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空间太阳望远镜热设计 总被引:2,自引:2,他引:0
针对空间太阳望远镜工作时间长、工作环境苛刻的热特点,在极端工况条件下对空间太阳望远镜本体框架和导行镜进行热设计。通过在高低温工况下进行有限元仿真分析与热平衡试验,对本体框架和导行镜热分析与热平衡试验结果进行了对比,其温度均控制在22 ℃,并且同一工况下各组件的温度波动均小于1 ℃,验证了热设计的正确性。同时本体框架与导行镜有限元仿真与热平衡试验在高温工况下的功耗差为1.2 W,低温工况下的功耗差为0.8 W,仿真分析和热平衡试验吻合,分析正确有效,保证了望远镜在复杂工作条件下的正常工作,为提高空间太阳望远镜本体模块与对日追踪光学系统的可靠性与热设计优化提供了理论依据。 相似文献
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空间太阳望远镜消杂散光分析 总被引:2,自引:6,他引:2
为了降低杂散光对空间太阳望远镜(SST)成像的影响,设计了消杂散光装置.首先,基于蒙特卡罗和光线追迹相结合的方法分析系统的杂散光,找到杂散光的一次散射面和关键遮拦面.其次,根据消杂散光理论,结合建模软件SolidWorks和仿真软件TracePro,分别讨论了几种元件时SST系统杂散光消除的有效性.最后,为系统添加了一级消杂散光装置,并评估了该装置对杂散光抑制的效果.引入了等效杂散光亮度的估算方法和挡光环尺寸的作图求解法,为工程应用提供了一整套设计消杂散光装置的思路和方法. 相似文献
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某空间气体监测仪结构布局紧凑,在较小尺寸空间内交错布置有8个镜头组件、11台电子设备内热源和2个电机。内热源数量众多,工作时间长,与镜头控温要求差别大,且1个电机为二维转动热源,这些特点给热设计带来挑战。为有效解决热控难题,采用了多种设计思路组合。基于热管理思路对监测仪各部组件热行为进行系统管理,以节省热控资源;基于间接热控思路对所处热环境复杂的光学镜头组件进行控温,提高其控温精度和温度稳定度;对转动电机则进行辐射冷却,避免在传热路径中引入挠性转动环节,以提高热控系统可靠性;并基于结构热控一体化设计,在结构上充分保证热设计各项需求。热平衡试验结果表明:高低温工况下,监测仪各部组件温度均满足指标要求,且整个寿命周期内,光学镜头温度稳定度较高,同一工况下光学镜头最大温度波动在1℃以内,实现了多热源复杂工作机制下光学镜头的高精度精密热控。 相似文献
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分块式空间望远镜的光机热集成分析 总被引:6,自引:3,他引:3
高分辨率空间望远镜目前通常采用分块可展开主镜.对主镜进行有限元热分析获得的镜面变形数据无法直接输入光学设计软件进行像质评价,需要进行数据转换.传统的以拟合圆域正交Zemike多项式作为光机热集成分析的数据转换接口的方法不适于分析非圆孔径的分块镜.提出了采用二维插值算法进行数据转换,该方法不受光瞳形状和镜面空间频率的限制.用Matlab编制了光机热接口分析软件,分析了不同温度变化对空间望远镜分块镜成像质量的影响.仿真结果表明:热浸泡和径向热梯度对像质影响较小,而轴向热梯度对像质影响较大. 相似文献
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一种新颖的望远镜设计方法可以使天文研究者们观察到迄今为止最好的太阳观察效果,这种DOT采用新的设计观念,即在太阳天文学中可以使用比现用反射镜大得多的反射镜.对天文学来说一个最大的问题就是大气扰动使图像产生形变,并能引起人们熟知的夜空中星星闪烁的现象。这一问题在白天中更加严 相似文献
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为了实现对空间光机系统在复杂环境下光学性能的快速评估,介绍了光机热一体化分析方法的原理和流程,以及在该原理基础上研发的光机热分析软件的主要算法和功能,阐述了作为其关键部分的光机热数据接口问题.以Hα和白光望远镜(HWT)为例,计算出该望远镜在不同系统温度下的光机热一体化分析结果.给出的光学传递函数和波像差变化结果表明:在不同系统温度下,HWT望远镜光学性能将发生相应变化.当系统温度约为20℃时,系统性能最佳,其波像差约为λ/10.当系统温度在15~25℃之间时,系统波像差约优于λ/6.基于光机热一体化分析方法的原理,给出了适用于空间光机系统的一套可行的技术途径. 相似文献
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根据高分辨率卫星上星敏感器的特点和任务需求,通过仿真分析与试验相结合的方法对星敏感器组件进行热设计.首先,根据热变形分析确定星敏感器支架的热控指标为183 ℃.其次,根据轨道参数及结构布局获得3只星敏感器及其安装支架的外热流,同时考虑内热源分布及多层隔热材料表面参数的退化等因素,选用被动热控和主动热控相结合的热控模式.然后,通过仿真分析,得到星敏感器支架在低温工况和高温工况下的温度范围为17.0~19.1 ℃.最后,通过热平衡试验及在轨温度测试验证热设计,星敏支架在各试验工况下的温度范围为17.3~18.7 ℃,与分析结果相符;在轨测试星敏支架的温度范围为16.0~19.0 ℃,满足热控指标要求183 ℃.热设计合理有效,满足任务需求. 相似文献
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空间太阳望远镜主光学望远镜热效应分析 总被引:1,自引:2,他引:1
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... 相似文献
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热控系统是大口径地基太阳望远镜的重要组成部分,它能最大限度地减小主镜面的视宁度效应和内部视宁度效应。在热控系统中,温度传感器是监控主镜表面、热光阑表面和环境真实温度的“眼睛”,因此,其精度对热控系统乃至整个望远镜的性能均有影响。针对现有商用传感器精确度不高、零点和响应曲线随时间变化而变化等缺陷,在将其组装入太阳望远镜之前,必须先对其进行标定。本工作采用一元线性回归的标定方法,通过修正传感器的响应曲线,从而提高传感器的测量精度。建立相应的实验装置,验证了该标定方法的可行性和有效性。验证结果表明,温度传感器的测量误差由1.5℃以上降低到0.05℃以下,可以满足大型地基太阳望远镜热控制系统的要求。 相似文献
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Fe-IX/X(λ=17.1nm)和He-II(λ=30.4nm)是太阳辐射的两条重要谱线,极紫外(EUV)空间太阳望远镜通常选择这两条谱线对日冕进行观测。为了实现在同一块反射镜对上述两条谱线同时具有较高的反射率,设计了多层膜膜系结构。首先根据极紫外波段选材原则选择了Si、B4C和Mo 3种材料,构成B4C/Si和Mo/Si叠加的两种周期结构,优化其周期数、膜层厚度等,计算了反射率曲线,并从理论验证了其可行性;然后利用磁控溅射镀膜机,在Si片上镀制了多层膜;最后用激光等离子体反射率计检测了样片的反射率,结果显示,在波长17.1nm和30.4nm处的反射率分别达到19.9%和20.2%。通过选择不同滤光片,如Mg、Al/Zr滤光片,可以获得17.1nm或30.4nm单一谱线的反射,实现了设计目标。 相似文献
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空间相机遮光罩的温度波动直接影响附近光学元件的温度波动,而光学元件的热变形将导致光学成像质量的下降。针对一种高分辨率空间相机的遮光罩,提出了几种不同的热控方案并进行了比对分析。首先,介绍了空间相机遮光罩的一般热控措施及效果并分析了影响空间相机遮光罩温度波动的外热流及传导热阻;然后通过仿真分析得到了三种不同热控方案下的温度数据及主动加热功耗数据,经过比对分析后选用了主动加热功耗少、温度波动范围小的热设计方案。最后,通过热平衡试验及在轨数据验证了选用方案的有效性。空间相机遮光罩的在轨温度范围为4.8~9.2℃,次镜温度范围为17.8~17.9℃,与仿真分析结果一致性良好,热设计合理有效,满足任务需求。 相似文献
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本文对望远镜型平凹热稳腔工程设计中的几个重要参数,即望远镜放大倍率、望远物镜的焦距,全反膜片的位置以厦望远镜的最佳离焦量的确定进行了理论分析。该腔型用于激光高精度打孔取得了满意的成效。 相似文献
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