空间遥感器反射镜组件的稳定性研究

空间遥感器反射镜组件的稳定性是影响光学系统成像质量的重要因素.以某型号空间遥感器的反射镜为例,分析了研制过程中影响其稳定性的主要因素,包括支撑结构、装配应力、胶层厚度及固化和温度变化.结合实际研制过程,针对这四个主要因素提出了相应的解决方法,即设计反射镜的柔性支撑结构、设计反射镜组件的微应力装配工艺及调整装置、设计合理的胶层厚度及固化工艺和设定温度及其变化范围.最后进行了力学环境试验、真空热循环试验和温度试验.结果表明,这些方法能够有效保证反射镜组件的稳定性.     

空间反射镜柔性支撑设计与分析

反射镜支撑结构在空间力学和热环境下良好的稳定性是保证反射镜成像质量的关键。本文针对空间光学遥感器反射镜设计了一种反射镜支撑结构。由于刚性支撑结构不能满足热环境下的面形要求,进而设计了一种柔性支撑方案。通过有限元模型分析,表明该支撑结构力学以及热环境下均可以保证反射满足面形要求,验证了该方案的合理性。     

空间光学遥感器长圆形反射镜组件优化设计与分析

为了减轻空间光学遥感器反射镜的镜体质量,并降低反射镜在恶劣空间环境下的面形误差,利用有限元技术对某长圆形反射镜组件进行了优化设计。首先在反射镜进行轻量化后,对其进行支撑点位置优化和结构拓扑优化;其次对柔性支撑进行优化设计,引入了一种新型柔性铰链,解决了因背板热变形导致反射镜径向变形的问题,改善了反射镜面形精度。优化后的反射镜面形RMS 最大值为14.6 nm,小于/30（=632.8 nm）,一阶固有频率大于100 Hz,满足了设计要求,证明了该优化设计方法合理可行。     

某空间反射镜支撑装调技术

为了降低反射镜支撑装调对反射镜面形精度的影响,文中针对某空间相机的反射镜组件,设计了一种带有柔性环节的反射镜支撑方式,制定了反射镜组件的装调方法及路线。通过计算给出了反射镜粘结胶层厚度、粘结区域、柔性铰链等参数,并对反射镜组件进行了重力和5 ℃温变共同作用下的有限元分析。最后,根据装调工艺对反射镜组件进行粘胶、固化处理,并通过反射镜组件力学试验和热真空试验对装调方法进行验证。试验结果表明:力学和热真空环境下反射镜粘胶没有破坏,该反射镜组件的面形精度优于1/50 。验证了反射镜支撑方案以及装调方法的有效性。     

铝基复合材料结构遥感器设计分析

空间遥感器光学反射镜的高刚度、支撑结构的合理性以及良好的热尺寸稳定性是保证其成像的关键因素。遥感器的重量对于运载平台也是至关重要的。针对这些问题,提出一种支撑杆的连接方式,能够减轻遥感器的重量。反射镜和背板采用高体份铝基复合材料,不仅保证高度、强度,而且因采用同一种材料从而避免了热环境对遥感器结构变形的影响。通过采用有限元仿真分析,在重力和10°温升情况下各反射镜的面形PV值〈55nm,满足〈1/10λ（λ=632.8nm）指标要求,整个结构的前三阶模态为115Hz,120Hz,203Hz。结果表明,采用支撑杆以及铝基复合材料的遥感器结构能够满足空间环境要求,为进一步工程应用提供了理论依据。     

轻型空间遥感器光机系统研究

TMA空间光学系统可以同时实现大视场和轻型化,在目前空间光学遥感器中得到了广泛的应用。本文对焦距1m、视场8.5°的空间遥感器光机系统进行了研究,对遥感器具体结构进行了细致的探讨,利用有限元分析技术对空间遥感器整机结构进行了工程分析。结果表明,采用单点挠性支撑的各反射镜支撑系统、采用环氧/碳纤复合材料的桁架主支撑结构可以很好地保证反射镜在静力学、热环境下镜面具有较高的面形精度和位置精度,而其支撑自身在动力学环境中不会破坏。这种光学遥感器非常适合在重量要求较严格的大视场空间成像小卫星中使用。     

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。     

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。     

小型反射镜周边支撑技术

从满足空间光学遥感器反射镜在复杂的工况下综合面形误差要求的角度出发,介绍了小型凸非球面反射镜材料及支撑方式的选择;根据反射镜的定位原理进行反射镜支撑结构的设计;采用CAD/CAE工程分析软件从支撑结构的材料及支撑方式进行分析和优化,设计一种有效的反射镜周边支撑结构,使反射镜面形误差变化量PV值小于λ/10,RMS值小于λ/50（λ=632.8 nm）。最后,测试反射镜在力学环境试验前后的面形变化,证明该结构满足设计要求。     

空间光谱仪光栅柔性支撑设计与分析

针对目前空间遥感器主支撑结构设计中难以同时保证光学元件刚度大、尺寸热稳定性好的问题,提出了一种具有柔性环节的支撑结构,有效地解决了影响基于空间环境的一种光栅光谱仪成像质量的力、热两个关键环境约束之间的矛盾。根据光学设计指标要求确定了光栅基板的结构形式,通过理论计算对柔性支撑的尺寸参数进行了灵敏性分析,得到了各尺寸对转角刚度的影响权重。通过优化柔性支撑件尺寸参数使光栅组件性能达到最优,利用有限元分析（FEA）软件对光栅组件在力、热耦合作用下的面形精度和动态刚度进行了仿真分析。结果表明,光栅及其支撑结构设计合理,满足空间应用要求,为柔性支撑的深入研究和应用提供了参考。     

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。     

空间光学遥感器精密次镜调整机构设计及试验

随着空间光学遥感器地面分辨率逐步提高,长焦距、大口径相机成为重点研究方向。为了克服重力变化、复合材料变形等因素带来的天地不一致性的问题,次镜调整成为校正光学遥感器离焦和主次镜相对位置变化的关键技术之一。将次镜柔性支撑、精密直线驱动与柔性铰链传动技术相结合,设计了一套高精度次镜调整机构。首先介绍了该套机构的光机构成、工作原理及传动链路,然后对超轻次镜、高精度直线致动、高精度调焦传动等设计分别进行了阐述,最后介绍了力学环境试验后的调整精度测试情况。试验结果表明,该套精密调整机构实测调整行程大于±120μm,轴向调整步距精度0.18μm (3σ值),调整行程内次镜的最大平移误差为1.30μm,最大倾斜误差为1.93″,具有调整范围宽、调整精度高的特点,满足空间光学遥感器精密次镜调整的要求,已成功在轨应用于北京三号B卫星0.5 m级高分辨率空间相机。     

长条形空间反射镜组件轻量化结构设计

针对某700 mm×249 mm长条形空间反射镜组件结构设计要求,对反射镜及其支撑结构进行了详细的光机结构设计。首先,从反射镜材料选择、径厚比、支撑方案及轻量化形式等角度出发,对反射镜进行结构设计。通过理论计算得到长条形反射镜的支撑点数。对支撑点位进行了优化,并探索了支撑孔位对反射镜自重变形的影响规律。其次,为满足反射镜组件的力、热环境适应性要求,设计了一种新型柔性支撑结构,并给出了柔性铰链薄弱环节对反射镜面形精度的影响;对支撑结构安装位置深度进行优化,给出反射镜面形精度关于支撑结构安装位置的变化曲线。然后,对反射镜组件进行了有限元分析,自重和5 ℃温升载荷工况下,反射镜面形精度峰谷（Peak Valley,PV）值和均方根（Root Mean Square,RMS）值最大分别达到58.2 nm和12.3 nm;反射镜组件一阶固有频率为259 Hz,低频正弦扫描振动条件下柔性支撑最大应力响应为138 MPa。最后,进行了动力学试验测试。测试结果表明,反射镜组件一阶固有频率为255 Hz,有限元分析误差为1.7%。分析和试验结果表明,反射镜组件结构设计合理,满足设计指标要求。     

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。     

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。