Φ450 mm口径空间天文相机轻量化碳化硅主反射镜组件设计

针对某空间天文相机对轻量化、光学效率、杂光抑制与探测能力的需求,设计Φ450 mm口径碳化硅主反射镜,镜体轻量化率超过70%;选取线膨胀系数匹配的殷钢材料,设计基于两脚架柔性结构的侧面支撑以消除装配应力和热应力,通过渗硅改性获取高反射率光学镜面。光学加工完成后反射镜质量7 kg,反射率优于98%。在严格的工艺条件控制下,对反射镜组件进行精密装配。光学检测结果表明,反射镜装配完成后面形误差优于0.02λ RMS,与分析结果吻合。证明了空间天文相机主反射镜组件结构设计方案与装调工艺的合理性,满足空间天文相机光学设计要求。     

空间相机波像差灵敏度及集成仿真方法

针对一种空间相机新型单杆主承力结构,采用波像差灵敏度模型和集成仿真分析两种方法,实现光机结构轻量化设计过程中的系统波像差评价,以保证在力学条件下的成像质量。所提出的波像差灵敏度方法能够基于波像差与失调量的线性关系进行构建,对于以相机成像质量为约束条件指导光机结构的优化设计具有重要意义。首先,基于光学系统的失调原理,推导了光学元件失调量与系统波像差的灵敏度模型。然后,采用有限元方法获取力学工况下的节点位移量,并基于最佳拟合（best-fit）方法计算主、次镜的失调量,对失调后的系统进行光学分析得到系统的波像差。最后,针对5 kg级空间光学相机,采用所提出的两种方法进行了建模与分析,并开展了相应的重力工况分析与试验。灵敏度分析方法相对于光机集成软件仿真方法误差为16.8%,所提出的方法能够应用于设计阶段对系统成像性能的快速评估。     

空间相机用摆镜的轻量化优化设计及其对像质的影响分析

提出了一种空间相机用摆镜轻量化优化设计方法,并对尺寸为360 mm×560 mm的空间相机用摆镜进行了轻量化优化设计。以镜体厚度、切角大小、镜面厚度和轻量化筋的厚度为设计变量,以最小重量为设计目标,以面形峰值(Peak Value,PV)和均方根值(Root-Mean-Square,RMS)不大于55 nm和11 nm为边界条件进行了优化,并将整体反射镜重量从初始模型的4kg减到了1.72 kg(其面密度为8.0 kg/m~2)。然后以微重力变形条件下的最小面形为目标,对轻量化处理后的反射镜进行了侧边支撑点位置优化,其面形PV为54 nm。采用有限元分析方法对反射镜在微重力、旋转惯性和温度载荷条件下的变形及反射镜模态进行了计算和校核,其结果均满足空间使用要求。最后采用光机热集成仿真方法对空间环境条件综合作用下产生的变形对像质的影响进行了分析。结果表明,由于该空间相机用摆镜产生变形,摆扫式光学遥感器系统的传递函数下降,在70 lp/mm处由设计值0.735降至0.703,相对降幅约为4.4%,满足设计要求。     

大口径空间反射镜轻量化设计及其柔性支撑

设计了空间相机1.5 m口径反射镜组件的结构系统。首先,根据反射镜材料选取原则,选用SiC作为反射镜镜坯材料。初步确定了反射镜支撑方式、镜体结构参数,并对反射镜进行轻量化设计。通过对反射镜结构参数进行优化,得到重为152.4 kg的反射镜结构,轻量化率达到83%。然后,设计了一种双轴柔性铰链结构,并找出了在装调方向柔性铰链安装位置对面形精度的影响规律,利用有限元法对反射镜组件进行了动、静态特性及热特性分析,结果表明,反射镜组件一阶固有频率为100.6 Hz,在1 g重力及4 ℃均匀温升工况下反射镜面形精度RMS值分别为7.7 nm和8.4 nm。最后,对反射镜组件进行动力学试验及面形精度检测,结果表明反射镜组件完全满足设计指标要求。     

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。     

长焦距同轴四反射镜光学系统设计

低成本、高性能对地遥感微纳卫星是当前研究和开发的热点，为适应微纳卫星平台，要求空间相机具备小型、轻量化的特点。在其体积和质量的限制下，设计结构尽可能紧凑的长焦距大视场望远物镜是成功研制高分辨率对地遥感光学相机的关键，研究利用同轴四反射镜系统解决这一问题的可能性。首先，介绍无二次遮拦同轴四反射镜望远物镜的组成与工作原理；基于近轴光学和初级像差理论，导出几何约束条件和初级像差公式，给出结构紧凑的长焦距同轴四反镜系统的设计思想与方法；最后给出举例及设计结果。优化设计了全视场角11、有效焦距2 100 mm、F数为7的同轴四反射光学系统，总长228 mm，约为有效焦距的1/9，结构简单紧凑，像质接近衍射极限。     

大口径反射镜Bipod支撑结构的装调与检测方法

随着我国遥感卫星对地观测分辨率的不断提升,空间遥感相机的有效口径逐步增大,为有效应对相机在地表装调时的重力误差干扰,大口径遥感相机的装调方式逐步从光轴水平形式转变为光轴竖直形式,与之对应的,相机主反射镜支撑结构与装配需求也在不断革新。为满足反射镜支撑与减重需求,在1 m及以上口径的反射镜支撑形式中,Bipod结构是较为常见的一种结构形式,不同于传统的框式支撑形式,它在光机结构粘接与结构位置标定需求上都有了巨大变革。为保证Bipod支撑结构下反射镜的装配定位精度和面形变化满足系统指标要求,提出了一种结合多目标空间位置转换和Stewart结构运动反演的大口径反射镜组件装调方法,该方法可在有效保证光机结构粘接点精度的同时,仅依靠反射镜自身支撑结构,实现反射镜与主承力板之间的高精度六维调节,系统装调误差可控制在0.04 mm左右。在遥感相机的实际装调过程中,通过分析主反射镜在系统中的装调误差区间,并以此为标准制定了反射镜Bipod结构的定位、粘接、调整和检测方案,实践结果表明该方法可有效控制反射镜的装配定位精度和面形误差,装调结果能够满足大口径遥感相机的系统成像需求。     

轻型高灵敏暗弱空间目标探测光学相机技术

天基光学相机是空间目标探测的重要手段，世界主要航天大国大力发展天基空间目标探测技术以确保空间态势感知能力。首先介绍了国外应用于微纳卫星平台的典型空间目标探测光学相机，分析了天基光学探测手段的优势。其次针对基于微纳卫星平台的空间目标探测应用需求，提出“高效率镜头结合高灵敏器件”解决方案，并对光学相机进行了性能评估与设计参数分解。最后针对应用指标要求开展了系统设计与相机研制，并通过地面试验进行了性能验证，达到了预期探测效果，实现了5 kg级光学相机优于13星等的探测能力，可广泛部署于微纳卫星平台，为我国空间碎片研究、航天器碰撞预警提供高实时性数据支撑。     

大口径空间反射镜组件结构设计与分析

设计了某1.2 m口径的空间光学反射镜结构及其支撑结构系统。首先,合理选取了反射镜及其支撑结构的材料。从反射镜镜坯制作工艺、力学特性、热特性以及反射镜重量等因素考虑,最终选取基于反应烧结SiC材料的背部半开放式扇形轻量化孔的反射镜结构形式,反射镜设计重量为87.6 kg,轻量化率达到79%。其次,确定了在光轴水平状态下进行检测装调的方案,并进行其支撑结构的设计,采用3个双轴柔性铰链从背部对反射镜支撑,使大口径反射镜同时满足静态刚度、动态刚度、强度和热尺寸稳定性的要求。最后,对反射镜进行了组件级有限元分析。结果表明,反射镜在X向重力和4℃均匀温升作用下面形RMS分别为7.8 nm和9.4 nm,反射镜组件一阶固有频率为153 Hz,满足设计指标要求。     

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。     

具备调焦功能的空间光学载荷支撑结构设计(特邀)

由于空间环境变化,高分辨率空间光学载荷在轨会产生不同程度的离焦从而影响成像质量,因此需要进行在轨调焦。为了适应高分辨率、轻小型空间光学载荷发展需求,设计了一种集支撑功能、调焦功能为一体的结构,通过热控系统对支撑结构温度的精准控制来调整次镜组件在光轴方向的位置,从而使载荷具备调焦功能。首先,根据光学系统参数进行调焦精度分析,确定支撑结构的设计要求;然后,基于连续拓扑优化中的变密度法(SIMP)进行支撑结构的全局优化;最后,开展了热光学试验,验证支撑结构的热控调焦功能并测量热控调焦系数。试验结果表明:该光学载荷支撑结构热控调焦系数为0.071 mm/℃,可实现0.014 mm调焦精度和±0.385 mm调焦范围。基于该调焦方法设计的“吉林一号”高分03星已经完成在轨测试,调焦精度和调焦范围满足设计预期。     

高体份SiC/Al复合材料空间相机框架的拓扑优化设计

为了提高空间相机在力/热双重环境条件下的系统稳定性,同时能够实现系统的轻量化目标,在某型空间相机的研制过程中选用了具有高比刚度和热稳定性的高体份SiC/Al复合材料。采用整体式框架结构,将基于变密度法的连续体结构拓扑优化方法应用到相机框架结构的初始设计中,通过设定相应的约束条件和目标函数,进行迭代求解,得到了相机框架分别在X、Y、Z三个方向重力作用下的结构拓扑优化结果,结合工艺要求,最终确定了空间相机框架的设计方案。通过与对比方案比较发现,经过拓扑优化所得到的框架结构在结构刚度及轻量化率上都有明显提高,实现了空间相机框架高刚度、轻量化的设计目标。     

空间相机大口径反射镜轻量化技术及应用

空间相机反射镜尺寸和质量对系统的光学性能、机械性能和热稳定性等具有重要影响,因此对其进行轻量化设计具有重要意义。文中从材料的选择、背部基体形状、轻量化孔形式、支撑方式对某空间大口径反射镜进行了详细的结构设计,采用理论论述与有限元分析相结合的方法,提出了一种背部开放式、三角形孔的轻量化结构形式,通过合理设计反射镜支撑点数目和位置,使反射镜组件在重力工况下,镜面面形精度达到成像质量要求,即PV值不大于63.2 nm。     

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。     

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。     

空间遥感相机大口径反射镜结构优化设计

为满足大口径反射镜在复杂空间环境下对高面形精度和热稳定性的要求,针对某Φ660 mm口径反射镜进行了轻量化研究。提出了一种采用经典理论公式创建反射镜初始结构,结合灵敏度分析和参数优化进行综合设计的方法。首先构建了反射镜参数化模型,采用灵敏度分析研究镜体结构参数对面形变化的影响规律,找到对镜面面形RMS值灵敏度高的结构参数进行优化迭代。相比于传统反射镜结构设计方法,此方法缩小了优化设计空间,节约了计算成本与时间,能够在设计空间内全局寻优,较快收敛于最优值。优化后反射镜在自重载荷工况下镜面面形PV值小于λ/10,RMS值小于λ/40(λ=632.8 nm),镜体质量为13.6 kg,轻量化率达78.4%。镜体组件一阶频率为121 Hz,满足反射镜动态刚度要求,根据优化后的结果建立了反射镜的最佳结构模型,并进行了投产制造。     

空间相机快速反射镜的结构轻量化设计

针对空间相机快速反射镜的工作条件和工作要求,提出了快速反射镜的结构轻量化设计方案。以100 mm口径圆形反射镜为研究对象,设计了利用加强筋减重的反射镜轻量化结构,并提出了基于镜面抗弯刚度等效的等效标准圆镜厚度的计算方法;分别设计了基于镶嵌体结构的背部三点支撑方案和背部中心支撑方案,有限元对比分析的结果表明,采用背部中心支撑方案可以避免镜座与反射镜之间因温度变形不协调引起的多个支撑点相互干涉,镜面面形精度较高,并且由于结构简单,其摆动组件的总质量更轻;为了进一步提高快速反射镜结构的综合性能,同时以摆动组件的总质量及镜面面形的均方根值为优化目标,对背部中心支撑方案下快速反射镜的主要结构参数进行了多目标优化,优化结果显示,加强筋的高度和镶嵌体的壁厚对结构综合性能的贡献最大;最终优化方案下快速反射镜的摆动组件总质量仅为95.75 g,结构的一阶谐振频率为217 Hz,在-8℃温度载荷的作用下,镜面面形的RMS为7.26 nm,满足设计要求的同时,反射镜实现了40.4%的轻量化率。     

微纳卫星组网星间链路设计及关键技术分析

微纳卫星组网应用可大幅度提高航天装备的能力,较单颗大卫星具有明显的优势。首先,介绍了国内外微纳卫星组网的研究情况,以组网侦察应用为例分析了星间测量与通信链路的技术需求,并进行了系统架构和体制设计;其次,在星座设计基础上开展系统仿真,并提出了一体化设备实现方案;最后,分析了微纳卫星组网系统中几项重要的关键技术及其解决方案,对系统的设计和工程实现具有参考价值。     

星载红外探测器快速反射镜控制系统设计

像移补偿是保证星载红外探测器成像质量的关键技术之一,针对某星载红外探测器光学系统的设计特点和成像工作模式,为补偿红外探测器在轨运行方向产生的像移和摆扫方向产生的像移,提出分别对俯仰方向快速反射镜和方位方向快速反射镜实施控制的方案。首先介绍红外遥感原理及像移现象;其次详细分析红外探测器光学系统的设计特点和光学系统组成;然后重点分析了红外探测器在轨工作中的像移产生的原因,并计算出在轨运行方向产生的像移量和摆扫方向产生的像移量;最后提出像移补偿方案,阐明其工作原理,并对像移控制系统硬件设计进行了详细分析。计算结果表明所设计的像移补偿系统的运动范围和运动加速度满足红外探测器技术指标的要求。