地球低軌道衛(wèi)星天線在軌熱致振動(dòng)分析

祝尚坤，何安琦，劉杰，張翔，王耀霆，李兵

（1.西安交通大學(xué)機(jī)械制造系統(tǒng)工程國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安710000；2.西安空間天線電技術(shù)研究所，西安710000）

地球低軌道衛(wèi)星天線在軌熱致振動(dòng)分析

祝尚坤1，何安琦1，劉杰1，張翔1，王耀霆2，李兵1

（1.西安交通大學(xué)機(jī)械制造系統(tǒng)工程國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安710000；2.西安空間天線電技術(shù)研究所，西安710000）

由于地球的頻繁遮擋，當(dāng)?shù)厍蛐l(wèi)星在低軌道運(yùn)行時(shí)，衛(wèi)星的可展開(kāi)天線會(huì)處在高低溫交替的環(huán)境中，從而形成劇烈變化的溫度場(chǎng)。劇烈的溫度梯度變化會(huì)導(dǎo)致柔性較大的可展開(kāi)天線發(fā)生熱致振動(dòng)，降低衛(wèi)星全極化探測(cè)頭部等關(guān)鍵部件的壽命。首先建立某型號(hào)衛(wèi)星的物理模型，然后利用有限元法對(duì)其進(jìn)行在軌時(shí)的空間瞬態(tài)熱分析,得到可展開(kāi)天線的溫度場(chǎng)，將溫度作為約束映射到結(jié)構(gòu)仿真中，再在結(jié)構(gòu)有限元模型上分析衛(wèi)星的熱變形，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星天線熱致振動(dòng)的預(yù)測(cè)并為天線結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)支持。對(duì)衛(wèi)星模型進(jìn)行熱分析可以監(jiān)測(cè)各時(shí)期的溫度場(chǎng)以及預(yù)測(cè)有可能發(fā)生的熱致振動(dòng)，從而在不斷優(yōu)化設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上避免這種不利的擾動(dòng)。

振動(dòng)與波；衛(wèi)星；可展開(kāi)天線；熱分析；熱致振動(dòng)

衛(wèi)星尤其是對(duì)于暴露在外的衛(wèi)星天線部分，在空間中實(shí)際的服役工作環(huán)境是非常惡劣的，太空環(huán)境為-269℃（4 K）的超低溫環(huán)境，與此同時(shí)，還要考慮太陽(yáng)輻射的影響[1–2]。而運(yùn)行時(shí)候每個(gè)周期都要經(jīng)歷劇烈的溫度變化，會(huì)使得材料急劇老化，嚴(yán)重降低材料的服役壽命。高溫會(huì)使得結(jié)構(gòu)材料的強(qiáng)度下降，影響結(jié)構(gòu)的整體穩(wěn)定性；低溫又會(huì)使得密封材料變脆而失效[3–5]。而衛(wèi)星在太空環(huán)境中飛行所經(jīng)歷的頻繁的溫度劇變會(huì)導(dǎo)致探測(cè)頭部等關(guān)鍵部件發(fā)生熱致振動(dòng)現(xiàn)象，降低衛(wèi)星天線的壽命，嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致衛(wèi)星關(guān)鍵部件損壞。因此在設(shè)計(jì)建造衛(wèi)星之前，有必要對(duì)衛(wèi)星進(jìn)行熱致振動(dòng)分析，特別是伸出星體的天線部分[6–7]，保證衛(wèi)星天線部分的熱設(shè)計(jì)合理，從而滿(mǎn)足衛(wèi)星的服役要求。

在衛(wèi)星的在軌熱致振動(dòng)分析方面，Thornton等人作出了巨大的貢獻(xiàn)，他對(duì)衛(wèi)星熱致振動(dòng)的前期研究給后繼者們很大的借鑒。文獻(xiàn)[8]研究了在太空環(huán)境中展開(kāi)的太陽(yáng)能電池板的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題；文獻(xiàn)[9]和文獻(xiàn)[10]研究了振動(dòng)力學(xué)方面的辨識(shí)方法。文獻(xiàn)[11]嘗試通過(guò)改變航天器的安裝和結(jié)構(gòu)搭配來(lái)減少振動(dòng)；文獻(xiàn)[12]和文獻(xiàn)[13]研究了星載天線的熱分析和熱變形問(wèn)題。雖然上述研究均取得了令人矚目的效果，但對(duì)于低軌道、短周期的衛(wèi)星熱致振動(dòng)分析，由于溫度變化較快，更難以分析，很少有人在這方面進(jìn)行研究[14]。衛(wèi)星全極化探測(cè)頭部是衛(wèi)星的關(guān)鍵部件，其內(nèi)部有大量的敏感元件，當(dāng)衛(wèi)星在太空中運(yùn)行時(shí)其對(duì)溫度場(chǎng)要求較高，工作時(shí)要求較平穩(wěn)的工作環(huán)境。因此對(duì)于低軌道衛(wèi)星天線的熱分析和熱致振動(dòng)的預(yù)測(cè)是十分必要的[15]。

文中利用NX軟件對(duì)某型號(hào)衛(wèi)星天線進(jìn)行在軌運(yùn)行空間瞬態(tài)熱分析,掌握可展開(kāi)天線的溫度場(chǎng)，將溫度約束映射到結(jié)構(gòu)仿真中去，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星天線熱致振動(dòng)的預(yù)測(cè)并提供數(shù)據(jù)支持。

1 衛(wèi)星天線探測(cè)頭部模型

1.1 天線結(jié)構(gòu)

仿真分析的XX-1號(hào)衛(wèi)星天線結(jié)構(gòu)三維模型如圖1所示。

圖1 衛(wèi)星三維模型及內(nèi)部細(xì)節(jié)

該天線部分由天線發(fā)射器及其支撐結(jié)構(gòu)、高頻箱、天線掃描機(jī)構(gòu)、天線展開(kāi)鉸鏈、天線展開(kāi)定位機(jī)構(gòu)、冷空反射器等部分組成。其中高頻箱以及天線掃描機(jī)構(gòu)可合稱(chēng)為全極化微波輻射計(jì)探測(cè)頭部，其中高頻箱安裝在載荷艙背地面艙板外側(cè)。收攏時(shí)天線反射器鎖緊在衛(wèi)星+X向頂板上，高頻箱鎖緊在衛(wèi)星背地板上。天線布局在衛(wèi)星圓錐形艙段+Z方向。輻射計(jì)工作時(shí)高頻箱四個(gè)鎖緊釋放機(jī)構(gòu)的固定部分以及安裝在中軸頂面的冷空反射鏡和標(biāo)定熱源是不動(dòng)的，其他部分在鈦合金軸上的電機(jī)帶動(dòng)下勻速轉(zhuǎn)動(dòng)。

1.2 材料物理屬性

在進(jìn)行熱分析時(shí)，材料的吸收率和發(fā)射率這兩個(gè)熱光屬性參數(shù)尤為重要?？烧归_(kāi)天線主要使用材料為碳纖維鋁蜂窩板和鋁合金材料，二者的導(dǎo)熱系數(shù)、半球發(fā)射率以及太陽(yáng)吸收率等參數(shù)如表1所示。

對(duì)于鋁合金材料來(lái)說(shuō)，其表面有兩種處理方式，分別是鍍銀處理以及導(dǎo)電氧化處理，經(jīng)過(guò)處理后，前者表面的吸收率和發(fā)射率比后者小一半左右。另外本次熱設(shè)計(jì)中還使用了兩種溫控漆。

1.3 軌道設(shè)定

該衛(wèi)星采用近圓太陽(yáng)同步凍結(jié)軌道，由于軌道傾角接近90°，在實(shí)際運(yùn)行時(shí)會(huì)經(jīng)過(guò)南北兩極附近，又被稱(chēng)為近極地太陽(yáng)同步軌道。預(yù)計(jì)在軌壽命為5年，軌道平均高度為786.21 km，衛(wèi)星星下點(diǎn)軌跡的回歸周期為3天。標(biāo)稱(chēng)軌道參數(shù)如表2所示。

表1 衛(wèi)星材料的物理屬性

表2 衛(wèi)星軌道基本參數(shù)

衛(wèi)星在近極地太陽(yáng)同步軌道運(yùn)行時(shí)的模擬圖如圖2所示。

圖2 衛(wèi)星實(shí)際運(yùn)行軌道示意圖

由圖2可知，衛(wèi)星運(yùn)行在低軌，繞地球一圈的周期遠(yuǎn)小于地球同步軌道。運(yùn)行在極地軌道的目的是便于衛(wèi)星進(jìn)行全球范圍內(nèi)的觀測(cè)和應(yīng)用。

2 衛(wèi)星可展開(kāi)天線熱分析

2.1 網(wǎng)格劃分

在建立衛(wèi)星天線的模型之后，需要對(duì)模型劃分網(wǎng)格，劃分好的網(wǎng)格模型如圖3所示。

圖3 衛(wèi)星天線網(wǎng)格模型

不同部件網(wǎng)格的參數(shù)不同，主要體現(xiàn)在網(wǎng)格的厚度設(shè)定不同、材料不同、網(wǎng)格表面屬性不同。上述三種參數(shù)差異最終都體現(xiàn)在不同的熱光屬性上。安裝在掃描機(jī)構(gòu)內(nèi)側(cè)的單機(jī)網(wǎng)格與側(cè)板不共節(jié)點(diǎn)，通過(guò)輻射傳熱。

2.2 熱耗添加

衛(wèi)星在軌運(yùn)行時(shí)，為了完成空間信號(hào)的接收、調(diào)節(jié)、放大及后處理，需要各個(gè)單機(jī)的配合，在這些單機(jī)工作的同時(shí)，會(huì)釋放出熱量，這些被排放出來(lái)的廢熱叫做熱耗。對(duì)于某個(gè)單機(jī)來(lái)說(shuō)，熱耗一般比較小，甚至在1W左右，但是該衛(wèi)星全極化微波輻射計(jì)內(nèi)的單機(jī)數(shù)目眾多，因此在熱分析時(shí)熱耗因素是不可忽視。除了工作單機(jī)存在熱耗以外，衛(wèi)星天線反射器、饋源組件等也存在著熱耗。針對(duì)這些熱耗大小不盡相同的情況，采用調(diào)節(jié)加熱器的功率大小模擬不同部分的熱耗。衛(wèi)星內(nèi)部一些關(guān)鍵部件對(duì)溫度變化比較敏感，工作溫度范圍小，為防止衛(wèi)星在軌運(yùn)行時(shí)這些部件的溫度場(chǎng)超出熱控要求，在仿真時(shí)添加循環(huán)加熱回路來(lái)模擬其特殊工作部件的功能。

3 在軌熱致振動(dòng)分析

3.1 溫度場(chǎng)分析

計(jì)算中考慮衛(wèi)星在太陽(yáng)同步軌道時(shí)的對(duì)地定向姿態(tài)。由于它是低軌道衛(wèi)星，環(huán)境熱負(fù)荷不僅要考慮太陽(yáng)輻照，還要考慮地球紅外和反照的影響。衛(wèi)星星體上安裝全極化微波輻射計(jì)探測(cè)頭部的位置為恒溫20℃，衛(wèi)星的+Z軸指向地球，+X軸為飛行方向，+Y軸向按右手螺旋定則指向冷空，太陽(yáng)位于夏至?xí)r刻位置。計(jì)算工況為典型的高溫工況，利用NX軟件的TMG模塊求解器求解瞬態(tài)條件下的溫度響應(yīng)，得到該型號(hào)全極化微波輻射探測(cè)頭部的溫度場(chǎng)。以衛(wèi)星的核心機(jī)構(gòu)為例，溫度場(chǎng)如圖4所示。

圖4 衛(wèi)星高頻箱的溫度場(chǎng)

衛(wèi)星內(nèi)部的溫度基本一致，其原因是在對(duì)衛(wèi)星進(jìn)行熱設(shè)計(jì)時(shí)，添加了非常復(fù)雜的熱耗方案。整個(gè)全極化探測(cè)頭部的熱耗總量達(dá)159.89 W，這些熱耗被分成數(shù)十份分配在各個(gè)波導(dǎo)組件上，而且各部件的熱耗不盡相同。

從圖4可以看出，饋源組件的溫度較低，這是因?yàn)轲佋唇M件的大部分結(jié)構(gòu)在高頻箱頂板的外側(cè)，直接跟太空環(huán)境接觸。選取衛(wèi)星可展開(kāi)天線的某組件在軌運(yùn)行達(dá)到溫度場(chǎng)穩(wěn)態(tài)時(shí)五個(gè)連續(xù)周期的溫度-時(shí)間變化曲線，如圖5所示。

圖5 可展開(kāi)天線某組件溫度-變化曲線

從圖5中可以明顯看出衛(wèi)星可展開(kāi)天線在軌運(yùn)行時(shí)候溫度場(chǎng)所表現(xiàn)出的周期性。由于太陽(yáng)同步軌道周期時(shí)間較短，大約為100 min，而且不會(huì)被地球遮擋，一直暴露在太陽(yáng)輻照下，所以溫度變化平滑且基本對(duì)稱(chēng)。

3.2 熱致振動(dòng)預(yù)測(cè)

可展開(kāi)天線在軌運(yùn)行時(shí)，處于極端的太空環(huán)境中，這種環(huán)境形成冷熱變化且分布不均勻的瞬態(tài)溫度場(chǎng)，溫度場(chǎng)變化使得結(jié)構(gòu)在很大的溫度梯度驅(qū)動(dòng)下發(fā)生熱振動(dòng)等不利的擾動(dòng)，可展開(kāi)天線結(jié)構(gòu)尺度大、柔性大、固有頻率低，導(dǎo)致擾動(dòng)更加強(qiáng)烈。在衛(wèi)星運(yùn)行時(shí)，由日照區(qū)進(jìn)入陰影區(qū)或由陰影區(qū)進(jìn)入日照區(qū)時(shí)，結(jié)構(gòu)熱流都會(huì)發(fā)生突變，從而有可能誘發(fā)天線熱致振動(dòng)現(xiàn)象。

在結(jié)構(gòu)有限元模型上建立空間系統(tǒng)熱映射求解器對(duì)以上在軌溫度分析結(jié)果進(jìn)行映射。得到映射后的溫度場(chǎng)，如圖6所示。

將映射后的溫度場(chǎng)與之前熱分析的溫度場(chǎng)結(jié)果（見(jiàn)圖7）進(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)在軌運(yùn)行的溫度分析結(jié)果完全一致，這樣就消除了不同類(lèi)型結(jié)構(gòu)仿真結(jié)果差異來(lái)源于溫度映射差異的可能性，為之后研究熱致振動(dòng)預(yù)測(cè)提供了數(shù)據(jù)支持。

圖7 空間熱模塊下熱分析的溫度場(chǎng)

將溫度映射所得結(jié)果文件作為溫度載荷加載至結(jié)構(gòu)模型上，然后添加固定位移約束等條件，進(jìn)行求解計(jì)算。衛(wèi)星在軌發(fā)生由溫度梯度變化導(dǎo)致的微小振動(dòng)現(xiàn)象，偏離衛(wèi)星探測(cè)頭部的最大幅值均方根的值為0.02 mm，根據(jù)衡量天線型面精度的一般要求標(biāo)準(zhǔn)，發(fā)現(xiàn)該衛(wèi)星探測(cè)頭部偏離原位置的振動(dòng)幅值均方根值遠(yuǎn)小于低軌道衛(wèi)星在軌運(yùn)行的變形閾值。這表明上述研究結(jié)果滿(mǎn)足要求，該型號(hào)衛(wèi)星在軌運(yùn)行時(shí)的溫度場(chǎng)在合理的熱控范圍內(nèi)，且不會(huì)發(fā)生破壞性的熱致振動(dòng)現(xiàn)象。

4 結(jié)語(yǔ)

（1）衛(wèi)星溫度升高主要由太陽(yáng)輻射、衛(wèi)星工作產(chǎn)生的廢熱以及循環(huán)加熱回路等產(chǎn)生的熱量導(dǎo)致，這些熱量為處在-269℃的太空環(huán)境中的衛(wèi)星天線提供了一個(gè)溫和的工作環(huán)境，然而也產(chǎn)生了熱致振動(dòng)的副作用。為了避免衛(wèi)星在軌運(yùn)行時(shí)發(fā)生這種不利擾動(dòng)，有必要對(duì)加載溫度載荷下的衛(wèi)星進(jìn)行結(jié)構(gòu)分析，在設(shè)計(jì)階段預(yù)測(cè)衛(wèi)星工作時(shí)可能發(fā)生的熱致振動(dòng)，掌握全極化探測(cè)頭部的變形量等相關(guān)數(shù)據(jù)，為將來(lái)衛(wèi)星在太空中的平穩(wěn)運(yùn)行提供數(shù)據(jù)支持。

（2）對(duì)某型號(hào)衛(wèi)星進(jìn)行在軌熱致振動(dòng)分析，得到衛(wèi)星天線的溫度場(chǎng)分布，加載溫度載荷后振動(dòng)最大幅值的均方根值為0.02 mm，遠(yuǎn)低于行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)，計(jì)算結(jié)果為衛(wèi)星天線設(shè)計(jì)提供了校核和參考意見(jiàn)。

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Thermal VibrationAnalysis of theAntenna of Low Orbit Satellites of the Earth

ZHU Shang-kun1,HE An-qi1,LIUJie1,ZHANGXiang1,WANG Yao-ting2,LIBing1
(1.State Key Laboratory for Manufacturing Systems Engineering,Xi’an Jiaotong University, Xi’an 710000,China; 2.Xi’an SpaceAntenna Electric Technology Research Institute,Xi’an 710000,China）

When the earth’s satellite is in the low orbit,the deployable antenna of the satellite will be in high and low temperature environments alternatively due to the frequent shielding of the earth.Thus,severe temperature gradient changes can lead to thermal vibration of the deployable antenna with large flexibility.It will reduce the lifespan of some key components of the satellite such as the whole polarized detection head.In this paper,the physical model of the satellite is built.Then,the transient heat transfer analysis of the satellite in the orbit space is done by means of the finite element method and the temperature field of the deployable antenna is obtained.The temperature field is mapped into the structure simulation as a constraint and the thermal deformation of the satellite is analyzed using the structural finite element model. Finally,the thermal vibration of the satellite antenna is predicted and the data support is provided for the structural optimal design of the antenna.Thermal analysis of the satellite model can monitor the temperature field in different periods and predict the possibility of thermal induced vibration so as to avoid this kind of unfavorable disturbances through the successive optimization design.

vibration and wave;satellite;deployable antenna;thermal analysis;thermal induced vibration

O241.82

A

10.3969/j.issn.1006-1355.2017.02.043

1006-1355(2017)02-0213-04

2016-09-27

祝尚坤（1991－），男，西安市人，碩士。

李兵，男，博士生導(dǎo)師，主要研究方向?yàn)樾盘?hào)處理及有限元分析、非線性動(dòng)力學(xué)。Email:bli@mail.xjtu.edu.cn