空间遥感器主反射镜在宽温度范围内的环境适应性设计

主反射镜的面形精度对空间相机的成像质量至关重要。为保证 空间相机在宽温度范围(20±10℃)内的成像质量,设计了一种柔性支撑结构。首先,选择碳化硅(SiC) 作为反射镜材料,并对主反射镜镜体进行了背部半封闭式轻量化处理。其次,针对这个孔径为550 mm的圆 形主镜组件在20±10℃温度范围内的使用环境,设计了一种柔性铰链结构。利用Matlab软件优化了支撑结构参 数,使得支撑柔性结构在受到温度载荷时沿着径向具有足够的柔性,并可吸收变形和降低反射镜应 力。通过有限元分析可以看出,该支撑结构的一阶频率达到267 Hz,远高于机身组件的固有频率,因此可保 证主镜组件不遭到破坏。而且在重力耦合10℃温度载荷时,反射镜的面形误差(RMS值)也满足光学 系统优于λ/40的要求。     

长条形空间反射镜轻量化及其支撑结构设计

为保证空间反射镜在空间应用环境中保持高位置精度和面形精度,实现良好成像,从结构材料的选择、反射镜轻量化设计及支撑结构设计三个方面对某长条形空间反射镜进行了详细的结构设计。提出了一种底面局部开口、三角形加强筋的轻量化形式,反射镜采用背部三点支撑方案,通过合理设计柔性支撑结构参数,使反射镜保证了高刚度和热尺寸稳定性要求。采用有限元法对反射镜系统进行了静、动态特性和热特性分析。分析结果表明:自重及5 ℃均匀温变载荷工况下,反射镜面形精度达到λ/10 PV,λ/50 RMS（λ=632.8 nm）;反射镜组件一阶固有频率230 Hz,具有足够高的动静态刚度和热尺寸稳定性,满足空间应用要求。     

空间引力波望远镜主镜组件的结构设计

针对空间引力波望远镜皮米量级的极高光程稳定性需求,对系统中主镜组件进行了优化设计。采用微晶玻璃（Zerodur）作为反射镜材料,支撑结构材料为铟钢（4J36）。首先,通过对反射镜参数的优化,使其在保证面形精度的同时镜体轻量化率达到了72%。然后,设计了一种双轴联杆型Bipod柔性反射镜支撑结构,并采用了侧面三点支撑的形式。以保证有效的支撑刚度及卸载效果为目的,建立了柔性铰链的数学模型,并基于Matlab对其尺寸参数进行了优化。最后,对优化设计后主镜组件进行了模态分析及振动试验,并完成了在轨分析与波前质量计算。结果显示,主镜组件的一阶固有频率为373 Hz,与试验结果的相对误差为3.5%;在轨环境下主镜面形精度达到8.9 nm（RMS）;波前精度为/5（=1 064 nm）。表明该反射镜组件满足设计指标要求。     

大型离轴三反相机主镜组件结构设计与验证

大口径长条形反射镜是大型离轴三反相机的核心部件之一,针对“吉林一号”宽幅01C星中通光口径为1 250 mm×460 mm的主反射镜,系统论述了1.2 m量级大长宽比反射镜组件的结构设计方法,并对所研制的主镜开展了详细的验证。从材料属性和现有工艺出发,镜体材料选择反应烧结碳化硅,采用半封闭式轻量化形式,通过二目标全局优化确定了镜体结构参数的最佳组合,最终镜体设计质量为41.8 kg,面板厚5 mm、最薄加强筋仅厚3 mm。采用经典背部三点支撑方案,优化柔性支撑中的双轴柔性铰链结构参数以兼顾组件基频和热稳定性,并与镜体质心位置进行匹配。提出了主镜组件的装配流程和相应的消应力措施。测试结果表明：主镜在装调重力工况下全口径面形精度均方根值为0.016λ(λ=632.8 nm),翻转180°后主镜全口径面形精度均方根值为0.019λ;实测主镜组件一阶基频为127.8 Hz,经大量级随机振动和高低温循环后,主镜面形精度均方根值基本不变。主镜组件具有良好的动、静力学特性,且面形精度高、稳定性良好,能够满足高性能空间光学系统的使用要求。     

单反式光端机反射镜柔性支撑参数化设计与试验

为保证单反式光端机指向捕获跟踪(Pointing, acquisition and tracking, PAT)时反射镜在恶劣空间环境下的面形精度,设计了一种底面开槽的柔性支撑结构。由于柔性支撑结构参数较多,为避免各参数之间严重耦合,采用正交优化方法对柔性支撑结构进行参数优化设计,再利用有限元方法对反射镜组件进行热力学特性分析。仿真分析结果表明,反射镜组件一阶频率为352.61 Hz,在1g重力和10℃温升(温降)共同作用下的最大面形误差RMS为λ/54.79(λ=623.8 nm),能够满足动、静态刚度和热尺寸稳定性要求。使用ZYGO干涉仪在(20±10)℃温度范围内对反射镜面形进行检测,结果表明,反射镜面形PV值优于λ/6,RMS优于λ/43,满足RMS≤λ/40的指标要求。实验结果表明,柔性支撑参数设计可靠,满足使用要求。     

GEO激光通信系统主镜组件优化设计

为保证GEO激光通信系统主镜的面形误差、主镜组件的结构刚度满足设计要求,需要进行主镜组件结构参数优化设计。由于组件的结构参数较多,为避免参数之间重复优化,提高优化设计效率,采用正交优化方法,用9种结构参数组合完成全部81种参数组合的主镜优化设计,保证了1 g重力、2℃径向温差分别作用时的面形误差RMS值满足RMS/50（=632.8 nm）的面形精度要求,并且改善了5℃均匀温升作用下的面形误差RMS值;在此基础上,进行了柔性支撑优化设计。仿真分析表明,主镜组件一阶频率为213 Hz,高于要求的200 Hz固有频率,主镜在1 g重力、2℃镜体径向温差和5℃均匀温升共同作用下的最大面形误差为10.78 nm,满足面形精度要求。经实验测试:5℃均匀温升的面形误差RMS值为7.27 nm,优于设计要求。优化设计为主镜组件的设计、加工、装校提供了技术支撑。     

大口径空间红外相机铍铝合金反射镜组件材料选择与设计

针对某空间摆扫相机系统，为了保证空间红外相机获得轻质、可靠的摆扫头部，且各反射镜均具有良好的面形精度及较高的一阶固有频率，对其摆扫部分的结构进行了针对性研究。选择了铍铝合金材料作为Φ750 mm口径主反射镜材料，以钛合金材料的柔性支撑结构支撑，安装在铍铝合金材料的主镜室内。包含次镜组件、次镜支撑和遮光筒，整个摆动部分总质量为17.5 kg。采用有限元方法对反射镜组件在力热耦合状态下进行了仿真分析，结果表明反射镜全口径最大面形误差RMS值为27.04 nm，满足全口径范围内面形误差不低于λ/20(λ=632.8 nm) 的要求。摆动部分一阶谐振频率为122 Hz，为控制系统预留了较大的带宽。实体模型的力学试验结果与有限元分析结果接近，表明满足总体对摆扫部分的设计要求。     

中心支撑长条形反射镜轻型优化设计

针对轻小卫星相机质量更轻、性能更好的设计要求,对空间某中等口径的长条形反射镜提出一种基于中心支撑形式的轻型优化设计方法。选用背部中心单点支撑形式,不仅从整体上减小了反射镜及其组件的质量,而且大大简化了支撑结构的设计。采用多目标集成优化的方法,提高了反射镜在Z向重力工况下的面形精度。设计了适用于中心支撑的柔性支撑结构,克服了中心支撑刚度低、动态可靠性差的缺点。仿真分析了反射镜及其组件的综合性能,并与背部三点支撑形式进行了比较。结果表明,中心支撑的反射镜质量更轻（3.36 kg）,与实体反射镜相比,轻量化率达到了87%,组件质量也较三点支撑减小了24%;在X、Y、Z三轴方向1 g重力工况下的面形精度RMS值分别达到2.2、2.1、7.5 nm,优于三点支撑形式;4℃均匀温升载荷工况下的面形精度RMS值为2.8 nm,远小于设计要求的RMS 12 nm;反射镜组件的一阶固有频率为135 Hz,重力作用下镜面的最大刚体位移为3.96 m。该设计在极大地减小了反射镜及其组件质量的同时,保证了反射镜的面形精度和组件的动、静态刚度,满足设计要求,为同类型空间反射镜的轻型优化设计提供了一种新思路。     

空间引力波望远镜主反射镜系统的结构设计优化

针对空间引力波望远镜主反射镜系统的结构及支撑组件进行了设计与优化。主反射镜运用了侧面3点支撑对镜体进行约束,并对支撑点的选取与布局进行了研究。反射镜采用能够实现较大弯曲刚度的背部钻孔式半封闭构型,通过有限元计算结合多目标遗传算法对反射镜轻量化结构进行了参数优化,在不降低面形精度的条件下使镜体结构轻量化率达到74%。设计了一种由两个无阻隔串联式柔度单元组合而成的可调节双轴连杆型Bipod柔性铰链结构,其可对反射镜面形误差进行补偿。建立了柔性铰链并联机构作用于反射镜的数学模型,对其进行了基于MATLAB的参数取值分析,并通过有限元方法完成了对参数取值的修正。最后进行了空间热载荷条件下的反射镜面形分析,结果表明反射镜面形误差优于λ/60,满足设计要求。     

空间遥感器反射镜背部支撑结构设计

鉴于空间遥感器反射镜组件需要具有高面形精度、高可靠性和高稳定性支撑的性能,设计了一种应用于天基反射镜的三点背部支撑结构,该支撑结构包括锥套、柔节和修研垫。对三点背部支撑的支撑原理以及工程实现开展了深入研究。对引起三点背部支撑反射镜组件面形误差变化的误差源进行了归纳总结,研究了各个误差源引起面形变化的作用机理,对支撑结构开展相应的设计来缓解各个误差源导致的反射镜的面形精度的变化。首先采用有限元仿真的方法对设计结果开展静、动力学仿真,然后对加工装配完成的反射镜组件开展了试验测试。测试结果表明,在工作状态下采用该三点支撑结构的镜组件的面形误差优于/60（=632.8 nm）,镜体刚体位移小于0.01 mm,镜体转角小于2,质量小于4.5 kg。整个组件具有合理的模态分布,基频是254 Hz,大大高于设计要求值120 Hz。镜组件在正弦振动和随机振动下的最大放大倍率为1.73倍,在正弦振动和随机振动下的最大应力为369 MPa,远低于选用材料的屈服极限。     

离轴三反望远镜主镜和三镜面形误差补偿机理

为保证大口径离轴三反消像散(Three-Mirror Anastigmat,TMA)光学系统在轨成像质量,探明离轴TMA系统中次镜位姿与主镜及三镜面形误差补偿机理,以矢量像差理论为基础,用Zernike多项式表述离轴TMA系统镜面面形误差,并对系统镜面面形误差进行解析。通过分析发现,位于非光阑位置三阶彗差经光瞳坐标变换衍生出与视场线性相关像散;提出结合失调离轴系统矢量像差校正解析式,以系统出瞳波像差RMS值为评价标准,构建离轴TMA系统像差补偿模型,利用次镜位姿对主镜及三镜存在面形误差的离轴TMA系统进行补偿。仿真实验表明：系统主镜存在0.5λ像散与彗差时,所构建像差补偿模型可将系统出瞳波像差由0.18λ补偿至0.08λ;系统三镜存在0.05λ像散与彗差时,可将出瞳波像差由0.3λ补偿至0.1λ,且当三镜面形误差在(-0.03λ,0.03λ)范围内时,可将系统各视场RMS值补偿至系统设计值,使系统成像质量满足要求,为大口径反射式空间望远镜在轨主动装调提供进一步理论指导。     

Bipod支撑大口径反射镜的零重力面形测试技术

双脚架结构具有静定支撑的特点,可以隔离机械附加载荷,因此成为大口径空间相机反射镜组件的常用支撑形式之一。在地面装调时,采用双脚架支撑的反射镜的面形因重力作用而下降。空间相机入轨后,随着重力变形的释放,反射镜面形会再次发生改变。有限元分析方法评估反射镜组件的重力误差,其精度难以达到高质量高分辨率成像的要求。同时,反射镜加工过程中使用的重力卸载方案也难以沿用至组件阶段。针对重力误差测试过程中装配误差与三叶像差混叠以及检测光路对球差测试精度不足的问题,提出了翻转与卸载相结合的测试方案。基于不同像差的正交性,可以进行分别测试来逐项获取各像差。通过反射镜组建的翻转测试,分离装配误差与重力误差中的三叶像差。设计一定精度的卸载装置,通过卸载前后的对比测试,得到重力造成的球差等旋转对称像差。采取上述方案可以实现对全部重力误差的实测。利用1.3 m口径高轻量化反射镜组件进行了测试验证,其重力误差面形rms和在轨面形rms分别为0.192λ （λ=0.6328 μm）和0.023λ。     

离轴三反光学系统主三反射镜支撑结构设计

主三反射镜支撑结构是离轴三反生物成像系统研制过程中的关键技术难点之一,为了减少工作环境下主三镜面形变化,满足支撑系统稳定性要求,利用有限元方法对主三镜组件进行了优化设计。首先,根据光学系统设计要求确定了反射镜及其支撑结构的材料和支撑方式。接着,优化布局了反射镜底部3点和侧面6点支撑位置,设计了轻量化镜室结构。根据优化数学模型设计了圆弧悬臂梁式柔性铰链结构,分析了在重力工况下和温度载荷工况下各参数对镜面面形精度的影响。然后,对反射镜支撑组件进行了静力学和热力学仿真分析,分析结果为重力工况下镜面均方根值RMS为1.529 nm,温度变化4 ℃时镜面均方根值RMS为2.426 nm。最后,采用Zygo干涉仪对支撑作用下的主三反射镜和系统波像差进行检测,实测反射镜镜面RMS值为0.025 λ,系统波像差RMS值为0.102 λ (λ=632.8 nm),基本满足了生物成像系统技术指标（主三镜镜面RMS≤λ/40,系统波像差RMS≤λ/10）要求。     

大口径望远镜主镜支撑系统装调

针对1.2 m大口径望远镜主镜支撑系统,为保证主镜面形精度均方根要求,提出了一种有效的装调方法。该主镜支撑系统结合运动学原理,分别设计了Whiffletree轴向支撑和柔性切向杆侧向支撑结构,以保证其在较大温差范围内（-20~60℃）以及不同俯仰状态下（垂直-水平）始终具有较好的面形精度。机械加工误差及安装误差使柔性机构在组装过程中极易引入装配应力,明显地增大主镜表面变形。借助于有限元软件对装调过程中可能出现的误差进行仿真分析,根据结果制定装调流程,并对实际装调进行指导。完成主镜支撑系统装调后,采用补偿器和干涉仪对主镜的垂直检测及水平检测,检测出两种状态下主镜的实际面形误差分别为/42和/31（=632.8 nm）。     

大口径离轴反射镜四点热锁辅助支撑设计与验证

针对大口径离轴反射镜组件高面形精度、高可靠性和高稳定性支撑的要求,设计了一种中心筒支撑配合四点可自由加、解热锁辅助支撑的离轴反射镜新型复合支撑方案,热锁部件在力学试验和发射过程中锁紧,地面测试及在轨时释放,在保证面形的同时,有效提升了反射镜组件基频及抗力学性能,并在某空间遥感器706 mm×560 mm口径离轴反射镜组件研制中进行了验证,结果表明采用四点热锁辅助支撑的反射镜组件在加锁后动态性能优良,满足基频大于120 Hz、静载30 g条件下胶应力≤3 MPa的要求,且加锁前及解锁后面形均满足RMS优于λ/40 （λ=632.8 nm）的要求,验证了该设计的有效性。     

大口径空间反射镜的重力卸载优化方法

针对某Φ1550 mm口径高轻量化反射镜在轨面形误差RMS优于1/50λ （λ=632.8 nm）的高精度要求，为模拟在轨失重状态，降低反射镜光轴水平状态面形检测时重力的影响，对反射镜进行了多点主动支撑式重力卸载参数优化。首先，在反射镜分区的基础上，提出了卸载力大小、支撑点数量及轴向初始位置的确定原则；随后，建立反射镜的有限元模型，以重力与卸载力共同作用下主镜面形RMS优于0.002λ为目标，以卸载力轴向位置为参数进行仿真优化，通过对参数的影响规律分析总结出快速优化要点，实现优化过程的简化；最终使重力引起的面形误差RMS值减小至0.00145λ。将优化后参数应用于反射镜光轴水平状态的面形检测中，测得绕轴0°、120°、240°时面形RMS分别为0.0157λ、0.0161λ及0.0159λ，且面形分布较为一致，说明经卸载后重力对面形的影响被有效消除。所提出的重力卸载优化方法灵活高效，为实现大口径反射镜的高精度光学加工及在轨使用提供保障。     

望远镜主镜面形误差的结构函数分析方法

望远镜主镜面形误差的指标制定、分析以及评价方法对主镜加工具有重要的指导意义。提出一种结构函数分析方法,利用它分析了大气湍流对望远镜系统成像质量的影响,制定出主镜面形加工误差的指标要求;通过建立泽尼克多项式与结构函数的直接转化关系,实现了对主镜面形误差的有效评价,给出了具体的转化步骤及结果;通过巨型麦哲伦望远镜(GMT)实例对分析过程进行了具体说明。结构函数分析方法与整镜均方根(RMS)波像差等方法相比,能更准确及完善地评价望远镜主镜的面形误差,对镜面加工更具指导意义。     

大口径主镜轴向支撑点位置优化分析

光电系统中，主镜轴向支撑点位置对面形精度起着非常重要的作用，主镜支撑点位置合理与否，在一定程度上影响着光学系统的成像质量。研究了镜面变形与径厚比的关系以及如何确定不同口径主镜的支撑点的数目，利用有限元法对不同口径主镜的支撑位置进行优化设计，给出了最佳支撑点的位置。     

高体份SiC/Al反射镜在空间光学应用可行性的分析

简述了空间遥感器设计中反射镜材料选择的重要性及影响。对SiC和SiC/Al复合材料与常用光学材料的空间应用综合品质因子进行了比较,SiC材料的综合品质因子为8072.92,高体分SiC/Al复合材料的综合品质因子为1 687.50。并对高体分SiC/Al复合材料应用在反射镜上的光学性能进行了检测。检测结果得出材料的表面粗糙度能够达到1.49 nm,小于5 nm;反射率达到95%以上,能够满足反射镜的性能要求。对采用高体分SiC/Al复合材料作为反射镜和背板材料的相机结构进行分析。分析结果得出整体结构前三阶模态为115 Hz,120 Hz,203 Hz,满足空间遥感器大于100 Hz的技术要求,各反射镜的面形精度满足RMS≤1/50λ(λ=632.8 nm)的技术要求。各项测试数据和有限元分析结果表明,高体份SiC/Al复合材料作为反射镜在空间光学中应用是可行的。