微纳遥感相机一体式超轻主支撑结构优化设计

针对某型号微纳遥感相机超轻质、低功耗、短周期和低成本的要求,设计了一种一体式超轻主支撑结构。从微纳遥感相机的任务需求出发,经过比较后选择钛合金作为主支撑结构的材料,并从质量和功耗两方面考虑选择了桁架式方案。建立了以基频为目标函数的拓扑优化数学模型,推导了目标函数的灵敏度,并通过采用改进的Heaviside密度滤波方法,得到了拓扑结果清晰的主支撑结构最优传力路径。以基频为目标函数建立尺寸的优化数学模型,得到了各部分的最佳设计尺寸,设计完成后的一体式主支撑结构质量为0.6 kg。有限元分析与实验结果表明:一体式主支撑结构能够满足光学系统的公差要求,且基频远高于卫星平台对光学载荷的要求,验证了拓扑优化设计方法和尺寸优化设计方法的正确性以及设计的合理性。     

高速TDI CCD空间相机焦平面设计与实验

时间延迟积分(TDI)CCD焦平面组件是空间相机的重要组成部分,主要完成光电转换,输出模拟CCD视频信号,是影响相机成像质量高低的关键部件之一。现有TDI CCD的像素数量有限,不能满足大视场、宽覆盖的要求,需要对CCD进行拼接。从结构和热控两方面入手针对空间相机高速TDI CCD焦平面组件开展了设计工作,分析了影响拼接精度的因素,针对相机恶劣的发射条件和苛刻的在轨工作温度,设计了特殊的拼接结构来保证TDI CCD拼接精度。开展了动力学环境实验和热真空环境实验来验证拼接结构的可靠性,结果表明:焦平面组件完全能够克服相机力学环境,保证TDI CCD的拼接精度;在热真空实验中,TDI CCD器件在1.5min工作时间内最高温度为30℃,CCD能够正常工作。动力学环境实验和热真空实验后对TDI CCD的拼接精度进行了检测,得到TDI CCD拼接的直线性精度3.5μm,搭接精度4μm,两行TDI CCD平行精度3.5μm,4片TDI CCD共面精度5μm,拼接精度完全满足光学设计要求。外场成像实验得到的清晰图像进一步验证了焦平面组件设计的合理性和可行性,实现了TDI CCD的高精度拼接。     

帘幕式CMOS全局曝光成像技术

为了消除面阵CMOS航空相机高速成像时帘幕快门效应对成像质量的影响,分析了CMOS成像原理,开展了基于高速中心式机械快门与面阵CMOS图像传感器协同工作的全局曝光成像模式研究.建立了该成像模式下的航空高分辨率成像系统的信噪比模型与前向像移模型,并基于信噪比模型与前向像移模型论证存在合理的曝光时间参数.设计了体积小、质量轻、电驱动、曝光时间可准确控制的高速中心式机械快门,最短曝光时间可达1/2 000s,快门效率最高达80%.对采用自主研发的国产CMOS图像传感器的航空摄影相机参数进行验证计算,并进行直升机载人带飞拍摄实验.影像结果表明:该成像模式曝光时间参数论证正确,影像无拉伸、扭曲及拖尾现象,相机动态传递函数为0.21(奈奎斯特截止频率处),能够满足实际应用需求.     

背部支撑型空间反射镜镶嵌件粘接结构设计

基于不同的边界条件,建立了针对带锥度盲孔的空间相机反射镜组件胶层厚度的计算模型,利用力学模型计算粘接处符合设计要求的胶层厚度范围。通过建立的有限元模型,计算并拟合得到相应的胶层厚度-应力曲线,得出最优的胶层厚度为0.055mm。为了检验粘接结构的面形精度,进行了自重、温升条件下的反射镜组件镜面变化的模拟分析,采用温度载荷法模拟实际固化后胶层收缩对镜面的影响,并进行组件试验。仿真和试验结果表明,胶层厚度在0.055mm时反射镜组件具有足够的抵抗外界温变、振动干扰的能力,满足设计要求。     

Ф210mm超薄超轻SiC反射镜多目标集成优化设计

为了提高轻小型碳化硅反射镜的面形精度并减轻其加工成本,针对某空间相机的Φ210mm SiC反射镜进行超轻量化设计.采用背部三点支撑并优化支撑点的位置,通过拓扑优化,得到反射镜背部需保留和可去除材料的分布情况.结合背部开放式、三角形孔的轻量化方案,确定反射镜轻量化结构的初始模型.应用多目标集成优化方法,建立以反射镜重量和X向自重工况面形为目标,Z向自重工况面形值为约束的优化模型,对该反射镜进行了优化设计.优化后反射镜的X向自重工况下RMS值仅为0.18nm,Z向自重工况下RMS值为2.38nm,重量仅为0.568kg,面密度达到16.9kg/m~2,X、Y、Z三向基频都在500Hz以上.本文设计的反射镜结构有良好的力学性能,本文优化设计方法是合理有效性.     

大口径空间反射镜Cartwheel型柔性支撑设计

针对同轴三反式空间光学遥感器对大口径主反射镜组件的高刚度、高强度、高热稳定性等特殊要求,提出一种基于Cartwheel型双轴柔铰的三点柔性支撑结构。首先利用无量纲方法研究了单个柔性支撑的柔度特性,然后利用有限元方法对反射镜组件的静力学、动力学与热特性进行灵敏度分析,确定了支撑结构中柔性环节的几何尺寸参数,并进行了有限元数值仿真。最后,利用面形值为λ/40均方根(RMS)的非球面镜进行了反射镜组件面形检测实验并利用等效球面镜组件进行了动力学实验。仿真与实验结果表明:当柔性环节尺寸为:壁厚t=8mm,直梁高度h=4mm,直梁长度L=8mm时,在正交三向自重与15℃稳态温升作用下,反射镜面形精度RMS小于12nm;反射镜组件一阶固有频率实验值为296Hz,与仿真结果相差6%,能够满足使用要求。     

空间平面反射镜组件销钉预紧的非线性分析

介绍了产生结构非线性的主要来源与接触理论,对平面反射镜组件建立了合理的有限元模型.利用接触非线性分析方法分析了小重锤(m=0.18kg)在不同下落高度冲击销钉而对锥孔造成的法向压力;随后,将不同锥孔法向压力对镜面面形精度的影响进行了非线性和线性分析;然后,进行了空间平面反射镜的成像实验.分析与实验结果表明:采用非线性分析得到的面形精度比线性分析更接近实验值,非线性分析与实验值之间的最大误差为8.6%.由此对该空间平面反射镜组件提出了合理的销钉预紧方案,即小重锤最大自由下落高度不超过25mm.     

超轻反射镜串联柔性支撑结构优化设计

为了保证微型空间相机的超轻反射镜的面形精度和稳定性,提出一种串联双轴片式柔性支撑结构.以多工况下超轻反射镜面形为目标,应用集成优化方法对该支撑结构进行优化设计,并对优化后的结构进行重力和温度工况下的静力学分析,各工况下反射镜面形均方根值均在3.5nm以内,远优于设计指标.对研制的反射镜组件粘接强度进行校核,并对其动力学性能进行有限元分析和试验验证.结果表明,柔性支撑结构与反射镜粘接面积为1 138 mm~2,反射镜组件的X、Y、Z三向的一阶频率都在500Hz以上.有限元分析结果与试验结果的相对误差均在6.5%以内,验证了有限元分析模型的正确性,表明该串联双轴片式柔性支撑结构设计合理,集成优化方法可靠.     

超轻反射镜柔性支撑结构设计与试验

针对微型遥感载荷超轻反射镜柔性支撑问题,提出了一种折臂梁式柔性支撑结构。根据反射镜结构特点,建立柔性支撑结构的参数化模型。采用第二代非支配排序遗传算法建立了多约束多目标的参数优化模型,对柔性结构关键参数进行了优化,最小尺寸仅为1.30mm。对反射镜与柔性结构粘接面积的强度进行了校核,安全裕度为3.6。并对反射镜组件进行了工程分析和力学试验,所设计的柔性结构能够在1g重力和温度4℃变化时保证超轻反射镜具备优于3nm的面形精度,仿真分析与力学试验相对误差均在10%以内。最后,对反射镜组件进行了镜面的面形检测,力学振动试验前后,镜面的表面误差RMS均为0.020λ,表明该反射镜组件稳定性良好。本文提出的折臂梁式柔性支撑结构设计方法是可行的,结构性能是可靠的。