地球同步軌道衛(wèi)星對地點波束天線在軌熱分析

何安琦，祝尚坤，李　兵，王耀霆

（1.西安交通大學(xué) 裝備智能診斷與控制研究所，西安 710049；2.西安空間無線電技術(shù)研究所，西安 7100100）

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地球同步軌道衛(wèi)星對地點波束天線在軌熱分析

何安琦1，祝尚坤1，李兵1，王耀霆2

（1.西安交通大學(xué) 裝備智能診斷與控制研究所，西安 710049；2.西安空間無線電技術(shù)研究所，西安 7100100）

衛(wèi)星在軌運行期間，衛(wèi)星天線部件的溫度會隨著不斷變化的外熱流和輻射交換而變化。對溫度變化敏感的部件如天線反射器在這種情況下易發(fā)生熱致振動現(xiàn)象，從而影響其正常功能。對在軌運行的衛(wèi)星天線所進(jìn)行的熱分析為衛(wèi)星天線的熱控設(shè)計和熱致振動的預(yù)測提供了溫度數(shù)據(jù)。首先建立某型號衛(wèi)星天線系統(tǒng)的物理模型，然后利用UG-TMG軟件對其進(jìn)行在軌運行空間瞬態(tài)熱分析，最后分析天線反射器的溫度結(jié)果，為以后的熱致振動研究提供參考和數(shù)據(jù)支持。

振動與波；衛(wèi)星；點波束天線；天線反射器；UG-TMG；熱分析；熱致振動

當(dāng)衛(wèi)星沿一定軌道運行時，不斷變化的外熱流和輻射交換會引起衛(wèi)星部件溫度場的不斷變化，對于天線反射器等表面精度要求較高的衛(wèi)星部件，劇烈的溫度變化會引起熱致振動現(xiàn)象，進(jìn)而影響其正常工作［1］。因此為保證衛(wèi)星重要部件正常運作，提前進(jìn)行熱致振動的預(yù)測和控制是很有必要的。在此過程中，熱分析是熱致振動分析的基礎(chǔ)，熱分析所提供溫度數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性決定了熱致振動分析結(jié)果的可靠性。

目前，有限元法是熱分析中最常用的方法，有限元方法可以使用一個統(tǒng)一的有限元模型來進(jìn)行熱分析和結(jié)構(gòu)分析，這樣就消除了熱分析和結(jié)構(gòu)分析之間的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換和接口問題，從而減小了工作量并提高了計算精度，因此有限元方法特別適合求解拋物面天線發(fā)射器等對熱穩(wěn)定性要求較高的空間飛行器部件的溫度場［2］。UG-TMG軟件具有強(qiáng)大的航天器軌道熱效應(yīng)分析和有限元分析求解功能，可以提供快速精確的方法求解復(fù)雜空間熱問題，因此利用該軟件建立衛(wèi)星點波束天線熱有限元模型并對仿真得出的溫度結(jié)果進(jìn)行了一定的分析，可對以后的熱致振動研究提供參考和數(shù)據(jù)支持。

1　衛(wèi)星天線分系統(tǒng)基本參數(shù)

1.1天線概述

所建立的衛(wèi)星天線系統(tǒng)主體為上下底面直徑分別為1 212 mm和2 240 mm、高為612.5 mm的圓錐形艙體，艙體側(cè)面布置一點波束天線，采用（440× 400×12）mm的正饋單反射面天線。該天線由反射面、饋源組件、波導(dǎo)組件、支架、支撐結(jié)構(gòu)等組成，如圖1所示。

圖1　點波束天線組件及布局

1.2材料與熱物理屬性

點波束天線支撐結(jié)構(gòu)為16 mm厚的碳纖維鋁蜂窩板，導(dǎo)熱系數(shù)λ為1.64 W/m/K，半球發(fā)射率ε為0.74，太陽吸收率為0.92；其他部件均為鋁合金材料，導(dǎo)熱系數(shù)λ為117.2 W/m/K，半球發(fā)射率ε為0.14，太陽吸收率為0.36。

1.3軌道參數(shù)及衛(wèi)星姿態(tài)

衛(wèi)星運行于地球同步靜止軌道，對地定向，三軸穩(wěn)定，衛(wèi)星+Z軸指向地心，+X指向飛行方向，圖2所示為衛(wèi)星地球同步軌道對地定向示意圖。

圖2　衛(wèi)星地球同步軌道對地定向示意圖

2　熱分析模型的建立

采用UG-TMG軟件進(jìn)行熱分析模型的建立。

2.1模型簡化

考慮到天線各部件間換熱關(guān)系和與外部環(huán)境輻射關(guān)系都十分復(fù)雜，因此根據(jù)實際情況進(jìn)行了如下合理的簡化假設(shè)：

（1）由于衛(wèi)星處于36 000 km的軌道上，它受到的地球輻射和地球反照加熱均可忽略不計，影響衛(wèi)星溫度變化的空間環(huán)境熱源為太陽；

（2）由于星體內(nèi)部溫度變化對星外部件的影響是很小的，因此假定星體艙板溫度為定值30℃；

（3）將相互搭接的艙板、支撐結(jié)構(gòu)板視為連續(xù)的整體，忽略它們之間的接觸熱阻；

（4）忽略鋁蜂窩板芯的徑向?qū)峒鞍逍緝?nèi)部的輻射換熱；

（5）除天線外其他遮擋物簡化為相應(yīng)尺寸的立方體。

2.2模型網(wǎng)格劃分

文中所有部件有限元網(wǎng)格均選取二維網(wǎng)格，不同部件的網(wǎng)格通過調(diào)整厚度使其保持與實際相符的質(zhì)量，從而增加計算精度，所建熱網(wǎng)格模型如圖3所示。

圖3　點波束天線系統(tǒng)熱網(wǎng)格模型

3　在軌溫度場分析

設(shè)置計算工況日期為春分點，太陽常數(shù)為計算時刻由當(dāng)?shù)貢r間00:00開始，外熱流、角系數(shù)等每小時計算一次，分點時在進(jìn)出陰影區(qū)附近衛(wèi)星所受外熱流變化劇烈，軟件會自動增加4個計算點，因此在分點時一個周期中，外熱流、角系數(shù)共有28個“計算位置”。得到衛(wèi)星天線運行過程中的每個時刻的最高溫度、最低溫度和平均溫度。衛(wèi)星有眾多天線部件，以某點波束天線的天線反射器為例，分析衛(wèi)星在軌運行時候天線溫度隨時間變化的規(guī)律。利用TMG求解器求解瞬態(tài)條件下的溫度響應(yīng)，得到點波束天線反射器在軌穩(wěn)定運行過程中四個周期的溫度-時間變化曲線如圖4所示。

圖中展示的是衛(wèi)星在入軌后的第四周期到第七周期的溫度變化曲線?？梢悦黠@看出衛(wèi)星溫度變化的周期性，反射器面出現(xiàn)的最高溫度約-53℃，最低溫度約-95℃；反射器面的平均溫度變化區(qū)間為-63℃～-85℃。

圖4　天線反射器溫度-變化曲線圖（四個周期）

圖5　天線反射器溫度變化曲線（第七周期）

從圖中可以看到一個周期內(nèi)衛(wèi)星在軌運行用時為24小時，其中在前11小時溫度逐步升高，因為此階段某型號的點波束天線反射器一直受到太陽輻射；此后溫度突然開始劇烈的降低，此時衛(wèi)星正好進(jìn)入地球陰影區(qū)域，因此接受不到太陽輻射，溫度發(fā)生驟變；到14小時的時候，衛(wèi)星駛出地球陰影區(qū)域，因此溫度又突然升高；接下來的時間溫度緩慢降低，經(jīng)過分析是因為反射器逐漸受到遮擋物的部分遮擋，因此溫度會有緩慢的下降。

4　結(jié)語

（1）通過UG-TMG軟件對某型號點波束天線進(jìn)行熱分析，可以看到反射器在進(jìn)入和駛出地球陰影區(qū)域時會發(fā)生急劇的溫度變化，從而有可能造成反射器的熱致振動，妨礙反射器正常工作。

（2）通過UG-TMG進(jìn)行瞬態(tài)熱分析，可以對需要重點關(guān)注的衛(wèi)星部件進(jìn)行溫度預(yù)測，進(jìn)而根據(jù)結(jié)果采取相應(yīng)的熱控措施，保證部件安全運行。

（3）熱分析溫度結(jié)果為以后的熱致振動的研究提供了重要的數(shù)據(jù)支持，是進(jìn)行熱振動分析的基礎(chǔ)。

［1］鐘楊帆，朱敏波，魏鋒.I-DEAS在航天器熱分析中的應(yīng)用［J］.計算機(jī)工程與設(shè)計，2006，12：2306-2308.

［2］朱敏波，曹峰云，劉明治，等.星載大型可展開天線太空輻射熱變形計算［J］.西安電子科技大學(xué)學(xué)報，2004，（1）：28-31.

［3］屈金祥.航天器系統(tǒng)熱分析綜述［J］.紅外，2004，（10）：20-27.

［4］楊品.星載天線掃描機(jī)構(gòu)熱控分析及優(yōu)化研究［D］.重慶：重慶大學(xué)，2012.

［5］張海濤.星載可展開天線熱振動分析［D］.西安：西安電子科技大學(xué)，2012.

［6］朱敏波.星載大型可展開天線熱分析技術(shù)研究［D］.西安：西安電子科技大學(xué)，2007.

［7］陳建新，劉偉強(qiáng).某遙感衛(wèi)星熱分析技術(shù)研究［J］.上海航天，2011，（3）：46-49.

［8］劉巨.太陽同步圓軌道空間相機(jī)瞬態(tài)外熱流計算［J］.中國光學(xué)，2012，（2）：148-153.

ThermalAnalysis of Satellite Spot BeamAntennas in Orbit

HE An-qi1，ZHU Shang-kun1，LIBing1，WANG Yao-ting2

（1.Intelligent Diagnosis and Control Equipment Institute，Xi’an Jiaotong University，Xi’an 710000，China；2.Xi’an Space Radio Technology Research Institute，Xi’an 710000，China）

In operation of satellites in orbit，the temperature of the satellite antennas changes with the heat flux and the radiation exchange.Satellite components such as antenna reflectors，which are sensitive to the temperature change，will have heat-induced vibrations.These vibrations can affect the normal function of the antennas.Thermal analysis of the satellite antennas traveling in the orbit can provide temperature data for the thermal control design of the satellite antennas and the prediction of the heat-induced vibrations.In this paper，firstly the physical model of a type of satellite antenna system is established，and then the transient heat in the orbit is analyzed by the software UG-TMG，finally the result of the temperature of the antenna reflectors is analyzed.

vibration and wave；satellite；spot beam antenna；antenna reflector；UG-TMG；thermal analysis；heatinduced vibrations

O241.82

ADOI編碼：10.3969/j.issn.1006-1335.2016.04.046

1006-1355（2016）04-0214-03

2015-11-28

何安琦（1991-），男，西安市人，碩士。

李兵，男，博士生導(dǎo)師，主要研究方向為信號處理及有限元分析、非線性動力學(xué)。E-mail:bli@mail.xjtu.edu.cn