控阵气象雷达的大功率的射频信号以在达到微波辐射的安全性、避免金属密封环境下的射频信号多径干扰、避免热真空罐的污染的情况下进行待测星载相控阵气象雷达的近场测试。
13、本专利技术所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，作为优选方式，步骤s2中，温控/测温系统与主动加热与温度测量装置通过穿舱气密电缆相连；
14、数据处理与远程控制系统包括卫星接口模拟器和连接在卫星接口模拟器上的综合电子系统接口、数传接口、控制分系统接口、电源分系统接口；
15、综合电子系统接口包括总线通信接口、电压遥测接口、温度遥测接口和要遥控接口，数传接口为遥感数据传输接口，控制分系统接口为秒脉冲同步接口，电源分系统接口为供配电接口
16、本专利技术所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，作为优选方式，步骤s3中，高低温循环标定过程中，高温标定时，主动加热与温度测量装置进行加热；低温标定时，主动加热与温度测量装置停止加热，依靠热真空罐的冷空达到测试温度。
17、本专利技术所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，作为优选方式，高温标定的温度为30～50℃，低温标定的温度为-20～0℃，步骤s1中，热真空罐的真空度优于7×10-3pa；
18、高低温循环标定的过程为：低温下依次进行各通道t/r组件的发射链路标定和接收链路标定，然后在高温下再依次进行各通道t/r组件的发射链路标定和接收链路标定，再进行低温标定，直至达到设定的循环次数。
19、本专利技术所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，作为优选方式，步骤s3中，发射链路标定的方法为：在高低温循环工况下，数据处理与远程控制系统发送雷达发射内定标工作模式信号至待测星载相控阵气象雷达，待测星载相控阵气象雷达的雷达控制和处理器将收发驱动放大器、微波通道、单独一个通道的t/r组件配置成发射定标状态，并设置相位码；雷达控制和处理器内部的信号发生模块输出一串初相位相同的中频脉冲信号送至微波通道的上行信道，上行信道将中频脉冲信号进行变频、放大后得到发射定标信号并送至收发驱动放大器的发射驱动放大器进行放大后再送至功分网络，功分网络进行分路后送至每个t/r组件的输入口；雷达控制和处理器逐次遍历把每个t/r组件打开而使其他t/r组件都处于关闭状态，发射定标信号将被当前打开的t/r组件进行放大和移相后送至天线单元，发射定标信号依次经过天线单元的天线阵元、定标耦合网络、定标开关、微波通道的下行通路进入雷达控制和处理器，雷达控制和处理器进行adc采集、量化后通过遥感数据通道下传至数据处理与远程控制系统。
20、本专利技术所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，作为优选方式，步骤s3中，接收链路标定的方法为：在高低温循环工况下，数据处理与远程控制系统发送雷达接收内定标工作模式信号至待测星载相控阵气象雷达，待测星载相控阵气象雷达的雷达控制和处理器将收发驱动放大器、微波通道、单独一个通道的t/r组件配置成本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤S1中，所述吸波装置(22)与所述待测星载相控阵气象雷达(4)的天线体进行共形设计，所述吸波装置(22)的排列密度、尺寸与所述待测星载相控阵气象雷达(4)的频率相关，所述待测星载相控阵气象雷达(4)的频率高时，所述吸波装置(22)的排列密度小、锥形体尺寸小；所述待测星载相控阵气象雷达(4)的频率低时，所述吸波装置(22)的排列密度大、锥形体尺寸大。
3.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤S1中，所述吸波装置(22)连接在所述U形框架结构面向所述待测星载相控阵气象雷达(4)的全部内侧面，所述吸波装置(22)与所述待测星载相控阵气象雷达(4)的距离为0.1～1m，所述吸波装置(22)为包括四个三角面的椎体。
4.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤S1中，所述吸波装置(22)的材质为碳化硅，所述吸波装置(22)
5.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤S2中，所述温控/测温系统(31)与所述主动加热与温度测量装置通过穿舱气密电缆相连；
6.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤S3中，高低温循环标定过程中，高温标定时，所述主动加热与温度测量装置进行加热；低温标定时，所述主动加热与温度测量装置停止加热，依靠所述热真空罐(1)的冷空达到测试温度。
7.根据权利要求6所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：所述高温标定的温度为30～50℃，所述低温标定的温度为-20～0℃，步骤S1中，所述热真空罐(1)的真空度优于7×10-3Pa；
8.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤S3中，发射链路标定的方法为：在高低温循环工况下，所述数据处理与远程控制系统(32)发送雷达发射内定标工作模式信号至所述待测星载相控阵气象雷达(4)，所述待测星载相控阵气象雷达(4)的雷达控制和处理器(41)将收发驱动放大器(42)、微波通道(43)、单独一个通道的所述T/R组件(44)配置成发射定标状态，并设置相位码；所述雷达控制和处理器(41)内部的信号发生模块输出一串初相位相同的中频脉冲信号送至所述微波通道(43)的上行信道(431)，所述上行信道(431)将所述中频脉冲信号进行变频、放大后得到发射定标信号并送至所述收发驱动放大器(42)的发射驱动放大器(421)进行放大后再送至功分网络(45)，所述功分网络(45)进行分路后送至每个所述T/R组件(44)的输入口；所述雷达控制和处理器(41)逐次遍历把每个所述T/R组件(44)打开而使其他所述T/R组件(44)都处于关闭状态，所述发射定标信号将被当前打开的所述T/R组件(44)进行放大和移相后送至天线单元(46)，所述发射定标信号依次经过所述天线单元(46)的天线阵元(461)、定标耦合网络(47)、定标开关(48)、所述微波通道(43)的下行通路(432)进入所述雷达控制和处理器(41)，所述雷达控制和处理器(41)进行ADC采集、量化后通过遥感数据通道下传至所述数据处理与远程控制系统(32)。
9.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤S3中，接收链路标定的方法为：在高低温循环工况下，所述数据处理与远程控制系统(32)发送雷达接收内定标工作模式信号至所述待测星载相控阵气象雷达(4)，所述待测星载相控阵气象雷达(4)的雷达控制和处理器(41)将收发驱动放大器(42)、微波通道(43)、单独一个通道的T/R组件(44)配置成接收定标状态，并设置相位码；所述雷达控制和处理器(41)内部的信号发生模块输出一串初相位相同的中频脉冲信号送至所述微波通道(43)的上行信道(431)，所述上行信道(431)将所述中频脉冲信号进行变频、放大后得到接收定标信号，所述接收定标信号依次经过定标开关(48)、定标耦合网络(47)、天线单元(46)的天线阵元(461)后进入每个所述T/R组件(44)的输入口，所述TR组件(44)在所述雷达控制和处理器(41)的控制下打开待定标组件的接收使能对所述接收定标信号进行功率放大...
【技术特征摘要】
1.一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤s1中，所述吸波装置(22)与所述待测星载相控阵气象雷达(4)的天线体进行共形设计，所述吸波装置(22)的排列密度、尺寸与所述待测星载相控阵气象雷达(4)的频率相关，所述待测星载相控阵气象雷达(4)的频率高时，所述吸波装置(22)的排列密度小、锥形体尺寸小；所述待测星载相控阵气象雷达(4)的频率低时，所述吸波装置(22)的排列密度大、锥形体尺寸大。
3.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤s1中，所述吸波装置(22)连接在所述u形框架结构面向所述待测星载相控阵气象雷达(4)的全部内侧面，所述吸波装置(22)与所述待测星载相控阵气象雷达(4)的距离为0.1～1m，所述吸波装置(22)为包括四个三角面的椎体。
4.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤s1中，所述吸波装置(22)的材质为碳化硅，所述吸波装置(22)吸收所述待测星载相控阵气象雷达(4)的大功率的射频信号以在达到微波辐射的安全性、避免金属密封环境下的射频信号多径干扰、避免所述热真空罐(1)的污染的情况下进行所述待测星载相控阵气象雷达(4)的近场测试。
5.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤s2中，所述温控/测温系统(31)与所述主动加热与温度测量装置通过穿舱气密电缆相连；
6.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤s3中，高低温循环标定过程中，高温标定时，所述主动加热与温度测量装置进行加热；低温标定时，所述主动加热与温度测量装置停止加热，依靠所述热真空罐(1)的冷空达到测试温度。
7.根据权利要求6所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：所述高温标定的温度为30～50℃，所述低温标定的温度为-20～0℃，步骤s1中，所述热真空罐(1)的真空度优于7×10-3pa；
8.根据权利要求1所述的一种星载相控阵气象雷达热真空试验标定方法，其特征在于：步骤s3中，发射链路标定的方法为：在高低温循环工况下，所述数据处理与远程控制系统(32)发送雷达发射内定标工作模式信号至所述待测星载相控阵气象雷达(4)，所述待测星载相控阵气象雷达(4)的雷达控制和处理器(41)将收发驱动放大器(42)、微波通道(43)、单独一个通道的所述t/r组件(44)配置成发射定标状态，并设置相位码；所述雷达控制和处理器(41)内部的信号发生模块输出一串初相位相同的中频脉冲信号送至所述微波通道(43)的上行信道(431)，所述上行信道(431)将所述中频脉冲信号...
【专利技术属性】
技术研发人员：孙耀奇，于勇，杨润峰，江柏森，张雪峰，杨效余，李建卫，
申请(专利权)人：北京遥测技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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