地球低轨道卫星天线在轨热致振动分析

由于地球的频繁遮挡,当地球卫星在低轨道运行时,卫星的可展开天线会处在高低温交替的环境中,从而形成剧烈变化的温度场。剧烈的温度梯度变化会导致柔性较大的可展开天线发生热致振动,降低卫星全极化探测头部等关键部件的寿命。首先建立某型号卫星的物理模型,然后利用有限元法对其进行在轨时的空间瞬态热分析,得到可展开天线的温度场,将温度作为约束映射到结构仿真中,再在结构有限元模型上分析卫星的热变形,实现卫星天线热致振动的预测并为天线结构优化设计提供数据支持。对卫星模型进行热分析可以监测各时期的温度场以及预测有可能发生的热致振动,从而在不断优化设计的基础上避免这种不利的扰动。     

空间站柔性太阳翼热诱发振动分析

柔性太阳翼随空间站在轨运行时会受到周期性的热载荷作用,为研究热载荷对柔性太阳翼的影响,采用热-结构非耦合分析方法对柔性太阳翼进行了热诱发振动分析。提出了等效位移法,按照节点位移等效原则计算柔性太阳翼有限元模型各节点的等效温度载荷,再以该载荷为激励计算柔性太阳翼的动态响应。通过自编的Python程序实现等效温度载荷计算过程中的数据处理,以及热诱发振动分析流程中的有限元前后处理。通过与理论解和数值解作对比,验证了基于等效位移法求解等效温度载荷并用于非耦合热诱发振动分析的方法的准确性。通过对柔性太阳翼的热诱发振动分析,得到了柔性太阳翼的动态响应数据,发现了柔性太阳翼出地球阴影区时的刚柔耦合情况。分析结果可以为柔性太阳翼的设计和改进以及在轨的安全性、可靠性的评估提供参考。     

大型可展开天线与卫星的热致耦合动力学分析

以带有大型环形可展开天线的航天器为研究对象,采用有限元法,对大型可展开天线进行了在轨进出阴影区的瞬态温度求解;并基于卫星-天线刚柔耦合动力学模型,将时变温度场等效为时变热载荷加载到天线上,对整星系统的热致耦合动力学响应进行了数值模拟。结果表明,天线进出阴影期间,自身温度梯度主要存在于迎光侧与背光侧之间,并基于此可估算出天线的热响应特征时间;时变热载荷会导致天线结构和卫星姿态发生明显的振动响应,天线结构振动响应主要集中在第一、二阶固有模态上,卫星则会发生低频姿态振荡运动;该方法可以合理地预测大型可展开天线系统的热致耦合动力学响应。     

星载蜂窝夹层结构固面天线反射器的热变形

针对固面天线反射器在轨运行时自身结构因素受环境温度变化引起热变形的问题,以一口径为1.2 m的星载蜂窝夹层结构固面反射器为研究对象,首先采用有限元仿真软件详细分析了温度由20℃降到-80℃时,不同蒙皮材料、胶层厚度、蜂窝刚度和蜂窝的热膨胀系数（CTE）对反射器热变形型面精度均方根（RMS）的影响规律,其次采用热压罐成型工艺制备了M55J和T300蒙皮材料的两种典型蜂窝夹层结构反射器对仿真结果进行试验验证。结果表明：M55J蒙皮材料发射器的热变形比T300蒙皮材料反射器的小,同时发现发射器的热变形与胶层的厚度基本呈线性关系,胶层厚度越薄,反射器的热变形越小,且当胶层厚度一定时,蜂窝的热变形占主导因素,其刚度变化值提升2倍时影响趋势突变,此时蒙皮刚度对蜂窝热变形的抑制作用明显,当蜂窝的CTE改变11倍时,反射器热变形RMS改变值大于80%。经试验测得环境温度由20℃降到-80℃时两种典型反射器的热变形的RMS值和仿真计算差值分别为15.7%和15.2%,证明仿真结果可靠,可通过优化相应的结构参数为星载天线反射器的设计提供参考。     

星载抛物面天线反射器太阳辐射热流分析

太阳辐射是在轨抛物面天线反射器产生变形并导致其电性能下降的重要因素。针对天线轨道位置的时变性及抛物反射器的几何特点,讨论了太阳辐射光线与轨道面的夹角、进出地球阴影区的时刻等参数。根据抛物面方程以及太阳光辐射向量,运用几何方法分析抛物面天线的自遮挡作用,并给出了相应的判据,同时利用坐标变换实现天线反射面的对地指向不变。该方法实现对在轨抛物面天线反射器的太阳辐射热流的实时分析,为准确分析反射器的热变形或热颤提供条件。     

空间超高频遥感反射器热变形优化及零膨胀材料的制备

空间超高频遥感反射器（工作频段600 GHz以上）在轨运行过程中,由于空间温度变化不均匀会产生热变形问题。为了保证反射面的电气性能,空间超高频遥感反射器要求反射面的型面精度均方差值r ≤ 10 μm。本文创新性地提出了一种单曲面板栅格结构反射器,利用有限元仿真分析软件对反射器进行热变形分析。研究了反射器的不同结构参数对反射面热变形的影响,并以低热变形为原则对反射器结构参数进行优化。优化后的结果仍然不能满足空间超高频遥感反射器的型面精度要求,因此设计并制备了一种热膨胀系数α ≤ 0.5×10-7℃-1的零膨胀材料。这种零膨胀材料是将碳纤维增强聚合物基复合材料（CFRP）与芳纶（Kevlar）纤维织物按照一定比例交错循环铺层,利用该比例调整反射器层压板铺层,可以使反射面热变形降低至7.94 μm,满足空间超高频遥感反射器的型面精度要求。      

气液耦合振动热声发动机的压力特性

采用气液耦合振动是提升热声发动机系统压力振幅以及降低谐振频率的有效方式.根据热声理论,对气液耦合振动热声发动机系统进行了模拟,重点讨论了平均工作压力对压力振幅、压比和谐振频率等性能参数的影响,分析了热声板叠产生声功率以及各部件消耗声功率随平均工作压力的变化情况.进行了相关实验,以验证模拟计算结果的合理性.模拟计算和实验数据均表明,增大平均工作压力可显著提升系统压力振幅,这对于利用其驱动后续负载是有利的.     

星载SAR天线高稳定度指标分配方法研究

为研究大型星载SAR天线的高稳定度指标分配问题,根据天线在轨运行的实际环境设计了三种仿真工况,运用ADAMS对SAR卫星天线进行多体动力学分析,并提出运用概率法对指向精度进行合理分配。结果表明:在具有相同有效载荷且距离天线位置相对较近的部位施加扰动对SAR天线的指向精度影响较大,且影响程度由大到小依次为:隔振器扰动、CMG调姿扰动、SADA扰动。三个视角对天线指向精度的影响程度由大到小依次为:俯仰角、方向角、距离角。提高隔振器的隔振性能,减少有效载荷的扰动对卫星天线指向精度的影响,在多种成像模式切换的过程中加强对俯仰角的控制,可以有效地提高SAR卫星天线的成像质量,并为卫星总体选择合适型号的调姿机构提供帮助。     

多体动力学热-结构耦合圆管单元及其应用

航天器柔性附件在突加太阳辐射热载荷作用下的热诱发振动会严重影响航天器的正常工作。航天器是典型的多体系统;部件间的相互作用会严重影响航天器的热诱发振动响应,因而有必要使用多体系统动力学的方法对此进行研究。该文在柔性多体系统动力学框架内,推导建立了一种考虑辐射换热的热-结构耦合圆管单元。温度变化会使圆管单元产生轴向伸缩和横向弯曲;同时,在给定辐射热流作用下,圆管单元受热条件与其姿态和变形相关。使用该圆管单元、刚体单元和柔性体单元可以实现多体系统动力学热-结构耦合分析。该文的方法首先用于哈勃太空望远镜太阳能电池板简化模型的热诱发振动分析,所得结果与文献结果吻合良好。然后,该文研究了由本体、动量轮、柔性支撑杆和端部质量组成的航天器在突加辐射热流作用下的振动响应。结果表明:各部件间的相互作用会对航天器的热诱发振动响应产生显著影响。     

HY-2A卫星大气校正微波辐射计在轨数据定标和检验研究

海洋二号(HY-2A)卫星大气校正微波辐射计(ACMR)是为雷达高度计提供大气路径延迟校正的微波辐射计。本文针对ACMR热真空定标试验的原理、方法、实施过程及试验结果进行了阐述和分析,得到了ACMR 3个频率的辐射传输系数和非线性系数,并进行了天线订正的发射前算法分析,给出了天线温度系数。利用这些系数对在轨数据进行了处理,得到了在轨天线温度转换系数,并与Jason-1、Jason-2卫星上搭载的微波辐射仪(JMR)进行了匹配比较,结果表明一致性良好。     

Measurement of satellite communication parameters: satelliteantenna measurements

The in-orbit testing of a communication satellite involves the measurements of key communication parameters, which determine communication subsystem behavior and verify the design. Some of the tests, specifically those involving the satellite's antennas, are unique in that they require satellite antenna motion in both azimuth and elevation. They can only be conducted in the postlaunch period prior to the operational phase of the satellite. The focus is on the antenna tests, in order to verify antenna pattern design and put a bound on satellite antenna crosspolarization isolation, or lack of it, by comparing in-orbit test results with computer predictions and range measurements. Measurement procedures and instrumentation for the in orbit measurement of satellite antenna parameters are considered. The measurement procedures are reflected in equations in which the unknown parameter is expressed by measurable or calculatable quantities. The measurement error is evaluated on the basis of the parameter equation and component error estimates     

计及金属铰链的环形可展天线热-结构分析

空间热环境对环形可展天线在轨服役稳定性的影响很大，时刻变化着的热环境会造成天线温度的剧烈波动，从而导致天线结构的热变形，使得天线的形面精度恶化，影响天线电信号的传输甚至导致天线失效，因此有必要对天线进行热-结构分析。以环形可展天线为研究对象，考虑天线在轨服务环境中的各类因素（包括空间真空、空间低温、微重力和空间热源等），基于斯忒藩-玻尔兹曼定律和傅里叶热传导理论，利用有限元软件建立计及金属铰链的环形可展天线的热辐射-热传导分析模型，研究了环形可展天线的非均匀温度场；基于弹性热力学理论及有限元理论，建立计及与不计及金属铰链的环形可展天线的热变形分析模型，研究了非均匀温度场对环形可展天线形面精度和张力比的影响规律。研究结果表明：相较于不计及金属铰链的环形可展天线，计及金属铰链的环形可展天线的形面精度和张力比均发生恶化，其中形面精度变化值已达到毫米级。研究结果对同类型环形可展天线的热-结构分析有重要的借鉴意义，可为天线的结构设计提供参考。     

某高轨星载数传天线的振动分析

为了确保天线系统在发射阶段和入轨工作阶段的安全，对研制的某月球轨道小型星载数传天线进行了振动分析。通过有限元建模仿真方法对该高轨星载天线在发射阶段和入轨工作阶段的振动性能进行了分析和计算，并以此为根据对天线系统结构进行优化设计。进而，通过振动试验对天线系统进行了真实振动环境条件下的测试，结果表明天线系统结构安全。振动试验后对天线电气性能进行了复测，测试结果表明其电气性能稳定，由此验证了天线系统的可靠性和有限元分析的可信性。目前，该数传天线已随星发射并入轨运行，其各项性能指标稳定，工作状态良好。研究结果对提高相关星载天线的振动安全性具有一定的参考作用。     

空间热载荷作用下星载天线耦合动态影响分析

为了研究空间热载荷对星载天线刚柔耦合多体系统的扰动,根据抛物反射面几何特征,采用壳体单元有限元离散化法,并考虑壳体厚度方向上的温度变化,建立了有限元列式的热传导方程;引入与应变能有关的耦合项,利用拉格朗日法推导了星载天线系统的大范围刚柔耦合动力学方程,研究了温度载荷对星载天线多体系统的动力学特性影响。仿真结果表明:空间热效应引起了动态的温度载荷,与结构变形发生耦合,诱发耦合颤振,加剧柔性反射面的弹性振动,造成卫星姿态和天线指向的扰动,严重影响了星载天线的指向精度。结论对星载天线指向精度的分析与控制具有重要的理论价值及工程实际意义。     

中继卫星在轨控制技术研究

针对中继卫星轨道、姿态和天线指向控制高度耦合的特性,研究了适应中继卫星特性及工作模式的在轨控制技术.分析了地球形状、太阳光压、日月引力等中继卫星轨道摄动;在此基础上,设计了中继卫星平台控制中的东西、南北位置保持环和控制策略;并在考虑轨道、姿态限制基础上,建立了中继卫星天线指向控制计算模型,分析了天线指向控制模式及捕获跟踪控制流程;从而从卫星平台控制和天线指向控制两个方面研究了中继卫星在轨控制技术.     

星载抛物面天线热变形敏感性分析

热变形是影响星载天线精度的主要因素,分析影响星载天线在轨热变形因素的敏感性是控制其变形的基础.基于经典薄壳变形理论,采用一种曲线坐标系下的样条壳体单元,研究了不同太阳辐射角度下抛物面天线热变形均方根(RMS)对正交各向热传导系数的敏感性.为确定计算参数对抛物面天线在运行中变形RMS的影响,以运行一周中最大RMS(MRMS)为目标,基于正交试验方法分析了正交各向热传导系数、热膨胀系数、弹性模量和比热容对MRMS的敏感性.结果表明,在其所取水平条件下,热膨胀系数影响最大,热传导系数次之,弹性模量的影响较小,比热容最小.优化获得的参数为星载抛物面天线的复合材料铺层设计提供参考.     

卫星静电热开关辐射散热器热性能分析

运行于轨道的卫星的温度由它接受的阳光照射、来自星球的辐射和它自身向宇宙冷黑背景辐射热平衡所决定。因此,卫星表面材料的辐射特性对卫星的温度有非常大的影响。具有适当发射吸收比的表面材料,可以使在轨飞行的卫星平衡在合适的温度,这是目前卫星热控的基础。然而,由于飞行姿态、轨道、星上设备发热状态、特殊环境（如月球和深空探测）造成卫星所处的外热流条件有很大的差异,固定发射吸收比的表面散热元件OSR已经在很大程度上限制了卫星的热控设计和整星的性能。静电热开关辐射散热器（ESR）是一种可变热导辐射热控元件,通过静电力控制高发射率复合薄膜与基板的热接触热阻来调节卫星温度。薄膜下拉时为导通状态,此时ESR等效发射率高,热量传导到ESR表面进行散热;薄膜不下拉时为关断状态,此时ESR等效发射率低,热量只能辐射到ESR表面散热。ESR相对于电致变色和热致变色元件具有结构简单、可靠性高、发射率变化转换快等特点。对ESR进行了详细热分析,提出了提高其性能的诸多措施,对ESR的研制具有一定的指导意义。