发射望远镜的设计与装调

根据发射望远镜的结构特点,设计了口径为270mm的梅逊反射无焦卡塞格林式发射望远镜并对其进行了装调与检测以满足激光发射及激光准直性的要求。基于光学原理确定了同轴反射式光学结构的设计方法和系统参数。用有限元分析方法对比桁架式与圆筒式主支撑结构以及三翼梁和四翼梁次镜支撑结构在不同工况下的变形,选定桁架式三翼梁支撑结构用于该望远镜。通过设计适当的主、次镜装调结构,配合干涉仪和自准直平面镜,分析了次镜偏心引起的系统像差,得到灵敏度矩阵并用于系统的装调和检测。得到的结果显示系统的波前误差RMS为0.146 7λ,PV为0.73941λ(λ=632nm)。检测结果表明,桁架式结构的镜头能满足发射望远镜系统对像质的要求,可实现激光发射并保证激光的准直性。     

空间光学遥感器热平衡试验装置的设计

热平衡试验是空间光学遥感器研制中的重要试验内容.需要创造一个地面模拟试验环境和条件,来代替空间高真空和超低温的环境.按照试验规范,在模拟真空冷黑、空间外热流和热边界条件下对空间光学遥感器系统进行热平衡试验.这项技术涉及到试验对象的轨道参数、结构、材料表面特性、轨道外热流计算、轨道外热流模拟、真空冷黑、热边界条件、热计算和热设计等因素.在对上述各项因素综合研究的基础上,提出了用于空间光学遥感器热平衡试验的装置,并用AutoCAD软件完成了其结构设计.简述了该试验装置的构造、特点和设计方法.     

空间太阳望远镜中的轻量化铍镜研究

摘 要：针对空间太阳望远镜相关跟踪器中的摆镜研究,开展了Φ84mm轻量化铍镜设计与研制。利用冲击研磨工艺得到铍粉,再通过热等静压工艺和机械加工得到铍镜镜坯。使用化学镀镍工艺在镜坯基体上镀覆镍磷合金过渡层,再经过光学加工完成铍镜研制。干涉检测得到面形精度为,RMS：0.012λ,PV：0.114λ,轻量化率为43.68%。检测结果满足空间太阳望远镜的技术要求。铍镜研制结果表明,金属铍可以作为空间天文仪器中反射镜基体材料,实现了高精度铍镜研制的技术路线,为在我国空间天文仪器中应用铍镜奠定了基础。     

空间太阳望远镜在紫外波段成像检测中的杂散光测量和消除

针对EUV太阳望远镜在地面非工作波段预先检测时出现的杂散光问题,考虑望远镜长焦距的特点,建立了基于反射镜转动扫描原理的杂散光测量系统,测量得到了望远镜的点源透射率(PST)曲线.通过对比PST曲线和分析望远镜结构,得出杂散光的主要来源为小角度下的一级杂光,由此设计了主次镜遮光罩,并利用Tracepro软件建立望远镜的实...     

低温红外离轴三反准直系统设计

为实现真空100 K低温环境中的红外设备测试，设计了一种离轴三反式的准直系统。该系统采用无热化设计，整机结构选用SiC材料，在镜体与支撑结构连接处采用C形开口胀销作为柔性结构，补偿连接结构的低温变形。系统整体除反射镜外，其余部分全部包裹在低温辐射冷板内。低热导绝热支撑结构在热传导链中起热屏蔽作用，实现系统的绝热支撑和快速制冷。在100 K低温环境下对单镜进行仿真分析，主、次、三镜的面形误差均小于λ/50；整机分析得到主、次、三镜的面形误差均不大于λ/30。常温下系统各个视场波前差在λ/14～λ/8内，低温下系统视场波前差在λ/8～λ/7内，根据瑞利判据可认为波面无缺陷。当λ=632.8 nm时，常温下系统在50 lp/mm频率的调制传递函数（Modulation Transfer Function,MTF）大于0.7；低温下的MTF大于0.6，满足系统在50 lp/mm MTF大于0.6的使用要求。仿真结果表明，准直系统可以在100 K真空环境中稳定输出平行光，满足低温红外设备的测试需求。在快速辐射制冷材料级实验中，历经18 h，温度稳定在130 K；历经30 h,SiC镜坯温度稳定在...     

地基大口径光学工程专栏导读

<正>从410年前开始,天文学对暗弱目标研究的需求,自然地带动了望远镜口径逐渐增大。作为天文观测的主要设备,地基大型光学望远镜涉及了光学材料、光学设计和光学制造,光机结构,机械结构,伺服控制,仪器终端,热控,图像处理,天文站址等学科领域。另外,为实现各种温度和重力变化条件下的大型望远镜光机系统稳定,需要主动光学进行实时校正光学系统;为克服大气扰     

极紫外太阳望远镜成像质量检测系统设计

为了在实验室模拟空间环境,检测极紫外太阳望远镜成像质量,提出了由激光等离子光源、Newton型准直光管系统、背照射CCD相机、真空系统等组成的工作波段为17~30 nm的极紫外准直光管检测系统,给出了详细的物理分析、光学设计和真空系统设计方法和结果。真空实验测试结果表明,系统在80 min内,真空度即可达到5×10^-4 Pa的设计指标,满足极紫外波段检测太阳望远镜的要求。     

空间摄像机热控系统设计

根据摄像机所处空间环境和结构特点,设计它的热控系统,同时进行了热平衡试验来验证热设计的合理性.首先,总结了摄像机热设计的准则,分析了摄像机所处的空间热环境.然后,对摄像机的各个部分进行了热设计;采用被动热控措施进行热隔离和热疏导,充分利用了摄像机所搭载的卫星平台的热容;采用主动热控措施将温度控制在热控指标范围之内.最后,根据摄像机的热环境和各种工作模式设计了4种极端试验工况,并进行了热平衡试验.试验结果表明,摄像机在存储工况时,其温度与安装面温度相差3℃左右,满足存储温度指标要求;低温工况和高温工况时,其整机温度为-3.1℃和45.7℃,镜头温度为-4.5℃和46.8℃,均满足热控指标要求.试验结果证实设计的空间摄像机热控系统合理可行.     

基于BP神经网络的空间相机的热光学分析

空间相机在轨工作时所处的热环境与地面状态差异很大,温度场的变化会给系统带来较大的热光学误差,影响成像质量.热光学分析是空间相机研制工程中的重要环节,是涉及传热、材料、机械、光学等学科的多学科问题.空间相机精密度高、结构复杂,包含很多非线性因素,增大了热光学分析的难度.利用成熟的BP神经网络建立相机温度分布与光学成像质量状况之间的网络模型,利用热光学试验获得的数据样本进行训练,并对其他样本进行预测,结果较好.     

航天滑环热真空试验检测系统设计

针对目前航天滑环在热真空中性能不能检测的问题,设计了一个可用于热真空试验的检测系统。通过在地面模拟航天滑环的工作情况,检测其模拟工作状态下的电压降和电噪声的性能指标,提升了对导电滑环的真空状态的性能验证。     

小行星天基光学监测信噪比分析

针对小行星天基光学监测中的可见性问题,基于辐射度传输理论,引入黄道光和银道光亮度模型,建立了小行星天基光学监测的信噪比模型.结合设计的可见光传感器和望远镜的性能参数,计算了目标小行星相对望远镜的信噪比和视星等随时间的变化;考虑极限信噪比和太阳规避角,计算了地球领航轨道可见光望远镜对不同直径小行星的极限监测距离;改变小行星的物理参数,研究了信噪比和视星等对小行星物理参数的敏感性.结果表明:目标小行星在给定的场景时间内相对望远镜距离增大了约0.09AU,视星等增大了约0.51,目标小行星在口径为0.7 m的望远镜中信噪比减小了约3.78;由于观测天区覆盖地球周围0.05AU的空间,在地球领航轨道部署可见光望远镜预警来自太阳方向的小行星具有明显的优势,能为直径20 m的小行星提供750万公里的预警距离;在可见光波段,小行星的信噪比和视星等对反照率敏感,对温度和发射率不敏感.所建立的小行星天基光学监测信噪比模型可为小行星天基光学监测的信噪比动态分析和预警距离评估提供理论依据.     

高精度大范围的光学晶体温度控制系统

为解决固体激光器工作时光学晶体产生的热沉积问题,保证其工作性能稳定,提出了一种基于半导体制冷器(TEC)的高控温精度、大控温范围光学晶体温度控制方案。分析了TEC的工作特性和光学晶体的热效应与传热机理,将TEC工作过程中自身温度变化引起的电气特性改变与光学晶体温度的变化同时纳入控制环节,建立了温度-电流双闭环温度控制模型,设计并完成了一套高控温精度、大控温范围的光学晶体温度控制系统。实验结果表明:本系统在-15~120℃的温度控制范围内,可以迅速稳定在任一设定的温度点,其控温精度优于±0.002℃;当设定温度和实际温度之间的偏差在20℃以内时,其收敛稳定时间小于60s,可以满足固体激光器中光学晶体对控温范围与精度的要求。     

拼接镜新型粗共相检测方法

为了实现拼接镜平移误差的大量程、快速检测,提出了一种利用白光(400～700nm)远场光斑相干性来检测拼接镜piston误差的方法。该方法以两半圆孔间的非相干衍射图案为模板,利用互相关算法求解实际衍射图案与模板图案间的互相关系数,通过设定0.85阈值,实现拼接镜piston误差的粗共相检测。搭建了一套室内拼接镜的主动共相检测实验光路系统,其中拼接镜是由4块对边长为100mm,曲率半径为2 000mm的正六边形球面反射镜组成,利用白光(400～700nm)远场光斑相干性测量拼接主镜各子镜间平移误差的方法进行了理论与仿真分析。利用波前探测器和主动光学技术实现了拼接镜精共焦误差的检测与调节,通过远场光斑相干性和主动光学技术实现了粗共相的检测和调节。实验表明:该方法耗时短、能量利用率高,可实现无限量程、±250nm精度的检测和调节,适合拼接镜的粗共相检测和调节。     

基于蜂窝板铺层技术的某光学卫星有效载荷安装面的热变形优化

本文基于增强树脂碳纤维铺层优化设计的方法对某光学卫星的结构热变形进行了优化设计和试验验证。首先分析得到卫星所在太阳同步轨道的外热流数据,然后根据外热流数据及卫星热特性分析计算得到卫星各舱板的高温工况和低温工况的温度载荷分布情况。根据极端工况卫星平台的温度载荷,以铺层角度作为设计变量,分析求得卫星平台相机支腿安装平面的平面度、角度以及整星X/Y/Z 3个方向一阶频率的变化情况。分析数据表明,当θ=40°时相机安装板的蜂窝板面板铺层角度顺序为[90°,+40,0°,-40,-40,0°,+40,90°],载荷安装面热变形最小,整星基频满足运载火箭要求。经过热试验和振动试验验证,该设计方案在热载荷影响下,有效载荷安装面的平面度优于0.05,变化角度优于60″,X/Y/Z方向的一阶基频分别为22,18,49.8 Hz,满足光学相机安装精度及运载火箭对卫星基频的相关要求。     

高分辨率阶梯光栅光谱仪的光学设计

简述阶梯光栅的基本原理和在天文学中的应用,分析并比较了阶梯光栅光谱仪与普通平面闪耀光栅光谱仪的区别。为正在研制中的一架国产4m通光口径的光谱巡天望远镜(简称LAMOST)设计了高分辨率阶梯光栅光谱仪的光学方案,该设计方案采用了白光孔径准直镜系统,大闪耀角的R4阶梯光栅和无遮拦的离轴折叠Schmidt照相机。     

空间光学遥感器热分析

空间光学遥感器热控工作旨在保证遥感器所需温度水平和温度梯度,以满足遥感器高质量成像要求.根据遥感器的结构特点和热光学指标要求,建立了遥感器及其热控系统的热平衡方程,对各热交换项进行了剖析,并采用Nevada和MSC/Patran等软件对某空间光学遥感器进行了模拟仿真,得到其对地工况和对日工况的热平衡结果.     

精密光学胶结件的快速脱胶

研究了采用GHJ-01光学环氧胶胶结光学件的脱胶工艺,提出了适合精密光学胶结件快速脱胶的方法。归纳总结了光机胶结时,黏接胶层的厚度计算公式,以便确定适宜的光机胶结间隙;梳理了胶结固化的操作流程及固化原则,指出实施该方法的技术难点在于依据不同的胶结剂和胶结结构选择合理的热剥离温度及升温速度。利用某高精度胶结镜进行了脱胶试验研究。通过选择合适的热剥离加热工艺实现了该光学件的快速、微应力脱胶。相关试验表明,经过胶结后的熔石英镜面产生了严重变形,变化量约为原始面形值的6倍(原始面形值0.02λ,变形后面形值0.14λ),经脱胶修研后其面形精度达到0.018λ,满足设计要求,脱胶时间为105h。该方法可满足光学件脱胶时对完整性和微应力的要求,避免了成本的浪费和光学件的弃用,其脱胶处理方式也适用于其它同类型光学元器件的研制。     

真空热环境下结构热变形试验方法研究

航天器空间结构的尺寸稳定性直接关系到航天器有效载荷和平台的在轨运行性能。为改进空间结构在轨环境下的尺寸变形测量与验证方法,开展了地面模拟在轨真空热环境下的结构热变形试验方法研究。在对国内外相关试验方法与测量系统典型案例分析的基础上,基于工业摄影测量原理提出了单相机+多摄站测量方式的试验方案,并研制了相机保护系统和相机二维运动机构,相机在真空热环境下通过运动机构的弧形导轨可以在一个弧面内二维运动进行不同角度图像拍摄,用来满足多摄站的测量需求;随后针对真空热环境下测量,分析了相机保护系统的光学窗口对测量相机标定结果的影响,通过仿真与试验验证了相机拍摄景深、圆形标志点对比度和比例因子对测量精度的影响,并提出了采集多曝光图像处理方法,从不同曝光下拍摄的圆形标志点图像中优选最佳的圆心提取和识别结果进行融合计算,来保证获取较好的对比度和亮度图像。最后结合典型试验件对提出的真空热环境下结构热变形测量方法进行了试验验证,试验结果达到0. 043 mm的测量精度,表明该方法可以有效满足未来航天器空间结构热变形的测量需要。     

弯月镜结构补偿镜的折反型望远系统

目的：本文介绍的新型折反型望远结构相对于经典折反型望远镜在光学元件的材料,加工,装校,要求能实现易于加工,装校,但光学性能要求达到卓越级别。方法：本文提出了一种基于弯月镜结构补偿镜的球面折反型望远系统,提出的新结构将传统折反中的非球面球面化,完全去除了前置的大口径补偿镜,代以基于弯月镜结构的补偿镜,其位于主镜与次镜之间,构成了双通光路,相当于起到了两片透镜的作用.其直径仅是有效入瞳的1/3,因此其重量尺寸的相对前置大口径的R-C望远镜将非常的轻巧,支撑结构也变得简单易行,因此这样系统容易制造了。结果：此新型相机镜头的光学性能如下：其全视场为2°。相对孔径可以作到 F#7,遮拦比0.33,MTF衍射极限是0.40@70pl/mm,波长范围可以作到400nm-1100nm.设计,加工和装校后总的MTF>0.35@70pl。结论：新型光学系统使光学元件制造容易,装校的公差也比传统的R-C结构宽松2倍,。由于没有前置校正镜以至于机械结构更简单。所有的这些努力,终于使折反型望远镜能够容易制造,和普及。 关键字：弯月镜结构补偿镜;折反望远镜;球面主反射镜;球面次反射镜;无前置补偿镜。     

可见光粗跟踪成像镜头光机结构设计

为某在研地基光学望远镜设备设计了300 mm口径的可见光粗跟踪成像镜头的光机结构。采用弯月形结构优化使主镜重量减少了41.2%。针对传统胶粘接固定结构的不足提出了采用弹性压紧方式的主镜支撑结构,采用Patran有限元仿真软件对不同倾角、不同温度状态下,带支撑的主镜面形精度进行了分析;制定了装调方案,室内采用Zygo干涉仪检测带支撑的主镜面形精度检测结果为0.04λ(RMS),可见光波长λ的设计参考值为0.633μm,长焦端和短焦端的系统波像差均为0.132λ(RMS);室内采用平行光管进行星点检验、分辨率检验和外场对北极星成像试验结果显示,系统成像质量满足设备要求;验证了主镜支撑结构和镜头光机结构设计的合理性,为研制同类型镜头的光机结构提供了设计依据和技术途径。