大口径网面空间可展开天线结构撞击动力响应研究

在轨运行的大口径空间可展开天线可能会遭遇空间碎片的高速撞击,这严重威胁了星载天线的安全服役。为研究空间网面可展天线支承结构及抛物面索网在高速撞击时的动力响应,选用ANSYS/AUTODYN有限元软件,建立大口径空间网面可展开天线动力学撞击仿真模型,模拟天线展开锁定时遭遇2.5 mm～7.5 mm的空间碎片撞击的全过程动力响应。考虑1.0 km/s～15.0 km/s的撞击速度和不同撞击位置工况下,天线结构的整体动力响应、关键杆件及抛物面索网损伤状态以及结构整体变形性能。结果表明：空间可展天线结构受微小空间碎片撞击的结构响应过程可分为局部振动、拉索约束以及整体振动三个阶段,撞击点越靠近天线形心,结构响应越明显,结构的平均变形越大;随着撞击速度增大,可展天线的结构平均变形表现为先增加后减小趋势,当撞击速度大于12.5 km/s时,天线受撞击的影响区域逐渐缩小;空间可展天线受微小空间碎片高速撞击时整体形面变形不可忽视,可为后续天线结构防护及易损性分析提供参考。     

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。     

星载薄膜天线人形杆单侧驱动机构设计与试验研究

面向星载大口径薄膜天线在轨展开需求,开展高型面精度、大口径、轻量化和大折展比的空间薄膜天线人形杆折展机构创新设计及其动力学特性研究.提出一种带有径向预紧的人形杆单侧驱动机构,通过一个电机同时驱动滚筒和丝杠运动,当人形杆完全展开时径向预紧机构得到触发,实现人形杆根部的夹紧,从而提高整个薄膜天线展开状态的刚度和型面精度.对...     

热流温度场下功能梯度板的热问题研究

功能梯度材料因其内部组分沿着空间位置连续变化,能有效缓解热应力集中等现象,在高超音速飞行器的热防护系统设计中具有良好的应用前景.以金属-陶瓷功能梯度板为研究对象,探讨在不同热环境下功能梯度板热传导、热变形和热应力的变化规律.首先,基于功能梯度材料的幂律分布模型,分析了线性温度场、正弦温度场、热流温度场和非线性温度场四种...     

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。     

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。     

二维A11100／Ti-6Al-4V／SiC FGM板瞬态热传导问题

引入二维A11100／Ti-6A1—4V／SiCFGM结构进行研究,根据热传导理论,从计算传热学的角度,研究第一类加热边界条件下FGM板瞬态温度场问题的有限元算法。采用变分有限元法和有限差分法推导出瞬态热传导有限元基本方程。应用有限元方法,编写计算程序,通过数值计算和分析,研究采用二维Alll00／Ti-6A1-4V／SiCFGM的热力学物性参数时二维FGM金属／金属／陶瓷平板在第一类加热边界条件下瞬态温度场随mx的变化规律．。     

梯度复合材料热传导分析的梯度单元法

给出了一种适用于梯度复合材料热传导分析的梯度单元, 采用细观力学方法描述材料变化的热物理属性, 通过线性插值和高阶插值温度场分别给出了4节点和8节点梯度单元随空间位置变化的热传导刚度矩阵。推导了在温度梯度载荷和热流密度载荷作用下, 矩形梯度板的稳态温度场和热通量场精确解。基于该精确解对比了连续梯度模型和传统的离散梯度模型的热传导有限元计算结果, 验证了梯度单元的有效性, 并讨论了相关参数对梯度单元的影响。结果表明, 梯度单元和均匀单元得到的温度场基本一致; 当热载荷垂直于材料梯度方向时, 梯度单元能够给出更加精确的局部热通量场; 当热载荷平行于材料梯度方向时, 4节点梯度单元性能恶化, 8节点梯度单元和均匀单元的计算结果与精确解吻合很好。     

计入热梯度的圆环结构热致振动分析

大型空间可展开结构通常是由梁、环等组成的周期性连续体结构,当进出地球阴影时受到热冲击而导致热致结构振动。针对支撑天线反射面的环形桁架结构,基于等效的空间圆环力学模型研究热致振动问题。建立热-结构耦合作用模型,采用加权余量法获得近似解。通过Routh-Hurwitz判据,获得太阳辐射引起的热致振动稳定域。采用Fourier温度单元与结构有限元结合的方法对圆环的热冲击响应进行了数值仿真和验证。     

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.     

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。      

考虑弹性变形的可展杆系结构展开分析

为了保证空间可展结构可靠运行,在展开过程分析中需同时考虑机构运动和弹性变形。首先建立可展杆系结构展开分析的基础方程式,然后基于广义逆矩阵的理论提出了空间可展杆系结构机构运动与弹性变形的混合分析新方法,解决了机构运动与弹性变形的耦合问题,取得了较好的展开分析精度。与传统的柔性多体动力学方法相比,其优点是建模简单,能够有效地跟踪大型可展杆系结构的复杂运动。编制了仿真程序进行了算例分析,验证了分析方法的有效性。     

A study of the thermal behaviour of carbon fibre-reinforced thermoplastic structures in geosynchronous equatorial orbit

A detailed examination has been undertaken of the thermal response of a carbon fibre composite tubular truss member during passage through the earth's umbral region in geosynchronous earth orbit (GEO), using finite difference (FD) and finite element (FE) techniques. Results from this analysis have then been used in a second FD and FE analysis of the thermal behaviour in GEO of a carbon fibre composite space structure, comprising a tetrahedral truss of 21 tubular members connected at nine cluster node joints. From these analyses it has been possible to determine the temperature distributions in the structures in orbit and it is found that the most severe thermal loading conditions are established on exit from the earth's shadow in each orbit. Parametric studies indicate that a material tailored for use in an orbital environment should possess large heat capacity and thermal conductivity, coupled with low surface absorptivity and large surface emissivity, and have near-zero coefficient of thermal expansion across the operating temperature range of the spacecraft.     

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。     

上海65 m射电望远镜太阳辐射作用分析

利用 ANSYS 热分析模块分别对天线主副反射面板结构和天线的杆系结构建立有限元模型, 计算夏季7月15 日晴天无云这一最不利气候之一的天气各时刻的空气对流换热、太阳辐射、环境长波辐射换热以及阴影遮挡等各种边界条件, 研究分析了主面板、副面板在日照作用下的温度场分布, 特别是由于主面板反射太阳辐射热量并聚焦于副面板从而使副面板温度剧增的“太阳灶”现象;同时为获取天线结构在日照下指向误差变化规律, 还对天线杆系结构进行了日照非均匀热变形分析, 给出日照下主反射面型面精度随时间的变化规律。结果表明:主副面板之间存在的“太阳灶”效应使的副面板最高温度达135℃, 由于日照非均匀温度场的作用, 杆系结构中最大温差达到10.8℃。太阳照射引起的阴阳面造成主反射面不均匀热变形, 在俯仰角90°工况下导致RMS(反射面表面各点误差平方和均方根)最大增加0.35mm。这些数据为下一步结构的施工、传感器的布设以及局部温度控制措施提供了参考信息。     

Microscopic damage behavior in carbon fiber reinforced plastic laminates for a high accuracy antenna in a satellite under cyclic thermal loading

For a high accuracy antenna in next radio astronomy satellite, a candidate material is carbon fiber reinforced plastics (CFRP), because negative longitudinal coefficient of thermal expansion (CTE) for unidirectional CFRP enables a laminate with 0 CTE through appropriate laminate design. This enables high structural accuracy under large temperature fluctuation like space. On the other hand, when the laminate is subjected to thermal cycles, cyclic thermal stress occurs and causes microscopic damages. In this study, we characterized damage progress in CFRP laminates and resultant variation in mechanical properties under cyclic thermal loading. Three types of matrices, such as polycyanate ester, polyimide and epoxy resin were used to prepare CFRP laminates. Specimens were subjected to thermal cycles from ?197°C to 120°C. The test was periodically stopped for surface observation and flexural loading. Transverse cracks in 90° plies accumulated with thermal cycles, whereas flexural modulus remained constant. We also numerically evaluated temperature gradient and resultant thermal stress distribution during cooling by finite element analysis. The result indicates higher transverse stress appeared in the surface of the specimen and saturated to constant value which corresponded with the value calculated based on classical lamination theory.     

高精度碳纤维增强树脂复合材料夹层天线面板热变形影响参数仿真与实验

为满足亚毫米波、太赫兹波段等高频天线反射面的应用需求,采用附加树脂修型技术制得1米级、面形精度优于10 μm均方差(RMS)的碳纤维增强树脂(CFRP)复合材料天线面板。主要开展了针对高精度CFRP复合材料面板在极端低温环境下的热变形机制研究。根据基础材料性能测试数据,建立面板的有限元仿真模型,预测大温差工况下多结构参数面板的热变形残差,分析了影响面板热变形特性的主要因素。比较了铝蜂窝和碳管阵列夹芯两种面板结构热变形特性的差异。结果表明,碳管夹芯结构面板具备更高的比刚度和热稳定性。通过仿真结构优化给出了面板的结构设计参数,并重新试制了原型面板。采用基于高精度数字摄影测量的实验方法,对铝蜂窝和碳管阵列两种夹芯结构原型面板在低温环境下的热变形误差进行了测量,通过分析实验与仿真结果的误差来源,讨论了有限元预测方法的可行性,给出了针对高精度CFRP复合材料面板设计及工艺方法的指导意见。