一种卫星结构热稳定性试验方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航天器结构地面试验技术领域，尤其涉及一种卫星结构热稳定性试验 方法。
【背景技术】
[0002] 基于军事和民用方面的考虑，世界各航天大国相继研制出各种以对地观测为目的 的遥感卫星，并逐步走向商业化，如美国的Landsat、Ikonos、QuickBird、WorldView、 GeoEye，法国的SPOT，日本的ASTER、AL0S，印度的Cartosat等。为摆脱我国遥感数据的市场 长期依赖美、法等国外遥感卫星的现状，我国陆续研制和发射了一系列的陆地遥感卫星，如 资源系列卫星和ZY-3号卫星，但其性能与国外先进国家相比存在较大差距，未来几年，研制 高精度陆地遥感卫星(或地球资源卫星)是我国航天科技发展的必然趋势。
[0003] 定位精度是陆地遥感卫星的一项关键性能指标，由于卫星在轨时的热环境十分恶 劣，因此定位精度与卫星的结构热稳定(主要是指结构热变形引起相机、星敏光轴相对指向 的变化)性存在密切的关系，例如当结构热变形引起相机光轴指向变化1"就会导致相机指 向在地面偏离理论目标2.45m(轨道高度约为500Km)。随着陆地遥感卫星精度要求的越来越 高，对卫星结构热稳定性提出了很高的要求。研究卫星的结构热稳定性规律不仅可以验证 卫星的高热稳定性设计，而且可以对在轨卫星进行热稳定性修正。
[0004] 当前，卫星结构的高热稳定设计一般通过纯计算的方法验证，由于卫星结构的复 杂性造成纯计算方法的结果一般误差较大。因此需要借助于试验方法去直接确定或验证计 算方法的正确和精度。此外计算分析时，也往往需要根据试验数据提供必要的参数，二者相 互验证。显然这种迭代在设计的过程中需要进行多次，这就意味着需要进行多次结构热稳 定性试验。当进行结构热稳定性研究时，最可靠的方法是对实物进行试验和观察，但卫星结 构体积、质量较大，实物试验往往周期较长，耗费大，有时由于试验条件的限制甚至是不可 能的。
【发明内容】
[0005] 本发明提供一种卫星结构热稳定性试验方法，用卫星结构实物的比例缩小模型来 代替实物进行试验，解决了用实物进行热稳定性试验周期较长、耗费大甚至不可能的问题。
[0006] 本发明是通过以下技术方案实现：
[0007] -种卫星结构热稳定性试验方法，其包括以下步骤：
[0008] 步骤1，根据卫星结构实物设计比例缩小的模型，利用所述模型进行热稳定相似试 验：
[0009] 当卫星结构实物是一种各向同性材料组成的结构时，所述模型使用任一一种各向 同性材料制成，且所述模型与所述卫星结构实物的几何相似、边界固定状态相似和温度场 相似，设利用所述模型进行热稳定相似试验获得的热变形为u m，则所述卫星结构实物的热 变形为Up，且Up = λΑθλαΙ?Β ;
[0010] 当卫星结构实物由多种各向同性材料组成，且各向同性材料的种类数量由N表示， 所述模型从所有各向同性材料中任意选取N种各向同性材料制成，且所述模型与所述卫星 结构实物对应材料的弹性模量等比例、热膨胀系数等比例，所述模型与所述卫星结构实物 的几何相似、边界固定状态相似和温度场相似，设利用所述模型进行热稳定相似试验获得 的热变形为U m，则所述卫星结构实物的热变形为UP，且UprAAAcaim;
[0011] 当卫星结构实物是一种或两种以上各向异性材料组成的结构时，所述模型使用与 所述卫星结构实物完全相同的各向异性材料制成，且所述模型与所述卫星结构实物的几何 相似、边界固定状态相似和温度场相似，设利用所述模型进行热稳定相似试验获得的热变 形为Um，则所述卫星结构实物的热变形为Up，且Up = λΑθΙΙηι;
[0012] 其中，h为所述卫星结构实物与所述模型的尺寸之比，λθ为所述卫星结构实物与所 述模型的温度场之比，λ α为所述卫星结构实物与所述模型的热膨胀系数之比。
[0013] 与现有的技术相比，本发明的有益效果是：
[0014] 在卫星结构热稳定性设计中，由于采用新的设计理论或新的结构形式，没有现成 的设计方法或计算方法，需要结构模型试验提供一定的数据，或者有时需要校核设计计算 结果，比较几种设计方案等，都需要进行结构模型试验，以便了解所设计的结构的内部各种 现象和规律。本发明基于此提供了一种卫星结构热稳定性试验方法。其具有以下优势：
[0015] 1)模型试验所需要的工作量及费用均比实际结构热稳定性试验低的多，这是因为 缩尺模型小，测量方法成熟。另外，在模型上容易作改变设计参数的多个模型对比试验。
[0016] 2)由于计算机技术的发展，结构热稳定性分析的方法也有了飞跃的进步，虽然用 计算机对结构热稳定性的数学模型分析在时间和经费上有时比作结构热稳定性模型试验 更节省，但是模型试验基本不受简化假定的影响，更能真实地反映结构的各种物理现象、规 律和量值。相反，有时简化了的数学模型分析结果还需要模型试验来验证。
[0017] 3)直到目前为止，许多复杂情况如卫星结构的三维非连续介质、非线性、各向异 性、复杂边界条件等等的结构热稳定性分析问题运用计算机计算仍有不少困难。而模型试 验却可以清晰、直观地展示这种情况下整个结构热变形的全过程。
【附图说明】
[0018] 图1为利用本发明进行卫星结构热稳定性试验方法的实施例一示意图。
【具体实施方式】
[0019] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，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。
[0020] 一种卫星结构热稳定性试验方法，其用卫星结构实物的比例缩小模型来代替所述 卫星结构实物进行热稳定性相似试验，通过相似数学关系和所述模型的试验结果，获得卫 星结构实物的热稳定性;所述卫星结构实物是卫星零件或者组件。
[0021] 所述热稳定性相似试验是指给所述模型施加一定的边界固定状态和温度场，测量 结构的热变形，具体内容为：
[0022] 当所述卫星结构实物是一种各向同性材料组成的结构时，所述模型可使用任何各 向同性材料，只要所述模型与所述卫星结构实物几何相似、边界固定状态相似和温度场相 似，那么所述模型与所述卫星结构实物热稳定性相似，所述相似数学关系为:uP/um=U'。
[0023] 当所述卫星结构实物是多种各向同性材料结构组成的结构时，所述模型和所述卫 星结构实物对应使用多种不同各向同性材料，所述模型与所述卫星结构实物对应材料的弹 性模量等比例，所述模型与所述卫星结构实物对应材料的热膨胀系数等比例，且所述模型 与所述卫星结构实物几何相似、边界固定状态相似和温度场相似，那么所述模型与所述卫 星结构实物热稳定性相似，所述相似数学关系为
[0024] 当所述卫星结构实物是多种各向异性材料组成的结构时，所述模型和所述卫星结 构实物对应使用相同的材料，且所述模型与所述卫星结构实物几何相似、边界固定状态相 似和温度场相似，那么所述模型与所述卫星结构实物热稳定性相似，所述相似数学关系为： Up/llm - 〇
[0025] 其中叫和^分别为所述卫星结构实物和所述模型的热变形，为所述卫星结构 实物与所述模型的尺寸、温度场和热膨胀系数之比。
[0026]本发明的技术解决方案原理：
[0027] (1)基本方程
[0028] 在温度变化的载荷下，固体的热弹性一般方程可以表示为： r-(uV + Vu)/2
[0029] < V*T + f = 0 j(在Ω 内） （1) Τ = 2//Γ + (AJ 0-)- 3Κ：)α (θ - θ{))) I：
[0030]其中u、Γ和Τ分别为位移矢量、应变张量和应力张量，I为单位张量，J( Γ )表示Γ pi pi 的迹，▽ = z'Y + 7 T + A τ为梯度算子，X，y，Z为E3空间中选定的直角坐标，i，j，k分别为X， ox ?ν cz y，z方向的单位矢量，λ, μ为Lame系数，f为体力，α为结构的线膨胀系数。 _1] (\ + ν)1\-2ν)'μ = φ7) (2)
[0032] KQ = λ + -μ (3) 3
[0033] 其中Ε为材料弹性模量，ν为泊松比，Κο为等比压缩模量。
[0034] 在区域Ω的边界曲面上通常给定如下的边界条件： u = ? 在3^上
[0035] η·Τ-? 在^□上 （4) η · Τ + ^ = 0
[0036] 其中为边界@Ω的某些部分，其和为3Ω，且两两不相交，U和t为预先 给定的矢量，η为边界上的单位外法向，k为给定正常数。
[0037] 方程（1)和方程(4)给出了一般结构在一定温度变化下Δθ = θ-θ〇的热变形偏微分 方程，但是该方程非常复杂，很难获得其解析解，一般通过有限元方法求得。本文也不直接 求解上述方式，只是根据上述方程结合量纲分析得出热稳定性比例模型试验的无量纲判 据。
[0038] (2)结构热稳定性模型试验的相似理论
[0039]根据相似定理，要使试验模型与被模拟的原型结构满足物理力学相似，需要满足 以下四方面的相似关系。即：几何尺寸相似、模型材料与原型材料的应力应变关系相似、质 量相似以及初始条件和边界条件相似。
[0040] a几何相似要求模型根据原型尺寸按固定比例缩小制作，这比较容易。但几何相似 不仅包括结构的缩尺制作，还包括各构件的组装精度及连接强度是否与原型相似，但这种 相似性一般存在一定误差，可通过计算方法进行畸变修正。
[0041 ] b模型材料与原型材料应力应变关系相似对各向同性材料而言比较容易，差别仅 仅是应力应变关系随温度变化规律不同，但一般来说，卫星结构的在轨温度变化范围较小， 可以认为而材料性质不随温度的改变而变化。但对于各向异性的材料而言这种近似是非常 困难的，模型的材料只能采用与原型相同的材料。但根据文献