光学小卫星蜂窝主承力板的设计与测试

为了满足星载一体化光学小卫星对主承力板的刚度和重量要求,降低主承力板上各单机的动力学响应,对工程常用的蜂窝夹层板等效理论和动力学分析方法进行研究。首先,介绍了六边形蜂窝芯子的等效理论和考虑胶层的面板等效理论。建立了某星载一体化光学小卫星-Y向主承力板的有限元模型,以重量和动态刚度为目标,对蜂窝芯子参数进行优化分析。通过分析比较不同芯子蜂窝板的重量和刚度,最终选择壁厚为0.03 mm,边长为5 mm的蜂窝芯子。然后,在模态分析的基础上,对蜂窝主承力板进行正弦振动和随机振动分析。最后,进行相应的正弦振动和随机振动试验。分析与试验结果表明:一阶自然频率误差为1.9%;正弦加速度响应误差为4.5%;随机均方根加速度响应误差为3.7%。表明分析模型建立准确,参数等效合理,动力学响应分析准确,并且能满足卫星结构总体和各个星上单机对主承力板的动力学响应要求。     

对地观测敏捷小卫星星载一体化结构设计

研究了对地观测敏捷小卫星的星载一体化设计,结合工程实际,设计了一种敏捷小卫星的结构,将载荷结构和卫星结构有机结合到一起,并充分考虑了卫星结构与整星被动热控一体化设计、卫星结构与整星线缆布局一体化设计,提高整星的功能密度,优化了星上单机布局,有效降低整星质量,压缩体积,降低发射成本。设计分析结果表明,整星的x向固有频率为56.465 Hz,y向固有频率为59.704 Hz,z向固有频率为218.88 Hz,整星的高刚度为敏捷卫星的快速机动成像奠定基础;卫星的结构安全裕度大,达到3.85,随机响应和正弦响应在可控范围内,能承受卫星从运输到发射过程中的各种复杂力学环境;卫星功能密度高,被动热控设计使得整星热控资源功耗小,空间利用率高,线缆走线布局简洁方便。     

微小卫星天线与飞轮共支撑结构优化设计与试验

针对基于星载一体化理念设计的某微小卫星星载天线与S飞轮支撑结构随机振动响应不满足总体设计指标的问题,将星载天线与飞轮进行共支撑结构设计,提出以随机振动加速度响应为目标的优化设计方法。以支撑结构敏感点随机响应RMS值为优化目标,体积分数和基频为约束条件,建立数学模型,对结构进行优化设计;对优化后的支撑结构工程分析,基频达到200 Hz以上,质量由1.9 kg减少到0.65 kg,降低65.6%;开展了力学环境试验对支撑结构性能进行验证,支撑结构基频210 Hz,加速度响应RMS值最大相对放大率为0.54,满足总体基频大于185 Hz和相对放大率小于等于0.6的要求。结果表明,该优化方法有效可行,支撑结构动力学参数较好地满足了微小卫星总体设计要求。     

多层微带天线复合成型工艺技术研究

主要介绍了多层微带天线在复合成型过程中对结构板与电气板的变形控制以及材料的电性能匹配设计.提出采用高模量碳纤维层压板作为蜂窝夹层结构面板并按"零膨胀"理论进行铺层设计,选用低损耗介质、低热膨胀系数和高力学性能的轻质泡沫材料及粘接胶膜,并使用特种工装设备将多层微带板、多层泡沫材料和结构板复合粘接在一起,最后采用真空袋加压的工艺方法复合固化成型.     

空间稳像系统摆镜的柔性支撑设计与分析

为了让空间稳像系统在保证镜面精度的同时增加支撑强度,根据柔性支撑的设计理念,用消应力槽法对镜体支撑架进行柔性设计,用胶体粘结的方式在镜体与支架之间建立柔性连接。首次利用等效刚度法对平面型胶层进行精细有限元建模,推导了相应的等效刚度矩阵,并对装配后的镜面组件整体进行有限元建模和模态分析。模态分析的一阶谐振频率仿真结果为704.24Hz,与实物的检测结果 693.5Hz相比只差了1.5%。由此可见,消应力槽法和等效刚度胶层建模法有效地完成了摆镜组件的柔性设计分析,能为类似光学设计工程中的柔性支撑设计分析提供参考。     

Nomex蜂窝夹层板弯曲性能温度相关性的实验研究

采用三点弯曲法对六边形Nomex蜂窝夹层板在不同温度下的弯曲性能进行了研究。根据蜂窝芯的正交各向异性特征,分别取面内的两个主方向为长度方向制作了L试件和W试件。在25 ℃、50 ℃、100 ℃、150 ℃和180 ℃下开展了弯曲实验,确定了弯曲刚度与剪切刚度。结果表明:随着温度的升高,两个方向上的弯曲刚度与剪切刚度均明显下降;当温度升高到180 ℃时,弯曲刚度与剪切刚度均低于常温时的20%。对于蜂窝夹层板在横向力学载荷作用下的破坏模式,当温度低于50 ℃时,多出现面板凹陷;当温度达到150 ℃甚至更高时,多出现面板与蜂窝芯脱离并向外凸出。文中研究成果可以为Nomex蜂窝夹层板在变温或激光辐照下的工程应用提供参考。     

基于激光剪切散斑技术分辨铝蜂窝缺陷类型

运用激光剪切散斑技术结合负气压加载,实现了蜂窝夹层结构内部缺陷类型的分辨,并使用数值计算方法分析不同类型缺陷在负压加载下的力学变形差异。文章首先制备了一块预置不同类型缺陷的卫星用铝蒙皮铝蜂窝夹层结构,缺陷类型分别为:上胶层垫膜、下胶层垫膜、去胶层、去胶层垫膜、去胶层油膜以及铣去蜂窝芯,尺寸依此为:10 mm、20 mm、30 mm和40 mm;接着简单介绍了剪切散斑干涉的基本原理,运用自行研制的激光剪切散斑系统结合负气压加载对蜂窝夹层试块加载;然后通过数值计算方法对比分析不同类型缺陷在负气压加载下的力学变形机理;最后使用热辐射加载进一步对样品进行探伤测试,分析两种加载方式的优劣。实验结果表明,激光剪切散斑干涉技术结合负气压加载可有效分辨铝蜂窝夹层结构内部的脱粘和夹杂等类型缺陷,数值计算方法可进一步佐证了实验结果。本文的研究可为蜂窝夹层结构的缺陷检测、缺陷类型分辨以及缺陷的力学变形机理分析提供技术支撑。     

星敏感器支撑结构多目标拓扑优化设计与试验

针对微小卫星对星敏感器的特殊要求,结合星敏感器特殊的工作性能和环境,采用拓扑方法对星敏感器支撑结构进行多目标优化设计并进行有限元分析和试验。首先,对模态分析和随机振动响应的基本理论进行介绍,推导出多目标拓扑优化的表达公式;其次,以支撑结构的体积最小和星敏感器在支撑结构上的四个安装点RMS值最小为目标,以最低自振频率为约束,建立支撑结构的拓扑优化模型,利用OptiStruct软件对其进行拓扑优化设计;然后利用MSC.PatranNastran有限元分析软件对优化后的支撑结构进行模态分析和随机振动响应分析,得到基频为327 Hz ,安装点RMS值的放大率最大为1.55;最后,对支撑结构进行振动试验,试验结果和有限元分析结果的相对误差最大为6.68%,二者吻合较好,该星敏感器支撑结构满足微小卫星对其性能指标的要求。     

中红外固体激光器的振动可靠性

基于ANSYS建立了中红外固体激光器的有限元仿真计算模型，通过模态分析获取了固体激光器的各阶固有频率、振型等模态参数。结合非接触测振技术搭建了振动模态试验平台，通过试验与仿真对比，验证了模态仿真模型的可靠性。然后，在模态仿真的基础上，通过谐响应分析，重点研究了激光器光学晶体组件在车载正弦扫频振动下的振动特性，获得了等效应力、总机械应变以及位移与激振频率的关系。最后，分析了影响激光器振动可靠性的关键位置，为改进设计提供了有益的参考。结果表明，2 000 Hz以内，底面固定约束的中红外固体激光器共有4阶固有频率与振型，试验与模态仿真得到的振型描述一致，且固有频率误差小于8%，车载扫频振动条件下, 最大总机械应变和等效应力均出现在扩束器的输入镜边缘，沿光学晶体组件轴向的位移最大，其值约为0.14 mm。     

电容式z轴微机械陀螺的噪声抑制

将z轴微机械陀螺两个模态的机械噪声效应等效为各自在单位噪声力作用下的振动,根据陀螺的工作原理得到两个噪声力作用下陀螺敏感模态的机械输出噪声。建立了包含运放和电路板非理想因素在内的接口电路的噪声模型。结合机械噪声模型和接口电路模型噪声,建立了包括结构参数和电路最小检测电容量在内的陀螺的噪声等效输入角速度模型,为陀螺的设计优化提供了参考。分析了结构参数对陀螺等效输入角速度噪声影响,并采用两个参数不同的电容式z轴微机械陀螺进行了实验。结果表明,通过结构参数的调整,将电容式z轴微机械陀螺的输出噪声从414μV/Hz降低至235μV/Hz。     

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。     

离轴三反空间相机与卫星平台的优化连接方式

对于与卫星平台卧式安装的长焦距离轴三反空间相机,由于地面与在轨状态环境条件不同引起平台接口与相机产生温度差,导致相机视轴漂移影响成像质量。为解决此问题,提出了将柔性连接座、刚性连接座和可解锁连接座配合应用的优化连接方式,实现了相机与平台在轨状态3点静定柔性连接,并在运载阶段利用可解锁连接座提高相机基频。利用有限元方法对优化连接方式进行验证,平台接口温度降低15℃引起次镜角度变化为9.62(安装位置跨距1.2 m),满足光学设计要求;同时运载阶段相机在X、Y、Z三方向频率响应基频分别为120 Hz、120 Hz、110 Hz,与全刚性连接情况相比无明显降低。利用试验工装模拟平台进行温度变化替代试验,平台在温度提高15 ℃情况下,试验结果与仿真结果相符,且次镜转角实测值与仿真结果最大误差为9%。试验结果说明优化连接方式解决了卫星平台与相机在轨状态温度差引起的视轴漂移的问题,提高了相机的在轨环境适应性。     

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。     

C/SiC在大口径空间望远镜次镜承力筒的应用

设计并研制了基于C/SiC复合材料的大口径空间望远镜次镜承力筒。首先对C/SiC复合材料的特性以及在空间遥感器领域的应用进行了介绍。其次以某大口径空间望远镜次镜承力筒为例,对不同材料下次镜承力筒的质量、力热性能进行了对比。仿真分析表明:设计的C/SiC复合材料次镜承力筒低至32 kg,相比钛合金筒减轻45.5%;基频为204 Hz,满足设计要求;更易于控制热变形对反射镜面形的影响。最终完成了C/SiC复合材料次镜承力筒的研制和主要物理性能的检测,并进行了力学振动试验考核,对振动前后结构的三坐标测量数据进行了比对。结果表明:次镜承力筒组件的基频良好,振动试验前后频漂低于1%,结构的微位移变化量级在微米级。为应用C/SiC开展空间遥感器大尺寸整体成型支撑结构的设计提供有效的参考价值。     

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。     

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。     

某机载光电系统主镜的轻量化设计与分析

为了达到某新型机载光电系统的轻小型化要求,对共孔径组件中ΦΦ445 mm的主镜开展了轻量化设计。首先,对比分析了多种轻量化形式特点,确定了主镜材料和结构形式。然后,以主镜轻量化率和面形精度为目标,综合理论计算与有限元分析手段,对相关参数进行迭代优化,确定出镜厚为68 mm,面板厚度为6 mm,筋板厚度为4 mm,优化后轻量化率达62 %。接着,对主镜开展工程分析,在1 g重力作用下,单一主镜光轴竖直时RMS达1.13 nm,光轴水平时RMS达0.23 nm,冲击振动下最大局部应力为0.19 MPa,组件状态下主镜RMS达11.67 nm,各项指标均满足设计要求。最后,借助干涉仪对实物主镜进行光学检测,面形精度RMS实测值为15.19 nm,进而验证了轻量化设计分析的准确性。