Анализ конструкции крепления рефлектора зеркальной космической антенны к космическому аппарату



Современный мир сложно представить без использования спутников связи. Работа современных технических комплексов и развитие в разных сферах жизни напрямую связаны с технологиями, работающими благодаря спутникам. Спутник связи — это искусственный спутник, выведенный на орбиту с помощью летательного аппарата (ЛА), назначением которого является ретрансляция радиосигнала между точками на поверхности Земли.

Развитие систем в разных сферах жизни человека таких, как спутниковая связь, GPS-ГЛОНАСС, метеорология, наблюдение за наземными и космическими объектами и т. д. потребовало улучшения характеристик рефлектора. Современные антенны должны обеспечивать большой коэффициент усиления и точность приёма и передачи сигнала. Важной составляющей частью рефлектора является его крепление к КА. От конструкции крепления зависят основные характеристики, связанные с точностью передачи сигнала. Существует два основных типа конструкции крепления: подвижное и неподвижное. В данной работе будет рассмотрено неподвижное крепление, которое обеспечит хорошие жесткостные характеристики конструкции, что поспособствует увеличению точности передаваемого и принимаемого сигнала.

Анализ конструкции крепления РЗКА к КА

После этапа проектирования конструкции крепления рефлектора к космическому аппарату и выбора нескольких вариантов, удовлетворяющих условия работы, необходимо выбрать оптимальный вариант, обеспечивающий нужные характеристики изделия. Для выбора оптимальных геометрических характеристик эллипсоидного сечения трубки проводится расчёт теплового и напряжённо-деформированного состояния на ГСО для каждого выбранного значения. На основании полученных результатов выбираются оптимальные геометрические значения.

Геометрическая модель крепления

Исходя из геометрических размеров рёбер подкрепления, были выбраны три эллипса (рисунок 1), которые в ходе решения масштабируются по обеим осями с шагом 5 мм. В таблице 1 представлены номера креплений и соответствующие им геометрические значения сечения.

Рис. 1. Схема расположения эллипса в системе координат

Таблица 1

Параметры эллиптического сечения рассматриваемых креплений

№ крепления	Размер по оси Х	Размер по оси Y
1	45	25
2	40	20

Был выбран шаг в 5 мм для того, чтобы определить в каком диапазоне значений данная форма будет иметь оптимальные характеристики. В данной работе основной характеристикой является стабильность размеров зеркала, поскольку данное крепление соединяется с рёбрами жёсткости и при нагреве может влиять на форму отражающей поверхности.

Одной из важных характеристик любого космического аппарата являются габариты конструкции. После определения диапазона значений для сечения эллипсоидной трубки была определена высота конструкции, которая в ходе решения для каждой конструкции оставалась неизменной. Исходя из выбранной высоты конструкции и центральной точки эллипса, которая совпадает с центром ребра, был определён угол наклона каждой трубки, который составляет 50.

После задания всех необходимых характеристик была создана модель конструкции, включающая в себя тонкостенный рефлектор с рёбрами жёсткости и крепление, соединённое с рёбрами неподвижно. Геометрическая модель представлена на рисунке 2.

Рис. 2. Геометрическая модель конструкции антенны

Конечно-элементная модель конструкции антенны

Конечно-элементная модель (КЭ модель) КСС антенны спутника представлена на рисунке 3. Она включает в себя геометрическую модель, описанную ранее, с варьируемыми значениями сечения эллипсоидной трубки. Параметры для сечений представлены в таблице 1.

Рис. 3. КЭ модель конструкции РЗКА для определения теплового поля

Для создания КЭ модели было применено разбиение геометрической модели на 2D элементы размером 18 мм с помощью сетки QUAD4.

В качестве объекта симуляции был выбран орбитальный нагрев (orbital heating) тела, излучение и расширенная тепловая связь, заданные параметры объекта представлены в приложении А. Расширенная тепловая связь нужна для создания зависимости между рёбрами и конструкцией рефлектора и крепления. Метод для решения с помощью модуля Simcenter 3D Space Systems Thermal — Монте -Карло по критерию ошибки с критерием ошибки 0,05. Доверительный уровень данного метода составляет 90 %. После получения температурного поля КЭ модели были выбраны такие моменты времени, в который температура крепления достигала наибольших значений.

После проведения теплового расчёта и определения моментов времени, в которые конструкция крепления нагревается больше всего, осуществлялся переход в решатель Nastran, для определения напряжённо-деформированного состояния рефлектора.

В данном модуле накладывались ограничения в области основания крепления, т. е. конструкция становилась неподвижна относительно космического аппарата. Параметры для данного расчёта представлены в приложении Б. Далее, исходя из полученных результатов, были определены оптимальные геометрические характеристики сечения.

Результаты конечно-элементного анализа

В результате моделирования было получено поле температур КЭ модели в разные моменты времени в модуле Simcenter 3D Space Systems Thermal. Далее был определён момент времени при вращении на ГСО для случая, когда температура крепления достигает максимальных значений (рисунок 4–7).

Рис. 4. Поле температур КЭ модели крепления 1 в момент времени: 39744с, °С

Рис. 5. Поле температур КЭ модели крепления 1 в момент времени: 86400с, °С

Рис. 6. Поле температур КЭ модели крепления 2 в момент времени: 39744с, °С

Рис. 7. Поле температур КЭ модели крепления 2 в момент времени: 86400с, °С

Видно, что для каждого крепления есть два момента времени, в которые происходит нагрев конструкции крепления до максимальных температур, поскольку нагрев происходит не только при попадании на неё теплового потока, но и при переходе тепла от рефлектора к креплению.

На данных изображениях видно, что процесс нагревания конструкции физичный, поверхность крепления достигает максимальных температур при попадании на неё излучения и от рёбер жёсткости, которые передают тепло от нагретого зеркала креплению. Выбраны именно эти два момента времени, поскольку перепад температуры на поверхности конструкции составляет более 30С, что может привести к возникновению перемещений.

Далее для данных моментов времени составляем таблицу узлов со значениями, которые потом переносим в модуль Nastran. Получаем напряжённо-деформированное состояние для полученных моментов времени (рисунок 8–11).

Рис. 8. Суммарные температурные перемещения в конструкции с креплением 1 в момент времени: 39744с, мм

Рис. 9. Суммарные температурные перемещения в конструкции с креплением 1 в момент времени: 86400с, мм

Рис. 10. Суммарные температурные перемещения в конструкции с креплением 2 в момент времени: 39744с, мм

Рис. 11. Суммарные температурные перемещения в конструкции с креплением 2 в момент времени: 86400с, мм

По полученным результатам видно, что значения перемещений крепления 1 меньше, что у крепления 2. Однако, что для обоих креплений значения перемещений не превышают допустимого значения, равного 0,1 мм, что означает возможность использования данной конструкции крепления. Также можно увидеть, что геометрические размеры сечения несущественно влияют на перемещения внутри конструкции. Также стоит учитывать погрешность результатов, полученных при проведении тепловых расчётов.

Литература:

1. Reflector Antennas [Электронный ресурс] // High Performance Space Structure Systems GmbH. URL: http://www.hps-gmbh.com/en/portfolio/subsystems/ reflector-antennas/ (дата обращения 15.05.2022).
2. Резник, С. В. Перспективы повышения размерной стабильности и весовой эффективности рефлекторов зеркальных космических антенн из композиционных материалов / С. В. Резник, П. В. Просунцов, А. Д. Новиков // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. — 2018. — № 1. — С. 71–83.
3. Спутник Ямал-401 (2017) [Электронный ресурс] // Решетнев АО «ИСС». URL: https://www.iss-reshetnev.ru/projects (дата обращения 15.05.2022).
4. Новиков, А. Д. Определение конструктивного облика рефлектора зеркальной космической антенны из композиционного материала / А. Д. Новиков, П. В. Просунцов, С. В. Резник // Вестник Российского университета дружбы народов. Серия: Инженерные исследования. — 2017. — Т. 18, № 3. — С. 308–317.
5. Тайгин, В. Б. Обзор конструкций зеркальных антенн космических аппаратов с твердотельными прецизионными размеростабильными рефлекторами / В. Б. Тайгин, А. В. Лопатин // Космические аппараты и технологии. — 2021. — Т. 5, № 1. — С. 14–26.
6. Пономарёв, В. С. Напряжённо-деформированное состояние антенных рефлекторов космических аппаратов при нестационарных тепловых воздействиях: автореф. дисс. 01.02.04 канд. физ.-мат. Наук / Пономарёв Виктор Сергеевич. — Томск, 2015. — 139 с.
7. Advanced antennas for small satellites / S. Gao [et al.] // Proceedings of the IEEE. — 2018. — Vol. 106, No. 3. — P. 391–403.