CN109299547B

CN109299547B - 一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法

Info

Publication number: CN109299547B
Application number: CN201811140415.3A
Authority: CN
Inventors: 房红军; 黎明; 辛强; 徐志明; 刘质加
Original assignee: Aerospace Dongfanghong Satellite Co Ltd
Current assignee: Aerospace Dongfanghong Satellite Co Ltd
Priority date: 2018-09-28
Filing date: 2018-09-28
Publication date: 2023-02-03
Anticipated expiration: 2038-09-28
Also published as: CN109299547A

Abstract

本发明一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，包括分析工况设计、模型建立、分析计算和数据处理四个步骤。目前，卫星热分析和结构分析是独立的，所采用的基本数学算法有差异，不能统一进行。本发明的分析方法中，工况设计针对热变形分析进行，保证了分析结果的覆盖性，热变形分析采用的力热分析模基于统一的几何模型，采用相同的数学算法(有限元方法)，保证了温度载荷映射和结果的准确性。该分析方法实现了对整星及设备在轨热变形的定量分析，提高了分析准确性。

Description

一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法

技术领域

本发明涉及一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，特别是采用统一几何模型的热变形针对性分析方法。

背景技术

随着卫星应用的发展，对遥感卫星、通信卫星上搭载的遥感载荷、通信载荷和一些敏感器的在轨指向精度提出了更高的要求。卫星在轨运行时受到复杂的空间外热流变化和星内热源变化的影响，温度场会发生波动。温度场波动造成的卫星载荷设备及整星的热变形会引起其指向精度的波动，从而给指向精度带来误差，严重时将使卫星的性能指标下降甚至失效。

因此，需要在卫星设计阶段对卫星或相关设备的热控系统设计、结构设计进行定量分析，评估其设计是否能保证在轨应用期间热变形满足指向精度的要求，并指导热设计及结构设计的优化和试验。

目前，卫星热分析和结构分析是独立的，所采用的基本数学算法有差异，不能统一进行，热变形分析工作一般使用热分析和结构分析的结果数据进行局部验证，没有针对热变形的一种统一的、完整的分析方法，影响到分析的准确性。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对整星及设备在轨热变形分析工作的传统方法统一性、针对性和完整性较弱导致分析准确性较低的情况，提供了一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，解决了卫星及设备在轨热变形准确定量分析的问题。

本发明的技术方案是：一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，步骤如下：

1)设计卫星或设备的热变形分析工况；

2)建立卫星或设备的基于统一几何模型的力学分析模型和热分析模型；

3)根据步骤1)设计的分析工况和步骤2)建立的分析模型，计算得到卫星或设备的整体热变形数据；

4)对步骤3)得到的卫星或设备的整体热变形数据计算关心位置的法向量夹角变形，得到其波动值，作为热变形分析结果。

所述步骤1)的具体设计过程为：

11)对待分析卫星或设备的任务情况进行分析，获取热变形指标的具体定义和要求，任务轨道、姿态、内部热耗、工作模式和寿命阶段，根据上述因素对卫星或设备温度场的影响判断其中影响热变形的潜在因素；

12)计算获得卫星或设备在寿命期内的轨道外热流数据，计算所述轨道外热流数据所选取的具体时刻包括阳光轨道面夹角β最大时刻、阳光轨道面夹角β最小时刻、太阳常数为1414W/m²时刻和太阳常数为1322W/m²时刻，通过计算得到卫星或设备外热流最大和最小的具体量值结果；

13)根据步骤11)中得到的影响热变形的潜在因素和12)中得到的外热流分析结果，确定热变形分析计算工况。

所述步骤13)中确定热变形分析计算工况的原则为：确定的工况覆盖整星或设备温度场变化范围，包含外热流的最大最小情况、内部热耗的最大最小情况以及寿命的初期和末期。

所述步骤2)的具体过程为：

21)根据卫星或设备的构型布局设计和结构设计建立统一的几何模型，即该几何模型同时用于力学分析数据模型和热分析数据模型的生成；所述几何模型中包含卫星或设备的主结构、内部设备和独立的热控措施；

22)根据步骤21)建立的统一几何模型建立热变形分析用的力学分析模型，该模型为有限元模型，包含卫星或设备的主结构信息；该模型中采用的材料模型包含热膨胀系数的准确数值和初始参考温度；

所述步骤22)中建立热变形分析用的力学分析模型时，采用单点六自由度完全约束的边界条件，约束节点选取为模型几何中心附近的节点，约束该节点三个方向平动和三个方向转动的运动；

23)根据步骤21)建立的统一几何模型建立热变形分析用的热分析模型，该模型为有限元模型，包含卫星和设备的主结构信息、功耗部件、热控措施、工况设定和传热关系。

所述步骤3)进行卫星或设备的热变形计算的具体过程为：

31)采用步骤23)建立的热分析模型，计算各工况下卫星或设备的在轨温度场变化数据，并提取主结构温度数据，采用线性插值的方法形成基于有限元模型的节点温度场数据；

32)将步骤31)中形成的含有节点温度场数据的热分析模型导入至力学分析模型中，其中热分析模型和力学分析模型几何位置重叠的节点不可合并；

33)采用节点映射的方法，将温度场数据作为温度载荷施加到力学分析的有限元模型节点上，针对各工况进行分别映射，并计算温度载荷作用下力学分析模型的变形，计算结果中输出模型所有节点的热变形位移数据。

所述步骤4)处理的具体过程为：

41)从步骤33)中得到的节点热变形位移数据中，搜索所关心设备或卫星部件的基准面上的三个非共线节点的热变形位移数据；

42)根据41)所得到的关心设备或卫星部件的基准面上的三个非共线节点的位移数据，计算得到基准面法向量，并计算基准面法向量相对参考状态的夹角数据，进行指热变形分析。

所述步骤42)中进行指热变形分析的步骤如下：

421)计算得到所关心的时间区域内基准面法向量夹角数据的平均值σ_mean，并计算夹角数据与平均值σ_mean的差，得到夹角波动数值α(t)，其中t为时间；

422)选取α(t)的最大值α_max，作为所关心的设备或卫星部件在轨热变形的度量。

本发明与现有方法相比的优点在于：

(1)在工况设计时，根据热变形分析的要求有针对性的选取工况内涵，避免了过分析或欠分析，提高分析效率的同时保证准确性；

(2)热变形分析属于力热耦合分析，本方法采用统一的几何模型，和相同的数学分析方法(有限元方法)，确保热分析至力分析所传递的温度载荷数据的准确性，提高了分析精度；

(3)本方法采用统一的几何模型，力学分析模型和热分析模型均以此统一的几何模型建立，可以相互转化，有效的提高了建模效率。

附图说明

图1是本发明一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明。

一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，主要包括工况设计、模型建立、分析计算和数据处理步骤。本发明的工况设计中，任务分析针对热变形分析目标进行，于卫星热设计的工况选择方法有差异；模型建立的过程中，采用统一的几何模型和相同的数学算法，不再将卫星或设备的热分析和结构分析独立，获得更准确更全面的热变形分析结果。具体如下：

一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，步骤如下：

1)设计卫星或设备的热变形分析工况

11)对待分析卫星或设备的任务情况进行分析，从卫星或设备的设计文件中获取热变形指标的具体定义和要求,整理任务轨道、姿态、内部热耗、工作模式和寿命阶段，根据这些因素对卫星或设备温度场的影响判断其中影响热变形的潜在因素；

12)计算获得卫星或设备在寿命期内的轨道外热流数据，计算所述轨道外热流数据所选取的具体计算时刻包括阳光轨道面夹角β最大时刻、阳光轨道面夹角β最小时刻、太阳常数为1414W/m²时刻和太阳常数为1322W/m²时刻，通过计算得到卫星或设备外热流最大和最小的具体量值；

13)根据11)中得到的影响热变形的潜在因素和12)中得到的外热流分析结果，确定热变形分析计算工况，工况的确定原则为：工况应覆盖整星或设备温度场变化范围，包含外热流的最大最小情况、内部热耗的最大最小情况以及寿命的初期和末期；

2)建立卫星或设备的基于统一几何模型的力学分析模型和热分析模型

21)根据卫星或设备的构型布局设计和结构设计建立统一的几何模型，即该几何模型同时用于力学分析数据模型和热分析数据模型的生成，几何模型中应包含卫星或设备的主结构、内部设备和独立的热控措施；

22)根据步骤21)建立的统一几何模型建立热变形分析用的力学分析模型，该模型为有限元模型，包含卫星或设备的主结构信息；模型中采用的材料模型包含热膨胀系数的准确数值和初始参考温度；采用单点六自由度完全约束的边界条件，约束节点选取为模型几何中心附近的节点，约束该节点三个方向平动和三个方向转动的运动；

23)根据步骤21)建立的统一几何模型建立热变形分析用的热分析模型，该模型为有限元模型，包含卫星和设备的主结构信息、主要功耗部件、完整的热控措施、准确的工况设定和正确的传热关系；

3)进行卫星或设备的热变形计算

31)采用步骤23)建立的热分析模型计算各工况下卫星或设备的在轨温度场变化数据，并提取主结构温度数据，采用线性插值的方法形成基于有限元模型的节点温度场数据；

33)采用节点映射的方法，将温度场数据作为温度载荷施加到力学分析的有限元模型节点上，针对各工况进行分别映射，并计算温度载荷作用下力学分析模型的变形，计算结果中输出模型所有节点的热变形位移数据；

4)对卫星或设备的热变形数据进行处理

41)从步骤33)中得到的节点热变形位移数据中，搜索所关心设备或卫星部件的基准面上的三个非共线节点的位移数据；

42)根据41)所得到的关心设备或卫星部件的基准面上的三个非共线节点的位移数据计算法向量，并计算法向量相对参考状态的夹角数据，并进行指热变形分析，步骤如下：

421)计算所关心的时间区域内夹角数据的平均值σ_mean，即

其中T为分析计算的总时间，n为总时间内输出的热变形位移总数，t_i为第i个时间点，σ(t_i)为第i个时间点时基准面法向量夹角数据；并计算各时刻夹角数据σ(t_i)与平均值σ_mean的差，得到夹角波动数值α(t_i)；

422)计算α(t_i)的最大值α_max，即为所关心的设备或卫星部件在轨热变形的度量。

实施例1

假设分析目标为一对地观测卫星的星敏感器在轨运行期间的指向精度稳定性，卫星对地稳定，卫星的运行轨道为：轨道高度500km，降交点地方时为10:00AM的太阳同步圆轨道，要求星敏感器在寿命末期阶段，各轨道周期阳照区内指向精度稳定性优于δ，分析指标满足情况。

本发明的实现步骤如下：

1、设计卫星的热变形分析工况步骤如下：

a)进行任务分析，明确热变形分析目标为星敏感器的指向精度稳定性，分析范围是卫星寿命末期，且在各轨道的阳照区内，则分析工况不考虑寿命初期、轨道阴影区内的数据。考虑到在轨影响卫星温度场的因素，轨道外热流、卫星工作模式应重点考虑。

b)采用具有轨道热分析功能的软件(如SystemaThermica)分析卫星在寿命末期阶段的外热流数据。阳光轨道面夹角β变化范围为23.7°～34.3°。

c)确定分析工况：工况1：寿命末期，对地稳定姿态，β＝23.7°，卫星正常工作模式；工况2：寿命末期，对地稳定姿态，β＝34.3°，卫星正常工作模式。

2、建立卫星热变形分析模型步骤如下：

a)根据卫星构型布局(CAD模型)和结构设计建立分析用统一几何模型，模型包含卫星主结构、电子设备简化模型、太阳电池阵等，主结构模型主要简化为面模型，设备简化为实体模型；

b)根据统一几何模型建立热变形分析用力学分析有限元模型，模型中不包含一般电子设备、太阳电池阵等，主结构模型以壳单元(Shell)模拟，结构之间的连接以共节点和多点约束(MPC)为主，并根据卫星结构设计的实际情况赋予物理属性，主要为材料弹性模量、泊松比、热膨胀系数等；

c)根据统一几何模型建立热变形分析用热分析有限元模型，模型包含电子设备和太阳电池阵，主结构和太阳电池阵以壳单元(Shell)模拟，设备已实体单元(Solid)模拟，赋予物理属性，主要为材料密度、热导率、比热容等参数，赋予各部件之间的热辐射和热传导参数；

3)分析计算步骤如下：

a)采用热分析模型，分析计算工况1和工况2下，整星温度场随时间变化的数据，得到结果后，抽样提取阳照区内整星温度数据形成场数据T_Filed_Case1(t)和T_Filed_Case2(t)，温度场数据中，仅需包含结构分析模型中所涵盖的部组件的温度，热分析模型中独有部组件的温度不必包含；

b)将热分析有限元模型(包含温度场数据)导入到力学分析有限元模型中，导入过程注意保证两种有限元模型需空间重叠但不合并，使用温度场T_Filed_Case1(t)和T_Filed_Case2(t)作为力学分析模型的温度载荷；

c)采用静力学分析方法，计算工况1和工况2下，整星的热变形情况，输出接点的位移数据；

4)数据处理步骤如下：

a)在力学分析模型中，提取各时间点星敏感器基准面(镜片)周边3个节点的位移数据，采用公式

计算法基准面法向量，其中

j＝1,2,3选取的三个节点位移数据构成的向量；计算工况1和工况2下，各时刻星敏指向的热变形角度(相对参考状态)σ_Case1(t)和σ_Case2(t)，并计算平均值σ_mean_Case1和σ_mean_Case2；

b)将σ_Case1(t)和σ_Case2(t)数据减去各自的均值σ_mean_Case1和σ_mean_Case2，得到波动量α_Case1(t)和α_Case2(t)；

c)计算α_Case1(t)和α_Case2(t)的峰值(绝对值)α_max_Case1和α_max_Case2，作为星敏指向热变形的分析结果。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims

1.一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，其特征在于步骤如下：

1）设计卫星或设备的热变形分析工况；

2）建立卫星或设备的基于统一几何模型的力学分析模型和热分析模型；

3）根据步骤1）设计的分析工况和步骤2）建立的分析模型，计算得到卫星或设备的整体热变形数据；

4）对步骤3）得到的卫星或设备的整体热变形数据计算关心位置的法向量夹角变形，得到其波动值，作为热变形分析结果；

所述步骤1）的具体设计过程为：

11）对待分析卫星或设备的任务情况进行分析，获取热变形指标的具体定义和要求，任务轨道、姿态、内部热耗、工作模式和寿命阶段，根据任务轨道、姿态、内部热耗、工作模式和寿命阶段对卫星或设备温度场的影响，判断其中影响热变形的潜在因素；

12）计算获得卫星或设备在寿命期内的轨道外热流数据，计算所述轨道外热流数据所选取的具体时刻包括阳光轨道面夹角β最大时刻、阳光轨道面夹角β最小时刻、太阳常数为1414W/m²时刻和太阳常数为1322W/m²时刻，通过计算得到卫星或设备外热流最大和最小的具体量值结果；

13）根据步骤11）中得到的影响热变形的潜在因素和12）中得到的外热流分析结果，确定热变形分析计算工况。

2.根据权利要求1所述的一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，其特征在于：所述步骤13）中确定热变形分析计算工况的原则为：确定的工况覆盖整星或设备温度场变化范围，包含外热流的最大最小情况、内部热耗的最大最小情况以及寿命的初期和末期。

3.根据权利要求1所述的一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，其特征在于：所述步骤2）的具体过程为：

21）根据卫星或设备的构型布局设计和结构设计建立统一的几何模型，即该几何模型同时用于力学分析数据模型和热分析数据模型的生成；所述几何模型中包含卫星或设备的主结构、内部设备和独立的热控措施；

22）根据步骤21）建立的统一几何模型建立热变形分析用的力学分析模型，该模型为有限元模型，包含卫星或设备的主结构信息；该模型中采用的材料模型包含热膨胀系数的准确数值和初始参考温度。

4.根据权利要求3所述的一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，其特征在于：所述步骤22）中建立热变形分析用的力学分析模型时，采用单点六自由度完全约束的边界条件，约束节点选取为模型几何中心附近的节点，约束该节点三个方向平动和三个方向转动的运动；

23）根据步骤21）建立的统一几何模型建立热变形分析用的热分析模型，该模型为有限元模型，包含卫星和设备的主结构信息、功耗部件、热控措施、工况设定和传热关系。

5.根据权利要求3所述的一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，其特征在于：所述步骤3）进行卫星或设备的热变形计算的具体过程为：

31）采用步骤23）建立的热分析模型，计算各工况下卫星或设备的在轨温度场变化数据，并提取主结构温度数据，采用线性插值的方法形成基于有限元模型的节点温度场数据；

32）将步骤31）中形成的含有节点温度场数据的热分析模型导入至力学分析模型中，其中热分析模型和力学分析模型几何位置重叠的节点不可合并；

33）采用节点映射的方法，将温度场数据作为温度载荷施加到力学分析的有限元模型节点上，针对各工况进行分别映射，并计算温度载荷作用下力学分析模型的变形，计算结果中输出模型所有节点的热变形位移数据。

6.根据权利要求5所述的一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，其特征在于：所述步骤4）处理的具体过程为：

41）从步骤33）中得到的节点热变形位移数据中，搜索所关心设备或卫星部件的基准面上的三个非共线节点的热变形位移数据；

42）根据41）所得到的关心设备或卫星部件的基准面上的三个非共线节点的位移数据，计算得到基准面法向量，并计算基准面法向量相对参考状态的夹角数据，进行指热变形分析。

7.根据权利要求6所述的一种适用于整星及设备在轨热变形的分析方法，其特征在于：所述步骤42）中进行指热变形分析的步骤如下：

421）计算得到所关心的时间区域内基准面法向量夹角数据的平均值σ_mean，并计算夹角数据与平均值σ_mean的差，得到夹角波动数值α(t)，其中t为时间；

422）选取α(t)的最大值α_max，作为所关心的设备或卫星部件在轨热变形的度量。