大型空间望远镜次镜背板的优化设计北大核心CSCD

针对2 m量级大型离轴三反空间相机,采用并联机构作为次镜的调整机构。并且将调整机构动平台直接作为次镜支撑背板使用,增加了结构刚度,同时也使整机结构更加紧凑。因此,背板是次镜组件的核心零件。背板的材料采用具有良好尺寸稳定性、比刚度高的60 SiC/Al。由于背板承上启下的重要性,决定了背板对自身重量及刚度有很高的要求,因此采用以刚度为目标对其进行拓扑优化设计,并且以背板质量和基频作为目标对背板面板与加强筋的尺寸进行多目标尺寸优化;最终优化后的背板质量为1.42 kg,基频达到954 Hz。最后对次镜组件进行静力学分析及动力学分析,结果表明:重力与4℃温升耦合工况下重力方向位移与面形RMS值最大:最大位移为9.651μm,面形RMS值为7.535 nm;次镜组件约束状态下的一阶固有频率为115 Hz,满足大型空间望远镜在轨成像要求。     

深空探测遥感相机支撑结构设计

支撑结构是连接卫星与相机的关键部件，在发射和在轨环绕阶段对相机提供保护和空间应用需求。深空探测器发射阶段的振动载荷高达13 g甚至更高（地球探测为8~9 g），支撑结构既要克服剧烈振动可能造成的相机结构破坏还要保证光学系统的热稳定，具有较高的设计难度。通过分析不同支座形式的结构特点设计了刚性支座、平动支座两种不同的支座形式，从刚度和热稳定的均衡性出发将两种支座形式进行了组合设计，提出了一个刚性支座+两个平动支座的设计方案。理论分析与实验验证得到:该支撑结构的一阶频率为58 Hz，远高于整星基础频率，温降15℃仿真分析结果显示主镜偏转角为3.66，次镜及三镜相对主镜最大偏转角为7.85，均满足设计要求。振动及热平衡试验表明:相机各项指标正常。     

九谱段离轴长线阵相机视轴建模分析

常规的视轴测试采用单台经纬仪读取俯仰绝对数值的定位方式,探测器的线阵、视轴平行于整星坐标系+Y、+Z方向。区别于常规测试,离轴相机视轴不再遵循探测器视轴与基准镜平行的原则,并且整星坐标、立方镜坐标及视轴线阵三者是空间分离的,因此提出了一种新的测试方法,实验前需要将视轴调整到相机坐标系理论位置,并且四色与五色线阵平行。借助于钻模支架,利用经纬仪分别将相机视轴和整星坐标引出到相机立方镜a和钻模立方镜b,通过立方镜坐标系的方向余弦矩阵,将相机视轴引出到整星坐标。对视轴精度以及九谱段线阵多维定位进行分析,给出实验采集的图像。结果表明,视轴矩阵满足要求,定位引出方法合理可行。     

同轴反射式空间相机新型次镜支架结构

为提高同轴空间相机次镜安装结构的稳定性,减小因次镜位置变化对相机成像质量的影响,深入研究了次镜支架结构。针对同轴长焦距相机光学系统的特点和传统次镜支架存在的不足,基于三角形稳定的原理设计了一种新型次镜支架,有限元分析结果表明:在相同质量条件下,该结构的基频、抗扭刚度和沿光轴方向的刚度相对传统结构均大大提高,其中基频提高了20%以上。为验证该结构的可行性,研制了两种钛合金样机结构。试验表明,轻量化后的支架质量仅1.7kg,基频可达293Hz。该结构解决了传统次镜支架结构刚度低、基频低的难题,并实现了高轻量化和高比刚度,容易加工和装配,适用于可见光和红外多种类型空间相机,已在某可见光空间相机中成功应用。     

某低轨倾斜轨道相机热控系统设计与验证

某新型对地观测空间相机已随新技术试验星成功发射入轨。相机运行于低轨倾斜圆轨道为非太阳同步轨道,其面临的空间外热流变化非常复杂。为了保证相机在轨稳定工作,光学系统和承力结构需要具有较高的温度稳定性,低温红外探测器需要配备大功率制冷机。复杂的外热流环境和高稳定度的指标要求给热控系统的设计研制带来了极大的挑战。根据任务特点和需求,对热控研制任务展开了分析,提出了借助卫星平台姿态规避,间接辐射控温以及±X侧耦合散热面等热控措施。热平衡试验与在轨飞行实测数据表明,相机光学系统的温度水平保持在（18±2） ℃范围内,稳定度优于±0.3 ℃/轨,满足相机各项温度指标,证明相机热控设计方案合理可行,相机在轨工作条件良好。     

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。     

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。     

长焦面空间相机调焦机构分析与验证

为了补偿空间相机由于地面定标环境和在轨工作环境不同及发射时振动冲击引起的焦面离焦,保证空间相机在轨成像质量,设计了焦面调焦机构。首先,针对尺寸超长焦面,采用增设调焦内框来增加焦面基板刚度,通过蜗轮蜗杆传动驱动丝杠运动实现机构自锁。其次,利用有限元分析软件patran/nastran建立了调焦机构的有限元模型,用mpc模拟导轨连接,对调焦机构进行模态分析。最后,对调焦机构进行了力学试验验证和精度测试。试验及测试结果表明:设计的调焦机构动态刚度高,一阶计算模态为228.7Hz,而试验得到一阶模态为223.9Hz,两者相差2%;调焦灵敏度达0.25m,调焦精度达到6.3m,焦面基板两端同步误差达到4m,满足航天相机对调焦机构高分辨率、高精度、高可靠性的要求。     

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。     

空间相机遮光罩的低功耗热设计

空间相机遮光罩的温度波动直接影响附近光学元件的温度波动,而光学元件的热变形将导致光学成像质量的下降。针对一种高分辨率空间相机的遮光罩,提出了几种不同的热控方案并进行了比对分析。首先,介绍了空间相机遮光罩的一般热控措施及效果并分析了影响空间相机遮光罩温度波动的外热流及传导热阻;然后通过仿真分析得到了三种不同热控方案下的温度数据及主动加热功耗数据,经过比对分析后选用了主动加热功耗少、温度波动范围小的热设计方案。最后,通过热平衡试验及在轨数据验证了选用方案的有效性。空间相机遮光罩的在轨温度范围为4.8~9.2℃,次镜温度范围为17.8~17.9℃,与仿真分析结果一致性良好,热设计合理有效,满足任务需求。     

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。     

临近空间望远镜次镜优化设计

根据临近空间球载望远镜高力热稳定性、高性能的要求，对其次镜组件进行优化设计。临近空间球载望远镜虽然没有火箭发射力学环境严苛，但是其独特的飞行过程受到温度变化、加速度等影响，同时由气球搭载升空，质量要求较为严格。相比于传统反射镜设计方法，采用实体优化和基结构优化相结合的方法，集成优化对镜体进行设计，引入综合评价因子优化次镜综合性能，最终次镜组件性能良好，说明优化方法有效。通过有限元仿真分析得次镜组件在重力和±3 ℃均匀温变工况下刚体位移小于3 μm，面形精度优于λ/50，在0.02 mm装配误差下面形精度优于1 nm。次镜组件一阶频率为203.8 Hz，10 g加速度应力响应（35.4 MPa）远小于材料屈服应力。采用该方法优化可获得高力热稳定性、高性能的次镜组件。     

立式三反离轴相机光机结构设计

中巴地球资源卫星立足于陆地资源领域,以中高分辨率光学遥感为主。04A星主载荷采用大视场、低畸变三反离轴式光学系统。为解决相机立式安装带来的力学环境恶劣问题,提出了一种箱式主承力结构与被动隔振的解决方法,从主承力结构设计、反射镜支撑、隔振措施入手,对三反离轴相机进行了静力学、动力学建模,优化结构形式,通过光机集成分析,提高了结构固有频率,一阶频率达到168 Hz,降低了发射段力学响应,相机关键部件力学响应衰减50%以上,相机系统传递函数大于0.18。经过地面环境试验和在轨验证,光机结构设计合理,力和隔振性能均满足使用要求。     

Hα太阳空间望远镜热设计

Hα太阳空间望远镜具有对日光谱成像及全日面成像功能,具有多功能、高度集成化的特点。它位于卫星载荷舱内,在轨姿态多变,并且具有连续观测的工作模式,焦平面组件及电单机工作热环境苛刻,对热设计提出较高要求。通过星载一体化设计及相机结构合理布局,在卫星舱板靠近相机处预留辐射散热通道,合理设计散热面将工作热耗快速导出,保证各部组件温度满足指标要求。搭建热平衡试验平台,对高低温工况下的热分析和热平衡试验及在轨数据进行对比,同一工况下各电单机最大温差≤4℃,对热设计的正确性进行了验证。保证了Hα太阳空间望远镜在复杂空间环境下的正常工作,对此类空间太阳望远镜热控设计具有一定的借鉴意义。     

空间相机快速反射镜的两轴柔性支撑结构设计

快速反射镜是空间相机中常用的像移补偿装置,而支撑结构的机械特性将直接影响快速反射镜系统的响应速度及闭环带宽。以某近地轨道空间相机中的音圈电机驱动型快速反射镜为研究对象,设计了基于十字型柔性铰链的两轴柔性支撑结构,该结构具有空间利用率高、中心漂移小等优点。根据悬臂梁的挠曲线近似微分方程,建立了柔性支撑结构两轴转动刚度的数学模型,针对快速反射镜机构的谐振频率要求,选择了柔性铰链的主要结构参数,并利用有限元软件MSC.Patran对机构进行了模态分析,分析结果表明,快速反射镜机构在两个工作方向上的谐振频率分别为18.6 Hz和18.7 Hz,而其他非工作方向上的谐振频率均在292.2 Hz以上,证明了柔性铰链结构参数的选择具有合理性。为了检验理论模型的准确性,加工了快速反射镜的样机并搭建实验平台,对机构的转动刚度和谐振频率进行了检测,检测结果与理论分析得到的结果在允许的误差范围内具有一致性。     

变积分时间的空间红外相机单点绝对辐射定标法

针对星上多点辐射定标获取方法问题,研究了变积分时间的单点绝对辐射定标方法。首先,根据红外相机响应特性建立了变积分时间的红外成像系统响应模型;其次,分析了变积分时间和变辐射亮度相机响应模型的理论差异,提出了利用星上单点标准变积分时间的红外相机绝对辐射定标方法;最后,结合探测器的光谱响应曲线,分析了变积分时间单点定标法引入的系统误差。实例计算表明:在积分时间为10 ms、温度范围为250～500 K的黑体辐射能量下,对应适当温度的单点标准变积分时间绝对定标方法,引入的最大原理误差可达1.5%。变积分时间的单点绝对定标方法避免了黑体多点定标设计和控制的复杂性,可用于空间红外相机的在轨辐射定标。     

光学小卫星主载荷承力结构的多工况优化设计

为了降低光学小卫星相机次镜上的随机响应，提出了一种蜂窝夹层板结构的优化设计方法，对小卫星光学载荷的蜂窝安装板进行结构参数的优化设计。首先，以整星一阶频率不低于40 Hz为优化目标，对蜂窝芯子密度进行优化，根据三明治夹心理论，推导计算了蜂窝芯子等效力学参数。然后，以次镜的随机响应为优化目标，对蜂窝夹层板的碳纤维面板进行铺层优化设计，得到最优铺层顺序为[0/45/90/-45]S，总厚度为0.8 mm。根据以上计算得出蜂窝芯子及碳纤面板等效参数，对整星进行分析。最后，开展了整星振动试验，测量了整星模态和响应，对试验数据进行采集。结果表明:整星模态为42.2 Hz，次镜最大随机响应为11.1g，均在合理范围之内，满足了组件力学要求。     

基于浮空平台的遥感仪器在轨定标技术研究

针对传统的卫星在轨定标方法存在的局限性以及适用范围不足等问题,提出了一种新的基于浮空平台的在轨定标方法,即利用浮空平台搭载镜面阵列,并用后者反射太阳辐射来对卫星进行定标。建立了基于浮空平台的在轨定标模型,并对其进行了分析。结果表明,与传统的在轨定标方法相比,该方法具有大气路径短、波段适用范围广和定标精度高等优势。     

长条反射镜及柔节的参数优化设计

为了提高空间离轴相机反射镜组件的设计效率,以某长条反射镜组件为例,提出了一种参数优化设计方法,以反射镜及柔节为研究重点,详细阐述其结构参数优化设计过程。对优化后的反射镜组件进行仿真分析,该组件在1 g轴向重力工况下,镜面面形RMS值为1.60 nm≤λ/50(λ=632.8 nm）;在5 ℃均匀温升载荷作用下,镜面面形RMS值为6.70 nm≤λ/50;质量为2.58 kg,基频为274 Hz,数据均满足设计要求。表明对反射镜组件结构进行参数优化可较好地满足指标,并由计算机进行结构参数优化迭代,显著提高了设计效率。