ПРОЕКТИРОВАНИЕ КРУПНОГАБАРИТНОГО ВЫСОКОТОЧНОГО РЕФЛЕКТОРА АНТЕННЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С КОНТУРНОЙ ДИАГРАММОЙ НАПРАВЛЕННОСТИ

Полный текст

Введение. Современные системы спутниковой связи и ретрансляции предъявляют высокие требования к радиотехническим характеристикам антенн, которые используются в составе космических аппаратов (КА). Зона обслуживания таких антенн обычно представляет собой сложный контур в пределах территории определенных стран, видимых с геостационарной орбиты [1]. Использование классических параболических антенн с круглой или эллиптической диаграммой направленности не позволяет обеспечить высокие значения коэффициента усиления антенны. Решением данной проблемы является использование антенн с контурной диаграммой направленности. Такая конструкция представляет собой офсетную однозеркальную антенну с профилированным рефлектором. Профиль рефлектора синтезируется таким образом, чтобы обеспечить покрытие заданной зоны обслуживания при минимизации излучения в остальных направлениях. Конструкция перспективного крупногабаритного рефлектора с профилированной поверхностью для работы в Ku-диапазоне должна иметь [2]: - точность отражающей поверхности с отклонениями от номинальной поверхности не превышающую десятых долей миллиметра; - стабильность геометрии при эксплуатации на орбите в экстремальных условиях космического пространства; - поверхностную массу, не превышающую 2,5 кг/м2. Главной задачей данной работы является проектирование рефлектора с высокой удельной жесткостью и стабильностью геометрии при температурном воздействии. Решение этой сложной задачи целесообразно разбить на несколько подзадач: 1. Построение трехмерной и конечно-элементной моделей (КЭМ) отражателя и определение оптимального расположения точек зачековки рефлектора на КА; 2. Определение конфигурации тыльной конструкции рефлектора с учетом выбранных мест зачековки и построение его стержневой модели; 3. Выполнение параметрического анализа тыльной конструкции; 4. Построение трехмерной и конечно-элементной моделей всего рефлектора и выполнение механического анализа с учетом действующих нагрузок. 1. Основные технические требования Перечень основных технических требований, предъявляемых к антенной системе, представлен в табл. 1 [2]. Квазистатические перегрузки, воздействующие на антенну, приведены в табл. 2. Эти уровни нагрузок применимы к антенне, которая удовлетворяет требованиям по жесткости [2]. Таблица 1 Технические требования Диапазон рабочих частот Ku (10-30 ГГц) Среднеквадратичное отклонение формы поверхности, мм s £ (0,02-0,025)l, где l - длина волны на максимальной частоте рабочего диапазона частот Коэффициент отражения ³ 0,95 Температурный диапазон эксплуатации, °С От минус 170 до плюс 150 Удельная масса рефлектора, кг/м2 2,5 Первая частота собственных колебаний рефлектора в стартовом положении ³ 50 Гц Первая частота собственных колебаний рефлектора в рабочем положении ³ 1,5 Гц Гарантированный срок активного существования, лет ³ 15 Таблица 2 Квазистатические перегрузки, действующие на антенную систему Случай нагружения XКА YКА ZКА Параллельно монтажной плоскости Перпендикулярно монтажной плоскости Параллельно монтажной плоскости 1 +/-15g +/-10g - 2 +/-15g - +/-10g 3 +/-15g +/-7g +/-7g Отражающая поверхность рефлектора имеет габаритные размеры, показанные на рис. 1. Рис. 1. Габаритный эскиз отражателя 2. Выбор конструктивно-компоновочной схемы рефлектора Существующие конструкции нетрансформируемых рефлекторов антенн можно условно разделить на две группы: 1. Рефлектор с тонким отражателем, к которому с тыльной стороны приклеены ребра жесткости. 2. Рефлектор с тонким отражателем, к которому с тыльной стороны прикреплено прочное основание при помощи тонких уголков и/или пластин. Основными преимуществами второй конструктивной схемы являются [3; 4]: 1. Минимальная строительная высота сотового заполнителя, позволяющая снизить массу и температурный градиент в отражателе, а также обеспечить высокую точность изготовления. 2. Эффективное восприятие механических нагрузок. 3. Механическая и температурная развязка высокоточного отражателя и силового основания. 4. Низкая масса. 3. Выбор материалов составных частей рефлектора Высокий уровень заданных технических требований, предъявляемых к рефлекторам бортовых антенн КА, обусловливает применение материалов с низким коэффициентом линейного температурного расширения (КЛТР), высокими удельными механическими свойствами в сочетании с низкой плотностью, квалифицированных для функционирования в условиях негативных факторов космического пространства, таких как [5]: - экстремальные положительные и отрицательные температуры; - электромагнитное излучение Солнца и воздействие электронов и протонов радиационных поясов Земли. Материалами, удовлетворяющими вышеприведенным требованиям, являются углепластиковые композиционные материалы, представляющие собой гетерофазные системы, состоящие из полимерной матрицы (связующего) и упрочняющих угольных волокон (наполнителя). Наполнитель служит для передачи силовых напряжений, а связующее обеспечивает монолитность системы и одновременность деформации волокон [6-9]. Вследствие свойств углеродных волокон коэффициент линейного расширения слоистого композита может быть близким к нулю в широком температурном диапазоне. Это принципиально важно для космических конструкций в связи с их постоянно меняющимся и неравномерным солнечным нагревом. Высокая удельная прочность углеродных волокон позволяет создавать из них с помощью прогрессивных технологических методов формообразования достаточно жесткие конструктивные элементы [10-14]. Отражатель конструктивно выполняется в виде трехслойной сотовой конструкции. Высокая удельная жесткость фронтальной и тыльной оболочек может быть обеспечена за счет применения препрега из равнопрочной ткани на основе высокомодульного угольного волокна. Применение равнопрочной ткани обусловлено ее высокими драпировочными свойствами и механическими характеристиками, которые в условиях значительных локальных перепадов высот контурной радиотражающей поверхности отражателя приобретают первостепенное значение. Для обеспечения минимальных внутренних напряжений и температурного градиента может быть применен перфорированный сотовый заполнитель с гибкой конфигурацией ячейки на основе бумаги из арамидного волокна, пропитанного фенолоальдегидной смолой. Преимущества данного материала по сравнению с традиционным металлическим сотозаполнителем заключаются в меньшей плотности, низком коэффициенте линейного температурного расширения и улучшенной адгезии к углепластиковым оболочкам. Материалом основания и элементов соединения составных частей рефлектора является препрег на основе равнопрочной углеродной ткани. В табл. 3 и 4 представлены физико-механические характеристики используемых материалов [7]. 4. Определение расположения точек зачековки рефлектора на КА При выведении космического аппарата на орбиту рефлектор крепится к его корпусу в точках зачековки (рис. 2). Точки зачековки располагаются на антенной панели КА. Таблица 3 Физико-механические характеристики углепластиковой ткани Параметр Ткань на основе угольного волокна Плотность, кг/м3 1550 Предел прочности при изгибе, МПа Основа 712,8 Уток 715,2 Модуль упругости при изгибе, ГПа Основа 147,2 Уток 149,4 Предел прочности при растяжении, МПа Основа 882,4 Уток 856,6 Модуль упругости при растяжении, ГПа Основа 160,8 Уток 156,4 Предел прочности при сдвиге, МПа Основа 41 Уток 41,6 Коэффициент линейного теплового расширения (α), 1/К вдоль волокна 0,00000038 поперек волокна 0,00000035 Таблица 4 Физико-механические характеристики сотового заполнителя Марка Предел прочности, МПа Модуль упругости при сдвиге, МПа Плотность, кг/м3 При сжатии При сдвиге ¤¤ клеевым полосам ^ клеевым полосам ¤¤ клеевым полосам ^ клеевым полосам Сотовый заполнитель с гибкой ячейкой Flexcore 1,65 0,86 0,6 27 17 40 Описание: Описание: 1.pngОписание: Описание: 2.png Рис. 2. Отражатель на панели КА Рис. 3. Схема расположения точек зачековки на панели КА Выбор мест крепления рефлектора может осуществляться с помощью модального анализа. В этом случае критерием жесткости будет являться первая частота собственных колебаний (f1) закрепленного рефлектора. На рис. 3 показана схема расположения точек зачековки на панели космического аппарата. Изменяя положение мест крепления рефлектора, можно увеличивать или уменьшать его основную частоту колебаний. Отметим, что расположение точек зачековки ограничено габаритами панели космического аппарата. В работе все расчеты осуществляются методом конечных элементов в MSC NASTRAN. В конечно-элементном моделировании реальный объект заменяется дискретной моделью, которая представляет собой совокупность конечных элементов с заданными свойствами. В конечно-элементной модели отражателя был использован конечный элемент типа Laminate, позволяющий учесть его многослойную структуру [15]. При назначении граничных условий предполагалось, что в точках зачековки отсутствуют перемещения, но допускаются углы поворота. КЭМ отражателя с вариантами расположения точек зачековки показана на рис. 4. Координаты мест крепления определялись в долях ε (%) от длины диагонали. Обозначим через t толщину несущего слоя, а через h - толщину сот. Модальный анализ был выполнен для толщины t, принимающей значения 0,135, 0,27 мм, и толщины h, принимающей значения 6,4, 12,7, 19,1 мм. На рис. 5 показана зависимость первой частоты колебаний рефлектора (t = 0,135 мм, h = 6,4, 12,7, 19,1 мм) от координаты точек зачековки. Аналогичные зависимости и формы колебаний для t = 0,27 мм и h = 6,4, 12,7, 19,1 мм показаны на рис. 6. Рис. 4. Конечно-элементная модель отражателя и координаты мест зачековки f1, Гц f1, Гц ε, % Толщина сотового заполнителя 6,4 мм ε, % Толщина сотового заполнителя 12,7 мм f1, Гц ε, % Толщина сотового заполнителя 19,1 мм Рис. 5. Зависимость частоты первого тона колебаний отражателя от координат точек зачековки для t = 0,135 мм f1, Гц f1, Гц ε, % Толщина сотового заполнителя 6,4 мм ε, % Толщина сотового заполнителя 12,7 мм f1, Гц ε, % Толщина сотового заполнителя 19,1 мм Рис. 6. Зависимость частоты первого тона колебаний отражателя от координат точек зачековки для t = 0,27 мм Из анализа полученных результатов следует, что увеличение толщины заполнителя для рассматриваемых значений t приводит к уменьшению расстояния от оси рефлектора до точек зачековки, при котором реализуется максимальная первая частота закрепленного рефлектора. При h = 6,4 мм это расстояние составляет 73 % от длины диагонали, а при h = 19,1 мм оно равно 63 % от длины диагонали. Отметим, что увеличение толщины сотового заполнителя приводит к очевидному росту частоты колебаний. Дальнейшее проектирование рефлектора будет осуществляться с сотовым заполнителем отражателя толщиной не более 12,7 мм. Это обусловлено тем, что изготовление профилированных рефлекторов с сотами большей высоты имеет ряд технологических недостатков, которые существенно влияют на точность рефлектора. Масса конечно-элементной модели отражателя с обшивками из двух слоев углепластиковой ткани и сотами высотой 6,4 мм составляет 9 кг, а с сотами высотой 12,7 мм - 11 кг. 5. Определение конфигурации основания рефлектора Учитывая найденные координаты точек зачековки рефлектора, было спроектировано поддерживающее основание (рис. 7). Для определения оптимального поперечного сечения труб был проведен параметрический анализ основания. Конечно-элементная модель состоит из элементов типа BEAM. В местах зачековки основания ограничены только линейные перемещения узлов. На первой стадии параметрического анализа определялась зависимость частоты первого тона собственных колебаний основания от ширины сечения труб s (рис. 8). На втором этапе была получена зависимость частоты первого тона собственных колебаний основания от высоты поперечного сечения трубы Н (рис. 9). Анализ был проведен при постоянной толщине стенки труб (0,8 мм). Увеличение высоты поперечного сечения приводит к более существенному росту жесткости основания, чем увеличение его ширины. С учетом данных параметрического анализа и требований к массе конструкции, для труб основания было выбрано поперечное сечение высотой 110 мм и шириной 50 мм. 6. Описание конструкции рефлектора Рефлектор антенны состоит из отражателя и основания, которые находятся на расстоянии друг от друга (рис. 10). Трехслойная конструкция отражателя 5 имеет рельефную поверхность. Каждая обшивка состоит из двух слоев ткани. Основание 3 представляет собой интегральную оболочку. Плоскость установки конструкции 3 перпендикулярна оси рефлектора 7. Основание имеет четыре кронштейна для установки рефлектора на космический аппарат. Отражатель и основание соединяются при помощи тонких пластинок 4 и уголков 2. Пластинки приклеиваются к основанию с заданным шагом параллельно оси рефлектора. 7. Механический анализ рефлектора Отражатель, основание, уголки, пластинки рефлектора моделировались многослойными элементами типа Laminate с соответствующими толщинами слоев углепластика и сотового заполнителя. Зачековка рефлектора и кронштейн крепления к механизму раскрытия представлены элементами типа Plate и Beam. Связи между основанием, зачековкой и кронштейном имитировались конечными элементами типа RIGID [15]. Конечно-элементная модель рефлектора представлена на рис. 11. При проведении расчетов задавались граничные условия для 12 точек зачековки рефлектора на панели КА и одной точки на основании в месте соединения с механизмом раскрытия. Эти точки были ограничены по всем степеням свободы. 7.1. Модальный анализ рефлектора. Результаты модального анализа рефлектора представлены в табл. 5. Показаны первые 10 тонов колебаний рефлектора с эффективной массой более 1 %. Формы колебаний рефлектора представлены на рис. 12. Первая собственная частота колебания рефлектора равна 59,7 Гц (> 50 Гц), следовательно, требование по жесткости в транспортировочном положении выполнено. Рис. 7. Конечно-элементная модель основания рефлектора f1, Гц f1, Гц s, мм H, мм Рис. 8. Зависимость частоты первого тона колебаний основания от ширины поперечного сечения Рис. 9. Зависимость частоты первого тона колебаний основания от высоты поперечного сечения Рис. 10. Рефлектор антенны КА и его сечения Рис. 11. Конечно-элементная модель рефлектора Таблица 5 Собственные частоты колебаний рефлектора в транспортировочном положении Тон N Частота, Гц Эффективная масса, % X Y Z RX RY RZ 1 59,70 0,05 0,68 54,26 - 82.62 1,23 2 63,11 - 30,19 1,33 12,97 2,07 46,99 3 71,50 0,12 0,04 0,02 0,17 0,04 3,41 4 74,05 0,12 0,02 0,02 0,49 0,13 0,60 5 78,99 0,17 1,64 - 0,97 - 0,91 6 84,76 0,18 - 0,97 18,93 1,97 - 7 93,31 0,19 0,10 0,01 0,24 0,05 0,07 8 100,37 21,79 0,98 - 0,05 0,50 0,04 9 100,93 48,41 0,27 0,47 0,61 1,55 0,06 10 101,10 0,13 0,06 0,01 0,79 0,02 0,05 Итого 71,17 33,98 57,11 35,22 88,96 53,36 Первый тон колебаний Второй тон колебаний Рис. 12. Формы колебаний рефлектора в транспортировочном положении DSC_4613- DSC_5054- Рис. 13. Рефлектор антенны 7.2. Анализ прочности рефлектора. При анализе прочности были проанализированы основные элементы конструкции рефлектора. Коэффициент запаса прочности () для композиционного материала определялся по критерию Хилла [10]: (1) где (2) sх - нормальное напряжение вдоль оси X; sy - нормальное напряжение вдоль оси Y; txy - сдвиговое напряжение в плоскости XY; k - коэффициент неопределенности модели, равный 1,5; X, Y, Z - пределы прочности материала на растяжение и сдвиг соответственно. Запас прочности (ηс) для сотового заполнителя при трансверсальном сдвиге определялся по следующей формуле: (3) где t13, t23 - рассчитанные напряжения трансверсального сдвига; - предел прочности по сдвигу. Нагрузки на участке выведения превышают нагрузки при наземной эксплуатации, поэтому в данной работе проведены прочностные расчеты для участка выведения. В результате анализа выявлено, что максимальные напряжения, возникающие в элементах конструкции рефлектора, не превышают допустимых с минимальным запасом прочности 3. Заключение Предложенный алгоритм проектирования обеспечивает эффективную последовательность работ на этапах макетирования и механического анализа сложных космических конструкций. Проведенный комплекс проектных анализов подтвердил правильность выбора конструктивно-компоновочной схемы, материалов и геометрических параметров. Результатом проведенных исследований является высокоточный офсетный рефлектор антенны с контурной диаграммой направленности (рис. 13).

Об авторах

Н. А. Бердникова

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева

Email: berdnikova-nataly@mail.ru
Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

А. В. Иванов

АО «Информационные спутниковые системы» имени анадемика М. Ф. Решетнева»

Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

О. А. Белов

АО «Информационные спутниковые системы» имени анадемика М. Ф. Решетнева»

Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

В. Е. Чичурин

АО «Информационные спутниковые системы» имени анадемика М. Ф. Решетнева»

Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Список литературы

Дополнительные файлы