网状天线在轨运行时，型面精度直接决定通信效率。空间冷黑背景与太阳外热流叠加，部件温度波动可达200℃左右，航天器热变形随之明显。变形预示要准，空间环境模拟就得贴近在轨条件。红外笼能提供外热流，但材料热光学特性差异一大，加载误差会被放大。

JWST等大型空间任务同样依赖真空低温试验验证结构稳定性。在相关研究中，把有限元仿真与太阳模拟器原位真空试验结合，验证了准直型太阳辐照模拟的有效性。紫创测控LuminBox准直型太阳光模拟器通过优化光束发散角，并支持可编程控制，能够从源头减轻这类误差对试验结果的影响。

网状天线热变形预示需要太阳模拟器

航天器热变形一旦发生，效率、方向图和副瓣电平都会改变。空间热环境周期性的冷热交替，对热稳定性要求最高的部件影响最深。红外笼能施加热流却难以复现太阳光的准直特性，航天器热试验中的太阳辐照模拟因此一直是难点。

地面热试验做完后，在轨表现常偏离预期，根源是外热流模拟不够真实。太阳模拟器如何模拟空间太阳辐照，关键就在准直性、光谱匹配和均匀性上。

试验天线结构与两种典型工况

研究对象是某型号碳纤维网状天线，卡塞格伦双反射面结构。主反射面口径1500 mm，由碳纤维支撑肋与编织网组成。天线刚度低，航天器热变形的控制难度偏高，航天器热试验都把它列为重点考核对象。

网状天线结构示意

试验选取两个典型太阳侧照工况。工况1对应对日巡航飞行姿态，为距日1.2 AU的存储状态，辐照度949.3 W/m²。工况2对应对地数传姿态，辐照度1687.7 W/m²。这套卫星太阳辐照模拟方案覆盖存储与最大热流两种极端。

有限元仿真的温度场与变形场

仿真用Simcenter 3D完成。建模时简化了螺孔、螺钉等细小部件，并把碳纤维编织网等效为连续实体面。网的真实孔隙率为0.5，等效成实体后辐射面积增加，太阳吸收比从0.92折算到0.46，红外发射率从0.84折算到0.42。这是太阳辐射环境模拟中的常规折算。

温度场结果显示，低温工况天线最低温-93.08℃，高温工况最高温42.24℃，表面分布连续。温度场映射到结构模型后，整体变形绝大部分在0.01–0.4 mm之间。背阳侧升至0.6–0.8 mm。空间环境模拟下，航天器热变形在这一带最为集中。

不同太阳辐照度下的天线表面温度场

不同太阳辐照度下的天线变形场

真空低温下的太阳模拟器原位测量试验

试验在KM3E空间环境模拟器中进行。这类航天器热平衡测试设备真空度可达6.65×10⁻³ Pa，是典型的太阳辐射环境模拟平台。太阳模拟器以10 kW氙灯为光源，辐照度在0.05–1.5个太阳常数间连续可调，准直角±1.6%。这几项正是太阳辐照模拟的核心指标。

网状天线模拟热变形测量试验布局

摄影测量系统用两台D12相机，一用一备，装在低温悬臂两端，距天线上方约500 mm。真空低温试验中，旋转悬臂转一周即可测完。

对比表明，两种工况下90%以上区域的温度偏差绝对值都在2–5℃以内。对卫星热平衡试验来说，主反位移变形最大值偏差只有0.008–0.023 mm，太阳辐照模拟与空间环境模拟能把它压到这个量级，模型才算可用。

在空间环境模拟中，试验能不能站住，关键看准直性和均匀性。功率大小反而次要。

热流准直性误差与补偿方法

部分区域温度场仍有8–10℃偏差。原因是AM0太阳模拟器的准直角存在±1.6°至2°误差，而仿真按绝对准直处理。以工况2为例，辐照度1687.7 W/m²时最大辐射误差约为1687.7×sin2°≈58.9 W/m²，受照强的区域可以忽略，背光侧则被放大。

仿真把网面简化为实体面，背光侧肋板被完全遮挡；而网面孔隙的太阳光透过率约0.5，加准直性误差，背光侧仍会收到部分辐射。补偿热流按几何关系给出。垂直出射光的平面加14.725 W/m²，53°夹角平面加约60.8 W/m²。真空低温试验与太阳辐射环境模拟的误差补偿后降到0–3℃，减小70%以上。

背光侧肋板辐射补偿

准直性越好，后面要做的补偿越少。太阳模拟器用于航天测试，重点在准直性和均匀性；卫星热平衡试验和航天器热试验的加载误差，多半出在准直环节。

仿真模型与地面原位热变形试验结果一致。天线主反背阳面的航天器热变形最为剧烈，最大可达0.6–0.8 mm。太阳辐照模拟中的准直性误差会造成局部辐照度偏差，经辐射补偿后明显降低。对卫星热平衡试验而言，高准直外热流加载配合仿真验证，是更可靠的航天器热变形预示路径。

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原文参考：陈旭, 杨晓宁, 王晶, 等. 基于太阳模拟器的网状天线热变形仿真与试验研究[J]. 航天器环境工程, 2022, 39(2): 140-147. 图 1—图 5 依次对应该文图 1、图 5、图 6、图 2、图 12，均为原文图件的原尺寸裁切。

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