基于机电耦合的星载有源相控阵天线组件热功耗确定方法技术

本发明专利技术公开了基于机电耦合的星载有源相控阵天线组件热功耗确定方法，包括：确定天线结构参数、材料属性及电磁参数；确定T/R组件热参数；确定天线阵元相位中心；建立天线热模型，施加热载荷及边界条件，计算太空环境下的天线温度场分布；转换热单元类型，建立天线结构有限元模型，施加温度载荷及结构约束，计算天线阵面热变形；确定天线相位参考点，提取阵元相位中心节点位移，基于机电耦合模型计算变形天线的增益损失；判断是否超出允许范围，修改T/R组件的热参数；确定T/R组件热功耗最大值。本发明专利技术能有效确定星载有源相控阵天线组件的热功耗，不仅对星载有源相控阵天线的组件设计提供指导，还可根据天线结构温度场分布，对组件位置布局提供指导。

【技术实现步骤摘要】


本专利技术属于天线
，具体是基于机电耦合的星载有源相控阵天线组件热功耗确定方法。可用于确定星载有源相控阵天线组件热功耗的最大值，还可以根据组件热功耗预测天线电性能，对天线组件设计及布局有指导意义。

技术介绍

自20世纪50年代以来，随着星载天线的飞跃式发展，对天线多功能、多波段、远距离、高功率等性能要求越来越高。而小口径、低增益天线已无法实现大数据传输容量的需求，星载有源相控相控阵自此得到了广泛的研究与应用。
有源相控阵天线每个辐射器都配有发射/接收组件(即T/R组件)，每个天线都可以产生、接收电磁波，所以阵列天线结构会包含有成千上万的发热器件，其工作所产生的热量作用于天线结构会使阵面发生变形。此外，T/R组件的性能会受温度变化而变化。而在星载环境中，无法对天线结构进行散热及温度一致性设计，故天线自身产热以及环境极端温度、热梯度的影响，会严重影响天线的阵面的平面度及电性能。关于星载有源相控阵天线热变形对电性能影响的研究主要包括两大类：①热变形的计算。如在文献韦娟芳,关富玲,赵人杰等.星载微带阵天线的热变形分析及实验验证[J].中国空间科学技术,2002,6:63-68中，作者通过建立拉-弯耦合效应力学方程研究了星载阵列天线的热变形分析，这是我国首次对星载微带天线阵天线进行热变形实验。②电性能计算。此方面研究多采用数值方法进行求解，如文献VerpoorteJ,SchippersH,VosG.Technologyforconformalload-bearingantennasonaircraftstructures[J].2000.采用数值方法计算了星载微带阵列天线变形后的方向图，过程繁琐、耗时。总之，上述方法都不能直接预估组件热功耗大小对电性能的影响程度。每有一个热功耗，便需进行大量计算才可以得到天线的电性能。
因此，有必要基于机电耦合模型确定星载有源相控阵天线的组件热功耗的最大值，不仅可以预测其对电性能的影响，也对天线组件布局有指导意义。

技术实现思路

基于上述问题，本专利技术提供了基于机电耦合的星载有源相控阵天线组件热功耗确定方法，该方法基于机电耦合模型，将T/R组件发热引起的星载有源相控阵天线阵面热变形与天线电性能直接联系起来，通过分析可以明确T/R组件热功耗对天线电性能的影响规律，进而可以得到T/R组件热功耗的最大值，对组件设计及结构设计都具有指导意义。
实现本专利技术的技术解决方案是，基于机电耦合的星载有源相控阵天线组件热功耗确定方法，该方法包括下述步骤：
(1)根据星载有源相控阵天线的服役环境和工作要求，确定星载有源相控阵天线的结构参数、材料属性及电磁参数；
(2)根据星载有源相控阵天线的工作要求，确定有源安装板底部T/R组件的热参数；
(3)根据星载有源相控阵天线的电磁参数，确定阵元相位中心；
(4)根据星载有源相控阵天线的结构参数、材料属性建立星载有源相控阵天线热模型；
(5)根据星载有源相控阵天线的热参数，在有限元模型上施加热载荷，计算太空环境下的天线温度场分布；
(6)转换热单元类型为对应的结构单元类型，建立天线结构有限元模型，确定阵元相位中心节点；将温度载荷施加于天线结构有限元模型，计算星载有源相控阵天线阵面的热变形；
(7)根据星载有源相控阵天线阵面热变形，提取阵元相位中心节点位移；
(8)根据星载有源相控阵天线的结构参数，确定星载有源相控阵天线的相位参考点，利用提取的阵元相位中心节点位移，基于机电耦合模型计算变形天线的增益损失；
(9)判断星载有源相控阵天线的增益损失是否超出允许范围，如果没有超出允许范围，则可按步骤(10)进行，否则转至步骤(11)；
(10)根据星载有源相控阵天线的增益损失，利用T/R组件热功耗，确定T/R组件热功耗的变化量，修改T/R组件的热参数，更新天线热模型，转至步骤(5)；
(11)确定T/R组件热功耗最大值。
所述步骤(1)星载有源相控阵天线的结构参数包括天线单元、基板、有源安装板、T/R组件的长度、宽度和高度，以及天线排列的行数、列数和单元间距；所述有源安装板包括铝蜂窝上面板、铝蜂窝、铝蜂窝下面板；所述材料属性包括弹性模量、泊松比、密度、导热系数及热膨胀系数；所述星载有源相控阵天线的热参数指T/R组件的热功耗Q；所述星载有源相控阵天线的电磁参数包括天线单元的形式和天线的工作频率f。
所述步骤(3)，对于结构规则的的天线阵元，确定阵元的几何中心为星载有源相控阵天线阵元的相位中心。
所述步骤(4)建立星载有源相控阵天线的热模型按照以下步骤进行：
(4a)根据步骤(3)在阵元相位中心处设置硬点；
(4b)在ANSYS中建立天线、铝蜂窝上面板、铝蜂窝、铝蜂窝下面板及T/R组件的热模型。
所述步骤(5)计算星载有源相控阵天线的温度场分布按照以下步骤进行：
(5a)确定热边界条件：星载有源相控阵天线与周围环境无对流换热，确定热边界条件为绝热环境；
(5b)施加星载有源相控阵天线的热边界条件及T/R组件的热功耗在ANSYS中进行温度场分析，得到天线结构的温度场分布。
所述步骤(6)计算星载有源相控阵天线的阵面热变形按照以下步骤进行：
(6a)转换热单元类型为对应的结构单元类型，建立星载有源相控阵天线的结构有限元模型，并确定阵元相位中心的节点；
(6b)将温度场分析得到的节点温度施加于天线结构有限元模型；
(6c)施加结构约束，计算天线阵面热变形。
所述步骤(7)星载有源相控阵天线共有M×N个天线单元，M和N分别为天线安装平面内x方向和与x方向正交的y方向的天线单元个数，阵元间距为dx×dy。根据天线阵元相位中心节点提取第(m,n)(1≤m≤M，1≤n≤N)个阵元在x，y，z方向的位移(Δxmn,Δymn,Δzmn)。
所述步骤(8)计算星载有源相控阵天线变形后的增益损失按照以下步骤进行：
(8a)根据星载有源相控阵天线的排列形式确定阵列天线相位参考点O，建立坐标系O-xyz；
(8b)根据阵列天线理论，计算星载有源相控阵天线理想状态时的增益为Gideal；
(8c)计算观察点P(θ,φ)处变形天线的增益，具体通过下述方法实现：
8c-1)根据步骤(7)提取得到的阵元相位中心节点位移(Δxmn,Δymn,Δzmn)，计算天线阵面变形后第(m,n)个阵元相较于阵列天线相位参考点O产生的空间相位差，公式如下：
式中，Δx11、Δy11、Δz11分别为相位参考点O处阵元的x，y，z方向的位移；cosαx、cosαy、cosαz分别为观察点P(θ,φ)与坐标轴x，y，z间的方向余弦，具体表示如下：
式中，θ，φ分别为观察点处的俯仰角和方位角；
8c-2)基于机电耦合模型，计算星载有源相控阵天线变形后的场强方向图，公式如下：
式中，Imn、ψmn分别为第(m,n)个阵元激励电流的幅度和相位，k＝2π/λ为自由空间波常数；
8c-3)基于变形天线的场强方向图计算得观察点P(θ,φ)处变形天线的增益，公式如下：
其中，(θ0,φ0)指天线的最大辐射方向；
(8d)计算变形天线的增益损失，公式如下：
ΔG＝G-Gideal。
所述步骤(9)本文档来自技高网...

【技术保护点】
基于机电耦合的星载有源相控阵天线组件热功耗确定方法，其特征在于，包括下述步骤：(1)根据星载有源相控阵天线的服役环境和工作要求，确定星载有源相控阵天线的结构参数、材料属性及电磁参数；(2)根据星载有源相控阵天线的工作要求，确定有源安装板底部T/R组件的热参数；(3)根据星载有源相控阵天线的电磁参数，确定阵元相位中心；(4)根据星载有源相控阵天线的结构参数、材料属性建立星载有源相控阵天线热模型；(5)根据星载有源相控阵天线的热参数，在有限元模型上施加热载荷，计算太空环境下的天线温度场分布；(6)转换热单元类型为对应的结构单元类型，建立天线结构有限元模型，确定阵元相位中心节点；将温度载荷施加于天线结构有限元模型，计算星载有源相控阵天线阵面的热变形；(7)根据星载有源相控阵天线阵面热变形，提取阵元相位中心节点位移；(8)根据星载有源相控阵天线的结构参数，确定星载有源相控阵天线的相位参考点，利用提取的阵元相位中心节点位移，基于机电耦合模型计算变形天线的增益损失；(9)判断星载有源相控阵天线的增益损失是否超出允许范围，如果没有超出允许范围，则可按步骤(10)进行，否则转至步骤(11)；(10)根据星载有源相控阵天线的增益损失，利用T/R组件热功耗，确定T/R组件热功耗的变化量，修改T/R组件的热参数，更新天线热模型，转至步 骤(5)；(11)确定T/R组件热功耗最大值。...

【技术特征摘要】
1.基于机电耦合的星载有源相控阵天线组件热功耗确定方法，其特征在于，包括下述步骤：
(1)根据星载有源相控阵天线的服役环境和工作要求，确定星载有源相控阵天线的结构参数、材料属性及电磁参数；
(2)根据星载有源相控阵天线的工作要求，确定有源安装板底部T/R组件的热参数；
(3)根据星载有源相控阵天线的电磁参数，确定阵元相位中心；
(4)根据星载有源相控阵天线的结构参数、材料属性建立星载有源相控阵天线热模型；
(5)根据星载有源相控阵天线的热参数，在有限元模型上施加热载荷，计算太空环境下的天线温度场分布；
(6)转换热单元类型为对应的结构单元类型，建立天线结构有限元模型，确定阵元相位中心节点；将温度载荷施加于天线结构有限元模型，计算星载有源相控阵天线阵面的热变形；
(7)根据星载有源相控阵天线阵面热变形，提取阵元相位中心节点位移；
(8)根据星载有源相控阵天线的结构参数，确定星载有源相控阵天线的相位参考点，利用提取的阵元相位中心节点位移，基于机电耦合模型计算变形天线的增益损失；
(9)判断星载有源相控阵天线的增益损失是否超出允许范围，如果没有超出允许范围，则可按步骤(10)进行，否则转至步骤(11)；
(10)根据星载有源相控阵天线的增益损失，利用T/R组件热功耗，确定T/R组件热功耗的变化量，修改T/R组件的热参数，更新天线热模型，转至步骤(5)；
(11)确定T/R组件热功耗最大值。
2.根据权利要求1所述的基于机电耦合的星载有源相控阵天线组件热功耗确定方法，其特征在于，所述步骤(1)中，星载有源相控阵天线的结构参数包括天线单元、基板、有源安装板及T/R组件的长度、宽度和高度，以及天线排列的行数、列数和单元间距；所述有源安装板包括铝蜂窝上面板、铝蜂窝和铝蜂窝下面板；所述材料属性包括弹性模量、泊松比、密度、导热系数及热膨胀系数；所述星载有源相控阵天线的热参数指T/R组件的热功耗Q；所述星载有源相控阵天线的电磁参数包括天线单元的形式和天线的工作频率f。
3.根据权利要求1所述的基于机电耦合的星载有源相控阵天线组件热功耗确定方法，其特征在于，所述步骤(3)中，对于结构规则的的天线阵元，确定阵元的几何中心为星载有源相控阵天线阵元的相位中心。
4.根据权利要求1所述的基于机电耦合的星载有源相控阵天线组件热功耗确定方法，其特征在于，所述步骤(4)按如下过程进行：
(4a)根据步骤(3)在阵元相位中心处设置硬点；
(4b)在ANSYS中建立天线、铝蜂窝上面板、铝蜂窝、铝蜂窝下面板及T/R组件的热模型。
5.根据权利要求1所述的基于机电耦合的星载有源相控阵天线组件热功耗确定方法，其特征在于，所述步骤(5)按如下过程进行：
(5a)确定热边界条件：星载有源相控阵天线与周围环境无对流换热，确定热边界条件为绝热环境；
(5b)施加星载有源相控阵天线的热边界条件及T/R组件的热功耗在ANSYS中进行温度场分析，得到天线结构的温度场分布。
6.根据权利要求1所述的基于机电耦合的星载有源相控阵天线组件热功耗确定方法，其特...

【专利技术属性】
技术研发人员：王从思，毛静，王艳，王伟，宋立伟，程景胜，朱敏波，陈光达，保宏，米建伟，李申，
申请(专利权)人：西安电子科技大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61