航空遥感相机扫描反射镜支撑技术

从保证扫描反射镜成像质量及功能的角度出发,介绍了扫描反射镜及其支撑结构材料的选取原则;探讨了扫描反射镜的支撑方式,以及各种支撑方式的适用范围;针对面型精度要求较高的反射镜,提出了柔性支撑结构的设计思想.通过CAD/CAE工程分析软件,在各种情况下,对采用柔性支撑结构前后的反射镜组件进行分析,由有限元模型变形情况的对比分析,可以验证此种柔性支撑结构的有效性.最终通过相机的外场试验,由相机的成像质量确定了反射镜支撑结构的可靠性.     

空间相机1 m口径反射镜组件结构设计

针对1 m口径空间相机反射镜的设计要求,提出了一种新的反射镜柔性支撑结构.以材料选择、径厚比、支撑点数量和位置、轻量化结构形式等为设计变量,以自重作用下反射镜面形精度rms值为目标函数,优化设计了一种背部开口、三角形轻量化孔、背部三点支撑的SiC空间反射镜结构,同时提出了一种反射镜柔性支撑结构.对反射镜在光轴水平状态下进行装调检测时影响反射镜面形精度的柔性支撑结构参数进行了灵敏度分析,找到了影响反射镜面形精度的结构参数.对反射镜组件动、静态特性和热特性进行了有限元分析,分析结果表明,光轴水平方向重力载荷作用下反射镜面形精度rms达到5.6nm,4℃均匀温升工况下反射镜面形rms为2.7 nm,反射镜组件一阶固有频率为192Hz.最后,进行了反射镜组件的动力学测试试验,测得反射镜组件一阶固有频率为197 Hz,最大响应应力为181MPa,验证了有限元分析的准确性.得到的结果显示该反射镜组件完全满足设计指标要求.     

1.5m口径空间相机主镜组件的结构设计

研究了1.5m口径空间相机反射镜组件的结构,设计了主镜组件结构系统。采用RB-SiC作为反射镜镜坯材料,分析并优化了反射镜支撑形式和镜体的结构参数,得到了重131.9kg,轻量化率达到81%的反射镜结构。在主镜基本构型确定的基础上,设计了主镜支撑结构,通过合理设计柔性卸载结构满足了主镜结构系统的力、热环境适应性和抗振性要求。最后,利用有限元法综合分析了主镜组件的性能。试验结果表明:主镜在1g重力作用下的面形精度RMS达到0.025λ(λ=632.8nm),(20±4)℃温变环境中主镜面形变化量在RMS 0.01λ范围内,主镜组件一阶固有频率为95.8Hz,有限元分析结果的误差为4%。得到的结果表明主镜组件的静态刚度、动态刚度及热环境适应性完全满足设计指标要求。     

长条形空间反射镜及其支撑结构设计

提出了一种空间反射镜柔性支撑结构,以满足反射镜在重力和温变载荷下对较高面形精度的要求.根据光学设计指标要求确定了反射镜的结构形式,根据该结构形式设计了柔性支撑结构,并利用有限元分析软件对反射镜组件进行了分析和结构优化.分析结果表明.反射镜组件的一阶固有频率达到179 Hz,在X,Y,Z3轴方向,1 g重力作用下的镜面面...     

采用三点定位原理的反射镜支撑结构设计

在选择空间反射镜的支撑形式时,大口径反射镜一般采用柔性支撑结构加背板的支撑结构;小尺寸反射镜采用周边支撑的结构,但支撑结构质量都较大。为了降低反射镜支撑结构质量,通过对三点定位原理的自由度分析,设计了3个柔性铰链结构,通过柔性铰链的结构参数分析及有限元分析计算,设计出参数为R=1mm,t=2.5mm的三点柔性铰链,实现400mm口径反射镜的周边支撑,并使支撑反射镜的三个铰链直接与相机机身连接,省略了常规反射镜支撑的背板及边框,大大降低支撑结构质量;且该支撑结构具有较好的动态刚度和力、热环境适应能力。     

月基极紫外相机反射镜与探测器间支撑结构

为了保证月基极紫外相机在卫星发射、地月变轨及月表着陆过程中的大量级振动冲击、月表超大温差环境以及尽量轻的相机重量条件下,反射镜相对于探测器的位置精度要求,设计并研制了基于CFRP(carbon fiber reinforeed plastic)的反射镜与探测器间的支撑结构,分析并试验验证了支撑结构的稳定性.首先,根据极紫外相机的光学系统,确定了反射镜与探测器间的支撑结构形式;然后,考虑相机重量及反射镜相对探测器的位置精度及稳定性要求,采用CFRP作为支撑结构的结构材料;分析了重力和温度载荷作用下反射镜相对探测器间的角度变化量、反射镜面形;支撑结构的固有频率以及在整机上的正弦振动、随机振动应力响应.试验结果表明:反射镜相对探测器间的角度变化量＜20″,验证试验后图像分辨率,满足相机技术指标要求.     

可见与红外双波段航空侦察相机光机设计

为满足高分辨率昼夜凌空侦察和中低空战术昼夜侦察需要设计灵巧型双波段航空侦察相机,该相机的研制为发展新型机载光电侦察设备提供技术储备。根据目标在不同光谱波段下的光学特征设计可见、红外双波段光学成像系统,全视场传递函数达0.5以上。基于SiC材料反射镜设计一种叶片式柔性支撑结构,该结构能够较好的保证反射镜的面形精度,仿真结果显示反射镜在重力载荷和热载荷叠加的情况下面形精度优于12 nm。针对目前航空相机主支撑结构难于同时保证质量小且刚度高的问题,采用NX/Narsrtan软件对相机主支撑结构进行优化设计,优化结果使相机框架结构一阶固有频率提高15 Hz,质量减小10%。通过环境试验、动态成像试验及分辨率检测试验验证设计结果的正确性。相机切实可行的光机设计有效地保证整个系统的性能指标都能满足设计要求。     

大型空间离轴三反相机分体支撑结构设计

针对某1 m分辨率、200 km幅宽的大尺度空间相机框架支撑结构轻质量、高刚度的设计要求,设计了一种轻型分体支撑结构。首先从大型空间离轴三反相机研制需求出发,综合比刚度、热稳定性及加工工艺等因素选择了性能良好的高体份SiCp/Al复合材料;然后以结构质量分数为约束条件,建立以基频为目标函数的拓扑优化数学模型,得到了拓扑结果清晰的各分体结构最优传力路径;进一步对主支撑结构各部分尺寸进行二次优化,得到了各分体结构的最佳构型和最优设计尺寸。设计后的分体支撑结构总重为227.8 kg,轻量化率达到93.9%,满足了高轻量化和高刚度要求。有限元分析结果及力学样机试验结果表明:分体支撑结构满足遥感相机整机基频大于50 Hz的刚度要求,在升温5℃工况下反射镜变形在公差范围之内,完全符合卫星平台对光学载荷的要求;力学样机在振动实验前后反射镜组件相对偏移角度均不超过22″,具有较好的稳定性,证明了拓扑优化和尺寸优化方法的合理性和可行性。本文提出的分体支撑结构设计对大型空间离轴相机支撑设计具有较高的工程实践价值。     

大口径空间反射镜大容差支撑结构设计与优化

针对传统反射镜无法消除加工及装配应力,长期使用后面形精度下降不能满足使用要求的问题,提出了一种高稳定性空间反射镜支撑结构的解决方案,进行了具有大容差特性的1.5m口径高精度空间反射镜工程化研究和创制。依据经验和理论,完成了初始反射镜组件构型,反射镜的材料选用RB-SiC,采用三角形背部半开口反射镜轻量化形式和背部三点膜片型柔性支撑结构。以装配误差0.01mm的9种工况下反射镜的面形RMS变化量最小为目标,利用isight软件对反射镜支撑结构的主要尺寸进行了优化设计。最终完成了轻量化率为82.1%,组件质量为170.23kg的反射镜的研制。试验结果表明:反射镜在1 g重力作用下,面形精度RMS优于0.016λ(λ=632.8nm);加入0.02mm强迫位移模拟装配误差,面形RMS仍然为0.016λ;在20℃±5℃温变环境下,面形RMS变化量在0.002λ范围内;组件一阶固有频率为101.3Hz。反射镜组件静态刚度、动态刚度、面形精度以及环境适应性满足空间工程应用要求。     

CO_2探测仪反射镜组件设计

为了降低重力、力学试验、发射条件以及因材料线胀系数差异导致的热变形对CO_2探测仪反射镜面形产生的影响,从反射镜组件材料选择、结构设计和配合方式几个方面进行了分析。采用SiC材料制作反射镜,结合反射镜的环形支撑方式,通过有限元分析对镜体进行轻量化设计。选取线胀系数较小的殷钢材料,利用三角形结构的稳定性和双脚架柔性结构的灵活性设计出简易可靠的反射镜支撑结构。反射镜与支撑结构接触面为1∶50的锥度面,通过环氧树脂进行胶接。在严格的工艺条件控制下,对反射镜组件进行精密加工和装配。对反射镜组件进行力学试验测试,结果表明在X向、Y向、Z向的一阶频率分别为445,423和444 Hz,与有限元分析结果接近。试验后镜面面形变化量PV值小于1/10λ,RMS值小于1/30(λ=632.8nm)。证明了CO_2探测仪反射镜组件结构设计与装调的合理性,满足空间高光谱成像要求。