航天器在軌全周期熱變形分析方法

劉國(guó)青 羅文波 童葉龍 范立佳

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

航天器在軌全周期熱變形分析方法

劉國(guó)青 羅文波 童葉龍 范立佳

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

提出一種適應(yīng)于在軌全周期熱變形的分析方法，采用基于熱傳導(dǎo)算法進(jìn)行“熱分析模型-結(jié)構(gòu)分析模型”全周期溫度場(chǎng)映射，利用數(shù)學(xué)擬合算法開展對(duì)各類結(jié)果數(shù)據(jù)的分析，通過相關(guān)程序?qū)崿F(xiàn)全周期多工況溫度場(chǎng)映射、計(jì)算、數(shù)據(jù)分析的自動(dòng)化。對(duì)某遙感衛(wèi)星進(jìn)行全周期熱變形分析，結(jié)果表明：全周期溫度場(chǎng)映射時(shí)間由天縮短至小時(shí)量級(jí)，溫度場(chǎng)映射精度可控制在1%以內(nèi)，相對(duì)于以往基于極端工況的熱變形分析方法，可顯著地提升分析精度與驗(yàn)證覆蓋性，獲得在軌熱變形量級(jí)、全周期變化規(guī)律。文章的研究結(jié)果可為航天器熱穩(wěn)定設(shè)計(jì)提供參考。

航天器；在軌全周期；熱變形；穩(wěn)定性

1 引言

隨著對(duì)地、對(duì)天觀測(cè)航天器指標(biāo)要求的日益提高，高圖像定位精度成為高性能遙感航天器的典型特征。在軌結(jié)構(gòu)變形直接影響相機(jī)、星敏感器、陀螺等關(guān)鍵部件自身空間指向及彼此間的幾何關(guān)系，甚至影響相機(jī)內(nèi)部各鏡片間的空間位置關(guān)系，是決定圖像定位精度、相機(jī)成像質(zhì)量的重要因素之一[1-3]。結(jié)構(gòu)在軌熱變形在相機(jī)安裝處引起的位移一般為微米級(jí)，對(duì)于低分辨率觀測(cè)航天器，這些擾動(dòng)可以忽略；但對(duì)分辨率優(yōu)于1 m的航天器，則必須考慮熱變形擾動(dòng)影響，因?yàn)檫@些影響可能直接決定了成像質(zhì)量能否達(dá)到設(shè)計(jì)指標(biāo)。一般情況下，微米級(jí)的結(jié)構(gòu)變形可能導(dǎo)致角秒級(jí)的設(shè)備安裝面法向指向變化，進(jìn)而出現(xiàn)米級(jí)的成像誤差。同時(shí)，與其他因素相比，航天器結(jié)構(gòu)在軌熱變形具有一定的隨機(jī)性，很難通過后期在軌處理消除其影響。因此，在軌穩(wěn)定性對(duì)高分辨率航天器的性能指標(biāo)至關(guān)重要，在地面研制階段就應(yīng)結(jié)合航天器系統(tǒng)需求開展航天器高穩(wěn)定結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、驗(yàn)證工作。

仿真分析是航天器機(jī)械系統(tǒng)研制的有力支撐，對(duì)于設(shè)計(jì)工況復(fù)雜、影響因素眾多的結(jié)構(gòu)熱穩(wěn)定設(shè)計(jì)而言，在軌熱變形分析直接支撐了系統(tǒng)指標(biāo)分配、結(jié)構(gòu)研制、熱變形地面試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)等各研制環(huán)節(jié)[4-5]，國(guó)內(nèi)已經(jīng)開展的結(jié)構(gòu)熱變形分析工作多數(shù)是針對(duì)結(jié)構(gòu)熱膨脹、吸濕性的理論研究[6-8]，以及零膨脹鋪層設(shè)計(jì)的研究[9]等，對(duì)航天器結(jié)構(gòu)的在軌熱變形分析及試驗(yàn)驗(yàn)證主要立足于某特定溫度場(chǎng)或模擬溫度場(chǎng)，如模擬在軌工況的最高溫工況、最低溫工況、最大溫差工況等，或通過施加最大包絡(luò)載荷實(shí)現(xiàn)對(duì)在軌熱變形的預(yù)估及結(jié)構(gòu)低膨脹設(shè)計(jì)[10]。隨著結(jié)構(gòu)熱穩(wěn)定性要求的日益提高，國(guó)外對(duì)結(jié)構(gòu)熱穩(wěn)定性的研究已經(jīng)深入到在軌微裂紋、微蠕變等領(lǐng)域[11-13]，并開展了結(jié)構(gòu)熱穩(wěn)定高保真仿真方法研究、影響因素靈敏度研究[14-16]等，這些研究的基礎(chǔ)在于對(duì)在軌全周期熱變形的高效、高精度仿真。在軌全周期熱變形分析還能為在軌成像標(biāo)定策略的制定提供參考，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)在傳統(tǒng)圖像修正方法的基礎(chǔ)上進(jìn)一步提升修正精度。因此，新一代遙感航天器研制對(duì)在軌全周期熱變形分析需求日益迫切。由于在軌全周期熱變形分析涉及的工況數(shù)量較大，一般可達(dá)數(shù)百、甚至上千個(gè)溫度工況，且面臨機(jī)熱耦合效應(yīng)復(fù)雜、溫度邊界及力邊界模擬難度大等技術(shù)瓶頸，因此對(duì)熱控設(shè)計(jì)溫度場(chǎng)數(shù)據(jù)與結(jié)構(gòu)分析溫度場(chǎng)數(shù)據(jù)高效、高精度映射，以及多工況下熱變形高保真分析、結(jié)果高效處理及判讀等，均提出了更高要求。在ESA發(fā)布的部分設(shè)計(jì)資料里，雖然提到了熱變形分析方法[17]，但沒有闡述如何開展在軌全周期各個(gè)時(shí)刻的熱變形分析。目前，國(guó)內(nèi)關(guān)于全周期熱變形分析的案例較少，支撐全周期熱變形分析、實(shí)現(xiàn)海量數(shù)據(jù)快速映射的方法更是鮮有提及；雖然有學(xué)者依據(jù)熱分析模型重新劃分結(jié)構(gòu)分析模型，然后從數(shù)據(jù)文件中讀取相應(yīng)節(jié)點(diǎn)的各個(gè)時(shí)刻的溫度數(shù)值，按照不同載荷工況的形式寫入計(jì)算文件進(jìn)行溫度場(chǎng)分析[18]，但是數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換過程較多，影響了全周期熱變形分析的效率。

本文首先對(duì)適應(yīng)于在軌全周期熱變形分析方法進(jìn)行探討，重點(diǎn)介紹了基于熱傳導(dǎo)算法的“熱分析模型-結(jié)構(gòu)分析模型”全周期溫度場(chǎng)映射方法，以及基于數(shù)學(xué)擬合算法開展結(jié)果數(shù)據(jù)處理及判讀方法，闡述了全周期熱變形分析流程?；谏鲜龇椒▽?duì)某遙感衛(wèi)星進(jìn)行全周期熱變形算例分析，獲取了在軌熱變形量級(jí)、全周期變化規(guī)律等，并與傳統(tǒng)分析方法進(jìn)行了對(duì)比，結(jié)果表明本文提出的方法可顯著地提升分析精度與驗(yàn)證覆蓋性。

2 全周期熱變形分析方法

2.1 總體思路

用于熱變形分析輸入的溫度場(chǎng)，通常是基于Thermal Desktop、I-DEAS、UG等軟件開展的熱分析得到，用于熱分析的數(shù)學(xué)模型與用于結(jié)構(gòu)分析的數(shù)學(xué)模型(一般為通過PATRAN、ABAQUS等有限元分析軟件建立的結(jié)構(gòu)分析有限元模型)在節(jié)點(diǎn)位置、網(wǎng)格離散程度、建模簡(jiǎn)化方式等方面均存在差異性。例如，某航天器高穩(wěn)定載荷適配支撐結(jié)構(gòu)熱分析模型約有6000個(gè)節(jié)點(diǎn)，結(jié)構(gòu)分析模型有16 000個(gè)節(jié)點(diǎn)[10]。因熱分析與結(jié)構(gòu)分析所采用的軟件差異性，以及二者分析模型的差異性，在開展熱變形分析前，首先要將熱分析溫度場(chǎng)映射至結(jié)構(gòu)分析模型上，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)溫度數(shù)據(jù)從熱分析模型傳遞至結(jié)構(gòu)分析模型，并作為結(jié)構(gòu)分析輸入載荷。本文提出的方法是首先生成無溫度場(chǎng)的結(jié)構(gòu)分析計(jì)算文件，然后進(jìn)行全周期工況判讀及分析，基于熱傳導(dǎo)算法實(shí)現(xiàn)熱分析模型向結(jié)構(gòu)分析模型的溫度場(chǎng)映射，并對(duì)可能存在的不能映射節(jié)點(diǎn)和奇異節(jié)點(diǎn)(溫度遠(yuǎn)高于或遠(yuǎn)低于在軌實(shí)際溫度的節(jié)點(diǎn))進(jìn)行二次映射，繼而生成映射后的溫度場(chǎng)及結(jié)構(gòu)分析計(jì)算文件，判斷無誤后進(jìn)行計(jì)算，并對(duì)全周期熱變形分析結(jié)果進(jìn)行數(shù)據(jù)擬合、生成報(bào)告。具體流程如圖1所示。

圖1 全周期熱變形分析流程Fig.1 Flow chart of whole cycle thermal deformation analysis

2.2 基于熱傳導(dǎo)算法的全周期溫度場(chǎng)映射

2.2.1 熱傳導(dǎo)算法概述

從映射算法上講，以往熱變形分析主要采用基于幾何差值的映射算法，該算法僅與空間位置相關(guān)，是目前商業(yè)軟件中廣為采用的映射方法。其局限性在于，對(duì)于非連續(xù)結(jié)構(gòu)、不同組件連接結(jié)構(gòu)的映射工況，易產(chǎn)生映射奇異的現(xiàn)象，無法識(shí)別各部位或各組件之間溫度的差異性。從溫度場(chǎng)映射實(shí)現(xiàn)工具來說，目前廣泛采用基于有限元商業(yè)軟件進(jìn)行溫度場(chǎng)映射，此類方法對(duì)于溫度場(chǎng)單次映射較為通用，但對(duì)于全周期熱變形分析則具有一定的局限性，具體表現(xiàn)為：①溫度場(chǎng)導(dǎo)入及映射功能主要基于手動(dòng)實(shí)現(xiàn)，很難滿足全周期成百上千個(gè)工況溫度場(chǎng)高效映射分析。②商業(yè)軟件一般僅內(nèi)嵌基于幾何算法的映射方法。③因單位不同、設(shè)計(jì)師不同，熱分析過程可采用Thermal Desktop、I-DEAS、UG等不同軟件，進(jìn)而導(dǎo)致熱分析結(jié)果數(shù)據(jù)格式存在顯著差異，商業(yè)軟件在數(shù)據(jù)導(dǎo)入、映射方式上對(duì)于各類熱分析軟件適應(yīng)性較差。

本文提出的基于熱傳導(dǎo)算法的全周期溫度場(chǎng)映射方法，能以既有節(jié)點(diǎn)溫度場(chǎng)為基礎(chǔ)，依據(jù)結(jié)構(gòu)熱傳導(dǎo)特性進(jìn)行映射計(jì)算，避免因2個(gè)組件空間距離較近、但并不屬于同一溫度范圍的節(jié)點(diǎn)發(fā)生映射關(guān)系。同時(shí)，采用二次開發(fā)程序?qū)τ成浞椒ㄟM(jìn)行封裝，分別建立適應(yīng)于不同熱分析軟件的溫度場(chǎng)映射模塊。通過開發(fā)與有限元商業(yè)軟件前后處理工具的接口，實(shí)現(xiàn)溫度場(chǎng)映射批量處理、結(jié)果數(shù)據(jù)批量處理、結(jié)果數(shù)據(jù)批量判讀等，可顯著地提升映射精度和分析效率。通過圖2(a)一個(gè)簡(jiǎn)單的結(jié)構(gòu)組件分析模型，可以證明基于熱傳導(dǎo)算法進(jìn)行溫度場(chǎng)映射的優(yōu)勢(shì)。算例中的結(jié)構(gòu)組件由高溫結(jié)構(gòu)、低溫結(jié)構(gòu)、室溫結(jié)構(gòu)3部分組成，彼此間存在隔熱層，可以阻斷熱傳遞?；趲缀尾逯涤成浞椒o法考慮低熱導(dǎo)率層的影響，見圖2(b)；而基于熱傳導(dǎo)算法得到的溫度場(chǎng)映射結(jié)果，可更為真實(shí)地反映實(shí)際溫度情況，見圖2(c)。

圖2 基于幾何算法與基于熱傳導(dǎo)算法的溫度場(chǎng)映射結(jié)果對(duì)比
Fig.2 Comparison between mapping based on geometry and mapping based on thermal conductivity

2.2.2 溫度場(chǎng)映射過程

基于熱傳導(dǎo)算法的全周期溫度場(chǎng)映射過程包括3個(gè)步驟。

(1)構(gòu)建熱分析模型單元節(jié)點(diǎn)和結(jié)構(gòu)分析模型單元節(jié)點(diǎn)之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系，如圖3所示。

圖3 熱分析單元與結(jié)構(gòu)分析單元溫度場(chǎng)映射對(duì)應(yīng)關(guān)系Fig.3 Mapping relationship of temperature field between thermal analysis element and structural analysis element

(2)基于數(shù)學(xué)方法實(shí)現(xiàn)熱分析模型節(jié)點(diǎn)與結(jié)構(gòu)分析模型節(jié)點(diǎn)的關(guān)聯(lián)，一般準(zhǔn)則為：覆蓋熱分析模型節(jié)點(diǎn)的結(jié)構(gòu)分析模型節(jié)點(diǎn)溫度，按照熱分析模型節(jié)點(diǎn)溫度取值。

使用有限元形函數(shù)獲取加權(quán)系數(shù)ai。

(1)

寫成矩陣形式為

Tt=ATf

(2)

式中：Tt為熱分析模型節(jié)點(diǎn)溫度矩陣；A為權(quán)重系數(shù)矩陣；Tf為結(jié)構(gòu)分析模型節(jié)點(diǎn)溫度矩陣。

通過用熱控材料替代結(jié)構(gòu)分析模型材料(例如用MAT4材料卡片替換MAT1材料卡片)，基于結(jié)構(gòu)分析模型可計(jì)算得到熱傳導(dǎo)矩陣Ct。

(3)求解如下的插值方程。

(3)

式中：q為拉格朗日乘子。

通過式(3)即可求解結(jié)構(gòu)分析模型節(jié)點(diǎn)溫度矩陣Tf。

2.3 數(shù)據(jù)擬合算法

航天器在軌熱變形分析的目的，是獲取關(guān)鍵設(shè)備指向變化或各設(shè)備間的夾角變化，由此引申出采用何種方式來表征設(shè)備指向及其夾角的問題。目前，國(guó)內(nèi)外廣泛采用的表征方式有2種。

(1)對(duì)于光學(xué)相機(jī)、星敏感器等設(shè)備，主鏡、次鏡等關(guān)鍵部件均沿設(shè)備軸向且近似在一條直線上，可選取此線上的多個(gè)關(guān)鍵點(diǎn)，應(yīng)用“多點(diǎn)擬合線”的方式獲取設(shè)備指向。

(2)選取設(shè)備安裝面上的多個(gè)關(guān)鍵點(diǎn)，采用多點(diǎn)擬合面的形式獲取設(shè)備安裝面矢量，以此模擬設(shè)備安裝指向，此種方法對(duì)于各類設(shè)備均具有通用性。

由于結(jié)構(gòu)分析結(jié)果一般為有限元模型節(jié)點(diǎn)位移，因此要借助其他程序并選取相應(yīng)數(shù)學(xué)算法，對(duì)有限元分析結(jié)果進(jìn)行二次處理和判讀[19-20]。

對(duì)于直線矢量計(jì)算，設(shè)待擬合直線矢量n個(gè)節(jié)點(diǎn)的坐標(biāo)為(x1,y1,z1)，(x2,y2,z2)，…(xn,yn,zn)，寫成如下矩陣形式。

(4)

計(jì)算式(4)的協(xié)方差矩陣D如下。

(5)

式中：

(6)

對(duì)于平面法線向量計(jì)算，設(shè)待擬合平面法線矢量的n個(gè)節(jié)點(diǎn)的坐標(biāo)為(x1,y1,z1)，(x2,y2,z2)，…，(xn,yn,zn)，寫成如下矩陣形式。

(7)

由式(7)各列減去各自的均值，得到矩陣R如下。

(8)

3 算例分析

3.1 溫度場(chǎng)映射

某遙感衛(wèi)星3個(gè)星敏感器通過支架安裝于相機(jī)承力框上，相機(jī)安裝在衛(wèi)星結(jié)構(gòu)平臺(tái)上，其中整星機(jī)械坐標(biāo)系Z向?yàn)樾l(wèi)星縱向(相機(jī)對(duì)地觀測(cè)方向)，整星機(jī)械坐標(biāo)系X向、Y向?yàn)樾l(wèi)星橫向(相機(jī)承力框及載荷適配結(jié)構(gòu)面內(nèi)方向)。該衛(wèi)星每天運(yùn)行15個(gè)軌道周期，熱控設(shè)計(jì)時(shí)要對(duì)衛(wèi)星全生命周期所有極端工況取一個(gè)最大包絡(luò)，即衛(wèi)星在軌運(yùn)行每天承受的溫度工況均不會(huì)超過目前給定的15個(gè)軌道周期狀態(tài)，以載荷適配結(jié)構(gòu)為例，其中3個(gè)典型位置的15個(gè)軌道周期熱分析節(jié)點(diǎn)溫度見圖4。

根據(jù)高定位精度設(shè)計(jì)需求，須開展15個(gè)軌道周期不同姿態(tài)下相機(jī)成像、數(shù)傳記錄等關(guān)鍵時(shí)刻點(diǎn)的熱變形分析，由此獲取相機(jī)安裝面法向轉(zhuǎn)角、星敏感器安裝面法向轉(zhuǎn)角，以及相機(jī)安裝面法向與星敏感器安裝面法向間的夾角變化。同時(shí)，分析不同的姿態(tài)、星敏感器和工作模式下上述各項(xiàng)分析結(jié)果的變化規(guī)律，為高定位精度指標(biāo)分析提供支撐。

將采用Thermal Desktop軟件得到的全周期熱分析溫度場(chǎng)作為輸入，采用圖1仿真流程、基于熱傳導(dǎo)算法進(jìn)行全周期近千余時(shí)間點(diǎn)溫度場(chǎng)映射，并對(duì)映射奇異節(jié)點(diǎn)進(jìn)行二次修正，生成可用于NASTRAN軟件進(jìn)行有限元分析的批處理求解文件。此外，通過MATLAB程序?qū)崿F(xiàn)“熱分析溫度場(chǎng)輸入-溫度場(chǎng)映射-溫度場(chǎng)修正-有限元計(jì)算”高度集成化與自動(dòng)化，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)全周期溫度場(chǎng)映射時(shí)間由天縮短至小時(shí)量級(jí)。

為驗(yàn)證映射精確性，選取第一軌道周期溫度梯度較大4個(gè)時(shí)刻點(diǎn)，分別對(duì)應(yīng)第一軌道周期溫度場(chǎng)“正弦曲線”的起點(diǎn)時(shí)刻、波谷時(shí)刻、波峰時(shí)刻、終點(diǎn)時(shí)刻。將映射前的熱分析溫度場(chǎng)與映射后的結(jié)構(gòu)分析(有限元分析)溫度場(chǎng)進(jìn)行對(duì)比，由圖5熱分析溫度場(chǎng)與結(jié)構(gòu)分析溫度場(chǎng)對(duì)比結(jié)果可以看出，基于熱傳導(dǎo)算法可實(shí)現(xiàn)熱分析與結(jié)構(gòu)分析溫度場(chǎng)的精確匹配，由熱分析模型到結(jié)構(gòu)分析模型的溫度場(chǎng)映射精度可控制在1.00%以內(nèi)(詳見表1)。

圖4 載荷適配結(jié)構(gòu)3個(gè)典型位置的15個(gè)軌道周期熱分析節(jié)點(diǎn)溫度Fig.4 Node temperature of thermal analysis for three typical structural position through 15 orbit cycles

圖5 第一軌道周期典型時(shí)刻熱分析溫度場(chǎng)與結(jié)構(gòu)分析溫度場(chǎng)對(duì)比
Fig.5 Comparison between temperature field of thermal analysis and structural analysis at typical time point of the first cycle

表1 溫度場(chǎng)映射精度

Table 1 Mapping precision of temperature field

時(shí)刻模型類型及誤差最高溫度點(diǎn)最低溫度點(diǎn)起點(diǎn)時(shí)刻熱分析模型38.49℃-51.78℃結(jié)構(gòu)分析模型38.50℃-51.80℃誤差0.03%-0.04%波谷時(shí)刻熱分析模型38.22℃-31.37℃結(jié)構(gòu)分析模型38.20℃-31.40℃誤差0.05%-0.10%波峰時(shí)刻熱分析模型69.90℃-34.30℃結(jié)構(gòu)分析模型69.90℃-34.30℃誤差0.00%0.00%終點(diǎn)時(shí)刻熱分析模型38.61℃-51.16℃結(jié)構(gòu)分析模型38.60℃-51.20℃誤差0.03%-0.08%

3.2 全周期熱變形分析結(jié)果

在以往熱變形評(píng)估工作中，主要選取模擬在軌工況的極端工況進(jìn)行分析，尤其是以某個(gè)高溫或低溫狀態(tài)的均勻溫度作為輸入載荷，基于上述思路，針對(duì)圖5所示第一軌道周期典型時(shí)刻溫度場(chǎng)，選取4個(gè)極端溫度點(diǎn)(38.50 ℃，69.90 ℃，―34.30 ℃，―51.78 ℃)作為均勻溫度載荷輸入(模擬工況)，開展熱變形分析，獲取星敏感器安裝面法向與相機(jī)安裝面法向夾角變化，并與全周期分析結(jié)果(真實(shí)工況)進(jìn)行對(duì)比，見圖6。從圖6可以看出：4個(gè)模擬工況雖然可以反映一個(gè)周期內(nèi)變形的平均值，但不能覆蓋全周期各時(shí)刻點(diǎn)可能出現(xiàn)的真實(shí)變形情況，說明采用全周期熱變形分析的必要性和優(yōu)勢(shì)。

圖6 星敏感器安裝面法向與相機(jī)安裝面法向夾角變化對(duì)比Fig.6 Comparison of angle variation between plane normal line of one star sensor support and camera support

在軌運(yùn)行期間，衛(wèi)星有效載荷(如光學(xué)遙感衛(wèi)星的對(duì)地或?qū)μ煊^測(cè)相機(jī))部分會(huì)采取精密控溫、相對(duì)常溫變化僅為幾攝氏度，而衛(wèi)星平臺(tái)部分相對(duì)常溫存在幾十?dāng)z氏度的溫度波動(dòng)。選取第一軌道周期變形量最大時(shí)刻點(diǎn)進(jìn)行變形分析，由圖7～9整星、平臺(tái)、主承力立柱、相機(jī)適配支撐結(jié)構(gòu)等部分變形云圖可以看出，在軌溫度交變引起的平臺(tái)部分變形在幾百微米，接近毫米級(jí)。而由圖10、圖11相機(jī)、相機(jī)主承力框變形云圖可以看出，相對(duì)于平臺(tái)部分而言，相機(jī)主承力框變形相對(duì)較小。

圖7 整星變形
Fig.7 Thermal deformation of satellite

圖8 主承力立柱變形
Fig.8 Thermal deformation of main truss

圖9 相機(jī)適配支撐結(jié)構(gòu)變形
Fig.9 Thermal deformation of camera adaptor

圖10 相機(jī)部分變形
Fig.10 Thermal deformation of camera

圖11 相機(jī)承力框變形
Fig.11 Thermal deformation of camera support frame

通過全周期熱變形分析，獲取了1～15軌道周期3個(gè)星敏感器安裝面與相機(jī)安裝面法向夾角變化，見圖12。由分析結(jié)果可以看出：①3個(gè)星敏感器安裝面與相機(jī)安裝面法向夾角變化呈現(xiàn)正弦周期性變化，每一圈對(duì)應(yīng)一個(gè)完整正弦波，此種變化趨勢(shì)與圖4所示的熱分析溫度場(chǎng)周期性變化情況相對(duì)應(yīng)。②星敏感器安裝面與相機(jī)安裝面法向夾角變化存在顯著差異性，如+X+Y星敏感器安裝面與相機(jī)安裝面法向全周期最大夾角變化超過30″，而另外2個(gè)星敏感器安裝面與相機(jī)安裝面法向最大夾角變化未超過20″。③3個(gè)星敏感器支架同一變形形態(tài)出現(xiàn)時(shí)刻存在差異，即一個(gè)星敏感器支架變形位于“波峰”之時(shí)，另一個(gè)可能位于“波谷”。由此，獲得了不同星敏感器安裝面與相機(jī)安裝面法向最大夾角變化量級(jí)及彼此差異性，可為整星在軌穩(wěn)定性評(píng)估、衛(wèi)星定位精度評(píng)估等提供重要參考。

4 結(jié)論

本文提出了在軌全周期熱變形分析方法，基于熱傳導(dǎo)算法進(jìn)行“熱分析模型-結(jié)構(gòu)分析模型”溫度場(chǎng)映射，基于數(shù)學(xué)擬合算法開展結(jié)果數(shù)據(jù)處理，獲得了航天器在軌全周期熱變形量級(jí)、全周期變化規(guī)律等，可得出如下結(jié)論。

(1)基于熱傳導(dǎo)算法并通過相關(guān)程序?qū)崿F(xiàn)全周期千余時(shí)間點(diǎn)映射過程的自動(dòng)化，可將全周期溫度場(chǎng)映射時(shí)間由天縮短至小時(shí)，溫度場(chǎng)映射精度可控制在1%以內(nèi)，相對(duì)于傳統(tǒng)分析方法顯著地提升了分析精度和全周期覆蓋性。

(2)獲取了整星在軌全周期熱變形情況，從變形云圖可以得到整星平臺(tái)、相機(jī)、星敏感器支架等關(guān)鍵部位變形狀態(tài)、量級(jí)及宏觀變形傳遞趨勢(shì)。

(3)通過各星敏感器安裝面與相機(jī)安裝面夾角變化全周期分析，可以看出3個(gè)星敏感器安裝面與相機(jī)安裝面夾角變化呈現(xiàn)正弦周期性變化，且變形量級(jí)、同一變形形態(tài)出現(xiàn)時(shí)刻均存在差異。

本文的熱變形分析方法及所獲取的變形規(guī)律具有一定的普適性，可用于航天器機(jī)械系統(tǒng)的熱穩(wěn)定設(shè)計(jì)，對(duì)于高精度、高穩(wěn)定性航天器的研制具有參考價(jià)值。

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(編輯：夏光)

Thermal Deformation Analysis Method of in Orbit Whole Cycle for Spacecraft

LIU Guoqing LUO Wenbo TONG Yelong FAN Lijia

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094，China)

Thermal deformation analysis method of in orbit whole cycle is presented. Mapping of thermal model to mechanical model during the whole cycle is executed based on method of heat conduction. Through mathematic fitting algorithm, analysis data are processed and analyzed, and process is automated by procedure. Thermal deformation analysis of whole cycle is analyzed for a remote sensing satellite. According to the analysis results, time cost of mapping is reduced from several days in the past to several hours nowadays. Besides, simulating precision is improved significantly, mapping error is less than 1%, and results can coverage cases of the whole cycle compared with the thermal deformation analysis method based on extreme load case. Dimension of thermal deformation and change rule of deformation are obtained from the calculating results meanwhile. All of the achievements are of great importance to the design of thermal stability for spacecraft.

spacecraft；in orbit whole cycle；thermal deformation；stability

2016-08-08；

2016-11-21

國(guó)家民用空間基礎(chǔ)設(shè)施(發(fā)改高技[2015]2429號(hào))

劉國(guó)青，男，工程師，從事航天器機(jī)械系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證工作。Email:liuguoqing2011@163.com。

V414

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.06.007