随着空间技术的发展,作为地球遥感的重要工具,卫星系统设计的重要性不言而喻。而卫星通信天线系统是卫星控制信号及数据传输的重要手段,其设计及可靠性直接关乎卫星与地面站之间通信的成败。星载天线指向机构是天线系统的执行机构,其任务是在与地面站建立通讯过程中随卫星运转不断调整天线指向,使天线始终指向地面站接收天线,配合天线系统完成与地面的通信。卫星在轨期间,天线执行机构需长时间间歇往复运转,因此对整个天线执行系统的长寿命和可靠性提出较高的要求。本文结合中科院国家空间中心项目“星载小型高可靠指向机构”的研发,完成两种天线负载(抛物面天线和圆锥喇叭天线)指向机构的结构设计。提出了一种免润滑的二维指向机构,方案简单可靠,且通过改变与天线负载的接口便能承载多种小型天线负载。针对抛物面天线负载,开展了指向机构及负载的力学和空间温度场仿真;针对圆锥喇叭天线负载,完成指向机构及负载的地面力学环境以及热真空环境模拟试验。本文重点对以下几个部分进行研究:(1)根据卫星总体的技术要求,同时考虑航天器产品设计的特殊性,完成两种天线(抛物面天线和圆锥喇叭天线)驱动机构的机械结构方案设计。其结构设计简单,实现了免润滑、免维护,摆脱了传统润滑剂对系统的影响,在实现指向机构功能的基础上大大提高指向机构的可靠性和寿命。利用CATIA软件建立机构的三维模型,通过Hypermesh与ANSYS联合仿真,计算机构的静力学和动力学特性,并依据仿真结果确定了最终设计方案。(2)考虑轨道空间温度在±90℃之间频繁变化的工作环境,采用被动热控措施对指向机构进行热控设计,确保指向机构工作时各部件的温度在热控指标之内。利用Thermal Desktop软件对处于空间环境下的指向机构外热流进行计算,以及在轨温度场进行仿真模拟。仿真结果显示,采取被动热控措施后的天线指向机构在不同轨道工况下,各组成构件的温度均能满足热控要求,热控方案合理。(3)依据项目时间节点要求,完成圆锥喇叭天线指向机构物理样机的试制。采用钛合金表面离子渗氮处理工艺实现指向机构转动部件的免润滑,根据摩擦学理论,分析指向机构的失效机理并推导关键部件免润滑轴承的失效模型。由轴承的失效模型设计加速寿命试验方法,确定试验的加速因子和应力水平。最后确定试验的测试参数和机构发生失效的依据。(4)根据项目试验要求,制定力学试验和热真空试验方案。探讨空间冷焊发生的机理。在空间科学中心环境模拟试验室完成圆锥喇叭天线指向机构的力学环境试验(冲击试验、正弦振动试验及随机振动试验)、热真空试验、抗冷焊试验以及加速寿命试验。结果显示机构在各种典型模拟环境工况下均能工作正常,未出现功能异常等情况,满足设计使用要求。