包 勝，王 超

(中國電子科技集團(tuán)公司第二十九研究所， 四川 成都 610036)

高軌星載天線熱分析研究*

包 勝，王 超

(中國電子科技集團(tuán)公司第二十九研究所， 四川 成都 610036)

文中采用仿真與試驗(yàn)相結(jié)合的方法對(duì)小型高軌星載天線進(jìn)行了熱分析。首先，在相同的邊界條件下，對(duì)天線進(jìn)行了熱仿真和熱測試。結(jié)果對(duì)比表明，二者偏差較小，同時(shí)也驗(yàn)證了熱仿真模型的可靠性。其次，采用熱仿真方法研究了影響高軌星載天線靜態(tài)溫度的2個(gè)重要因素——太陽輻射角β及天線材料表面吸發(fā)比α/ε。相關(guān)結(jié)果可作為小型高軌星載天線開展無空間輻射的地面耐功率試驗(yàn)的重要依據(jù)，還可為天線熱設(shè)計(jì)及熱測試提供重要參考，可顯著提高設(shè)計(jì)效率，減少反復(fù)，節(jié)約試驗(yàn)資源。

星載天線；熱分析；太陽輻射角；吸發(fā)比

引 言

星載天線在太空中工作，不可避免地會(huì)受到太空環(huán)境的影響。隨著衛(wèi)星的運(yùn)動(dòng)，外露的天線將周期性地接受太陽和地球等天體的熱輻射，往往要經(jīng)歷較大范圍的高低溫變化。例如，對(duì)孔徑為1.27 m的拋物面反射器進(jìn)行的溫度測量發(fā)現(xiàn)，在太陽直射時(shí)天線最高溫度可達(dá)137.8 ℃，而當(dāng)衛(wèi)星轉(zhuǎn)到陰影區(qū)時(shí)，最低溫度降到了-147.8 ℃[1]。因此，對(duì)星載外露天線進(jìn)行熱設(shè)計(jì)就顯得十分重要。

目前國內(nèi)有關(guān)星載天線熱分析的研究工作開展較少。文獻(xiàn)[2]提出了解決星載天線熱分析問題的熱優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，包括用于計(jì)算星載天線表面軌道外熱流的蒙特卡洛法和用于計(jì)算星載天線太陽直接輻射的外熱流的光線投影算法，相繼開展了周邊桁架式星載可展開天線、星載拋物面天線和某相控陣天線的在軌熱-結(jié)構(gòu)仿真分析，詳細(xì)研究了天線表面吸收-發(fā)射比及比熱容對(duì)星載天線熱-結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性的重要影響[3-7]。文獻(xiàn)[8]～[10]開展了3 000 km軌道上運(yùn)行的星載拋物面天線的熱變形分析工作，總結(jié)出了地球紅外輻射熱流系數(shù)計(jì)算公式及一種分析反射器太陽輻射熱流的方法，并指出支撐桁架的超靜定結(jié)構(gòu)可以有效約束天線整體熱變形，但支撐桁架的受熱變形可導(dǎo)致天線的不均勻變形。文獻(xiàn)[11]采用有限元仿真分析的方法研究了某星載天線單元的熱應(yīng)力狀態(tài)，針對(duì)天線單元中反射罩底板熱應(yīng)力遠(yuǎn)超材料許用應(yīng)力的問題，從結(jié)構(gòu)形式和材料選擇方面提出了多種優(yōu)化方案。綜上所述，現(xiàn)有文獻(xiàn)對(duì)星載天線的熱分析工作大多集中于可展開天線、拋物面天線等大型天線，重點(diǎn)討論了天線及其桁架的熱變形，但對(duì)小型天線(如螺旋天線、喇叭天線等)的熱分析比較匱乏，尤其是在全軌道角度工況下不同太陽輻射角β(β為太陽入射光線與受照射表面法線方向的夾角)、材料吸發(fā)比α/ε(α為太陽輻射吸收率，ε為紅外發(fā)射率)對(duì)小型天線本身溫度的影響未見公開報(bào)導(dǎo)，因此有必要針對(duì)小型天線開展詳細(xì)的熱分析工作。本文分3個(gè)部分對(duì)小型高軌星載天線進(jìn)行了熱分析。

1 仿真建模及試驗(yàn)驗(yàn)證

對(duì)地球軌道上的星載天線來說，空間輻射源主要是來自太陽和地球的輻射[12]，其熱平衡關(guān)系如圖1所示。

圖1 天線熱平衡示意圖

總的能量平衡關(guān)系式如下：

Q1+Q2+Q3=Q4+Q5+Q6

式中：Q1為太陽直接輻射加熱，測量表明，在太陽至地球平均距離處其輻射密度為1 300 ～ 1 400 W/m2，本文采用伽利略數(shù)據(jù)1 353 W/m2；Q2為地球反照加熱，即太陽輻射進(jìn)入地球被反射的能量，取全球平均反射率0.35；Q3為地球輻射加熱，在熱分析計(jì)算中，地球可等效為250 K絕對(duì)黑體；Q4為天線內(nèi)熱源，本文暫不考慮；Q5為天線傳導(dǎo)/輻射放熱，按傅立葉熱傳導(dǎo)/黑體輻射定律計(jì)算，宇宙空間背景按4 K黑體考慮；Q6為天線內(nèi)能變化，本文僅計(jì)算穩(wěn)態(tài)工況，不考慮該項(xiàng)。對(duì)于高軌道衛(wèi)星，地球反照Q2、地球輻射Q3作用非常小，兩者之和不超過10 W/m2[8]，因此在本文的仿真及試驗(yàn)工況下忽略Q2和Q3的影響。綜上所述，在本文的仿真及試驗(yàn)中，小型高軌道星載天線的空間輻射源僅考慮太陽輻射Q1的影響。

為驗(yàn)證仿真模型的可靠性，本文開展了試驗(yàn)對(duì)比工作。在低溫真空罐中對(duì)天線產(chǎn)品進(jìn)行太陽光照試驗(yàn)，測試某型高軌道衛(wèi)星天線不同監(jiān)測點(diǎn)的溫度，并與仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。試驗(yàn)方案如圖2所示，采用液氮對(duì)真空罐進(jìn)行冷卻，使罐體背景溫度穩(wěn)定在-150 ℃。

圖2 某型高軌天線太陽光照熱平衡試驗(yàn)示意圖

為便于對(duì)比，建立的仿真模型中所有熱邊界條件與試驗(yàn)條件保持一致，即：

1)太陽輻射常數(shù)為1 353 W/m2，太陽輻射角β均取45°；

2)不考慮地球反照與地球輻射；

3)背景黑體溫度取-150 ℃，即123.2 K；

4)仿真工況與試驗(yàn)工況均為穩(wěn)態(tài)結(jié)果；

5)溫度對(duì)比檢測點(diǎn)一致；

6)所有材料特性、安裝狀態(tài)一致。

仿真及試驗(yàn)結(jié)果見表1和圖3。由結(jié)果可知，仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的最大偏差不超過6 ℃，仿真模型有效。

表1某型高軌天線太陽光照熱平衡仿真及試驗(yàn)結(jié)果℃

測點(diǎn)仿真結(jié)果試驗(yàn)結(jié)果偏差1-13.8-12.7-1.1218.716.52.239.09.5-0.547.79.9-2.2518.112.16.06-17.5-17.8-0.37-14.8-14.7-0.1

圖3 太陽光照熱平衡試驗(yàn)測點(diǎn)溫度變化曲線

2 熱分析研究

2.1太陽輻射角β影響特性

為研究全軌道角度工況(不同太陽輻射角β)下小型高軌天線的極限溫度水平，本文基于第1部分中所建立的仿真模型進(jìn)行不同太陽輻射角工況下的穩(wěn)態(tài)熱仿真分析。

仿真過程中引入了衛(wèi)星表面反射的影響，表面材料為F46二次表面鏡，太陽輻射吸收率為0.18，紅外發(fā)射率為0.66。仿真中，天線材料為鈹青銅，表面采用鍍金處理，太陽輻射吸收率為0.15，發(fā)射率為0.02，模型如圖4所示。

圖4 某小型高軌天線在軌工況穩(wěn)態(tài)熱分析模型示意圖

在太陽輻射角β=150°工況下，某小型高軌天線的溫度場如圖5所示。從圖5可知，當(dāng)太陽輻射角β=150°時(shí)，天線最低溫度達(dá)到-94.6 ℃。不同太陽輻射角工況下的天線最高溫度值如圖6所示。從圖6可知，當(dāng)太陽輻射角β為45°～60°時(shí)，高軌天線溫度達(dá)到極大值119.6 ℃；當(dāng)太陽輻射角β大于90°時(shí)，天線處于陰影區(qū)，整體溫度水平驟降。

圖5 太陽輻射角β=150°工況下的天線溫度場

圖6 不同太陽輻射角工況下的天線最高溫度值

由以上結(jié)果分析可知：1)制造天線的材料所允許的范圍必須能涵蓋以上最大值(119.6 ℃)和最小值(-94.6 ℃)，并預(yù)留一定余量；2)在對(duì)該小型高軌星載天線開展無空間輻射的地面耐功率試驗(yàn)時(shí)，試驗(yàn)條件必須能涵蓋以上最大值(119.6 ℃)和最小值(-94.6 ℃)，并預(yù)留一定余量。

2.2表面吸發(fā)比α/ε影響特性

為支撐天線材料選型，提高天線熱設(shè)計(jì)效率，本文研究了不同天線材料表面(吸發(fā)比不同)對(duì)小型高軌天線溫度的影響。各工況下天線材料表面吸發(fā)比α/ε特性見表2，其中太陽輻射角β取45°。

表2 不同天線材料吸發(fā)比α/ε特性

在不同天線材料工況下，某小型高軌天線的最高溫度見表3。由表3可知，隨著表面吸發(fā)比的增大，天線最高溫度呈增大趨勢(shì)。進(jìn)一步分析發(fā)現(xiàn)，當(dāng)吸發(fā)比大于5時(shí)，隨著吸發(fā)比繼續(xù)增大，天線的最高溫度變化不明顯。

表3 不同天線材料工況下天線的最高溫度

由以上結(jié)果分析可知，在不影響電氣性能的前提下，對(duì)小型天線表面進(jìn)行噴砂或砂面處理，可明顯降低材料表面吸發(fā)比，從而降低天線在空間輻射條件下的溫度。該結(jié)果可作為天線熱設(shè)計(jì)的重要參考。

3 結(jié)束語

本文以小型高軌星載天線為研究對(duì)象，通過對(duì)比熱仿真模型的仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果，驗(yàn)證了仿真模型的有效性。在此基礎(chǔ)上，研究了全軌道工況下不同太陽輻射角β和不同天線材料表面吸發(fā)比α/ε對(duì)天線溫度的影響。主要結(jié)論有：

1) 在30°～150°范圍內(nèi)，太陽輻射角β為45°～60°時(shí)，小型高軌天線溫度達(dá)到極大值119.6 ℃；當(dāng)β= 150°時(shí)，天線最低溫度達(dá)到極小值-94.6 ℃。該結(jié)果可作為天線材料選取及天線開展無空間輻射的地面耐功率試驗(yàn)的重要依據(jù)。

2) 在不影響電氣性能的前提下，對(duì)小型天線表面進(jìn)行噴砂或砂面處理，可明顯降低材料表面吸發(fā)比，從而降低天線在空間輻射條件下的溫度。該結(jié)果可為天線熱設(shè)計(jì)提供重要參考。

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包 勝(1987-)，男，工程師，主要從事電子設(shè)備熱管理與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)工作。

ThermalAnalysisofHigh-orbitSpace-borneAntenna

BAOSheng，WANGChao

(The29thResearchInstituteofCETC,Chengdu610036,China)

Detailed thermal analysis of the small high-orbit space-borne antenna has been conducted by simulation and experimentation in this paper. First of all, the simulation and experimentation of the antenna are carried out under the same conditions. The comparison of the simulation and experimentation results show that their difference is very small, which verifies the reliability of the simulation model. Then, two important factors affecting the static temperature of the antenna (the solar incidence angleβand the rate of solar absorption to emissivityα/ε) are studied. The corresponding results can be used as the important basis of the tolerable power experiment without space radiation of the high-orbit space-borne antenna and can also provide important reference for the thermal design and thermal test, which can significantly improve the design efficiency, save much design time and test resources.

space-borne antenna; thermal analysis; solar incidence angle; rate of solar absorption to emissivity

2017-02-16

TN82

A

1008-5300(2017)04-0035-03