某星载多波束相控阵天线结构设计与分析

2023-08-10刘英虎

航天制造技术 2023年3期

韩博郭睿刘英虎倪涛姚近王敏

某星载多波束相控阵天线结构设计与分析

韩博郭睿刘英虎倪涛姚近王敏

（中国电子科技集团公司第二十研究所，西安 710068）

经过四十多年的发展，星载相控阵天线已成为星载天线领域关键装备之一。本文根据卫星任务需求，设计了一种星载多波束相控阵天线结构。利用Ansys Workbench完成天线有限元建模，对天线进行了模态分析以及随机振动、正弦振动仿真，得到了各工况下的天线应力云图和变形云图，结果表明天线结构基频和结构强度均满足抗力学环境设计要求，且两套正样件通过了飞行任务考核，验证了该天线结构设计的可行性和合理性，为今后类似星载多波束相控阵天线结构设计提供了技术参考。

星载天线；多波束相控阵天线；结构设计；有限元分析

1 引言

近年来，在各种卫星通信系统中，星载有源相控阵天线的需求与日俱增，且逐渐往高集成性、高节能性、空间环境通用性方向发展[1]。目前，星载多波束天线在我国低轨卫星星座系统的建设中占据十分重要的地位，而现有星载多波束天线的相关研究主要集中在电气性能的优化设计上，但对于天线的结构设计和力学分析的研究较少[2～6]。本文根据卫星任务需求，给出了某星载多波束相控阵天线的结构设计方案，并考虑天线随卫星在火箭发射过程中遇到的复杂力学环境，基于Ansys Workbench有限元分析软件对其抗力学环境性能进行了仿真和分析，进一步通过天线单机力学试验和整星力学试验验证了天线结构设计的可行性和合理性。

2 天线结构设计

星载有源相控阵天线通常具有可展开结构。天线阵面一般包含多个子阵，在卫星发射之前，天线收拢并压紧在卫星舱板；当卫星发射进入预定的轨道，开始工作时，通过展开机构使天线阵面随之展开[7]。受运载火箭发射平台及装载平台体积限制，如何实现卫星载荷的轻量化已成为研制过程中迫切需要解决的共性问题，而有源相控阵天线其重量通常占到整个雷达载荷重量的80%以上，因此对其进行重量控制研究显得十分重要[8]。星载有源相控阵天线作为特殊的舱外安装电子设备，其单元天线的构型以及阵面的排布几乎完全由电尺寸决定。在满足电尺寸的前提下，由于天线在随卫星升空过程中，会受到较大的振动与冲击[7]。因而在设计时应充分考虑整体刚度，选取比刚度（/）值较大的材料；（在满足材料要求且相关工艺可行的条件下，尽可能采用薄壁结构，减小本体尺寸，减轻整体重量，提高结构件整体刚度，同时应避免与形体结构及部件的基频耦合，综合考虑需要做到体积小、重量轻、刚度好及加工、安装工艺性能良好。

2.1 天线设计要求

根据航天器任务需求，某星载多波束有源相控阵天线为展开式干涉测高天线，是我国首次将基于全球卫星导航定位系统信号的有源相控多波束体制用于地理信息测绘，也是该技术的国际首次工程应用。该天线需同时独立覆盖上下两个空域，使用单一天线阵无法达到要求，需要采用双天线阵面形式；与此同时，为了减小系统的探测误差，需尽可能地降低天线阵面的整体高度，将上下阵面背靠背集成，对天线进行平面化、一体化设计；为满足高增益天线阵面需求，意味着天线口径面积增大，通道数量、设备复杂度、重量和成本都会成倍增加，综合考虑，在设计时需要对天线整体结构进行优化设计，尽可能减轻重量设计；为提高天线相位中心稳定度，保证天线阵面的结构对称性，使对称区域天线单元具有互换性，安装方便、可靠，天线阵面结构需布局合理；作为舱外星载可展开天线，在设计中必须满足星载平台的使用需求，包括结构强度、结构基频、温度变化等。天线阵面的材料和相关工艺均选取具有飞行先例的成熟材料和工艺。强度和结构也依据实际环境进行严格仿真，保证整个天线的环境适应性。同时，该天线还需满足表1所示技术指标。

表1 主要设计技术指标

2.2 天线结构组成

某星载多波束有源相控阵天线主要由两组天线单元（上下面各45个）、波束合成网络（1个）、开关放大组件（45个）、45根多芯电缆及90根射频电缆构成的线缆组、线缆压条、双阴射频连接器（45个）、天线阵面框架（1个）、压紧装置（5个）、展开机构组成，如图1所示。其中，每个天线单元重约260g，波束合成网络重约6kg，开关放大组件重约50g，天线框架重约23kg，天线总重约51kg，天线本体尺寸为1688mm×1196mm×125.5mm。

图1 天线组成示意图

其中两组天线阵面各45个单元分别安装在主框架正反两面，45个开关放大组件安装在框架内背靠背的2个单元天线之间，每一个组件分别对应2个天线单元。为解决天线阵面线缆布线及组件与天线单元电连接问题，提出了一种基于SMA双阴射频连接器的盲插设计方法，通过两个双阴连接器分别与框架正反两面的天线单元盲插配合，保障背靠背单元与组件连接可靠性，其连接关系如图2所示。

图2 天线单元连接关系示意图

针对星载有源相控阵天线阵面结构设计难点，同时满足天线重量及星载条件下抗力学环境要求，对天线阵面框架进行了一体化设计，天线框架整体采用铝合金板整体铣削加工成型，框架内加强筋形状与单元天线外形保持一致，整体呈蜂窝状，既减轻了重量又保证天线展开精度及结构强度满足设计要求。框架内部设计有45组成阵列分布的开关放大组件安装孔，双面背靠背各45组成阵列分布的天线单元安装孔。天线框架在设计时，由45组背靠背天线单元构成的区域，即天线阵面部分，一面为六边形蜂窝结构，另一面为凸台安装形式；同时为满足可展开天线要求，对天线阵面下方进行了倒三角结构一体化，引入加强筋并进行优化。框架下方倒三角区域在波束合成网络前端区域设计有线缆压条固定点，后端设计有其他接口线缆固定卡子固定点，框架阵面区域设计有多芯线缆绑扎固定点。如图3、图4所示。

图3 框架向下面

图4 框架向上面

单元天线为正六边形，采用薄壳腔体结构，壳体选用铝合金（2A12）材料，整体铣削加工成型，强度好，刚度高，重量轻，上下腔体结构便于加工、装配。连接点位6个，采用M2.5螺钉与框架连接紧固。

开关放大组件安装在框架内侧45个独立的腔体内。连接点位4个，采用M2.5螺钉与框架连接紧固。两根射频线缆和一根多芯线缆两端分别连接到开关放大组件和波束合成网络上，如图5所示。

图5 TR组件安装示意图

波束合成网络安装在框架中部。连接点位12个，采用M5螺钉与框架连接紧固。

2.3 天线与卫星连接方式

天线本体与卫星的连接主要有两方面：天线框架底部法兰与固定于卫星舱板的展开机构通过12个M4内六角螺钉连接。如图6所示，天线阵面部分有5 处压紧点，其中天线阵面中部及支撑倒三角区域两侧各有一个压紧点，天线阵面顶部则有一个压紧点，每个压紧点下方为压紧座，上方则为压紧帽。卫星进入预定轨道后，由程控发出指令，火工品控制器实施火工品解锁，解锁后压紧座留在卫星舱板，压紧帽则随天线本体展开。

图6 天线压紧点位置示意图

3 天线抗力学环境仿真

天线抗力学环境设计是为了保证天线满足电尺寸的前提下，通过天线材料的选择、天线结构的设计、安装形式的调整、连接的方式等措施保证天线整体的强度、刚度的要求，保证天线在全寿命周期满足电性能指标。

3.1 有限元模型及边界条件

正确、合理地建立有限元模型是得到有效仿真结果的基础，在有限元分析软件Ansys Workbench16.1中建立天线结构的有限元模型，如图7所示。有限元建模时，需要在遵循仿真模型经济型和准确性的原则下，尽可能合理地等效、简化模型，在保证计算精度的前提下，减少计算规模，提高分析效率。

为达到这一目的，首先对模型的倒角、圆角、凸台以及螺纹孔等细小特征简化去除，并删除了部分对天线模态分析较小的零件；其次，给模型中各零件赋予相应的材料属性，包括密度、弹性模量以及泊松比等，与天线本体连接的展开机构和5处压紧装置以及天线内部螺钉连接均等效为刚体，利用bush单元设置相关刚度参数；再次，根据各零件之间的接触、连接关系，设置好零件间相应的接触类型，其中天线中的零部件通过螺纹连接，在分析模型中进行了相应的简化处理。将相应的零部件安装孔进行6个自由度固结耦合，忽略了零部件螺纹连接处的局部应力；最后，在Ansys Workbench中利用Meshing网络剖分平台对模型进行网格划分，得到一个节点数目为1353199个，单元数量为715924个的六面体单元有限元模型。组成天线的材料参数见表2。

图7 天线有限元模型

3.2 天线力学环境工况

表3和表4分别为该星载多波束天线的鉴定级环境试验条件。

表3 鉴定级正弦振动试验条件

表4 鉴定级随机振动试验条件

4 结果与分析

天线抗力学环境设计是为了保证天线满足电尺寸的前提下，通过材料的选择，调整结构安装、连接方式等一系列措施以达到满足设备的强度、刚度的要求，保证天线在全寿命周期满足电性能指标。

4.1 模态分析

经仿真计算，该天线的一阶基频为130.06Hz，一阶振型如图8所示。

图8 天线一阶振型图

由图8可知，天线第一阶振型发生在天线阵面前端，根据设计要求，该天线压紧态基频需＞50Hz，因而该天线满足技术要求。

4.2 随机振动

经仿真计算，该天线在随机振动试验条件下，对其3Sigma最大应力及位移进行统计，列入表5。

表5 随机振动响应结果

如图9和图10所示，分别为天线随机振动最大应力云图和天线随机振动最大位移云图。由表5及下图可知，天线最大应力发生在施加天线阵面法向方向激励时，天线顶部压紧点附近，最大应力为189.38MPa，最大位移发生在施加天线阵面法向方向激励时，天线框架顶部左上角天线单元边框处，最大位移为6.299mm。

图9 天线随机振动最大应力云图

图10 天线随机振动最大位移云图

4.3 正弦振动

经仿真计算，该天线在正弦振动试验条件下，对其3Sigma最大应力及位移进行统计，列入表6。

表6 正弦振动响应结果

如图11和图12所示，分别为天线正弦振动最大应力云图和天线正弦振动最大位移云图。由表6及图11可知，正弦最大响应发生在100Hz的方向激励下，此时最大应力产生在天线阵面中部区域，其值为34.974MPa，最大位移为0.763mm，位于天线阵面框架顶部两侧单元边沿。

图11 天线正弦振动最大应力云图

图12 天线正弦振动最大位移云图

4.4 强度校核

某星载多波束相控阵天线安装在卫星舱板上，为重要的舱外设备，对结构强度和刚度具有较高的要求。在保证设计极限载荷下，天线结构部件应具有一定的安全裕度。金属的强度安全裕度..≥0.12。安全裕度定义为：

..=Sa/Se-1

其中：Sa为极限载荷；Se为设计载荷产生的应力。

由仿真结果可知，天线最大应力max=189.38MPa可以根据公式计算结构的强度裕度：其中σ=370MPa；max=189.38MPa结构所承受的最大应力；安全系数取1.5，则：

..=370MPa/(189.38MPa·1.5)-1=0.3＞0.12

结构强度满足安全裕度。

5 试验验证

该星载多波束有源相控阵天线先后完成了正样件单机及整星的鉴定级、验收级正弦振动和随机振动试验，如图13所示，试验后天线结构无任何物理损伤，该星载多波束有源相控阵天线试验前后电性能保持一致，通过了单机及整星的鉴定级、验收级力学环境试验的考核。天线结构满足结构技术指标要求，基频与支撑结构的频率无频率耦合现象；天线的自身强度以及与星体的连接强度满足安全裕度要求。

6 结束语

本文对某星载多波束有源相控阵天线进行了结构设计，将上下阵面背靠背集成，对天线进行平面化、一体化设计。通过Ansys Workbench对其进行了相关力学仿真。结果表明，天线结构设计满足技术要求。并且天线正样件已经进行了相关星载环境试验，试验结果表明天线结构设计合理可靠。目前，该天线已随星发射并入轨运行，各项性能指标稳定，工作状态良好，成功实现了基于全球卫星导航定位系统信号的有源相控多波束体制用于地理信息测绘技术的国际首次工程应用。

1 刘绍武，贺奎尚，李东颖，等. 某星载Ka频段相控阵天线结构设计与分析[J]. 航天制造技术，2022(2)：18～22

2 于立，雷柳洁，张凯，等. 低轨星座多波束相控阵天线研究进展与发展趋势[J]. 空间电子技术，2022，19(6)：1～11

3 陈修继，万继响. 通信卫星多波束天线的发展现状及建议[J]. 空间电子技术，2016，13(2)：54～58

4 李炳川，段学超，米建伟. 多波束天线并联式座驾的优化设计与轨迹规划[J]. 电子机械工程，2018，34(5)：14～15

5 周勃，秦瑾，姚崇斌，等. 星载相控阵GNSS-R测高系统设计与实验[J]. 上海航天，2018，35(2)：113～117

6 黄海燕，郑斌. 全空域多波束相控阵天线[C]//2018年全国微波毫米波会议，成都，2018

7 王从思，韩如冰，王伟，等. 星载可展开有源相控阵天线结构的研究进展[J]. 机械工程学报，2016，52(5)：108～111

8 张金平，李建新. 星载雷达有源相控阵天线轻量化技术[C]. 成都：2009年全国天线年会，2009

Structure Design and Analysis of A Space-borne Multi-beam Phased Array Antenna

Han Bo Guo Rui Liu Yinghu Ni Tao Yao Jin Wang Min

(20th Institute of Chinese Electronics Technology Company, Xi’an 710068)

After more than 40 years of development, space-borne phased array antennas have become one of the key equipments in the field of space-borne antennas. According to the assignment of satellite, a space-borne multi-beam phased array antenna structure is designed, and a finite element model of the antenna is established based on Ansys Workbench. Then the modal analysis, random vibration analysis and sinusoidal vibration analysis of the antenna are performed, and the stress cloud diagram and deformation cloud diagram of the antenna under each working condition are obtained. The results show that the fundamental frequency and structural strength of the antenna structure fully satisfies the requirements of mechanics environment. And two sets of prototypes have passed the flight mission assessment, which verifies the feasibility and rationality of the antenna structure design. It can be used as guidance for the structure design of similar space-borne multi-beam phased array antenna in the future.

satellite antenna；multi-beam phased array antenna；structure design；finite element analysis