某空间光学遥感器的电控箱结构设计与分析

为了满足卫星平台的要求,需要对 某型号电控箱进行轻量化设计。给出了一种小体积、轻 质量、高稳定性电控箱的结构形式。针对遥感器电子学设备 在轨工作时的复杂工况,提出了一种电控箱防护性设计方法。对大功 耗元器件采取了主动热控措施。最后用有限元法对电控箱进行 了模态分析。结果表明,电控箱的一阶模态为240 Hz,远大于不 小于140 Hz的技术指标,能够满足空间应用的要求。     

空间遥感相机成像单元结构设计

根据某型号空间遥感相机的技术指标要求,对成像单元进行了详细的设计与分析。首先,给出了一种小体积、轻质量、高稳定性成像单元的结构形式;其次,针对遥感相机电子学设备在轨工作的复杂工况,提出了成像单元防护性设计方法,对大功耗元器件设计了主动热控措施;最后用有限元法对成像单元进行了详细分析,分析结果表明,成像单元一阶模态为184 Hz,远大于遥感相机基频106 Hz,具有较好的动态性能;成像单元在自重、25℃工况条件下,力学及热稳定性较高。对成像单元进行了力学和热光学试验,力学试验结果表明成像单元的一阶频率为185 Hz,与理论分析结果一致性较好,热光学试验结果表明:成像单元对整机热光学性能影响很小,各项指标均满足设计要求。     

离轴三反空间相机外遮光罩组件的研制

杂散光抑制对提高空间相机的成像品质起着至关重要的作用。通过合理地设置外遮光罩可以有效地抑制杂散光。为了满足空间相机外遮光罩轻质、高刚度、高强度和高尺寸稳定性的要求,选取增强基碳纤维复合材料作为空间相机外遮光罩的材料,并提出了相机主支撑结构与外遮光罩独立安装的设计思想,从而最大限度地降低了外遮光罩变形对光学元件尺寸稳定性的影响。利用有限元分析技术对外遮光罩结构进行了热特性及动态特性分析,并对结构参数进行了优化设计,最终得到了质量为5.2kg、一阶固有频率为113Hz的外遮光罩结构。动力学试验测试结果表明,外遮光罩一阶谐振频率为106.8Hz,在正弦振动和随机振动试验中加速度放大倍率小于10倍,最大应力为86.6MPa,远远小于碳纤维复合材料屈服应力,结构刚度、强度完全满足设计指标要求。     

微纳卫星高分辨视频相机光机结构设计与试验(特邀)

针对20 kg级微纳光学遥感卫星微型化视频相机要求,详述了其光机系统的设计、装调和试验,以及所使用的集成优化设计技术。该相机采用卡塞格林结合校正镜的光学系统,包括两个反射镜和一个校正镜组,为了获得最优的力热稳定性,反射镜采用了碳化硅材料。首先,基于20 kg级微纳视频卫星的任务及总体设计,提出了其所搭载的视频相机的指标要求;然后,分别介绍了该视频相机光学和光机结构系统;为了进一步提高轻量化率,在满足光学性能要求的同时,利用光机集成优化方法进行了轻量化设计,优化后光机系统质量仅3.03 kg,整机质量仅4.76 kg,一阶基频120 Hz以上;最后,开展了系统装调和地面力学摸底试验,试验结果表明其动力学性能和稳定性良好。     

长焦距空间相机主次镜间桁架支撑结构设计

为了满足长焦距空间相机主次镜间支撑结构高刚度、高强度、高热稳定性和轻量化的设计要求,从材料选择、结构形式、连接工艺和参数优化等方面分析了空间相机主次镜间支撑结构设计中需要考虑的问题。针对某7 m焦距,相对孔径1∶6,采用卡塞格林光学系统的空间相机,设计了一种采用碳纤维复合材料的3层27杆式主次镜间桁架支撑结构,并基于有限元法对其进行了优化设计。分析结果表明,设计的桁架结构质量减轻了38 kg,一阶固有频率可达80 Hz,在径向自重和5℃均匀温升载荷作用下,次镜最大倾角为4.6″,表明所设计的支撑桁架合理可行,能够满足长焦距空间相机的使用要求。     

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。     

提高遥感相机电子学成像质量方法

影响遥感相机成像质量的因素很多，为了提高遥感相机电子学成像质量，对核心元器件的信噪比、电路带宽、抑制高频信号干扰和暗电平箝位等影响因素进行了分析，提出了改进方法，并进行了实验验证。达到空间实际应用的要求。     

基于SiC材料的空间相机非球面反射镜结构设计

针对空间相机中优质轻型光学反射镜对材料提出的要求，详细讨论了设计基于SiC材料空间反射镜的一系列问题，包括径厚比的选择、支撑点数量、轻量化结构形式、材料特性匹配等，提出了一种背部半封闭、三角形孔的轻量化形式，并设计制造了 Φ600 mm轻量化SiC反射镜实验件。抛光后反射镜面形精度优于λ/20 rms。为验证重力变形的影响，将反射镜分别旋转了90°和180°，用Zygo干涉仪检验，3个方向检测结果误差均小于λ/100 rms。在此基础上设计完成了某空间相机中的SiC非球面主镜、次镜、第三镜，结果表明基于SiC材料的反射镜在重力变形、谐振频率、热变形等方面均能满足使用要求，而且与玻璃材料相比，在很大程度上降低了重量。     

弹载红外相机静态质量质心配平

为了实现弹载红外相机静态质心配平,在整机质量具有一定要求下,设计了一套数量少、质量轻、工艺性好、互换性优的配重负载组合。针对狭小空间体积的弹载红外相机设计出配重负载以及合理安排负载组合的安装位置,提出了先利用三维设计软件Creo4.0仿真出原始样机质心位置,再结合整机的质心要求,在空间两点采用力矩平衡原理计算出配重负载质量和质心应在位置的耦合关系,在总结归纳了配重负载设计原则之上,运用Creo4.0设计出配重负载方案。经过投图、加工、装配以及严格的质心测试论证,结果表明,该方法很好地实现了质心配平功能,使得弹载红外相机满足质心要求。这种静态质心配平思路相较于试配法具有快速高效、布局合理等优势。     

弹载红外相机静态质量质心配平

为了实现弹载红外相机静态质心配平,在整机质量具有一定要求下,设计了一套数量少、质量轻、工艺性好、互换性优的配重负载组合。针对狭小空间体积的弹载红外相机设计出配重负载以及合理安排负载组合的安装位置,提出了先利用三维设计软件Creo4.0仿真出原始样机质心位置,再结合整机的质心要求,在空间两点采用力矩平衡原理计算出配重负载质量和质心应在位置的耦合关系,在总结归纳了配重负载设计原则之上,运用Creo4.0设计出配重负载方案。经过投图、加工、装配以及严格的质心测试论证,结果表明,该方法很好地实现了质心配平功能,使得弹载红外相机满足质心要求。这种静态质心配平思路相较于试配法具有快速高效、布局合理等优势。     

C/SiC在大口径空间望远镜次镜承力筒的应用

设计并研制了基于C/SiC复合材料的大口径空间望远镜次镜承力筒。首先对C/SiC复合材料的特性以及在空间遥感器领域的应用进行了介绍。其次以某大口径空间望远镜次镜承力筒为例,对不同材料下次镜承力筒的质量、力热性能进行了对比。仿真分析表明:设计的C/SiC复合材料次镜承力筒低至32 kg,相比钛合金筒减轻45.5%;基频为204 Hz,满足设计要求;更易于控制热变形对反射镜面形的影响。最终完成了C/SiC复合材料次镜承力筒的研制和主要物理性能的检测,并进行了力学振动试验考核,对振动前后结构的三坐标测量数据进行了比对。结果表明:次镜承力筒组件的基频良好,振动试验前后频漂低于1%,结构的微位移变化量级在微米级。为应用C/SiC开展空间遥感器大尺寸整体成型支撑结构的设计提供有效的参考价值。     

紧凑型多光谱空间光学遥感器焦平面的设计与拼接

为实现高分辨率、多光谱、宽覆盖的遥感测量,对空间光学遥感器由3片TDI CCD组成的焦面组件进行了设计,并提出了一种新的拼接方法。根据空间光学遥感器采用的多光谱TDI CCD外形尺寸较大、几乎占满整个结构设计空间的特点,对其焦平面进行了紧凑型的机械交错拼接设计;根据紧凑型多光谱焦平面的特点,结合图像处理技术进行了拼接,对由CCD拼接仪产生的图像进行了放大和处理,以尽量消除因人眼视觉误差对拼接精度产生的影响,提高拼接精度;最后进行了拼接验证。结果表明,该方法拼接出的焦面各片CCD之间的搭接误差〈3μm,两排CCD的平行度误差〈3μm,共面性误差〈5μm,满足空间光学遥感器的成像要求。     

"GF-5"卫星差分吸收光谱仪热控设计及验证

差分光谱仪是一种基于空间测量的精密光学仪器,整个寿命周期内对光机系统及探测器有较高的温度稳定性要求。为保证光路的精度,需要光学安装板 温度梯度小于2℃;为降低温度波动对信号的干扰,整轨温度波动要求小于2℃。光谱仪周边有多台载荷不同程度的遮挡,热环境复杂,给热控设计 带来较大困难。结合光谱仪热控需求及结构特点,详细分析了轨道外热流,采用对地面作为光学箱散热面、光学底板等温化设计、 以向阳面为电子学散热面、电子学箱与光学箱隔热等热控措施,实现了光谱仪高稳定性温控要求。热平衡试验与在轨数据表明, 光谱仪热控设计合理可行,能够满足在轨探测的温度指标。为后续型号光学遥感仪器高精度、高稳定的热控设计打下良好的基础。     

空间光学遥感器振动夹具的设计与研究

力学振动试验是验证空间光学遥感器动力学特性的重要手段,而振动试验所需要的夹具在光学遥感器的振动试验中起着重要的作用,决定着振动试验的效果。本文运用振动理论分析了夹具对试验准确性的影响,并简要阐述了夹具设计的基本原则;针对空间光学遥感器,从材料选择、加工制造方法及结构形式等方面对夹具进行了设计,先后选择了两种结构方案形式;运用NASTRAN软件对两种方案的夹具的有限元模型进行了模态分析,最终选择了夹具方案二的结构形式,其一阶频率为451Hz;通过力学试验对夹具进行了鉴定,获得了夹具的正弦特征扫描曲线,试验得到夹具的一阶固有频率为398.7Hz,满足相机力学试验对夹具的要求。最后,对工程分析和试验的误差来源进行了分析,并提出了夹具设计时应该注意的一些问题。     

空间遥感器线阵与面阵探测器共基板焦面组件设计

空间遥感器的焦面组件是空间遥感器的一个关键部组件,完成光信号到电信号的转变功能,要求其具有高拼接精度、高稳定性和高度轻量化的性能。针对某深空探测遥感器兼具推扫成像和凝视成像的功能需求,设计了一种线阵面阵探测器共基板的焦面组件,主要包括焦面基板、CCD组件、CMOS组件和视频处理电路板等。通过合理的布局,在一块焦面基板上完成了三片CCD芯片和两片CMOS芯片的布局设计,结构紧凑,散热效果好,同时利用铜片分割和电箱结构覆盖的手段提升了焦面组件的电测兼容性能。完成焦面组件的拼接,CCD探测器的搭接误差优于±2 μm,各个探测器的共线和平行度误差优于±2 μm,共面度误差优于±2.5 μm。最终,对焦面组件开展了力、热环境试验,探测器的共线、平行度和共面度误差均无变化,表明焦面组件具有足够高的拼接精度和稳定性,焦面组件的基频为135 Hz,具有足够高的动态刚度,同时,还对整机进行了电磁兼容试验,性能良好。     

空间反射镜的轻量化及支撑设计研究

大型空间遥感仪器为适应苛刻的发射和工作环境,通常要求具有很高的热、力学性能,并且对重量有严格限制。这对大口径反射镜及其支撑结构的质量、刚度和环境适应性提出了很高的要求。针对某型号620 mm口径光学遥感仪器的主镜及支撑结构进行了详细的分析计算、设计和试验验证。通过对比多种支撑方式的不同特性,选择了符合仪器要求的质量轻、刚度高的中心支撑;并利用等强度原理设计了放射状轻量化形式;在支撑环节上,利用柔性材料解决了因温度变化产生的局 部接触应力增加的问题,有效减小了结构对光学镜面的影响。经测试反射镜重15.2 kg,轻量化率71.2%,支撑零件3.5 kg;组件一阶模态420 Hz;面形精度优于0.03 RMS,满足仪器要求。目前该仪器已投入使用,在轨性能良好。     

空间遥感器反射镜组件结构设计方法

针对空间遥感器反射镜组件的结构复杂性和高性能需求,对空间遥感器反射镜组件的设计方法进行了研究。提出了一种经验设计、拓扑优化与尺寸参数优化相结合的设计方法,该方法可使设计结果快速收敛,获得最优化的设计结构。采用该方法完成了某空间遥感器反射镜组件的结构设计,通过有限元分析的手段得到了表征反射镜成像质量的RMS值,同时对整个反射镜组件进行了动力学分析计算,最后利用环境试验对有限元分析结果的正确性和设计的合理性进行了验证。结果表明:在重力载荷、温度载荷、镜面加工残差和装配误差的综合影响下,反射镜组件面形误差RMS值满足使用要求;整个结构有一个好的动态刚度和合理的模态分布,反射镜组件动态性能优良,满足使用要求。针对反射镜组件的设计,该设计方法是一种有效的、可靠的设计方法。     

深空探测相机超轻主支撑结构优化设计

根据深空探测相机轻质高刚度、高性能的要求,设计了一种超轻主支撑结构。深空探测相比于地球探测环境更加严苛,主支撑结构作为主承力结构,其在发射、在轨环绕阶段都应具有高稳定性,来保持各光学元件之间的相对位置不变。与传统方法相比,文中采用拓扑优化得到清晰的主支撑结构的最佳传力路径,然后通过尺寸优化来提高主支撑结构基频。最后进行轻量化设计,其前后框架结构轻量化率达到90%以上。仿真分析和试验结果表明,主支撑结构满足公差要求且基频（80.264 Hz）远远高于整星一阶频率,应用光学测量的方法振前、振后前框架相对于后框架倾角为3、0.3,满足光学系统的公差要求,具有较好的稳定性。大量级力学试验后系统的波像差/14,满足光学系统成像质量要求。