一种星载反射面天线在轨指向热补偿方法

摘要

本发明公开了一种星载反射面天线在轨指向热补偿方法，S1构建星载反射面天线的电磁仿真模型，获取其常温状态下的标准辐射方向图；S2获取星载反射面天线的参照温度场参数；S3构建有限元模型，获取不同工况下天线热变形后的结构外形参数；S4基于结构外形参数获取相对应的形变辐射方向图，得到不同温度场下的天线增益值、指向角度变化；S5获取当前在轨温度遥测数据，分析并得到当前温度场参数，查找得到指向角度变化；S6上注天线指向角度修正指令。本发明有效解决了星载反射面天线在轨期间经受极端温度环境引起的指向偏差影响，提高了天线在轨指向精度，满足星载大口径反射面天线在极端温度环境下高精度指向通信的需求。

说明书

技术领域

本发明属于星载反射面天线领域，尤其涉及一种星载反射面天线在轨指向热补偿方法。

背景技术

在卫星工程中，需要研制大口径反射面天线，以满足卫星对地指向通信要求。通过分析，天线在轨期间会面临极端恶劣的温度环境，预计最低温度-200℃，最高温度+100℃，高低温温差极大。由于剧烈的温度变化，可能会导致大口径反射面出现较严重的变形，进而会导致天线辐射性能变化，使天线波束指向偏离原设计目标，影响大口径反射面天线对地指向通信效果。

针对星载反射面天线在轨极端温度环境影响，目前尚未引起足够的重视。多数情况在天线反射面上不设置测温点。即使设置了测温点，也仅作为辅助监测舱外温度用，并未对温度影响进行深度的干预。部分卫星型号由于工作频率高、反射面口径大，意识到反射面在轨工作时受到温度影响而产生形变，采取了部分应对措施。比较常见的做法是仿真分析反射面天线在轨极限温度，分析反射面加工工艺和结构材料是否可满足该温度条件，并进行高低温交变试验验证。第二种做法是首先分析在轨温度条件，然后对天线开展方向图性能影响分析，评估极端温度影响的程度，一般利用天线通信系统的设计余量来抵消热环境影响，并未进一步对在轨温度影响进行量化控制。

近年来随着卫星通信天线、遥感天线，尤其是深空探测通信天线对天线工作频率和天线口径需求的逐渐提高，反射面天线口径越来越大，天线波束更窄，在轨空间热环境对天线指向的影响更加严峻。因此需要一种有效的方法来准确评估反射面天线在轨工作时经受的温度环境影响，并采取量化控制措施，尽可能消除在轨环境温度对反射面天线指向性能的影响。

发明内容

本发明的技术目的是提供一种星载反射面天线在轨指向热补偿方法，以解决因极端高低温环境产生热变形对天线辐射性能尤其是对天线指向角度影响的技术问题。

为解决上述问题，本发明的技术方案为：

一种星载反射面天线在轨指向热补偿方法，包括如下步骤：

S1：构建星载反射面天线的电磁仿真模型，并获取星载反射面天线常温状态下的标准辐射方向图；

S2：基于星载反射面天线在轨的热边界环境条件，计算不同工况下的温度场分布，得到星载反射面天线的参照温度场参数；

S3：构建星载反射面天线结构的有限元模型，基于参照温度场参数，获取不同工况下星载反射面天线热变形后的结构外形参数；

S4：基于结构外形参数计算并获取相对应的形变辐射方向图，将形变辐射方向图与标准辐射方向图进行逐一对比，得到在轨不同温度场下的星载反射面天线的增益值变化以及相对应的指向角度变化，并存储得到变化统计表；

S5：获取星载反射面天线当前在轨的温度遥测数据，分析并得到当前温度场参数，在变化统计表内查找与当前温度场参数相近或相同的参照温度场参数，获取当前星载反射面天线的指向角度变化；

S6：基于当前星载反射面天线的指向角度变化，上注天线指向角度修正指令，修正星载反射面天线的指向角度偏差。

进一步优选地，步骤S4与步骤S5之间还包括步骤S41:进行真空热变形试验，以不同工况下的参照温度场参数对星载反射面天线进行热变形测试，获取相对应的形变量，并与结构外形参数进行比对，以修正变化统计表。

进一步优选地，还包括步骤S7：若得到的当前温度场参数超过变化统计表的极限记录，则将当前温度场参数带入步骤S3中再次获取当前星载反射面天线热变形后的结构外形参数，并重复步骤S4、S6，以更新变化统计表和修正星载反射面天线的指向角度偏差。

具体地，在步骤S5中，安装若干热敏电阻于星载反射面天线的反射面上，通过遥测热敏电阻的测量结果，以表征反射面温度分布情况，获取当前温度场参数。

其中，安装热敏电阻的温度测量点至少为五个，其中，一个温度测量点位于反射面的中心位置，其余温度测量点均布于反射面靠近边缘的位置。

具体地，温度测量点至少设有两个热敏电阻，单个温度测量点中的各个热敏电阻具有不同测温范围，以保证单个温度测量点的测温范围覆盖星载反射面天线在轨温度的波动范围。

本发明由于采用以上技术方案，使其与现有技术相比具有以下的优点和积极效果：

本发明通过分析星载反射面天线在轨不同工况下温度场分布情况，给出天线在轨受热环境影响导致的天线指向角度偏差，通过地面热变形试验验证修正有限元模型并更新计算结果。在轨期间通过反射面上温度测量点测量反射面在轨实时温度，分析天线指向角度偏差，并上注修正补偿，降低或消除在轨热环境对天线指向偏差影响。该方法有效解决了星载反射面天线在轨期间经受极端温度环境引起的指向偏差影响，提高了天线在轨指向精度，满足星载大口径反射面天线在极端温度环境条件下高精度指向通信的需求。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。

图1为本发明的一种星载反射面天线在轨指向热补偿方法的流程示意图；

图2为本发明的一种星载反射面天线的反射面热变形后天线方向图仿真结果示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对照附图说明本发明的具体实施方式。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图，并获得其他的实施方式。

为使图面简洁，各图中只示意性地表示出了与本发明相关的部分，它们并不代表其作为产品的实际结构。另外，以使图面简洁便于理解，在有些图中具有相同结构或功能的部件，仅示意性地绘示了其中的一个，或仅标出了其中的一个。在本文中，“一个”不仅表示“仅此一个”，也可以表示“多于一个”的情形。

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种星载反射面天线在轨指向热补偿方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。

实施例

参看图1和图2，本实施例提供一种星载反射面天线在轨指向热补偿方法，包括如下步骤：

首先，在步骤S1中，构建星载反射面天线的电磁仿真模型，通过电磁仿真软件计算得出该星载反射面天线常温状态下的标准辐射方向图。在本实施例中，天线工作频率为X频段，口径大小为2.5m，天线最大辐射方向定义为0°。

接着，在步骤S2中，根据星载反射面天线在卫星上的热边界环境条件，计算在轨不同工况下的温度场分布，分别计算星载反射面天线在太阳背面照射(极端低温)、太阳正面照射(极端高温)、太阳侧面照射等不同在轨状态。从而得到星载反射面天线在各类工况下的参照温度场参数，具体地，在本实施例中，反射面极端低温为-200℃、极端高温为+100℃，太阳侧面照射时，反射面上的最大温差为120℃。

然后，在步骤S3中，构建星载反射面天线结构的有限元模型，并在有限元模型中加载不同工况下的参照温度场参数，从而获取星载反射面天线热变形后的结构外形参数。在本实施例中，极端低温最大形变为2.5mm；极端高温最大形变为0.5mm；最大温度梯度差值120℃时，低温-120℃、高温0℃，此时最大形变为1.33mm。

接着，在步骤S4中，根据步骤S3的结构外形参数，计算得到变形后的形变辐射方向图，将形变辐射方向图与标准辐射方向图进行逐一对比，得到在轨不同温度场下的星载反射面天线的增益值变化以及相对应的指向角度变化，并存储于变化统计表中，其中低温工况下的变化统计表可具体参看表1。

表1低温工况星载反射面天线热变形后性能统计表

进一步优选地，还包括步骤S41，在步骤S41中，在地面进行真空热变形试验，按照在轨的典型工况，以不同工况下的参照温度场参数对星载反射面天线进行测试，获取反射面的形变量，并与步骤S3中的结构外形参数进行比对，重新计算并更新热变形后的有限元模型，以及天线增益和指向角度变化等仿真计算结果，进而修改变化统计表。

具体地，热变形试验在地面的真空罐内进行，根据天线外形尺寸选择合适的真空罐，真空度以及温度条件均需满足试验条件要求。为监测不同温度工况下的反射面形变量，在真空罐内需架设专用热变形测量相机。天线反射面上需要粘贴适应环境温度的专用靶标点，用于热变形测量相机测量靶标点空间三维坐标。测试完成后，经数据处理分析，给出所有测试工况下反射面热变形测试结果。

其次，在步骤S5中，地面获取星载反射面天线当前在轨的温度遥测数据，分析并得到当前温度场参数，在变化统计表内查找与当前温度场参数相近或相同的参照温度场参数，获取当前星载反射面天线的指向角度变化。在本实施例中，以上表1中的温度偏差工况2为例，在轨期间，若遥测到当前温度场参数与温度偏差工况2相似的温度场，则可以根据表1中所示特征数据，判断出天线指向角度受影响程度。

现对测温进行详细说明，在本实施例中，需要安装若干热敏电阻于星载反射面天线的反射面上，安装热敏电阻的温度测量点至少为五个。以五个温度测量点为例，在反射面+X、-X、+Y、-Y边缘背面的位置以及反射面中心位置附近安装热敏电阻。具体地，每个温度测量点至少设有两个热敏电阻，单个温度测量点中的各个热敏电阻具有不同测温范围，以保证单个温度测量点的测温范围覆盖星载反射面天线在轨温度的波动范围。在本实施例中，粘贴MF5604规格低温热敏电阻和MF501规格热敏电阻，其中MF5604适用于低于-50℃的温度环境，MF501适用于温度高于-50℃温度环境的测温需求，以上两种热敏电阻配合使用共同满足在轨-200℃～+100℃温度范围的测温需求。最后，通过在轨遥测数据获得热敏电阻的测量结果，以表征反射面温度分布情况，获取当前温度场参数。

最后，在步骤S6中，根据步骤S5得到的当前星载反射面天线的指向角度变化，向天线上注指向角度修正指令，修正星载反射面天线的指向角度偏差，使其保持天线良好的辐射性能。

较优地，在本实施例中，还包括步骤S7，若步骤S5中得到的当前温度场参数超过变化统计表的极限记录，则将当前温度场参数带入步骤S3中再次获取当前星载反射面天线热变形后的结构外形参数，并重复步骤S4、S6，以更新变化统计表和修正星载反射面天线的指向角度偏差。

通过采用本实施例，通过分析天线在轨不同工况下温度场分布情况，给出天线在轨受热环境影响导致的天线指向角度偏差，通过地面热变形试验验证修正仿真模型更新计算结果。在轨期间通过测量反射面在轨实时温度，分析天线指向角度偏差，并注数修正补偿，降低或消除在轨热环境对天线指向的影响。有效解决了星载反射面天线在轨期间经受极端温度环境引起的指向偏差影响，提高了天线在轨指向精度，满足大口径、高精度、极端温度环境条件下天线指向通信需求。

上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式。即使对本发明作出各种变化，倘若这些变化属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则仍落入在本发明的保护范围之中。