空间微型光学载荷主结构优化设计

针对某空间微型光学载荷主结构质量过重、地面重力变形过大以及基频太低的问题,提出以质量最小、随机加速度响应RMS值为目标,基频、变形为约束条件,推导出多目标拓扑优化的表达公式,建立优化数学模型,并对光学载荷主结构进行拓扑优化设计。对优化后的主结构进行工程分析,结果表明,优化后的主结构质量较小,基频较高,变形和随机振动响应较小。最后对主结构和其上端安装的光学载荷进行了力学试验,并对试验后的设备进行了性能检测,结果满足总体指标,证明了所设计的主结构具有良好的性能,同时该主结构优化方法有效可行。     

光学载荷钢丝绳减震器的结构设计与分析

为了减小振动对大负载光学载荷在飞行过程中相机成像质量的影响,设计了一种新型向心结构的减震器。针对传统减振器的不足,提出了向心结构的设计方案,可以很好地将力进行解耦,通过在升降板上沿圆环均布的方式排列安装,有效避免了光学载荷内部发生碰撞。为了检验向心结构的减振效果,通过拉伸试验与有限元分析相结合的方式对光学载荷验证。结果表明,在120 kg负载下,整体结构最大变形为3 mm,最大应力为34.3 MPa,实际振型频率为9.81 Hz,均满足设计要求。     

光学窗口的抗振结构优化分析

作为航空侦察设备中的重要组成部分,光学窗口材料昂贵,加工周期长,而其工作环境非常恶劣,所以如何提高其环境适应性就显得尤为重要。据统计,振动是其失效的主要原因。本文以某工程项目中使用的试验窗口为例,以提高抗振能力为目的,通过理论分析,找出其改善措施,然后通过Ansys Workbench进行有限元仿真,最终得出的分析结果及半实物仿真试验均验证了此措施的可行性。     

超音速飞行器光学窗口气动压力载荷分析

为了提高光学窗口设计的可靠性与使用性能,对超音速飞行器进行了计算流体力学分析,得到27种飞行状态下光学窗口的气动压力载荷分布.通过有限元建模仿真,计算了窗口在各压力载荷状态下的应力和变形.通过分析变形对光学成像的影响可知,ZnS平板的两个变形面在光学上具有相互补偿的作用,因此,压力载荷下的变形对光学成像的影响可以忽略.为了使窗口设计满足使用强度要求,在最严酷的一种飞行状态下,分析了不同厚度ZnS窗口玻璃的变形和应力,当平板厚度为10mm时,能够在结构强度和质量之间达到设计的平衡.此分析结果对高速载体的光学窗口设计具有一定的指导作用.     

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。     

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。     

基于结构优化的微型磁通门降噪技术研究

对铁芯结构的改进有利于降低微型磁通门传感器的噪声,本文对铁芯结构进行了拓扑分析与优化,并采用标准MEMS工艺制备了相应的多孔铁芯结构微型磁通门,对所制备的微型磁通门进行了主要噪声指标的综合测试与对比分析。实验结果表明,改进后的多孔铁芯结构能很好地降低微型磁通门传感器的噪声,提高器件的综合性能。     

基于ECRS分析法的光学载荷发射场测试流程设计和优化

ECRS分析法是取消、合并、重排和简化英文首字母的简称,该方法在工业工程中有着重要而广泛的应用。针对航天发射场光学载荷测试的特点, 在继承前期发射任务的基础和确保可靠性安全性的前提下,分析了测试流程之间的关系,使用ECRS进行流程优化工作,缩短了测试时间,增强了 测试发射能力。最后对发射场测试流程优化工作做了展望。     

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。     

微型可编程光栅最大闪耀角测定及光学性能优化

作为一项重要的光学性能, 微型可编程光栅的最大闪耀角决定了其可用光谱波段。提出了两种微型可编程光栅最大闪耀角的实验测量方法, 同时搭建了一个简单的光学系统验证其可行性及有效性。测量结果与理论计算和数值仿真的结果比较吻合, 相对误差均小于3.5%。结合实验现象, 利用Matlab软件仿真分析了释放孔对衍射结果的影响, 为提高微型可编程光栅的光学性能提供了技术参考。     

空间信息网络结构抗毁性优化设计

结合空间信息网络体系架构设计需求,提出了一种具有强抗毁性的空间信息网络结构设计方法。分析并选择自然连通度作为网络的抗毁性测度,提出了一种基于自然连通度的空间信息网络结构优化模型,设计了一种具有免疫审查的人工免疫算法并进行模型求解。仿真实验表明,在链路失效模式和节点失效模式下,优化设计的空间网络与典型空间信息系统相比具有更好的网络结构抗毁性与顽健性。     

空间天文仪器中的铍镜结构优化设计分析

为了满足空间太阳望远镜的技术要求,进行了铍摆镜研制,掌握了高精度铍镜研制技术路线。光学检测面形精度RMS为0.012λ,满足技术要求。对铍摆镜结构进行优化设计改进。介绍了铍摆镜结构优化方法,用ANSYS中的APDL语言编译了摆镜结构优化程序,进行了铍摆镜结构优化。并利用Matlab软件编写了改进遗传算法组合优化程序,再次完成了铍镜结构优化,并进行了横向对比分析。结果表明:两结果都满足技术要求。以扇形孔铍摆镜为例,改进的遗传算法组合方法的优化结果(RMS,1.470E-6mm)比ANSYS零阶优化方法的优化结果(RMS,2.099E-6mm)降低了29.96%,优于铍镜检测结果,说明改进后的摆镜结构方案可行。铍镜的成功研制,为我国空间天文仪器大口径铍镜研究和应用奠定了基础。组合优化方法结合了改进遗传算法和ANSYS软件的优势,具有适应性高、优化能力强等特点,具有较好的鲁棒性,对类似工程结构或天文仪器结构优化具有一定的借鉴意义。     

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。     

一种燃油喷射系统实验台智能化改造与设计

采用PC机、单片机,并结合自动控制技术设计了一套控制系统.利用它对6PSD130-1型燃油喷射系统实验台进行了技术改造,实现了主轴转速预置、测速和调速等多种功能;完成了喷油次数预置、计数与计满后自动停止,以及各种相关参数的显示,从而将传统的燃油喷射系统实验台改造成用计算机控制的智能型燃油喷射系统实验台.     

空间太阳望远镜主光学望远镜热效应分析

空间太阳望远镜(SST)直接对日成像,其1m口径的主反射镜(MOT)接收到的上千瓦热量将严重影响望远镜的成像质量,因此必须进行热控设计以确保SST的性能.首先讨论了SST主镜筒内的热状况,分析了对日观测时主镜筒内的热流分布情况;然后根据SST轨道参数计算望远镜的空间轨道外热流状况;在此基础上提出了相应的热控措施,并使用...     

基于遗传算法的转移阻抗测试装置优化设计

提出了一种新的基于遗传算法的宽带电磁干扰(EMI)衬垫转移阻抗(TI)测试装置优化设计方法,获得了宽频带(0～2 GHz)下的等效电路.以测试装置结构所决定的分布参数(L、C1、C2)为优化对象,以输入阻抗为优化目标,建立了衬垫测试系统的目标函数;优化前后输入阻抗理论值比较表明:采用优化的测试装置进行测试,输入阻抗误差显著减小,并且这一结论在通常意义下都有效.     

空间无源沾染技术的撒布装置优化

空间无源对抗被认为是避免严重国际纠纷的典型软对抗手段,其作战载荷可分为直接在空间平台上进行撒布作战的星载撒布器和天基干扰弹。以星载撒布器为研究对象,以无源物质在空间的最短飞行距离的计算结果为基础,分析了不同喷发角和颗粒半径条件下的对抗效果,从而为撒布器的优化设计提供理论基础。研究表明,在无源物质总体积相同的情况下,颗粒半径越小,沾染到敌星光学表面的无源物质越密集;颗粒间距小于0.5mm时,敌星的光学系统分辨率严重降低。就现有技术水平来说,降低颗粒半径到几百、几十微米是可行的。因此,提高喷嘴的雾化效果是撒布系统优化的关键。     

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。     

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。