一种太空高刚度大机动桁架天线及其设计方法

1.本发明属于星载天线技术领域，尤其涉及一种太空高刚度大机动桁架天线及其设计方法。


背景技术：

2.目前，航天科技的不断发展，推进通信广播卫星、军事侦查卫星、气象卫星等技术的研发进程，人造卫星技术的高速发展全面促进了大型可展机构、测控通信、航天制造等相关的技术水平的提高。其中，可展开机构在航天技术的各个领域均得到了广泛应用，人造卫星的太阳翼帆板、星载天线、空间支撑臂等均由可展开机构实现。可展星载天线作为卫星通讯系统收集和发射信号的重要部件，对信号的质量、强度、带宽和功率的要求使得对星载天线的展开孔径、收纳比、质量、强度、刚度、精度的要求不断提高。在执行快速的跟随或转换跟踪目标时，星载天线需要具备一定的机动性是极其必要的。
3.星载天线中适于做大口径的有构架式、充气式、固面式，其中充气式天线的刚度低，固面式天线质量较重，构架式天线具有展开口径大、收纳比高、质量轻、高刚度等特点，相比之下构架式更适合应用于可机动的大型星载天线。在空间可展机构中，支撑臂与其它可展结构相比具有较高的刚度，将星载天线与支撑臂相结合，可有效提高星载天线的刚度。在机动过程中传力路径较长，而传统大型构架式星载天线一般通过机械臂的单点约束调整位姿，构架式传动关节较多会导致结构受力不均。大型星载天线在实现机动过程中需承受一定的驱动力矩和自身惯性力，传统构架式星载天线的结构复杂，在机动过程中存在不同步问题，所以分析一种适于可机动的星载天线迫在眉睫。目前，星载天线的主要分析方向有可展构型设计、展开过程、形面精度、动力学分析、结构优化、地面试验、电性能等，在星载天线的机动性能方面的分析较少，所以分析星载天线的机动性能具有重大意义。
4.可展星载天线支撑结构按照工作表面的形式可以分成三大类，一种是天线整体由若干不同的分反射面板通过铰链连接构成的固面反射面式可展天线，其收纳率由分反射面数量决定，其具有较高的形面精度和刚度，但具有较大的重量；一种是利用压缩气体填充天线外表复合材料的充气式可展天线，通过环境温度变化或紫外线光照射等外界环境条件硬化材料，此类天线具有轻质、高收纳比、展开过程稳定，充气式可展天线应用前景广阔；一种是由可展支撑结构提供支撑点张紧金属索网，张紧的金属网面作为反射面的金属索网式可展天线，其在收纳率、质量、结构刚度和形面精度等性能方面处于适中水平，应用最为广泛。
5.较为经典的固面反射面式可展天线天线外形与“向日葵”相似，被称为sunflower天线，通过由多块反射板面与板间铰链相连组成，此天线具的形面精度较高、结构稳定，但收纳率低、质量大。星载天线为加拿大航天局2007年成功研制并应用于radarsat-2卫星，此天线安装在卫星侧部，由4块固面反射板和板间铰链组成，形面精度高、刚度高、展开过程可靠，但质量较大。
6.充气式可展天线，展开口径可达14m，其质量小、口径尺寸可控性强、收纳率高，由于结构刚性件少，天线热稳定性差，充气式表面较柔、形面精度难以保证。金属网式天线主
要由金属索网与背架构成，天线的整体构型依托于背架结构，按照背架的类型可以分为构架式模块化天线、折叠式天线背架、回弹式天线背架、剪切式周边环类天线、缠绕式天线等形式。构架式支撑结构类的天线收纳比大、展开口径大、质量轻，一般刚度较小、结构复杂、展开过程较不稳定。
7.通过上述分析，现有技术存在的问题及缺陷为：现有的可展星载天线收纳比大、展开口径大、质量轻，一般刚度较小、形面精度难以保证、结构复杂、展开过程较不稳定。


技术实现要素：

8.针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种太空高刚度大机动桁架天线及其设计方法。
9.本发明是这样实现的，一种太空高刚度大机动桁架天线的设计方法，所述太空高刚度大机动桁架天线的设计方法包括以下步骤：
10.步骤一，利用最小二乘法确定天线背架最优表面，利用均分法确定结构尺寸：采用最小二乘法以球面拟合抛物面，确定最优的天线背架的工作表面，抛物面与圆柱面相交出的曲面为天线的工作表面，此抛物面与圆柱面中心线重合且圆柱面的直径为展开口径；
11.步骤二，获取基于sarrus机构的三棱柱构型的可展单元，并对可展单元的折展杆和锁定机构进行设计；其中，所述锁定机构用于至少三根三棱柱之间的转动连接与锁定，所述三根三棱柱中具有绕同一转动中心线转动连接的基座、第一连接座与第二连接座；
12.步骤三，利用可展单元原理样机并进行试验，确定可展单元的展开可行性；
13.步骤四，获取天线背架完全展开状态以及完全收拢状态的实时状况，并加装设计双层剪切链和加强拉索，获得大型抛物面可展天线的整体构型；
14.步骤五，对径向肋天线背架的可展单元进行运动学分析，包括：
15.获取待分析太空高刚度大机动桁架天线的运动参数，并根据所述运动参数得到所述待分析太空高刚度大机动桁架天线的状态空间运动模型；
16.对所述状态空间运动模型进行控制分析处理，得到所述待分析太空高刚度大机动桁架天线的控制器参数，以根据所述控制器参数控制所述待分析太空高刚度大机动桁架天线对预设的参考轨迹进行跟踪；
17.其中，所述状态空间运动模型的表达式为：
[0018][0019][0020][0021]
其中，表示所述待分析太空高刚度大机动桁架天线在空间坐标系下的速度，j表示变换矩阵，表示所述待分析太空高刚度大机动桁架天线的角速度，r表示所述待分析太空高刚度大机动桁架天线的运动半径，l1表示所述待分析太空高刚度大机动桁架天线中心到空间坐标系中心在第一方向上的距离，l2表示所述待分析太空高刚度大机动桁架天线中心
到空间坐标系中心在第二方向上的距离，分别表示所述待分析太空高刚度大机动桁架天线天线背架的角速度；
[0022]
步骤六，建立天线背架的有限元模型，分析天线背架的自由模态和约束模态的前10阶固有频率和振型，确定天线背架的模态特性；
[0023]
步骤七，对天线背架的机动性能进行分析，对天线背架进行结构优化。
[0024]
进一步，步骤一中，所述天线背架工作面的抛物面方程为：
[0025][0026]
其中，f为抛物面的焦距。
[0027]
进一步，步骤一中，所述抛物面方程为：
[0028]
x2 y2＝2fz；
[0029]
抛物面的母线方程为：
[0030]
x2＝2fz；
[0031]
球面的标准方程为：
[0032]
(x-a)2 (y-b)2 (z-c)2＝r2；
[0033]
球面母线的圆心为(a,b)，球面母线的方程为：
[0034]
(x-a)2 (y-b)2＝r2；
[0035]
整理可得：
[0036]
x2 y2 ax by c＝0；
[0037]
其中，
[0038]
范围内，将抛物线沿x轴离散为样本(xi,yi)，其中i∈(1,2,3)；(xi,yi)距离圆心(a,b)的距离为li：
[0039]
li＝(x
i-a)2 (y
i-b)2；
[0040]
li与圆半径r的拟合误差的平方差δi为：
[0041]
δi＝l
i2-r2；
[0042]
整理可得：
[0043]
δi＝x
i2
y
i2
axi byi c；
[0044]
将离散点(xi,yi)的拟合误差平方和记作l(a,b,c)，则有：
[0045]
l(a,b,c)＝∑(x
i2
y
i2
axi byi c)2；
[0046]
其中，δi为最小值时最小二乘法拟合的圆弧为最优圆弧，故l＝(a,b,c)求极值即可确定最优圆弧；
[0047]
通过下式确定a、b、r的拟合值，确定拟合圆弧：
[0048][0049]
运用matlab计算得到拟合圆弧的各项参数，根据得到的拟合圆弧，结合天线背架的模块数，计算天线背架的尺寸参数。
[0050]
进一步，步骤五中，对径向肋肋天线背架的可展单元进行运动学分析，包括：
[0051]
(1)运用d-h法分析可展单元正逆位置，利用螺旋理论对可展单元进行正速度分析；
[0052]
(2)借助adams仿真软件建立可展单元的运动学模型，验证可展单元的合理性；
[0053]
(3)根据建立的可展单元运动学模型，分析可展单元的展开过程以及运动关节和杆件的运动轨迹；
[0054]
(4)基于可展单元运动学建模方法，建立双可展单元、单根径向肋和天线背架整体的运动模型，运用matlab建立空间运动模型，分析天线背架的展开过程，验证天线背架设计的合理性。
[0055]
进一步，步骤(3)中，所述可展单元的动三角架中心点的运动轨迹只在y轴方向上有变化，其他方向的运动分量都为0，说明可展单元运动的单一性。
[0056]
进一步，步骤七中，对天线背架的机动性能进行分析，对天线背架进行结构优化，包括：
[0057]
对天线背架在常规工作和紧急任务时的运动参数进行设计，联合patran和adams计算得到不同工况、不同运动状态下的驱动力矩和功率，通过分析得到运动状态二天线背架的驱动力最小，确定天线背架满足工程项目的机动要求；
[0058]
对天线背架危险工况进行强度分析，验证天线背架满足设计要求；
[0059]
以天线背架在运动结束之前是否能恢复稳定为指标，利用二分法确定最优运动方案；
[0060]
对最优运动方案进行校核，满足强度要求；
[0061]
基于结构优化的遗传算法对天线背架进行结构优化，同时对结构的优化参数进行圆整，优化模型和圆整模型均满足结要求，圆整后的模型可作为天线背架最优的方案；
[0062]
其中，所述最优运动方案为：总运动转过90
°
，运动时间为59s，角加速度为1.805e-03rad/s2。
[0063]
本发明的另一目的在于提供一种利用所述太空高刚度大机动桁架天线的设计方法设计的太空高刚度大机动桁架天线，所述太空高刚度大机动桁架天线，包括天线背架；
[0064]
所述天线背架的径向肋由8个可展单元构成，天线背架的径向肋采用内端固定、外端悬出的方式，径向肋之间设置有双层剪切链，所述双层剪切链间设置有加强拉索；
[0065]
所述可展单元由定三角架、动三角架、3条可展支链、9个旋转铰链以及锁定机构组成；
[0066]
其中，所述可展单元的每条支链的3个铰链均在三棱柱的的侧面内运动，每条支链的运动轴线相互平行且垂直于三棱柱侧面；
[0067]
所述动三角架中的折展杆由根部铰链组件、中部铰链组件和碳纤维杆构成；
[0068]
所述中部铰链组件由上、下铰接头、扭簧、锁定机构组成，中部铰链的锁定机构由2个定位销、弹簧和销套筒组成，套筒固定在下铰接头上，定位销之间设有压缩弹簧，定位销沿销套筒做直线运动，当运动至指定位置定位销与销孔配合实现定位。
[0069]
本发明的另一目的在于提供一种存储在计算机可读介质上的计算机程序产品，包括计算机可读程序，供于电子装置上执行时，提供用户输入接口以应用所述的太空高刚度大机动桁架天线。
[0070]
本发明的另一目的在于提供一种计算机可读存储介质，储存有指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机应用所述的太空高刚度大机动桁架天线。
[0071]
本发明的另一目的在于提供一种信息数据处理终端，所述信息数据处理终端用于实现所述的太空高刚度大机动桁架天线。
[0072]
结合上述的所有技术方案，本发明所具备的优点及积极效果为：本发明提供的太空高刚度大机动桁架天线的设计方法，基于国内外可展天线、可展伸展臂机构的国内外分析现状，确定可机动天线背架结构的初步构想，介绍螺旋理论的分析现状，确定天线背架运动学的分析方法；提出确定天线背架工作面的方法，确定适合可机动天线背架的可展开单元构型，设计天线背架整体构型；通过建立天线背架可展单元模块运动模型的方法，确定可展单元模块的运动学特性，以验证可展单元的可行性。同时，通过建立天线背架整体运动学模型的方法，分析天线背架整体展开过程，以验证天线背架的合理性。
[0073]
本发明通过天线背架的动力学特性，确定了自由模态和约束模态，讨论了结构材料和几何尺寸对天线背架固有频率的影响，确定了提高结构刚度和固有频率的影响。
[0074]
本发明通过不同工况下天线背架的驱动力矩和功率，分析天线背架强度是否满足设计要求，以验证天线背架是否满足机动需求。天线背架的最优运动方案，分析天线背架在机动过程中的稳定性。分析背架结构优化的方法，改善天线性能。
[0075]
本发明对可机动的星载天线进行分析，提出一种大口径、轻质、高刚度、高收纳比、可机动的构架式天线背架，通过分析其结构构型、运动学特性、动力学特性以及机动性，为星载天线实现可机动提供理论支撑，为建设大口径高刚度机动性星载天线奠定基础。
附图说明
[0076]
为了更清楚地说明本技术实施例的技术方案，下面将对本技术实施例中所需要使用的附图做简单的介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本技术的一些实施例，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。
[0077]
图1是本发明实施例提供的太空高刚度大机动桁架天线的设计方法流程图。
[0078]
图2是本发明实施例提供的利用最小二乘法确定天线背架最优表面，利用均分法确定结构尺寸的方法流程图。
[0079]
图3和图4是本发明实施例提供的对径向肋天线背架的可展单元进行运动学分析的方法流程图。
[0080]
图5是本发明实施例提供的对天线背架的机动性能进行分析，对天线背架进行结构优化的方法流程图。
具体实施方式
[0081]
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
[0082]
针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种太空高刚度大机动桁架天线及其设计方法，下面结合附图对本发明作详细的描述。
[0083]
本发明实施例提供的太空高刚度大机动桁架天线，包括天线背架；
[0084]
所述天线背架的径向肋由8个可展单元构成，天线背架的径向肋采用内端固定、外端悬出的方式，径向肋之间设置有双层剪切链，所述双层剪切链间设置有加强拉索；
[0085]
所述可展单元由定三角架、动三角架、3条可展支链、9个旋转铰链以及锁定机构组成；
[0086]
其中，所述可展单元的每条支链的3个铰链均在三棱柱的的侧面内运动，每条支链的运动轴线相互平行且垂直于三棱柱侧面；
[0087]
所述动三角架中的折展杆由根部铰链组件、中部铰链组件和碳纤维杆构成；
[0088]
所述中部铰链组件由上、下铰接头、扭簧、锁定机构组成，中部铰链的锁定机构由2个定位销、弹簧和销套筒组成，套筒固定在下铰接头上，定位销之间设有压缩弹簧，定位销沿销套筒做直线运动，当运动至指定位置定位销与销孔配合实现定位。
[0089]
如图1所示，本发明实施例提供的太空高刚度大机动桁架天线的设计方法包括以下步骤：
[0090]
s101，根据工程项目的要求，确定天线背架工作面的成型方案，利用最小二乘法确定天线背架最优表面，利用均分法确定结构尺寸；
[0091]
s102，对天线背架的折展单元构型进行设计，提出基于sarrus机构的三棱柱构型的可展单元，并对可展单元的折展杆和锁定机构进行详细设计；
[0092]
s103，研制可展单元原理样机并进行展开试验，证实可展单元的可行性，确定可展单元的展开过程；
[0093]
s104，对天线背架进行详细设计，描述天线背架完全展开状态以及完全收拢状态，设计双层剪切链和加强拉索以提高天线背架刚度，并提出大型抛物面可展天线的整体构型；
[0094]
s105，对径向肋天线背架的可展单元进行运动学分析；
[0095]
s106，建立天线背架的有限元模型，分析天线背架的自由模态和约束模态的前10阶固有频率和振型，确定天线背架的模态特性；
[0096]
s107，对天线背架的机动性能进行分析，对天线背架进行结构优化。
[0097]
如图2所示，本发明实施例提供的步骤s101中，所述利用最小二乘法确定天线背架最优表面，利用均分法确定结构尺寸，包括：
[0098]
s201，采用最小二乘法以球面拟合抛物面，确定最优天线背架的工作表面；
[0099]
s202，抛物面与圆柱面相交出的曲面为天线的工作表面；
[0100]
s203，此抛物面与圆柱面中心线重合且圆柱面的直径为展开口径。
[0101]
本发明实施例提供的天线背架工作面的抛物面方程为：
[0102][0103]
其中，f为抛物面的焦距。
[0104]
本发明实施例提供的抛物面方程为：
[0105]
x2 y2＝2fz；
[0106]
抛物面的母线方程为：
[0107]
x2＝2fz；
[0108]
球面的标准方程为：
[0109]
(x-a)2 (y-b)2 (z-c)2＝r2；
[0110]
球面母线的圆心为(a,b)，球面母线的方程为：
[0111]
(x-a)2 (y-b)2＝r2；
[0112]
整理可得：
[0113]
x2 y2 ax by c＝0；
[0114]
其中，
[0115]
范围内，将抛物线沿x轴离散为样本(xi,yi)，其中i∈(1,2,3)；(xi,yi)距离圆心(a,b)的距离为li：
[0116]
li＝(x
i-a)2 (y
i-b)2；
[0117]
li与圆半径r的拟合误差的平方差δi为：
[0118]
δi＝l
i2-r2；
[0119]
整理可得：
[0120]
δi＝x
i2
y
i2
axi byi c；
[0121]
将离散点(xi,yi)的拟合误差平方和记作l(a,b,c)，则有：
[0122]
l(a,b,c)＝∑(x
i2
y
i2
axi byi c)2；
[0123]
其中，δi为最小值时最小二乘法拟合的圆弧为最优圆弧，故l＝(a,b,c)求极值即可确定最优圆弧；
[0124]
通过下式确定a、b、r的拟合值，确定拟合圆弧：
[0125][0126]
运用matlab计算得到拟合圆弧的各项参数，根据得到的拟合圆弧，结合天线背架的模块数，计算天线背架的尺寸参数。
[0127]
本发明实施例提供的步骤s102中，所述锁定机构用于至少三根三棱柱之间的转动连接与锁定，所述三根三棱柱中具有绕同一转动中心线转动连接的基座、第一连接座与第二连接座。
[0128]
如图3所示，本发明实施例提供的步骤s105中，所述对径向肋天线背架的可展单元进行运动学分析，包括：
[0129]
s301，获取待分析太空高刚度大机动桁架天线的运动参数；
[0130]
s302，根据所述运动参数得到所述待分析太空高刚度大机动桁架天线的状态空间运动模型；
[0131]
s303，对所述状态空间运动模型进行控制分析处理，得到所述待分析太空高刚度大机动桁架天线的控制器参数，以根据所述控制器参数控制所述待分析太空高刚度大机动桁架天线对预设的参考轨迹进行跟踪。
[0132]
本发明实施例提供的状态空间运动模型的表达式为：
[0133]
[0134][0135][0136]
其中，表示所述待分析太空高刚度大机动桁架天线在空间坐标系下的速度，j表示变换矩阵，表示所述待分析太空高刚度大机动桁架天线的角速度，r表示所述待分析太空高刚度大机动桁架天线的运动半径，l1表示所述待分析太空高刚度大机动桁架天线中心到空间坐标系中心在第一方向上的距离，l2表示所述待分析太空高刚度大机动桁架天线中心到空间坐标系中心在第二方向上的距离，分别表示所述待分析太空高刚度大机动桁架天线天线背架的角速度。
[0137]
如图4所示，本发明实施例提供的对径向肋肋天线背架的可展单元进行运动学分析，包括：
[0138]
s401，运用d-h法分析可展单元正逆位置，利用螺旋理论对可展单元进行正速度分析；
[0139]
s402，借助adams仿真软件建立可展单元的运动学模型，验证可展单元的合理性；
[0140]
s403，根据建立的可展单元运动学模型，分析可展单元的展开过程以及运动关节和杆件的运动轨迹；
[0141]
s404，基于可展单元运动学建模方法，建立双可展单元、单根径向肋和天线背架整体的运动模型，运用matlab建立空间运动模型，分析天线背架的展开过程，验证天线背架设计的合理性。
[0142]
本发明实施例提供的步骤s403中，所述可展单元的动三角架中心点的运动轨迹只在y轴方向上有变化，其他方向的运动分量都为0，说明可展单元运动的单一性。
[0143]
如图5所示，本发明实施例提供的步骤s107中，所述对天线背架的机动性能进行分析，对天线背架进行结构优化，包括：
[0144]
s501，对天线背架在常规工作和紧急任务时的运动参数进行设计；
[0145]
s502，联合patran和adams计算得到不同工况、不同运动状态下的驱动力矩和功率，通过分析得到运动状态二天线背架的驱动力最小，确定天线背架满足工程项目的机动要求；
[0146]
s503，对天线背架危险工况进行强度分析，验证天线背架满足设计要求；以天线背架在运动结束之前是否能恢复稳定为指标，利用二分法确定最优运动方案；对最优运动方案进行校核，满足强度要求；
[0147]
s504，基于结构优化的遗传算法对天线背架进行结构优化，同时对结构的优化参数进行圆整，优化模型和圆整模型均满足结要求，圆整后的模型可作为天线背架最优的方案；
[0148]
本发明实施例提供的最优运动方案为：总运动转过90
°
，运动时间为59s，角加速度为1.805e-03rad/s2。
[0149]
在上述实施例中，可以全部或部分地通过软件、硬件、固件或者其任意组合来实现。当使用全部或部分地以计算机程序产品的形式实现，所述计算机程序产品包括一个或
多个计算机指令。在计算机上加载或执行所述计算机程序指令时，全部或部分地产生按照本发明实施例所述的流程或功能。所述计算机可以是通用计算机、专用计算机、计算机网络、或者其他可编程装置。所述计算机指令可以存储在计算机可读存储介质中，或者从一个计算机可读存储介质向另一个计算机可读存储介质传输，例如，所述计算机指令可以从一个网站站点、计算机、服务器或数据中心通过有线(例如同轴电缆、光纤、数字用户线(dsl)或无线(例如红外、无线、微波等)方式向另一个网站站点、计算机、服务器或数据中心进行传输)。所述计算机可读取存储介质可以是计算机能够存取的任何可用介质或者是包含一个或多个可用介质集成的服务器、数据中心等数据存储设备。所述可用介质可以是磁性介质，(例如，软盘、硬盘、磁带)、光介质(例如，dvd)、或者半导体介质(例如固态硬盘solid state disk(ssd))等。
[0150]
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，都应涵盖在本发明的保护范围之内。