张瑾瑜，雷 豹，杨东生，许俊伟，严 旭

(中国运载火箭技术研究院，北京 100076)

0 引言

航天飞行器高温透波结构是在恶劣使用环境条件下保护航天飞行器的通信、遥测、制导、引爆等系统天线正常工作的一种结构，如天线罩、天线窗等，其材料常选用石英玻璃、石英陶瓷、石英纤维增强二氧化硅、氮化硅、磷酸盐复合材料等耐高温多功能电介质材料[1-6]。随着航天飞行器的不断发展，飞行速度不断提高，面临的热环境也越来越恶劣，而高温透波结构与其安装结构的材料热膨胀系数存在一定差异，在恶劣热环境条件下，它们之间可能产生较大的热变形，进而可能导致高温透波结构在热应力作用下破坏失效。因此，研究高温透波结构的热匹配性能，对航天飞行器的发展具有重要意义[7]。

本文针对一种航天飞行器典型天线窗类高温透波结构及其安装形式，选取典型热环境条件，采用有限元仿真分析方法，研究高温透波结构在不同材料、不同尺寸条件下的热匹配性能。

1 结构及连接形式

航天飞行器典型天线窗及其安装结构如图1所示，天线窗通过铝合金底座和铝合金压环固定连接后，贴壁安装在航天飞行器金属壳体内壁面上。

图1 天线窗及其安装结构示意图Fig.1 Schematic diagram of antenna window and its installation structure

表1为天线窗结构选用石英玻璃、石英陶瓷、石英纤维增强二氧化硅、氮化硅等不同材料的主要性能参数[8-11]。

表1 材料性能参数

2 热应力数学模型

结构受热产生的热变形、热应力等热匹配性能主要与材料热膨胀系数、弹性模量及温度变化量有关[12]。……