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Bennett机构构型的环形可展天线桁架热致振动分析

2024-12-03 95 上传者：管理员

摘要：卫星在运行过程中会频繁进出地球阴影区，天线桁架在太阳热辐射和无辐射的交替影响下，会产生热致振动响应，从而影响天线的使用精度和寿命。为提高天线的稳定性，以Bennett机构替代构型构建环形天线桁架，并建立有限元模型，计算其在突加热载荷条件下的瞬态温度场；通过热-结构间接耦合仿真，分析桁架在突加热载荷条件下的热致振动响应，并与传统的对角线伸缩式环形桁架进行比较。结果表明，相比于传统的对角线伸缩式环形桁架，Bennett替代构型环形桁架在热载荷作用下振幅明显减小，表现出良好的稳定性。

关键词：
Bennett替代构型
可展天线
振动与波
热致振动
间接耦合
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卫星在太空执行长期任务时面临着极为严峻的挑战。在太阳辐射和空间高低温循环的影响下，卫星天线桁架温度变化可能高达四百多摄氏度[1-2]。剧烈的温度变化可能会引起热致振动现象，影响天线性能，甚至可能导致卫星不能在预定轨道内运行。

因此，在卫星天线的设计和制造过程中，必须考虑太阳热辐射的影响，并进行空间环境下热力分析，以确保天线桁架的稳定性和天线性能的可靠性。

在航天器的热致振动分析方面，马远骋等[3-4]总结概括了国内外热致振动研究进展。目前大多数学者研究都采用有限元法进行分析，有限元法是一种基于微分方程离散化的方法，最初应用于结构力学的分析，后逐渐应用于流体力学与传热学的分析。有限元法将结构划分为有限数量的小单元，通过求解单元间的关系来解决整个结构的热传导问题。郑士昆等[5]将结构应变看作热应变与线弹性应变的叠加，并引入耦合线性的变刚度进行热致振动分析，张弛等[6]提出了“基于参数的基准判据”对热致振动进行预测；胡甜赐等[7]将瞬态温度求解并作为等效载荷加载到动力学模型进行热致振动分析；冯雨晴等[8]提出等效轴力法并对环形可展天线桁架进行数值分析；沈振兴[9]使用绝对节点坐标有限元的方法，对环形天线桁架进行了热致振动分析；胡国龙[10]通过间接耦合的方法对天线桁架进行动力学分析；祝尚坤[11]使用UG软件对低轨道卫星天线桁架进行热致振动分析。上述研究均对桁架结构属性进行热致振动分析并取得了令人瞩目的研究成果，然而对基于不同可展机构构型的环形桁架热致振动分析却较少。

本文基于Bennett机构构建环形可展天线桁架，对其进行热-结构耦合分析。利用ANSYS软件对环形可展天线进行瞬态热分析，并将温度载荷映射到结构仿真进行瞬态动力学计算，对天线桁架进行热致振动预测，并与经典的对角线伸缩式环形可展天线桁架进行对比，为提高可展天线在太空环境下的稳定性提供一种新的思路。

1、Bennett替代构型环形天线桁架

1.1环形天线桁架结构

Bennett替代构型环形天线桁架三维模型如图1所示。

图1 Bennett替代构型环形天线桁架

通过改变空间过约束Bennett机构转动副与连杆关系，得到稳定的Bennett机构替代构型，然后以替代构型为基本单元，构建基本单元之间的过渡机构，实现单元之间的衔接和力矩的传递，从而构建出Bennett替代构型环形天线桁架。

1.2材料及空间环境属性

在进行热-结构耦合分析时，材料属性中的辐射吸收率和发射率这两个参数尤为重要。环形可展桁架主使用的材料为碳纤维材料，详细材料属性如表1所示。

当卫星工作于宇宙太空环境时，所受到的热载荷主要来自于太阳热辐射。因此空间热源的基本假设为：太阳辐射采用太阳常数1353W/m2；忽略卫星航天器对天线桁架热辐射和导热影响，并且不计其他行星的辐射；宇宙空间看作环境温度为3 K的绝对黑体。

2、空间热载荷分析

2.1太阳辐射

航天器在空间中飞行时会受到多种热源的影响，包括太阳辐射、地球辐射、其他星体辐射等。但是，太阳辐射是航天器最主要的热源之一也是对航天器结构温度影响最大的因素。在地球大气层外，太阳与地球的平均距离为一个天文单位。太阳常数是指太阳在单位时间内垂直照射到一个天文单位外的单位面积的全部辐射能。太阳辐射的强度随着距离的变化而发生变化，其具体计算方式为：

在式(1)中：q表示太阳的辐射强度，大小为3.826×1024W；平均距离d为一个天文单位时，太阳常数S=1353W/m2。太阳照射面所吸收的热载为：

式中：S表示太阳常数，α为表面吸收率，φ为入射方向与圆管法向量夹角。

2.2热辐射

热辐射是一种物体因温度而产生的电磁波辐射，由于电磁波的传输不需要任何介质，因此热辐射也是宇宙空间中唯一的传热方式。所有高于绝对零度的物体都会发射热辐射，根据斯蒂芬-玻尔兹曼定律，热辐射的强度与物体的温度的四次方成正比，可以写作：

式(3)中：ε表示物体在某一温度下的热辐射功率与相同温度下黑体的辐射功率的比值，T表示黑体的温度，σ为黑体的辐射常数5.67×10-8W/(m2·K4),A为辐射的表面积。

2.3热结构见解耦合计算方法

为了在进行结构有限元仿真计算时能够定义截面温度并完成热弯矩效应的仿真，需要考虑单元间的热载荷传递。本文采用SHELL131单元进行热力学计算和PIPE288单元进行结构计算。由于本文中天线桁架杆壁厚较小，暂不考虑厚度方向的热传导。首先对天线桁架结构进行瞬态热分析，并将分析结果传递给结构场进行耦合分析，通过确定SHELL131单元4个点的位置，然后进行瞬态热计算，将时间相关的载荷部分变化的温度与相应坐标关联保存。在进行结构计算时，可以通过施加温度载荷的方式来调用保存的温度信息，从而完成载荷传递。如图2所示。

表1 桁架材料属性

图2 单元节点温度

根据公式(4)，可以得到PIPE288单元截面的温度载荷，然后将这些载荷作为输入，对梁单元进行加载。在结构分析场中，使用PIPE288单元来获取管截面的线性温度变化，并在受到温度载荷作用下进行瞬态动力学计算。

3、环形天线桁架热致振动分析

3.1基本可展单元热致振动分析

以对角线伸缩式可展单元以及Bennett替代构型可展单元，分别建立其热结构耦合仿真的有限元分析模型，如下图3所示。将基本单元的左端上下两点施加固定约束，施加垂直于所在平面方向太阳热辐射，天线桁架材料均为碳纤维。

图3 基本可展单元有限元模型

表2 可展单元热致振动

由A点与B点的热这振动位移可以看出，B点最大振动位移小于A点最大振动位移，约相差0.28mm,Bennett替代构型可展单元振幅远小于对角伸缩式可展单元。

3.2环形天线桁架热-结构耦合分析

分别以对角线伸缩式可展单元与Bennett替代构型可展单元构建环形可展天线桁架有限元模型，如图5所示。对桁架端面方向施加太阳辐射热载荷，将桁架A、B点进行固定，分别探究两桁架I点与F点的热-结构耦合响应，I、F两特征点的热结构耦合响应位移如图6所示，振动位移结果如表3所示。

图4 基本可展单元振动响应

表3 可展桁架特征点热致振动位移

由I点与F点的热致振动位移可以看出，当太阳热辐射方向为Z轴负方向时，特征点F的最大振动位移小于特征点I，约相差0.25毫米。

3.3环形天线桁架模态分析

对环形天线桁架进行模态分析，从而得到结构动力响应特性，评估结构在热载荷下的安全性。两种环形天线桁架的仿真结果如表4、表5所示。

从仿真结果数据可以看出，由于环形天线桁架展开口径较大，天线桁架整体模态频率普遍较低，但Bennett替代机构环形天线桁架的6阶模态频率均大于对角线伸缩式环形天线桁架。

4、结语

卫星频繁进出地球阴影区时会受到太阳辐射的影响，热载荷使得卫星可展天线桁架容易产生热致振动。因此，本文通过Bennett替代构型构建环形天线桁架并和对角线伸缩式环形天线桁架进行对比。仿真结果表明，Bennett替代构型环形天线桁架在热载荷作用下热-结构耦合振幅小于对角伸缩式环形天线桁架，即Bennett替代构型环形天线桁架有良好的稳定性。

表4 对角线伸缩式环形天线桁架模态分析

表5 Bennett替代构型环形天线桁架模态分析

图5 环形天线桁架受太阳辐射作用方向

图6 环形可展天线桁架振动响应

参考文献:

[1]闵桂荣,郭舜.航天器热控制[M].北京:科学出版社,1985.

[2]闵桂荣.卫星热控制技术[M].北京:宇航出版社,1991.

[3]马远骋,李团结,唐雅琼,等.空间可展开结构热致振动分析方法研究综述[J].空间电子技术,2020,17(6):8-12.

[4]冯雨晴,马小飞,李洋.大型空间结构热致动态响应研究综述[J].空间电子技术,2020,17(6):13-21.

[5]郑士昆,宋燕平,赵将,等.大型环形桁架天线进出地影期热致振动特性研究[J].中国科学:物理学力学天文学,2017,47(10):73-80.

[6]张弛,董广明,赵发刚.航天器典型结构热致振动产生条件结构影响因素分析[J].噪声与振动控制,2020,40(5):33-38.

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