高轨星载天线热分析研究*

包 胜，王 超

(中国电子科技集团公司第二十九研究所， 四川 成都 610036)

高轨星载天线热分析研究*

包 胜，王 超

(中国电子科技集团公司第二十九研究所， 四川 成都 610036)

文中采用仿真与试验相结合的方法对小型高轨星载天线进行了热分析。首先，在相同的边界条件下，对天线进行了热仿真和热测试。结果对比表明，二者偏差较小，同时也验证了热仿真模型的可靠性。其次，采用热仿真方法研究了影响高轨星载天线静态温度的2个重要因素——太阳辐射角β及天线材料表面吸发比α/ε。相关结果可作为小型高轨星载天线开展无空间辐射的地面耐功率试验的重要依据，还可为天线热设计及热测试提供重要参考，可显著提高设计效率，减少反复，节约试验资源。

星载天线；热分析；太阳辐射角；吸发比

引 言

星载天线在太空中工作，不可避免地会受到太空环境的影响。随着卫星的运动，外露的天线将周期性地接受太阳和地球等天体的热辐射，往往要经历较大范围的高低温变化。例如，对孔径为1.27 m的抛物面反射器进行的温度测量发现，在太阳直射时天线最高温度可达137.8 ℃，而当卫星转到阴影区时，最低温度降到了-147.8 ℃[1]。因此，对星载外露天线进行热设计就显得十分重要。

目前国内有关星载天线热分析的研究工作开展较少。文献[2]提出了解决星载天线热分析问题的热优化设计方法，包括用于计算星载天线表面轨道外热流的蒙特卡洛法和用于计算星载天线太阳直接辐射的外热流的光线投影算法，相继开展了周边桁架式星载可展开天线、星载抛物面天线和某相控阵天线的在轨热-结构仿真分析，详细研究了天线表面吸收-发射比及比热容对星载天线热-结构稳定性的重要影响[3-7]。文献[8]～[10]开展了3 000 km轨道上运行的星载抛物面天线的热变形分析工作，总结出了地球红外辐射热流系数计算公式及一种分析反射器太阳辐射热流的方法，并指出支撑桁架的超静定结构可以有效约束天线整体热变形，但支撑桁架的受热变形可导致天线的不均匀变形。文献[11]采用有限元仿真分析的方法研究了某星载天线单元的热应力状态，针对天线单元中反射罩底板热应力远超材料许用应力的问题，从结构形式和材料选择方面提出了多种优化方案。综上所述，现有文献对星载天线的热分析工作大多集中于可展开天线、抛物面天线等大型天线，重点讨论了天线及其桁架的热变形，但对小型天线(如螺旋天线、喇叭天线等)的热分析比较匮乏，尤其是在全轨道角度工况下不同太阳辐射角β(β为太阳入射光线与受照射表面法线方向的夹角)、材料吸发比α/ε(α为太阳辐射吸收率，ε为红外发射率)对小型天线本身温度的影响未见公开报导，因此有必要针对小型天线开展详细的热分析工作。本文分3个部分对小型高轨星载天线进行了热分析。

1 仿真建模及试验验证

对地球轨道上的星载天线来说，空间辐射源主要是来自太阳和地球的辐射[12]，其热平衡关系如图1所示。

图1 天线热平衡示意图

总的能量平衡关系式如下：

Q1+Q2+Q3=Q4+Q5+Q6

式中：Q1为太阳直接辐射加热，测量表明，在太阳至地球平均距离处其辐射密度为1 300 ～ 1 400 W/m2，本文采用伽利略数据1 353 W/m2；Q2为地球反照加热，即太阳辐射进入地球被反射的能量，取全球平均反射率0.35；Q3为地球辐射加热，在热分析计算中，地球可等效为250 K绝对黑体；Q4为天线内热源，本文暂不考虑；Q5为天线传导/辐射放热，按傅立叶热传导/黑体辐射定律计算，宇宙空间背景按4 K黑体考虑；Q6为天线内能变化，本文仅计算稳态工况，不考虑该项。对于高轨道卫星，地球反照Q2、地球辐射Q3作用非常小，两者之和不超过10 W/m2[8]，因此在本文的仿真及试验工况下忽略Q2和Q3的影响。综上所述，在本文的仿真及试验中，小型高轨道星载天线的空间辐射源仅考虑太阳辐射Q1的影响。

为验证仿真模型的可靠性，本文开展了试验对比工作。在低温真空罐中对天线产品进行太阳光照试验，测试某型高轨道卫星天线不同监测点的温度，并与仿真结果进行对比。试验方案如图2所示，采用液氮对真空罐进行冷却，使罐体背景温度稳定在-150 ℃。

图2 某型高轨天线太阳光照热平衡试验示意图

为便于对比，建立的仿真模型中所有热边界条件与试验条件保持一致，即：

1)太阳辐射常数为1 353 W/m2，太阳辐射角β均取45°；

2)不考虑地球反照与地球辐射；

3)背景黑体温度取-150 ℃，即123.2 K；

4)仿真工况与试验工况均为稳态结果；

5)温度对比检测点一致；

6)所有材料特性、安装状态一致。

仿真及试验结果见表1和图3。由结果可知，仿真结果与试验结果的最大偏差不超过6 ℃，仿真模型有效。

表1某型高轨天线太阳光照热平衡仿真及试验结果℃

测点仿真结果试验结果偏差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

图3 太阳光照热平衡试验测点温度变化曲线

2 热分析研究

2.1太阳辐射角β影响特性

为研究全轨道角度工况(不同太阳辐射角β)下小型高轨天线的极限温度水平，本文基于第1部分中所建立的仿真模型进行不同太阳辐射角工况下的稳态热仿真分析。

仿真过程中引入了卫星表面反射的影响，表面材料为F46二次表面镜，太阳辐射吸收率为0.18，红外发射率为0.66。仿真中，天线材料为铍青铜，表面采用镀金处理，太阳辐射吸收率为0.15，发射率为0.02，模型如图4所示。

图4 某小型高轨天线在轨工况稳态热分析模型示意图

在太阳辐射角β=150°工况下，某小型高轨天线的温度场如图5所示。从图5可知，当太阳辐射角β=150°时，天线最低温度达到-94.6 ℃。不同太阳辐射角工况下的天线最高温度值如图6所示。从图6可知，当太阳辐射角β为45°～60°时，高轨天线温度达到极大值119.6 ℃；当太阳辐射角β大于90°时，天线处于阴影区，整体温度水平骤降。

图5 太阳辐射角β=150°工况下的天线温度场

图6 不同太阳辐射角工况下的天线最高温度值

由以上结果分析可知：1)制造天线的材料所允许的范围必须能涵盖以上最大值(119.6 ℃)和最小值(-94.6 ℃)，并预留一定余量；2)在对该小型高轨星载天线开展无空间辐射的地面耐功率试验时，试验条件必须能涵盖以上最大值(119.6 ℃)和最小值(-94.6 ℃)，并预留一定余量。

2.2表面吸发比α/ε影响特性

为支撑天线材料选型，提高天线热设计效率，本文研究了不同天线材料表面(吸发比不同)对小型高轨天线温度的影响。各工况下天线材料表面吸发比α/ε特性见表2，其中太阳辐射角β取45°。

表2 不同天线材料吸发比α/ε特性

在不同天线材料工况下，某小型高轨天线的最高温度见表3。由表3可知，随着表面吸发比的增大，天线最高温度呈增大趋势。进一步分析发现，当吸发比大于5时，随着吸发比继续增大，天线的最高温度变化不明显。

表3 不同天线材料工况下天线的最高温度

由以上结果分析可知，在不影响电气性能的前提下，对小型天线表面进行喷砂或砂面处理，可明显降低材料表面吸发比，从而降低天线在空间辐射条件下的温度。该结果可作为天线热设计的重要参考。

3 结束语

本文以小型高轨星载天线为研究对象，通过对比热仿真模型的仿真结果与试验结果，验证了仿真模型的有效性。在此基础上，研究了全轨道工况下不同太阳辐射角β和不同天线材料表面吸发比α/ε对天线温度的影响。主要结论有：

1) 在30°～150°范围内，太阳辐射角β为45°～60°时，小型高轨天线温度达到极大值119.6 ℃；当β= 150°时，天线最低温度达到极小值-94.6 ℃。该结果可作为天线材料选取及天线开展无空间辐射的地面耐功率试验的重要依据。

2) 在不影响电气性能的前提下，对小型天线表面进行喷砂或砂面处理，可明显降低材料表面吸发比，从而降低天线在空间辐射条件下的温度。该结果可为天线热设计提供重要参考。

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包 胜(1987-)，男，工程师，主要从事电子设备热管理与结构设计工作。

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