某星載多波束相控陣天線結構設計與分析

韓 博 郭 睿 劉英虎 倪 濤 姚 近 王 敏

某星載多波束相控陣天線結構設計與分析

韓 博 郭 睿 劉英虎 倪 濤 姚 近 王 敏

（中國電子科技集團公司第二十研究所，西安 710068）

經過四十多年的發展，星載相控陣天線已成為星載天線領域關鍵裝備之一。本文根據衛星任務需求，設計了一種星載多波束相控陣天線結構。利用Ansys Workbench完成天線有限元建模，對天線進行了模態分析以及隨機振動、正弦振動仿真，得到了各工況下的天線應力云圖和變形云圖，結果表明天線結構基頻和結構強度均滿足抗力學環境設計要求，且兩套正樣件通過了飛行任務考核，驗證了該天線結構設計的可行性和合理性，為今后類似星載多波束相控陣天線結構設計提供了技術參考。

星載天線；多波束相控陣天線；結構設計；有限元分析

1 引言

近年來，在各種衛星通信系統中，星載有源相控陣天線的需求與日俱增，且逐漸往高集成性、高節能性、空間環境通用性方向發展[1]。目前，星載多波束天線在我國低軌衛星星座系統的建設中占據十分重要的地位，而現有星載多波束天線的相關研究主要集中在電氣性能的優化設計上，但對于天線的結構設計和力學分析的研究較少[2～6]。本文根據衛星任務需求，給出了某星載多波束相控陣天線的結構設計方案，并考慮天線隨衛星在火箭發射過程中遇到的復雜力學環境，基于Ansys Workbench有限元分析軟件對其抗力學環境性能進行了仿真和分析，進一步通過天線單機力學試驗和整星力學試驗驗證了天線結構設計的可行性和合理性。

2 天線結構設計

星載有源相控陣天線通常具有可展開結構。天線陣面一般包含多個子陣，在衛星發射之前，天線收攏并壓緊在衛星艙板；當衛星發射進入預定的軌道，開始工作時，通過展開機構使天線陣面隨之展開[7]。受運載火箭發射平臺及裝載平臺體積限制，如何實現衛星載荷的輕量化已成為研制過程中迫切需要解決的共性問題，而有源相控陣天線其重量通常占到整個雷達載荷重量的80%以上，因此對其進行重量控制研究顯得十分重要[8]。星載有源相控陣天線作為特殊的艙外安裝電子設備，其單元天線的構型以及陣面的排布幾乎完全由電尺寸決定。在滿足電尺寸的前提下，由于天線在隨衛星升空過程中，會受到較大的振動與沖擊[7]。因而在設計時應充分考慮整體剛度，選取比剛度（/）值較大的材料；（在滿足材料要求且相關工藝可行的條件下，盡可能采用薄壁結構，減小本體尺寸，減輕整體重量，提高結構件整體剛度，同時應避免與形體結構及部件的基頻耦合，綜合考慮需要做到體積小、重量輕、剛度好及加工、安裝工藝性能良好。

2.1 天線設計要求

根據航天器任務需求，某星載多波束有源相控陣天線為展開式干涉測高天線，是我國首次將基于全球衛星導航定位系統信號的有源相控多波束體制用于地理信息測繪，也是該技術的國際首次工程應用。該天線需同時獨立覆蓋上下兩個空域，使用單一天線陣無法達到要求，需要采用雙天線陣面形式；與此同時，為了減小系統的探測誤差，需盡可能地降低天線陣面的整體高度，將上下陣面背靠背集成，對天線進行平面化、一體化設計；為滿足高增益天線陣面需求，意味著天線口徑面積增大，通道數量、設備復雜度、重量和成本都會成倍增加，綜合考慮，在設計時需要對天線整體結構進行優化設計，盡可能減輕重量設計；為提高天線相位中心穩定度，保證天線陣面的結構對稱性，使對稱區域天線單元具有互換性，安裝方便、可靠，天線陣面結構需布局合理；作為艙外星載可展開天線，在設計中必須滿足星載平臺的使用需求，包括結構強度、結構基頻、溫度變化等。天線陣面的材料和相關工藝均選取具有飛行先例的成熟材料和工藝。強度和結構也依據實際環境進行嚴格仿真，保證整個天線的環境適應性。同時，該天線還需滿足表1所示技術指標。

表1 主要設計技術指標

2.2 天線結構組成

某星載多波束有源相控陣天線主要由兩組天線單元（上下面各45個）、波束合成網絡（1個）、開關放大組件（45個）、45根多芯電纜及90根射頻電纜構成的線纜組、線纜壓條、雙陰射頻連接器（45個）、天線陣面框架（1個）、壓緊裝置（5個）、展開機構組成，如圖1所示。其中，每個天線單元重約260g，波束合成網絡重約6kg，開關放大組件重約50g，天線框架重約23kg，天線總重約51kg，天線本體尺寸為1688mm×1196mm×125.5mm。

圖1 天線組成示意圖

其中兩組天線陣面各45個單元分別安裝在主框架正反兩面，45個開關放大組件安裝在框架內背靠背的2個單元天線之間，每一個組件分別對應2個天線單元。為解決天線陣面線纜布線及組件與天線單元電連接問題，提出了一種基于SMA雙陰射頻連接器的盲插設計方法，通過兩個雙陰連接器分別與框架正反兩面的天線單元盲插配合，保障背靠背單元與組件連接可靠性，其連接關系如圖2所示。

圖2 天線單元連接關系示意圖

針對星載有源相控陣天線陣面結構設計難點，同時滿足天線重量及星載條件下抗力學環境要求，對天線陣面框架進行了一體化設計，天線框架整體采用鋁合金板整體銑削加工成型，框架內加強筋形狀與單元天線外形保持一致，整體呈蜂窩狀，既減輕了重量又保證天線展開精度及結構強度滿足設計要求。框架內部設計有45組成陣列分布的開關放大組件安裝孔，雙面背靠背各45組成陣列分布的天線單元安裝孔。天線框架在設計時，由45組背靠背天線單元構成的區域，即天線陣面部分，一面為六邊形蜂窩結構，另一面為凸臺安裝形式；同時為滿足可展開天線要求，對天線陣面下方進行了倒三角結構一體化，引入加強筋并進行優化。框架下方倒三角區域在波束合成網絡前端區域設計有線纜壓條固定點，后端設計有其他接口線纜固定卡子固定點，框架陣面區域設計有多芯線纜綁扎固定點。如圖3、圖4所示。

圖3 框架向下面

圖4 框架向上面

單元天線為正六邊形，采用薄殼腔體結構，殼體選用鋁合金（2A12）材料，整體銑削加工成型，強度好，剛度高，重量輕，上下腔體結構便于加工、裝配。連接點位6個，采用M2.5螺釘與框架連接緊固。

開關放大組件安裝在框架內側45個獨立的腔體內。連接點位4個，采用M2.5螺釘與框架連接緊固。兩根射頻線纜和一根多芯線纜兩端分別連接到開關放大組件和波束合成網絡上，如圖5所示。

圖5 TR組件安裝示意圖

波束合成網絡安裝在框架中部。連接點位12個，采用M5螺釘與框架連接緊固。

2.3 天線與衛星連接方式

天線本體與衛星的連接主要有兩方面：天線框架底部法蘭與固定于衛星艙板的展開機構通過12個M4內六角螺釘連接。如圖6所示，天線陣面部分有5 處壓緊點，其中天線陣面中部及支撐倒三角區域兩側各有一個壓緊點，天線陣面頂部則有一個壓緊點，每個壓緊點下方為壓緊座，上方則為壓緊帽。衛星進入預定軌道后，由程控發出指令，火工品控制器實施火工品解鎖，解鎖后壓緊座留在衛星艙板，壓緊帽則隨天線本體展開。

圖6 天線壓緊點位置示意圖

3 天線抗力學環境仿真

天線抗力學環境設計是為了保證天線滿足電尺寸的前提下，通過天線材料的選擇、天線結構的設計、安裝形式的調整、連接的方式等措施保證天線整體的強度、剛度的要求，保證天線在全壽命周期滿足電性能指標。

3.1 有限元模型及邊界條件

正確、合理地建立有限元模型是得到有效仿真結果的基礎，在有限元分析軟件Ansys Workbench16.1中建立天線結構的有限元模型，如圖7所示。有限元建模時，需要在遵循仿真模型經濟型和準確性的原則下，盡可能合理地等效、簡化模型，在保證計算精度的前提下，減少計算規模，提高分析效率。

為達到這一目的，首先對模型的倒角、圓角、凸臺以及螺紋孔等細小特征簡化去除，并刪除了部分對天線模態分析較小的零件；其次，給模型中各零件賦予相應的材料屬性，包括密度、彈性模量以及泊松比等，與天線本體連接的展開機構和5處壓緊裝置以及天線內部螺釘連接均等效為剛體，利用bush單元設置相關剛度參數；再次，根據各零件之間的接觸、連接關系，設置好零件間相應的接觸類型，其中天線中的零部件通過螺紋連接，在分析模型中進行了相應的簡化處理。將相應的零部件安裝孔進行6個自由度固結耦合，忽略了零部件螺紋連接處的局部應力；最后，在Ansys Workbench中利用Meshing網絡剖分平臺對模型進行網格劃分，得到一個節點數目為1353199個，單元數量為715924個的六面體單元有限元模型。組成天線的材料參數見表2。

圖7 天線有限元模型

3.2 天線力學環境工況

表3和表4分別為該星載多波束天線的鑒定級環境試驗條件。

表3 鑒定級正弦振動試驗條件

表4 鑒定級隨機振動試驗條件

4 結果與分析

天線抗力學環境設計是為了保證天線滿足電尺寸的前提下，通過材料的選擇，調整結構安裝、連接方式等一系列措施以達到滿足設備的強度、剛度的要求，保證天線在全壽命周期滿足電性能指標。

4.1 模態分析

經仿真計算，該天線的一階基頻為130.06Hz，一階振型如圖8所示。

圖8 天線一階振型圖

由圖8可知，天線第一階振型發生在天線陣面前端，根據設計要求，該天線壓緊態基頻需＞50Hz，因而該天線滿足技術要求。

4.2 隨機振動

經仿真計算，該天線在隨機振動試驗條件下，對其3Sigma最大應力及位移進行統計，列入表5。

表5 隨機振動響應結果

如圖9和圖10所示，分別為天線隨機振動最大應力云圖和天線隨機振動最大位移云圖。由表5及下圖可知，天線最大應力發生在施加天線陣面法向方向激勵時，天線頂部壓緊點附近，最大應力為189.38MPa，最大位移發生在施加天線陣面法向方向激勵時，天線框架頂部左上角天線單元邊框處，最大位移為6.299mm。

圖9 天線隨機振動最大應力云圖

圖10 天線隨機振動最大位移云圖

4.3 正弦振動

經仿真計算，該天線在正弦振動試驗條件下，對其3Sigma最大應力及位移進行統計，列入表6。

表6 正弦振動響應結果

如圖11和圖12所示，分別為天線正弦振動最大應力云圖和天線正弦振動最大位移云圖。由表6及圖11可知，正弦最大響應發生在100Hz的方向激勵下，此時最大應力產生在天線陣面中部區域，其值為34.974MPa，最大位移為0.763mm，位于天線陣面框架頂部兩側單元邊沿。

圖11 天線正弦振動最大應力云圖

圖12 天線正弦振動最大位移云圖

4.4 強度校核

某星載多波束相控陣天線安裝在衛星艙板上，為重要的艙外設備，對結構強度和剛度具有較高的要求。在保證設計極限載荷下，天線結構部件應具有一定的安全裕度。金屬的強度安全裕度..≥0.12。安全裕度定義為：

..=Sa/Se-1

其中：Sa為極限載荷；Se為設計載荷產生的應力。

由仿真結果可知，天線最大應力max=189.38MPa可以根據公式計算結構的強度裕度：其中σ=370MPa；max=189.38MPa結構所承受的最大應力；安全系數取1.5，則：

..=370MPa/(189.38MPa·1.5)-1=0.3＞0.12

結構強度滿足安全裕度。

5 試驗驗證

該星載多波束有源相控陣天線先后完成了正樣件單機及整星的鑒定級、驗收級正弦振動和隨機振動試驗，如圖13所示，試驗后天線結構無任何物理損傷，該星載多波束有源相控陣天線試驗前后電性能保持一致，通過了單機及整星的鑒定級、驗收級力學環境試驗的考核。天線結構滿足結構技術指標要求，基頻與支撐結構的頻率無頻率耦合現象；天線的自身強度以及與星體的連接強度滿足安全裕度要求。

6 結束語

本文對某星載多波束有源相控陣天線進行了結構設計，將上下陣面背靠背集成，對天線進行平面化、一體化設計。通過Ansys Workbench對其進行了相關力學仿真。結果表明，天線結構設計滿足技術要求。并且天線正樣件已經進行了相關星載環境試驗，試驗結果表明天線結構設計合理可靠。目前，該天線已隨星發射并入軌運行，各項性能指標穩定，工作狀態良好，成功實現了基于全球衛星導航定位系統信號的有源相控多波束體制用于地理信息測繪技術的國際首次工程應用。

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8 張金平，李建新. 星載雷達有源相控陣天線輕量化技術[C]. 成都：2009年全國天線年會，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

V19

A

韓博（1994），工程師，機械工程專業；研究方向：相控陣天線結構設計。

2023-05-29