Ka频段星载收发一体化相控阵天线结构设计

张济良,董培松,肖 松

(中国电子科技集团公司第五十四研究所,河北 石家庄 050081)

0 引言

随着航天技术的发展,对星载天线提出了越来越高的要求,相控阵天线由于兼具口径大、高增益、多波束以及等效重量轻等特点逐渐得到广泛应用。但由于星载相控阵天线工作过程和环境的特殊性,从卫星发射、入轨到运行期间会经历多种力学环境的影响[1]。

文献报道中对相控阵天线结构的研究,多集中在地面、车载、机载等载体平台[2-4],这些平台上的相控阵天线频段低、结构设计相对稀疏,同时平台的载荷激励通常持续时间长、幅值小,因此现有平台相控阵天线的设计,对星载相控阵特别是高频段星载相控阵的结构设计不能提供有效指导。为此,本文以某Ka频段星载收发一体化相控阵天线为例,提出了一种结构紧凑的箱体类结构框架设计,并对该结构进行了强度校核,完成了相关环境试验。

1 结构设计

1.1 系统设计

某Ka频段星载收发一体化相控阵天线同时具备接收与发射功能,其内部集成多个模块,主要包括天线阵列、射频模块、综合信息处理单元、结构支撑等,系统组成如图1所示。这些模块既需要电气连接又需要结构互联,同时还要实现功能,具备高可靠性以及对空间环境的适应能力,需综合考虑各方面因素进行一体化设计[5]。

图1 某Ka频段星载收发一体化相控阵天线系统组成

针对Ka频段星载收发一体化相控阵天线的任务需求,通过优化各模块的整体布局,提出了一种结构紧凑的箱体类相控阵天线结构,其底部以综合信息处理单元作为整体结构支撑,上部通过铝合金侧板围成屏蔽箱体,通过内部模块与箱体结构的连接,进一步加强整体结构刚度。

1.2 天线阵列设计

天线阵列位于整个箱体结构的顶部,共包含接收、发射两种阵面,天线均采用振子天线形式。由于天线阵列与射频模块之间设计采用垂直盲插结构,为了保证电气连接的可实现性与对插精度,采取了以下措施:

1)天线采用分条加工的方式,单条天线集成多个振子天线,其外部腔体一体加工成型以保证加工精度。

2)天线与组件之间通过SMP接头进行电气连接,利用SMP接头的安装容差,使得在存在一定误差的情况下,仍能保证对插精度。

3)对装配尺寸链进行合理计算,保证SMP接头能够有效电连接的同时便于加工,根据工程经验,各部分尺寸公差分配如图2所示时,能够有效地控制SMP接头安装位置公差。

图2 天线装配位置尺寸链分配

1.3 射频模块设计

射频模块根据功能分为接收射频模块、发射射频模块。接收射频模块中接收组件采用异型设计的方式,对组件上没有电气功能的部分做减重处理,组件下方设有射频接口,“刀口”位置设置低频插座,两个侧面设计安装接口。接收馈电网络与每个组件均有射频接口相连,安装时将有源射频组件逐个与馈电网络进行连接,通过螺钉将有源射频组件与馈电网络连接为一个整体。由于接收组件宽度方向尺寸较小,为了使侧板不出现弯折影响散热,接收组件与侧板之间增加过渡板。

发射射频模块中发射组件采用“背靠背”的安装形式,两个组件作为一组通过螺钉固定在中间的夹板上,其中夹板上设计定位凸台,组件对应位置设置凹槽,通过凸台与凹槽的配合,保证组件与中间夹板定位准确,方便后续装配。对组件上没有电气功能的部分做减重处理,组件下方设有射频接口,“刀口”位置设置低频插座,将每组组件逐个与馈电网络相连,并通过螺钉与组件连接为一体。

由于射频模块与箱体直接相连,在实现电气功能的同时,结构上可以将射频模块视作“肋板”,通过肋板的加强作用,提高结构整体的可靠性。

1.4 综合信息处理单元设计

综合信息处理单元内部集成波控板与电源,采用一体化设计的方式避免重量的冗余增加。波控板固定在综合信息处理单元上部,为了充分利用有限空间,接收、发射波控板采用异型整体布板的设计方法一体设计,结构上通过多个安装孔进行均匀固定,以保证波控板受力均匀,组件与波控板之间采用电缆组件连接的方式,对振动、冲击有较强的耐受力,可增加系统的可靠性。电源模块重量较大,在设计时将电源模块布置在综合信息处理单元底部,以降低结构重心,增加结构的稳定性。

由于综合信息处理单元作为整个相控阵天线的底座,其强度、刚度对整机影响较大,因此通过优化结构设计,在综合信息处理单元侧壁位置合理设置筋板以提高整体强度。与平台直接连接的法兰接口位置,为了使其均匀受力将其连接为整体,并在每个固定孔周围增加三角肋板,以避免在安装孔附近出现应力集中现象。

2 有限元仿真分析

2.1 有限元模型的建立

某Ka频段星载收发一体化相控阵天线所受力学试验条件如下:

1)加速度试验,纵向10 g,横向3 g,保持时间5 min。

2)正弦振动试验,5～16 Hz位移17.58 mm(0-P),16～100 Hz加速度18 g,扫描速率1 oct/min。

3)随机振动试验,20～100 Hz按+3 dB/oct增加,100～600 Hz功率谱密度为0.3 g2/Hz,600～2 000 Hz按-9 dB/oct衰减,总均方根值15.7 g,保持4 min。

在结构设计时需要保证其力学性能,使其符合星载环境对设备的静力学、动力学要求。在工程应用时,可对结构进行空间上的离散,建立有限元基本方程如下:

(1)

采用通用有限元软件进行仿真分析,为提高仿真效率,去除对仿真结果影响不大的细小结构,得到简化模型。将简化模型导入仿真软件中,对需要连接的部分采用Beam梁单元连接以模拟真实的螺钉连接结构,划分网格后设置对应激励,建立有限元模型进行求解。

2.2 加速度分析

加速度分析主要验证在过载情况下结构强度是否满足要求,提取分析结果,得到三个方向天线结构的应力云图如图3所示,最大应力出现在法兰位置为17 MPa。

图3 加速度分析应力云图

2.3 模态分析

在进行动力学分析之前,需要先进行模态分析得到固有频率和振型[7]。采用Block Lanczos法来提取模态分析结果,本分析中共提取了30阶模态,以保证结构在之后的动力学仿真中具有足够的参与质量系数,其中前6阶固有频率见表1。

表1 前6阶固有频率

2.4 正弦振动分析

在模态分析的基础上,对结构进行正弦振动分析,结合以往仿真经验阻尼比常数设置为0.04,在正弦振动激励下,得到三个方向天线结构的应力云图如图4所示,最大应力出现在法兰位置为30 MPa。

图4 正弦振动分析应力云图

2.5 随机振动分析

进一步进行随机振动分析,得到三个方向天线结构的3σ应力云图如图5所示,最大应力为出现在法兰位置为183 MPa。

图5 随机振动分析应力云图

2.6 仿真结果

在上述激励下,星载相控阵天线结构的安全裕度应大于0,其中安全裕度计算公式为:

(2)

式中:M.S为安全裕度;σb为材料的极限强度;f为安全系数,取1.5[8]。

综合加速度、正弦振动以及随机振动分析结果可知,最大应力均出现在法兰位置,该位置材料为铝合金7075,许用应力为450 MPa。在加速度过载以及正弦振动激励下,最大应力分别为12 MPa、30 MPa,远小于材料的许用应力,满足使用要求。在随机振动载荷激励下,最大应力为183 MPa,安全裕度M.S为0.6>0,具有足够的安全裕量。

3 环境试验验证

为了进一步校验结构设计的正确性,暴露潜在的设计缺陷,按照环境试验要求完成相关力学试验。在加速度试验前、后进行电性能测试,在正弦振动试验、随机振动试验前、后增加特征级扫频以及电性能测试。以随机振动试验前、后特征级扫频结果为例,其特征级扫频曲线分别如图6、图7所示,可以看出试验前、后曲线趋势、峰值位置基本一致。

图6 随机振动试验前特征级扫频曲线 图7 随机振动试验后特征级扫频曲线

对试验前、后外观、特征级扫频曲线、电性能测试分别进行对比,经比对试验前、后外观无明显损伤、电性能无明显变化,正弦振动试验、随机振动试验前、后特征级扫频曲线基本吻合,结构设计满足使用要求。

4 结束语

以某Ka频段收发一体化星载相控阵天线为例,详细介绍了一种结构紧凑的箱体类相控阵天线结构设计,并进行了加速度、正弦振动以及随机振动有限元仿真分析,结果表明相控阵天线具有足够的安全裕量。环境试验进一步验证了结构设计的正确性,目前相控阵天线已顺利入轨,各项指标均满足设计要求。该星载收发一体化相控阵天线的结构设计与分析过程对同类型天线结构设计具有参考意义。