圆锥扫描辐射计天线装置的热分析

论文摘要

卫星在空间轨道运行时,位置和姿态的变化会引起卫星所吸收的外热流发生变化。天线展开机构是卫星能否正常工作的关键部件,为使卫星能正常工作要求展开机构结构稳定,在温度变化范围内要求变形满足要求。模拟太空环境以实验方式进行热分析将消耗巨资,因此应用软件进行热分析非常必要。卫星所吸收的外热流取决于卫星在空间的姿态,卫星姿态是空间和时间的函数,姿态变化可以用轨道参数描述。本文根据航天理论计算了与热分析有关的轨道参数,同时计算了处于不同工况下,展开机构各表面所吸收的空间外热流,热流包括:太阳辐射、地球红外辐射和地球返照辐射。卫星运行时会经过地球阴影区域,在阴影区域运行的卫星所吸收热流将骤减,剧变的热流将引起卫星各表面温度骤变。因此,计算卫星进入阴影的时间以及在阴影中运行的时间非常重要,本文通过编写程序计算了卫星进、出地影以及在地影运行时间。热控涂层的选择对热分析结果起决定作用,本文通过多次试算表明选择不同涂层对热分析结果的影响,同时根据试算结果选择出满足工作条件要求的涂层。应用ANSYS软件计算两套展开机构不同姿态、不同工况下的温度场。从温度分布的角度比较了两套方案的优略,并将计算结果用于后续热变形分析。将求解的温度场结果以载荷的形式施加在有限元模型上,应用ANSYS软件计算了因温度引起的热变形。并对两套机构的变形结果进行比较,从而提出从变形角度考虑的两套机构的优略。计算结果为机构设计提供了依据。

论文目录

• 提要
• 第一章 绪论
• 1.1 课题的来源和主要研究内容
• 1.1.1 课题的来源
• 1.1.2 课题热分析部分的主要研究内容
• 1.2 空间可展开机构的国内外发展现状
• 1.3 卫星热分析必要性
• 1.3.1 卫星的工作环境
• 1.3.2 历史上因热问题不能正常工作卫星实例
• 1.4 热分析发展现状
• 1.5 热分析方法
• 1.5.1 热网络分析法
• 1.5.2 有限元热分析法
• 1.6 热分析软件简介
• 1.6.1 SINDA/G 软件
• 1.6.2 NEVADA 软件
• 1.6.3 有限元分析软件——ANSYS
• 1.7 本文主要研究内容
• 1.8 本章小节
• 第二章 天线展开机构热载荷计算
• 2.1 传热方式和传热理论
• 2.1.1 热辐射基本理论
• 2.1.2 热传导基本理论
• 2.2 卫星轨道理论
• 2.2.1 轨道分类
• 2.2.2 轨道参数计算
• 2.3 天线展开机构热平衡关系
• 2.3.1 天线热平衡关系
• 2.3.2 行星热平衡关系
• 2.4 太阳辐射、地球辐射、地球反射的计算
• 2.4.1 太阳辐射计算
• 2.4.2 地球红外辐射计算
• 2.4.3 地球反射辐射计算
• 2.5 本章小结
• 第三章 温度场分析
• 3.1 有限元分析原理
• 3.1.1 导热微分方程及定解条件
• 3.1.2 热分析中常用边界条件、初始条件
• 3.2 热分析依据及影响因素
• 3.2.1 热分析的依据
• 3.2.2 天线展开机构热分影响因素
• 3.3 ANSYS 热分析基本步骤
• 3.4 分析基本过程
• 3.4.1 热分析单元的选择
• 3.4.2 PREO\E 实体建模
• 3.4.3 划分网格加载分析过程
• 3.4.4 建立超单元
• 3.4.5 建立空间节点
• 3.4.6 环境温度和初始天线温度的确定
• 3.5 表面涂层材料的选择
• 3.6 两套方案展开机构不同工况的分析结果
• 3.7 结果分析
• 3.8 本章小结
• 第四章 热应力与热变形分析
• 4.1 热—弹性基本理论
• 4.2 ANSYS 软件热—结构耦合分析
• 4.2.1 热—结构耦合方法
• 4.2.2 热—结构分析基本过程
• 4.3 两套机构热变形分析结果
• 4.4 结果总结
• 4.5 本章小结
• 第五章 总结与展望
• 5.1 本文主要结论
• 5.2 展望
• 参考文献
• 摘要
• ABSTRACT
• 致谢